Метод и средства оптимизации параметров рабочего процесса авиационных ГТД с регенерацией тепла тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Омар Хева Хуссейн Омар
Омар Хева Хуссейн Омар
кандидат наук
2021
- Специальность ВАК РФ05.07.05
- Количество страниц 147
Оглавление диссертации кандидат наук Омар Хева Хуссейн Омар
ВВЕДЕНИЕ
1. ОБЗОР СОВРЕМЕННОЙ РОССИЙСКОЙ И ЗАРУБЕЖНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ ПО ТЕМАТИКЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
1.1 Анализ работ по применению в авиационных ГТД регенерации тепла. Параметры, характеризующие рабочий процесс, показатели эффективности ГТД с регенерацией тепла
1.2 Анализ работ по оценке эффективности авиационных ГТД с регенерацией тепла. Критерии оценки эффективности ГТД в системе ЛА
1.3 Анализ работ по оптимизации рабочего процесса ГТД
1.4 Проблемы повышения эффективности ГТД
Основные результаты и выводы по главе
2. МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ГТД С РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛА
2.1 Математическая модель базового ГТД
2.2 Математическая модель рекуператора и интеркулера
2.3 Математические модели расчета проектной массы компактного теплообменника и потерь давления в каналах теплообменника
2.3.. Выбор схемы относительного течения сред
2.3.2 Характеристики поверхностей и геометрические соотношения компактных теплообменников
2.3.3 Расчётный анализ и сравнение различных типов поверхностей компактного теплообменника
2.3.4 Детальный алгоритм расчета массы и гидравлических потерь компактного теплообменника
2.3.5 Модель расчета проектной массы компактного теплообменника
2.3.6 Модели потерь давления в каналах газовой и воздушной полости теплообменника
2.4 Интегрированная математическая модель ГТД с регенерацией тепла
Основные результаты и выводы по главе
3 МЕТОД ОПТИМИЗАЦИИ И ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ГТД С РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛА
3.1 Постановка задачи оптимизации и выбора параметров ГТД с регенерацией тепла
3.2 Выбор и обоснование проектных (оптимизируемых) переменных
3.3 Выбор и обоснование параметрических и функциональных ограничений
3.4 Выбор и обоснование совокупности показателей оценки эффективности ГТД с регенерацией тепла (критериев оптимизации)
3.5 Алгоритм оптимизации и выбора параметров ГТД с регенерацией тепла
3.6 Моделирование полета летательного аппарата при решении задач оптимизации параметров двигателя
3.7 Реализация разработанного метода в виде компьютерной модели в САЕ -системе «АСТРА»
3.8 Оценка достоверности разработанных моделей в САЕ-системе АСТРА
Основные результаты и выводы по главе
4 РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЁТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ПО ОПТИМИЗАЦИИ ПАРАМЕТРОВ ГТД СТ С РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛА
4.1 Постановка задачи и выбор исходных данных для оптимизации параметров ГТД с регенерацией тепла в системе вертолёта
4.2 Виляние регенерации тепла на эффективный КПД ГТД СТ
4.3 Оптимизация параметров ГТД СТ с рекуператором
4.4 Основные результаты и выводы по главе
5 РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЁТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ПО ОПТИМИЗАЦИИ ПАРАМЕТРОВ ТРДД С РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛА
5.1 Постановка задачи и выбор исходных данных для оптимизации параметров ТРДД с регенерацией тепла в системе самолета
5.2 Оптимизация параметров двухконтурного турбореактивного двигателя с рекуператором
5.3 Оптимизация параметров рабочего процесса двухконтурного турбореактивного двигателя с рекуператором и интеркулером
5.4 Анализ влияния различных факторов на оптимальные значения параметров рабочего процесса ТРДД и критериев оптимизации
5.4.1 Виляние схемы турбокомпрессора ТРДД на оптимальные значения параметров рабочего процесса и критериев оптимизации
5.4.2 Виляние смещения потоков наружного и внутреннего контуров ТРДД с интеркулером и рекуператором на оптимальные значения параметров рабочего процесса и критериев оптимизации
5.4.3 Влияние потерь давления в теплообменнике на оптимальные значение параметров рабочего процесса и критериев оптимизации
5.4.4 Виляние скорости потока в теплообменнике на оптимальные значение параметров рабочего процесса и критериев оптимизации
5.4.5 Виляние дальности полёта самолета на оптимальные значения параметров рабочего процесса и критериев оптимизации трехвального ТРДД с интеркулером и рекуператором
Основные результаты и выводы по главе
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
131
ВВЕДЕНИЕ
Актуальность темы исследования. Авиационные газотурбинные двигатели (ГТД) достигли высокой степени совершенства, года за годом требование по снижению расхода топлива постоянно возрастают. Снижение удельной массы силовой установки и удельного расхода топлива приводит к улучшению летно-технических и технико-экономических характеристик летательного аппарата. Одним из эффективных средств повышения тепловой эффективности ГТД и снижения удельного расхода топлива является применение регенерации тепла. Среди работ, посвященных оптимизации параметров рабочего процесса ГТД с регенерацией тепла следует отметить работы Горохова С.В., Малыгиной Р.П., Новикова А.С., Тихонова А.М., Пономарева Б.А. (ЦИАМ), Осипова И.В., Ломазова В.С. (ЦИАМ). Григорьева В.А., Кузьмичева В.С., Ткаченко А.Ю. (Самарский университет), Горюнова И.М. (УГАТУ), Chengyu Zhang, Volker Gümmer (технический университет Мюнхена), C. Salpingidou, Z. Vlahostergios (университет Салоник), June Kee Min, Ji Hwan Jeong (Пусанский национальный университет) и F.C. McDonalds.
Однако применение регенерации тепла в авиационных ГТД сталкивается с целым рядом проблем: с одной стороны, регенерация тепла позволяет снизить удельный расход топлива, а с другой - повышает массу силовой установки за счет установки теплообменника (рекуператора и интеркулера). С ростом степени регенерации удельный расход топлива снижается, а масса силовой установки увеличивается. Следовательно, для получения необходимого эффекта необходимо одновременно оптимизировать и параметры рабочего процесса двигателя, и степень регенерации теплообменника по критериям оценки силовой установки в системе летательного аппарата. Для этого необходимо иметь математические модели зависимости критериев оптимизации от параметров рабочего процесса ГТД и от параметров теплообменника.
В существующих автоматизированных системах проектирования авиационных ГТД отсутствуют математические модели и средства совместной оптимизации параметров рабочего процесса двигателей с регенерацией тепла и
параметров теплообменников. Кроме того, требуется доработка математических моделей компактного теплообменника для этапа концептуального проектирования ГТД.
Все это обусловливает актуальность темы исследования.
Степень разработанности темы.
Основные закономерности влияния параметров рабочего процесса на удельные параметры (Суд, Руд) и характеристики газотурбинных двигателей представлены в работах Сосунова В.А, Нечаева Ю.Н., Шляхтенка С.М., Стечкина Б.С., Федорова Р.М., Кулагина В.В. Разработке методов и средств выбора оптимальных параметров рабочего процесса на этапе концептуального проектирования авиационных ГТД посвящены работы Пономарева Б.А., Горохова С.В., Малыгиной Р.П., Новикова А.С., Тихонова А.М. (ЦИАМ), Маслова В.Г, Кузьмичева В.С., Григорьева В.А., Иванова А.Б., Крупенича И.Н., Ткаченко А.Ю., Рыбакова В.Н., Загребельного А.О. (Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева), Егорова И.Н. (ОКБ им. А. Люльки) , Ахмедзянова А.М., Ахмедзянова Д.А., Горюнова И.М., Ахметова Ю.М., Михайловой А.Б., Михайлова А.Е. (УГАТУ) , Colin F. McDonald, Aristide F. Massardo, Colin Rodgers, Aubrey Stone (США), A. Fakhre, V. Pachidis, I. Goulos, H. Pervier, M. Tashfeen, Sebastiampillai J., Rolt A., Jacob F., Mastropierro F.S. (Англия), Roberto Andriani, Umberto Ghezzi, Fausto Gamma (Италия).
Однако проблемы оптимизации параметров рабочего процесса ГТД с регенерацией тепла в системе ЛА решены не полностью и требуют дополнительных исследований.
На основе анализа опубликованных работ для исследований в данной работе в качестве двигателей с регенерацией тепла выбраны двигатель со свободной турбиной (ГТД СТ) с рекуператором и ТРДД с рекуператором и интеркулером.
Цель работы и задачи исследования. Целью работы является повышение эффективности авиационных газотурбинных двигателей в системе летательного аппарата за счёт регенерации тепла и разработки метода и средств оптимизации параметров рабочего процесса.
Задачи исследования:
• разработка математической модели ТРДД и ГТД СТ с рекуператором и интеркулером;
• разработка модели расчёта массы компактного теплообменника;
• разработка математической модели учета гидравлических потерь в каналах теплообменника;
• разработка метода многокритериальной оптимизации и выбора рациональных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла в системе ЛА;
• разработка компьютерных моделей для решения задач оптимизации и выбора рациональных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла на этапе их концептуального проектирования в САЕ-системе «АСТРА»;
• исследование закономерностей формирования оптимальных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла.
Научная новизна заключается в следующем:
1) Разработаны математические модели ТРДД и ГТД СТ с рекуператором и интеркулером для этапа их концептуального проектирования в системе ЛА, учитывающие влияние массы и гидравлических потерь в теплообменнике на критерии оценки эффективности двигателя.
2) Применительно к задачам численной оптимизации разработаны математические модели расчёты массы компактного теплообменника и гидравлических потерь в его каналах.
3) Разработан метод многокритериальной оптимизации и выбора параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла в системе ЛА, учитывающий, в отличии от существующих, влияние степени регенерации, массы теплообменника и гидравлических потерь в нем на оптимальные значения параметров рабочего процесса двигателя и критериев оптимизации.
4) Разработаны новые компьютерные модели для решения задач многокритериальной оптимизации и выбора рациональных параметров рабочего
процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла на этапе концептуального проектирования в САЕ-системе «АСТРА».
5) Впервые получены закономерности формирования оптимальных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла в системе ЛА.
Теоретическая значимость работы заключается в развитии теории и методов оптимального проектирования рабочего процесса ГТД с регенерацией тепла. В частности, в разработке нового метода совместной многокритериальной оптимизации и выбора рациональных параметров рабочего процесса и схем ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла в системе ЛА.
Практическая значимость заключается в разработке новых модулей САЕ-системы «АСТРА» начального проектирования ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла, позволяющей обоснованно находить рациональные параметры их рабочего процесса с точки зрения эффективности системы ЛА. На основе проведенных исследований определены закономерности формирования рациональных параметров ТРДД и ГТД СТ с регенерации тепла.
Методология и методы исследования. Общий методологический подход базируется на основных положениях теорий ГТД, термодинамики и теплопередачи, современных методах математического моделирования сложных систем, теории и методах нелинейной оптимизации, системного анализа, построения и реализации САПР.
Объектом исследования является концептуальное проектирование авиационных газотурбинных двигателей.
Предметом исследования является выбор рациональных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла.
Положения, выносимые на защиту:
• математические модели ТРДД и ГТД СТ с рекуператором и интеркулером для этапа их концептуального проектирования в системе ЛА, учитывающие влияние массы и гидравлических потерь в теплообменнике на критерии оценки эффективности двигателя;
• модель расчета массы компактного теплообменника и модели учета гидравлических потерь в каналах теплообменника;
• метод многокритериальной оптимизации и выбора рациональных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла на этапе их концептуального проектирования;
• компьютерные модели для решения задач многокритериальной оптимизации и выбора рациональных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла на этапе концептуального проектирования в САЕ-системе «АСТРА»;
• закономерности формирования оптимальных параметров рабочего процесса ТРДД и ГТД СТ с регенерацией тепла в системе ЛА.
Степень достоверности полученных результатов подтверждается корректностью постановки задачи, использованием апробированных теоретических положений и методов, а также удовлетворительной верификацией разработанных моделей с моделями, используемыми в реальной практике проектирования ГТД.
Апробация результатов исследования. Основные положения диссертационной работы, научные и практические результаты докладывались на второй международной конференции «ICMSC 2018» (Москва, 2018 г.), международной конференция «Информационные технологии и нанотехнологии (ITNT- 2020) (Самара, Самарский университет национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева, 2020 г.), на 19-ой Международной конференции «Авиация и космонавтика» МАИ-2020, на научно-технических совещаниях и семинарах Самарского университета.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 11 работ, в том числе 6 статей в рецензируемых журналах, рекомендованных ВАК, 1 статья в журнале, индексируемом в базе данных Scopus.
Структура и объём работы. Диссертационная работа состоит из введения, 5 разделов, заключения, списка литературы из 117 наименований. Общий объём работы составляет 147 страниц, содержит 88 рисунков и 14 таблиц.
1. ОБЗОР СОВРЕМЕННОЙ РОССИЙСКОЙ И ЗАРУБЕЖНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ ПО ТЕМАТИКЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
1.1 Анализ работ по применению в авиационных ГТД регенерации тепла.
Параметры, характеризующие рабочий процесс, показатели эффективности
ГТД с регенерацией тепла
В связи с разработкой авиационных ГТД новых поколений, а также с повышением требований к эффективности этих двигателей и энергоустановок, все большее внимание уделяется совершенствованию методов и средств их моделирования. Создание авиационных двигателей новых поколений невозможно без применения новой методологии и средств проектирования.
Преобразование тепла в работу в газотурбинных двигателях, работающих по циклу Брайтона, сопровождается большими потерями тепла, которые зависят от параметров цикла и достигают 60.. .70% и более [1].
Планируется, что к 2030-2035 гг. появятся самолеты нового поколения с улучшенными летно-техническими характеристиками и сниженными уровнями шума и эмиссии. Предполагается улучшить топливную эффективность самолетов на 40 % к 2020-2025 гг. и в период до 2030-2035 гг. - на 70 % по сравнению с лайнерами семейства Boeing 737. А с повышением ужесточения требований к экологическим показателям ставится цель к 2020-2025 гг. уменьшить по сравнению с эксплуатируемыми двигателями уровни эмиссии СО2 на 40...50 %, NOx на 75...80 % по сравнению с требованиями САЕР2 и уровень шума в ~2 раза по сравнению с требованиями гл.3 стандарта ИКАО [2].
Достижение указанных выше целевых показателей обеспечивается крупными программами для разработки экологически чистых двигателей, проводимыми в США и Европе с участием ведущих двигателестроительных компаний - RollsRoyce (Великобритания), General Electric и Pratt&Whitney (США), и Snecma (Франция) [3].
На рисунке 1.1 показаны основные направления развития двигателей. Главными из них являются [1,3-6]:
• повышение эффективности двигателя как тепловой машины, характеризуемой эффективным КПД;
• совершенствования ГТД как движителя, характеризуемого полетным КПД.
Рисунок 1.1 - Основные направления развития двигателей [3]
Одним из важнейших путей повышения эффективности двигателей как тепловой машины является применение двигателей с регенерацией тепла. Например, в рамках проекта «Component vaLidator for Environmentally friendly Aero Engine» (CLEAN), рассматривается разработка узлов и деталей экологически чистого двигателя с приводом вентилятора через редуктор и применение цикла с промежуточным охлаждением [5]. Одной из основных проблем, решаемых в программе CLEAN, является создание рекуператора для авиации, обладающего низкой массой. Минимальная масса является одной из ограничивающих характеристик рекуператора.
Успешная реализация концепции авиационных двигателей с рекуператором и интеркулером (Intercooled Recuperated Aeroengine (IRA)), которая началась в программе CLEAN, была продолжена в программе NEWAC (New Aero Engine Core Concept).
Попытки регенерации тепла предпринимались и на ТВД фирмы Аллисон путем установки теплообменника на выходе из турбины, в котором часть тепла передавалась воздуху за компрессором (схема с регенерацией тепла выхлопных газов) [7]. Однако относительная громоздкость и значительная масса теплообменника (даже наиболее легкого, пластинчатого типа) до настоящего времени ограничивали возможность широкого применения этой схемы в авиации. В наземных установках возможности для полезного использования тепла выхлопных газов весьма широкие, и они активно реализуются при конверсии авиационных ГТД для повышения эффективного КПД двигателя.
Другим направлением совершенствования является применение интеркулера (промежуточного охлаждения в процессе повышения давления воздуха), предложенный в работе A. Rolt и ^ Kypriamdis [2]. Применение интеркулера в авиационном двигатели позволяет обеспечить ряд преимуществ, таких как снижение удельного расхода топлива за счет увеличения суммарной степени повышении давления, снижение расхода охлаждаемого воздуха, необходимого для охлаждения турбина высокого давления за счет снижения температуры охлаждающего воздуха на выходе из компрессора высокого давления, а также снижение выбросов NOx.
Анализ работ по перспективам развития авиационных ГТД [7-12] показывает, что использование сложных, комбинированных термодинамических циклов является одним из главных направлений повышения их эффективности. Рассмотрим несколько возможных схем ГТД с регенерацией тепла.
ГТД с регенерацией тепла выхлопных газов
В схемах ГТД с регенерацией тепла выхлопных газов (см. рисунок 1.2) воздух из компрессора двигателя поступает в теплообменник, а затем подогретый воздух поступает в камеру сгорания [10, 12, 72, 91]. В случае авиационного ТРДД теплообменник (как правило, пластинчатого типа) располагается за турбиной низкого давления (рисунок 1.2) [16], а в случае ГТД СТ - за свободной турбиной (рисунок 1.3) [91].
Рисунок 1.2 - Схема ТРДД с регенерацией тепла выхлопных газов
В наземных ГТУ теплообменники, как правило, трубчатые и располагаются в выхлопной шахте за силовой турбиной. Теплообменники чаще выполняют перекрестного хода, одно- или многоходовые с общим направлением теплоносителей навстречу друг другу. В настоящее время используются трубчатые и пластинчатые теплообменники. Первые - более громоздкие и тяжелые и поэтому практически непригодны для использования в авиационных ГТД. Вторые (особенно при больших потребных значениях степени регенерации в) являются технологически сложными в изготовлении и склонны к быстрому загрязнению из-за относительно малых размеров каналов в пластинчатой набивке, но они имеют гораздо большую удельную поверхность нагрева и к тому же допускают разнообразные конструктивные решения, чего практически не имеется при трубчатых конструкциях. Степень регенерации наиболее широко применяемых трубчатых теплообменников составляет 0то = 0,8 ... 0,9, пластинчатые теплообменники, пригодные для применения в авиационных ГТД, характеризуются степенью регенерации 0то = 0,5... 0,8. Дальнейшее ее повышение нецелесообразно, так как приводит к существенному увеличению габаритных размеров, массы и стоимости теплообменника [72, 91]. Потери полного давления в проточной части коммуникаций, связанных с теплообменником составляют порядка 5% в «холодной» и «горячей» коммуникациях [15, 72].
В теплообменнике более горячие выхлопные газы отдают часть своего тепла более холодному воздуху за компрессором. Из теплообменника нагретый воздух поступает на вход в камеру сгорания. В результате количество топлива, потребное для нагрева воздуха до температуры Гг* понижается, а эффективный КПД двигателя повышается. Этот эффект зависит от располагаемого перепада температур ЛТ*асп = 7? — Гк* (разности температур за турбиной и за компрессором) и от степени регенерации теплообменника 0то:
ЛТ;
п _
°то ЛТ
рег
*
расп
ЛТ*
'-*1рег гр* _гр* '
^т 1 к
(1.1)
где: ^7р*ег - подогрев закомпрессорного воздуха в теплообменнике. Из (1.1) следует, что подогрев воздуха за компрессором ^Гр*ег зависит от
температуры газ за турбиной, а, следовательно, от величины Гг*, и от температуры
Т* *
__здуха за компр----ром .к, а, следовательно, от
Турбина ^-г Свободная Турбина
Рисунок 1.3 - Схема ГТД СТ с регенерацией тепла выхлопных газов
С увеличением температуры газа перед турбиной Гг* и уменьшением степени повышения давления подогрев ^7р*ег (эффект о регенерации) повышается. Поэтому «чистый» выигрыш от регенерации (при прочих равных условиях, в том
числе при произвольно принятых исходных параметрах рабочего процесса)
Т* *
о._______ он__ше, .ем____ .г и меньше лк, а также, чем выше степень
регенерации. Однако, чем ниже л* тем хуже исходный двигатель (при этом снижается работоспособность рабочего тела и уменьшается эффективный КПД), по
*
сравнению с которым оценивается влияние регенерации [10]. Поэтому при выборе параметров рабочего процесса двигателя с регенерацией тепла (особенно при проектировании его на базе уже имеющегося ГТД) необходимо решать задачу оптимизации параметров с учетом регенерации тепла [11, 12].
В работах [10, 12, 91] показано, что оптимальная степень повышения давления двигателя с регенерацией тепла выхлопных газов существенно ниже ее значения для двигателя без регенерации. Это позволяет существенно упростить турбокомпрессор и получить более высокие значения КПД турбомашин.
Эффект от регенерации повышается с ростом температуры газа перед турбиной при оптимальной степени повышения давления в компрессоре. Регенерация тепла выхлопных газов наиболее целесообразна при умеренных значениях < 15 [10, 91].
ГТД промежуточным охлаждением рабочего тела
Использование эффекта от регенерации тепла выхлопных газов при высоких значениях ^К может быть осуществлено в схемах с промежуточным охлаждением рабочего тела в компрессоре [11]. Промежуточное охлаждение позволяет уменьшить удельную работу компрессора при той же степени повышения давления, увеличить разность температур 7Т* — Гк*, что в свою очередь позволяет увеличить эффект от регенерации тепла выхлопных газов [12,13].
Схема ГТД с интеркулером и рекуператором представлена на рисунке1.4. Поток воздуха, выходивший из компрессора низкого давления, проходит через интеркулер и охлаждается потоком воздуха второго контура. Затем охлажденный поток воздуха поступает в компрессор высоко давления. Таким образом снижается температура на входе в компрессор высокого давления, благодаря чему уменьшается удельная работа компрессора и, следовательно, уменьшается удельная работа турбины, при заданной температуре газа перед турбиной, уменьшается степень расширения в турбине и увеличивается удельная тяга двигателя.
В авиационном ГТД промежуточное охлаждение воздуха между каскадами компрессора целесообразно осуществить в теплообменнике, расположенном в наружном контуре ТРДД [14, 16]. Теплообменники применяются пластинчатого типа, блочно-модульной конструкции [15]. Тепловая эффективность такого теплообменника может достигать 0то=0,6 [15]. Эта схема (см. рисунок 1.4) характеризуется минимальным усложнением и утяжелением конструкции.
КВД Турбина
Рисунок 1.4 - Авиационный ТРДД с промежуточным охлаждением рабочего тела и регенерацией тепла выхлопных газов
1.2 Анализ работ по оценке эффективности авиационных ГТД с регенерацией тепла. Критерии оценки эффективности ГТД в системе ЛА
Анализ работ по оценке эффективности авиационных ГТД с
регенерацией тепла
Одним из направлений снижения удельного расхода топлива двигателей, наряду с повышением значений параметров рабочего процесса и улучшением эффективности узлов, является применение регенерации тепла.
В ЦИАМ совместно с РКБМ проведен расчетный сравнительный анализ характеристик ТРДД обычной схемы и двигателей с регенерацией тепла, предназначенных для магистральных самолётов [16].
Сравнение схем двигателей с регенерацией и без регенерации тепла проведено по удельному расходу топлива в условиях крейсерского полета (Яп=11 км. Мп=0,8) с учетом и без учета внешнего сопротивления гондолы.
В ТРДД с регенерацией тепла (ТРДДр) рассмотрены две схемы - с теплообменником, расположенным между турбиной ВД и турбиной вентилятора, и с теплообменником, расположенным за турбиной вентилятора.
Расчеты, проведенные для двигателей взлетной тягой 12 тс (117,6 кН) при оптимальных для каждой степени двухконтурности значениях , показали, что удельные расходы топлива в условиях крейсерского полета для двигателей с регенерацией тепла на 3-4% меньше Суд обычных ТРДД при одних и тех же значениях степени двухконтурности. Удельная тяга двигателя с регенерацией тепла между турбинами при неизменной степени двухконтурности на 10-12% меньше, чем Руд двигатели без регенерации тепла, и поэтому увеличение удельного расхода топлива, связанное с учетом сопротивления гондолы, у ТРДДр будет больше [16].
Интерес к ГТД с регенерацией тепла является мировой тенденцией. C. Zhang, G. Volker [17], разработали комплексную междисциплинарную структуру для оценки потенциала двигателя вертолета со свободной турбиной с рекуперацией тепла, с пластинчатым теплообменником с неоребрёнными поверхностями и степенью регенерации около 0,8-0,9. Представлены два варианта назначения вертолета для исследования воздействия рекуператора: первое - это доставка грузов (пассажиров); второе - полицейское наблюдение. Для обеих миссий достигается значительное уменьшение расхода топлива.
В работе A. Fakhre [18] проведен детальный анализ рекуперированного турбовального двигателя с оценкой экономии топлива и экологических показателей на различных этапах полета. Полученные результаты анализа свидетельствуют о том, что регенерация тепла способна существенно снизить удельный расход топлива и обладает потенциалом для повышения эксплуатационных возможностей вертолета с точки зрения дальности полета и грузоподъемности.
В работе J. K. Min [19] представлены результаты обобщения характеристик некоторых типов теплообменников по требованиям для их применения в авиационных газотурбинных двигателях и предложены возможные
конструктивные решения для рекуператора. Согласно полученным результатам по эффективности имеет преимущество пластинчатый теплообменник с неоребрёнными поверхностями.
В работах F.C. McDonalds [20-22] рассмотрены результаты опытно-конструкторских испытаний нескольких авиадвигателей с рекуператорами, созданных в США. Обсуждается состояние технологии, конструктивные особенности двигателей, эксплуатационные характеристики и удельный вес газотурбинных двигателей с рекуператором на основе радиальных и осевых турбомашин, прошедших опытно-конструкторские испытания в диапазоне мощности от 300 до 4000 л. с. (от 224 до 2984 кВт). Также, обсуждается необходимость использовать оптимальные подходы для минимизации общего веса двигателя, в котором рекуператор был интегрирован в конструкцию двигателя с самого начала проектирования.
Основным выводом этих работ следует считать то, что в США был проведен успешный тест летной годности вертолета, работающего исключительно на вертолётном двигателе с рекуператором, который продемонстрировал снижение удельного расхода топлива более чем на 25% по сравнению с двигателем простого цикла.
В работе [115] приводятся расчетно-конструкторские исследования возможности разработки семейства малоразмерных газотурбинных двигателей (МГТД) различного типа и назначения на основе единого базового газогенератора. На базе унифицированного газогенератора разработаны компоновки турбовального ГТД мощностью свыше 300 л.с. (220,6 кВт) с теплообменником системы регенерации тепла.
В работе [116] рассматривается возможность применения регенерации тепла в авиационном ГТД. В статье предложен вариант ТРДД с промежуточным охлаждением первого и второго контура, результат работы показал, что, в зависимости от гидравлических сопротивлений в каналах теплообменника, размещенных в тракте 1-го и 2-го контуров ТРДД (0,0...0,02) происходит
значительное увеличение тяги (20...22 %) двигателя при сокращении удельного расхода топлива на 2,5...3 %.
Критерии оценки эффективности ГТД в системе ЛА
Двигатель является подсистемой летательного аппарата (самолета, вертолёта), который, в свою очередь, занимает определённое место в транспортной системе, следовательно, не может рассматриваться без взаимосвязи с подсистемами верхнего и нижнего уровней. Таким образом, необходимо учитывать то, что в общем случае система, состоящая из оптимальных подсистем, не обязательно будет оптимальной. Поэтому эта система должна оптимизироваться как единый объект с заданным целевым назначением. В этом случае критерий оптимизации должен изображать показатель качества системы более высокого иерархического уровня. Исходя из этого, при проектировании двигателя на начальном этапе (концептуальном проектировании) его эффективность должна оцениваться по показателям оценки эффективности летательного аппарата.
При оптимизации и обосновании выбора параметров авиационных ГТД используются летно-технические и экономические критерии оценки ЛА. Их математические модели различной степени детализации приводятся в работах [23,24,25, 30,33,34, 37].
Наиболее часто принято использовать следующие критерии:
• коммерческая нагрузка ЛА
Мкн = Мо - Мпл - Мсл+0б - Мсу - МтсМтла ;
• взлетная масса ЛА
^кн + ^сл+об + ^су^дв^дв + ^кр^уд кр^топ ^тс^двС^п + ^нз)
Мо =
1- Мл
пл
• суммарная масса СУ и топлива на ЛА
Мсу+т ^су^дв + ^тс^топ^тла ;
• удельные затраты топлива ЛА
Мть = МрМтопСуд кр
т км Мкн^п Мкн^п^ла ;
• стоимость часа эксплуатации ЛА л = л + л •
"пл ' ^н"ам дв ' -"гсм
• себестоимость перевозок А
а =
МкнКт10-3
Рекомендованный список диссертаций по специальности «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», 05.07.05 шифр ВАК
Применение компьютерного моделирования при совершенствовании конструкции и технологии изготовления компактного теплообменника МГТД сложного цикла2021 год, кандидат наук Ремчуков Святослав Сергеевич
Оптимизация впрыска воды в тракт проточной части газотурбинной установки, работающей в условиях Ирака2015 год, кандидат наук Хамза Насир Хамид Хамза
Конструктивные методы повышения интенсивности охлаждения и снижения гидравлического сопротивления компактных воздухо-воздушных теплообменников, устанавливаемых в наружном контуре турбореактивных авиационных двигателей2018 год, кандидат наук Аббаварам Ревант Редди
Разработка методики проектирования уплотнений в составе системы внутреннего воздухоснабжения авиационного газотурбинного двигателя2012 год, кандидат технических наук Мятлев, Александр Сергеевич
Влияние термической диссоциации продуктов сгорания углеводородного топлива на параметры рабочего процесса перспективных ГТД2012 год, кандидат технических наук Болдырев, Олег Игоревич
Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Метод и средства оптимизации параметров рабочего процесса авиационных ГТД с регенерацией тепла»
• дальность полета ЛА
3,6 • ^ла ( 1
' ла. .1/ * 1
кр
(1 - м) ;
--Ккр^1п
<У ^уд.эф
где:
д - Мкн - Мсу
Мт =-=-1 < мт тах
т мтсм0 т тах
Все рассмотренные критерии являются функциями удельных параметров ГТД Суд кр, удв и дальности полета (времени полета ¿п), зависят от одних и тех же независимых переменных [23].
1.3 Анализ работ по оптимизации рабочего процесса ГТД
Оптимизация параметров ГТД всегда занимала важное место в теории и практике проектирования ГТД. Проектировщики стремились к обеспечению высокого качества двигателя на основе поиска наиболее рациональных его параметров на всех стадиях проектирования. Особую роль играет этап концептуального проектирования, поскольку здесь принимаются решения, определяющие на 70...80% будущность проекта двигателя в целом. Особенности рабочего процесса авиационных ГТД, влияние параметров термодинамического цикла на их основные технические данные, теоретические основы определения оптимальных параметров для термодинамического цикла ГТД различных схем, были рассмотрены в работах Шляхтенко С. М. [26], Нечаева Ю. Н., Федорова Р. М. [27] и Стечкина Б. С. [28]. Под оптимальностью ГТД в этих работах имеется в виду степень близости параметров цикла ГТД к их теоретическим оптимумам по удельному расходу топлива (Суд). Основные закономерности оптимизации параметров ВРД различных типов по экономичности (Суд , ^0тах) рассмотрены
также в работах Клячина А. Л., Холщевникова К. В, Сосунова В.А, Кулагина В.В., Пархомова А. Л. и др. [29-35].
С совершенствованием методов согласования характеристик двигателей и ЛА на основе математического моделирования универсальное распространение получил подход, при котором оценивание двигателя осуществляется в системе ЛА. В этом подходе двигатель рассматривается как элемент системы ЛА с учетом того влияния, которое оказывают его основные технические данные на эффективность летательного аппарата. Разработанные принципы интеграции самолета и двигателя, методы оптимизации и выбора параметров рабочего процесса двигателя в системе ЛА изложены в работах Югова О. К., Румянцева С. В. [36], Маслова В. Г., Кузьмичева В.С., Григорьева В.А. [23,37], Егорова И.Н. [39-41], Флорова И. Ф. [34]. Оптимальное согласование параметров двигателя и ЛА является сложной комплексной задачей, которое возникает на различных этапах проектирования. Учитывая, что параметры двигателя существенно влияют на технико-экономические показатели ЛА, то в соответствии с принципами системного анализа [38, 42-45] процесс обоснования выбора параметров ГТД и принимаемых технических решений должен включать оценку эффективности системы ЛА -двигатель.
Значительным результатом представленных исследований, стало обоснование необходимости комплексного рассмотрения различных критериев оценки эффективности ЛА. Наряду с летно-техническими критериями (тяговооружённость, скорость и дальность полета, масса перевозимого груза, и др.), технико-экономические критерии принимаются для оценки оптимальности проектных решений (масса силовой установки и топлива, себестоимость перевозок, затраты топлива на тонна-километр, стоимость жизненного цикла ЛА и др.). Среди зарубежных авторов, которые занимаются оптимизацией параметров ГТД можно выделить следующие работы:
• Rolt, F. Jacob, J. Sebastiampillai, F. S. Mastropierro и др. из университета Крэнфилда работают над термогазодинамическими расчетами перспективных схем
ГТД, разрабатывают математические модели расчета массы, модели определения уровня эмиссии авиационных двигателей [46,47];
• J. Kurzke - создатель САЕ - системы GasTurb из Рейнско-Вестфальского технического университета, занимается прогнозированием эффективности перспективных ГТД [48,49];
• W. Visser в Делфтском техническом университете разрабатывает методы общего анализа характеристик газотурбинных двигателей и программу моделирования газотурбинной установки [50].
Из анализа опубликованных работ по оптимизации рабочего процесса ГТД следует отметить, что необходимым условием оценки качества двигателя и принятия решений при их проектировании в САПР является создание таких методов и средств для автоматизированного проектирования рабочего процесса авиационных ГТД, которые позволяют производить междисциплинарную оптимизацию в условиях многокритериальности оценки ЛА.
Однако в опубликованных работах по оптимизации параметров рабочего процесса ГТД отсутствуют методы и средства многокритериальной оптимизации в системе ЛА параметров рабочего процесса двигателей с регенерацией тепла.
1.4 Проблемы повышения эффективности ГТД
Как отметилось в разделе 1.1, двигатели летательных аппаратов уже достигли высокого уровня технического совершенства. Крейсерский удельный расход топлива маршевых двигателей магистральных и региональных самолетов гражданской авиации, в значительной степени определяющий их топливную эффективность, составляет 53...64 кг/кН ч (0,52-0,63 кг/кгсч) [2, 3]. Повышение эффективности термодинамического цикла Брайтона и степени двухконтурности, может обеспечить относительно небольшие улучшения топливной экономичности двигателя. При этом увеличиваются диаметральные размеры двигателя, осложняются такие проблемы как обеспечение требуемых ресурсов основных деталей, приемлемое тепловое состояние деталей «горячей» части. Некоторые резервы улучшения топливной экономичности связаны с совершенствованием
основных узлов (газовая динамика, устойчивость, эффективность охлаждения), расширением использования композиционных материалов в лопаточных машинах, камерах сгорании, элементах мотогондолы, применением «электрифицированных» двигателей, у которых отсутствует отбор воздуха на кондиционирование кабины. Однако следует констатировать, что дальнейшее улучшение авиационных двигателей в рамках традиционных компоновок сопряжено с возрастающими трудностями, при относительно невысоком итоговом эффекте.
В настоящее время все большее внимание разработчиков авиационных двигателей привлекается к силовым установкам нетрадиционных конструктивно-компоновочных схем. Одним из схем является двигатели с регенерацией тепла, в которых ключевую роль играют легкие компактные теплообменники охладители и рекуператоры (двигатели с промежуточным охлаждением воздуха при сжатии и регенерации тепла в процессе расширения газа в турбине, с детонационным горением и др.) (рисунок 1.5) [51].
Рисунок 1.5- Двигатель с интеркулером и рекуператором
Целый ряд проблем, посвященных применению регенерации тепла в авиационных ГТД, сталкивается с противоречием: с одной стороны, регенерация тепла позволяет уменьшить удельный расход топлива, а с другой увеличивает массу силовой установки за счет установки теплообменника. Для повышения эффективности авиационного ГТД необходимого одновременно оптимизировать и
параметры рабочего процесса двигателя, и степень регенерации теплообменника по критериям оценки силовой установки в системе летательного аппарата.
Проектирование высокоэффективных ГТД с регенерацией тепла требуется разработка новых методов и средств совместной оптимизации и обоснованного выбора оптимальных параметров рабочего процесса ГТД и дополнительных устройств (рекуператоров, интеркулеров и др.).
Исходя из цели, на основе анализа опубликованных работ, сформулированы задачи исследования.
Основные результаты и выводы по главе 1
В результате проведенного анализа можно сделать следующие выводы.
1. Несмотря на тот факт, что авиационные газотурбинные двигатели достигли высокой степени совершенства, требование по снижению расхода топлива постоянно возрастают. Снижение удельной массы силовой установки и удельного расхода топлива приводится к улучшением летно-технические и технико-экономические характеристики летательного аппарата. Одним из эффективных средств получения высокой тепловой эффективности ГТД и снижения удельного расхода топлива является регенерация тепла.
2. В настоящее время в качестве наиболее перспективных рассматриваются следующие схемы авиационных газотурбинных двигателей с регенерацией тепла: ГТД СТ с рекуператором; ТРДД с рекуператором; ТРДД с интеркулером; ТРДД с рекуператором и интеркулером.
3. Применение регенерация тепла в ГТД позволяет снизить удельный расход топлива, а с другой повышает массу силовой установки за счет наличия теплообменника (рекуператора и интеркулера). С ростом степени регенерации удельный расход топлива снижается, а масса силовой установки увеличивается. Следовательно, для получения необходимого эффекта необходимо одновременно оптимизировать параметры рабочего процесса двигателя и степень регенерации теплообменника по критериям оценки силовой установки в системе летательного аппарата. Для этого необходимо иметь математические модели зависимости критериев оптимизации от параметров рабочего процесса ГТД и от параметров
теплообменника, а также разработать методы и средства оптимизации и выбора рациональных параметров двигателей с регенерацией тепла.
2. МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ГТД С РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛА 2.1 Математическая модель базового ГТД
Для проведения исследований по повышению эффективности ГТД за счет регенерации тепла в качестве базовых двигателей для самолетов выбраны двухвальный и трехвальный ТРДД без смешения и со смешением потоков внутреннего и наружного контуров, а для вертолетов и наземного применении -ГТД СТ, работающие по циклу Брайтона.
Математическая модель ГТД этапа концептуального проектирования, в основу которой закладываются условия совместной работы отдельных элементов в системе двигателя, определяет физическую взаимосвязь между элементами двигателя. О том, насколько полно представлены в математической модели физические взаимосвязи между элементами двигателя, говорит ее уровень. В работе использованы математические модели ГТД первого уровня [30, 55-60].
Математическая модель первого уровня описывает двигатель на уровне взаимосвязи между его элементами с помощью уравнений, отражающих реальные условия их совместной работы, с учетом изменения теплоемкости и состава рабочего тела и формальным заданием в виде характеристик потерь в элементах двигателя (нулевой уровень математических моделей по элементам) [30, 38]. Применительно к математической модели первого уровня разработаны алгоритмы термогазодинамического расчета ТРДД с раздельными реактивными соплами внутреннего и наружного контуров, ТРДДсм со смешением потоков и общим реактивным соплом, ГТД СТ.
Модели базовых вариантов ГТД реализованы в САЕ - системе АСТРА, разработанной в Самарском национальном исследовательском университете имени академика С.П. Королева [58, 98, 99].
Предлагаемые математические модели позволяют решать следующие классы задач:
• определение эффективной работы цикла и КПД (эффективного, полетного и общего) двигателей для заданных условий полета и параметров рабочего процесса;
• определение удельной массы ГТД по его параметрам на взлетном режиме;
• исследование зависимостей эффективной работы цикла и КПД двигателей от параметров рабочего процесса при заданных полетных условиях;
• определение основных параметров ГТД для заданных параметров рабочего процесса и условий полета;
• исследование зависимостей удельных параметров ГТД от параметров рабочего процесса и условий полета;
• расчет эксплуатационных характеристик ГТД;
• определение оптимальных параметров рабочего процесса ГТД;
• идентификация существующих и проектируемых двигателей. [61]
При моделировании авиационных газотурбинных двигателей принята концепция универсальной математической модели ГТД. Такая модель представляет собой систему нелинейных алгебраических уравнений и состоит из множества математических моделей, описывающих термогазодинамические процессы в узлах ГТД [23, 24, 27, 28, 31, 38, 57-60]. Математические модели основных узлов ГТД содержат следующие основные группы уравнений [30, 58, 26, 27], описывающие условия совместной работы всех узлов в двигателя.
Уравнения неразрывности:
где F¿ - заданное значение площади характерного сечения проточной части;
, ДО - значение площади того же сечения, рассчитанное в зависимости от расхода и параметров рабочего тела.
Уравнения баланса мощности:
где: ^¿к - мощность потребителей, которые располагается на I - м валу компрессора; ^¿т - мощность турбины с учетом механических потерь.
Уравнения баланса давлений:
Рн -Рн(^с.р;) = 0;
где рн - атмосферное давление воздуха; рн(^срц) - атмосферное давление воздуха, рассчитанное в зависимости от полного давления на входе в выходное устройство двигателя и значения располагаемой степени понижения давления в нем.
Уравнения, описывающие закон и программу управления ГТД:
^¿(ярудТн) - ^ = ° где ^¿(аРУд, Гн*), - соответственно, значение параметра управления, заданное законом и программой управления, и его значение в текущем приближении.
Варьируемые переменные, которые определяются путем решения системы, включающей эти группы уравнений, выбираются в качестве параметров, определяющих положение рабочих точек на характеристиках узлов (относительные плотности потока на входе в компрессоры, степени повышения давления в компрессорах, располагаемые степени понижения давления в выходных устройствах, степени понижения давления в турбинах), степень двухконтурности, параметры управления, расход воздуха через двигатель (температура газа за камерой сгорания, частоты вращения роторов) и др.
Для вычисления значений невязок уравнений задаются начальные значения варьируемых переменных. Затем используя, численные методы поиска решения системы нелинейных уравнений неизвестные меняются до тех пор, пока невязки уравнений не снижаются до заданного значения. Расчет рабочего процесса с найденными значениям неизвестных дает окончательное значение параметров двигателя.
В математических моделях узлов двигателя для представления теплофизических свойств рабочего тела используются п -1 - Г- функции, представляющие собой полиномиальные зависимости изменения энтальпии и относительного давления рабочего тела при изоэнтропическом расширении или
сжатии от изменения температуры и его состава [38, 58]. Данный подход позволяет без последовательных приближений учитывать зависимость теплоемкости рабочего тела от его температуры и состава.
Методы расчета рабочего процесса в узлах ГТД основаны на следующих допущениях:
• не учитывается неравномерность параметров по сечению в каждом из рассматриваемых сечений проточной части;
• через стенки корпуса двигателя отсутствует энергообмен с внешней средой;
• не учитывается влияние числа Рейнольдса на протекание характеристик узлов ГТД;
• при расчете турбины учитывается работа части охлаждающего воздуха, которая поступает на пленочное охлаждение первого соплового аппарата, с учетом понижения температуры, без учета потерь давления заторможенного потока.
Последовательность термогазодинамического расчета сводится к определению параметров рабочего тела в характерных сечениях проточной части двигателя, удельной тяги (удельной мощности) и удельного расхода топлива, а также других параметров двигателя.
Система нелинейных уравнений (невязок), например для двухвального ТРДД с раздельным истечением контуров, с учетом того, что часть уравнений, описывающих совместную работу узлов, таких как уравнения баланса расхода, мощностей, давлений, скрыты в математической модели двигателя в качестве топологических уравнений, выглядит следующим образом:
ПНД зад — ПНД р — 0 [Мс.а^(^с.а) ^с.а]тВД хар — [Мс.а^Дс.а) ^с.а]тВД р — 0 [Мс.а^(^с.а) ^с.а]тНД хар — [Мс.а^Дс.а) ^с.а]тНД р — 0
— [Мс^(^с.кр) р — 0
{ [Дс^(^с.кр) хар
где: пнд зад - ^НД р — 0 - закон управления двигателя, [дСа9Дс.а) ¿ь]твд хар , [^с.а^(^с.а) ^с.а]тНд хар- определяются по характеристикам турбин высокого и
низкого давления, ^ хгф, [ад(ЛСкр) ^сЪ хар - определяются по
характеристикам сопел внутреннего и наружного контура высокого и низкого давления, индексом "р" обозначены аналогичные параметры, которые вычисляются в процессе термогазодинамческого расчета двигателя.
В качестве варьируемых переменных при решении системы уравнений выбраны: ^(ЯВх)/, ^(ЯВх)//, <вд> <нд> ^г*-
2.2 Математическая модель рекуператора и интеркулера
Для реализации регенерации тепла в работе предлагается использование теплообменников - рекуператора для регенерации тепла выхлопных газов и интеркулера для промежуточного охлаждения воздуха в процессе сжатия в компрессоре (рисунок 2.1).
Вход в
«горячий»
контур
Выход из «горячего» контура
I Г
Вход в
«холодный»
контур
Выход из «холодного» контура
Рисунок 2.1 - Принципиальная схема течения теплоносителей в теплообменнике
Математическая модель теплообменника
Входные данные:
£г вх - расход рабочего тела в сечении на входе в «горячий» контур теплообменника, — ;
с
йг вх - относительное влагосодержание рабочего тела в сечении на входе
«горячий» контур теплообменника, аг вх - коэффициент избытка воздуха в сечении на входе в «горячий» контур теплообменника,
Рр вх - давление заторможенного потока рабочего тела в сечении на входе в
«горячий» контур теплообменника, кПа; 7р*вх - температура заторможенного потока рабочего тела в сечении на входе в
«горячий» контур теплообменника, К; £х вх - расход рабочего тела в сечении на входе в «холодный» контур
теплообменника, — ;
с
йх вх - относительное влагосодержание рабочего тела в сечении на входе в
«холодный» контур теплообменника, ах вх - коэффициент избытка воздуха в сечении на входе в «холодный» контур теплообменника,
ах вх - коэффициент избытка воздуха в сечении на входе в «холодный» контур теплообменника,
Рх вх - давление заторможенного потока рабочего тела в сечении на входе в
«холодный» контур теплообменника, кПа; Гхвх - температура заторможенного потока рабочего тела в сечении на входе в
«холодный» контур теплообменника, К; Рх вых - давление заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из
«холодного» контура теплообменника, кПа; Гхвых - температура заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе
из «холодного» контура теплообменника, К; 0то - степень регенерации тепла в теплообменнике,
- коэффициент тепловых потерь в теплообменнике; о"г- коэффициент восстановления полного давления рабочего тела в «горячем»
контуре теплообменника, сх- коэффициент восстановления полного давления рабочего тела в
«холодном» контуре теплообменника Алгоритм расчета
1. Расход рабочего тела в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменника
кг
г — г _
иг вых "г вх, ■
2. Относительное влагосодержание воздуха в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменника
^г вых ^г вх.
3. Коэффициент избытка воздуха в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменника,
^г вых ^г вх.
4. Давление заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменник
Рг вых = Рг вх°г, кПа.
5. Расход рабочего тела в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменник
кг
Г — г _
их вых "х вх, ■
6. Относительное влагосодержание воздуха в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменник:
^х вых ^х вх.
7. Коэффициент избытка воздуха в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменника,
«х вых «х вх.
8. Расчётное значение давления заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменника,
Рх вых = Рх вх°х, кПа.
9. Невязка по давлению заторможенного потока рабочего тела в сечении
на выходе из «холодного» контура теплообменника,
*
о * _ м Рх вых
°Рх вых = 1 *(£) ■
Рх вых
10. Расчётное значение температуры заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменника,
у*© у* А СТ* _Т* ^ К"
вых 'хвх + "то(*г вх 'хвх), К.
11. Невязка по температуре заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменника,
гр *
огр* __ х Ывх
вых — 1 - ■
1 х вых
12. Удельная энтальпия рабочего тела в сечении на входе в «холодный»
контур теплообменника,
я-1-Т
^х вх, ^х вх, «х вх , * ^х вх, кДж/кГ. функции
13. Удельная энтальпия рабочего тела в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменника,
*(0 я—¿—Т
^х вых, ^х вых, «х вых , * ^х вых, кДж/кГ.
функции
14. Количество тепла, передаваемое от «горячего» потока к «холодному» в единицу времени с учетом потерь тепла во внешнюю среду.
. „ ^ х вх(^х вых ^х вх) „
Урег ^т
15. Удельная энтальпия заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменника,
_ ^рег
^г вых — ^г вх ^ , кДж/кг.
вх
^г ]
16. Температура заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменника
/*(') Н а П 1 ^ Т* К 1Г вых, иг вых, иГ вых , 1 Г вых, К
функции
Выходные данные
£г вых - расход рабочего тела в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменника, — ;
с
йг вых - относительное влагосодержание рабочего тела в сечении на выходе из
«горячего» контура теплообменника, аг вых- коэффициент избытка воздуха в сечении на выходе из «горячего» контура теплообменника,
рг* вых - давление заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из
«горячего» контур теплообменника, кПа; 7Т*вых - температура заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе
из «горячего» контура теплообменника, К; £х вых - расход рабочего тела в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменника, — ;
с
йх вых - относительное влагосодержание рабочего тела в сечении на выходе из
«холодного» контура теплообменника, ах вых - коэффициент избытка воздуха в сечении на выходе из «холодного»
контура теплообменника, 5Гхвых-невязка по температуре заторможенного потока рабочего тела в
сечении на выходе из «холодного» контур теплообменника, ^Рх вых - невязка по давлению заторможенного потока рабочего тела в сечении на выходе из «холодного» контура теплообменника.
2.3 Математические модели расчета проектной массы компактного теплообменника и потерь давления в каналах теплообменника
При создании ГТД с регенерацией тепла (ГТДр) необходимо учитывать не только повышение топливной эффективности за счет применении рекуператора и интеркулера, но и ухудшение массовых характеристик силовой установки, поскольку на её эффективность в целом оба фактора оказывают противоположное влияние. Создание авиационного ГТДр с приемлемыми эксплуатационными и габаритно-массовыми показателями требует дальнейшего развития методов расчета компактных теплообменников, анализа условий рационального согласования параметров теплообменника и двигателя, исследования новых высокоэффективных типов поверхностей теплообмена, совместной оптимизации параметров рабочего процесса двигателя и теплообменника, изучения эксплуатационных качеств и характеристик ГТДр [62-64].
К основным требованиям, предъявляемым к теплообменникам, относятся [15, 72, 75]:
• минимальная масса и объем, герметичность конструкции;
• низкие гидравлические потери давления и высокая термическая эффективность;
• высокая надежность и долговечность.
С ростом степени регенерации 0то удельный расход топлива Суд двигателей с регенерацией тепла снижается, но при этом растет масса теплообменника Мто . Чем большее степень регенерации, тем более интенсивно растет масса теплообменника. Следовательно, при оценке эффективности двигателей в системе летательных аппаратов необходимо одновременно учитывать снижение расхода топлива, и повышение массы силовой установки Мсу . Для этого принимается такой критерии, как суммарная масса силовой установки и топлива Мсу+т — Мт + (Мдв +
Мто)пдв (или удельный показатель уе — —су±1), который включает массу
£двпдв
двигателя с теплообменникам и массу топлива, необходимого для полета на заданную дальность (Мт — Суд Рдв пдв ¿п)[112].
Снижение удельного расхода топлива и повышение массы теплообменника с ростом степени регенерации приводит к формированию минимума Мсу+т (рисунок 2.2). В связи с этим при выборе параметров рабочего процесса двигателя с теплообменником, необходимо одновременно оптимизировать и параметры рабочего процесса (лк, ш, Гг*) и степень регенерации (0то).
В качестве теплообменников для авиационных ГТДр наиболее преимущественным являются пластинчатые рекуператоры [65-70]. В рекуператорах теплообмен между газом и воздухом реализуется непосредственно через стенки, разделяющие потоки. Рекуператор при разделении его на отдельные секции позволяет получить большое разнообразие конструктивных форм, что облегчает условия его компоновки на двигателе.
Уе
200
195
'УД
100
80
60
40
ч
/ ч / / г
-ш-С у уд -*- 1 то
Уто
- 10
- 5
0
О
0.2
0.4
0.6
0.8
е
то
Рисунок 2.2 - Влияние степени регенерации на массу теплообменника и расход топлива [112]
Для авиационных ГТДр, в которых увеличение диаметральных габаритов нежелательно из-за роста лобового сопротивления силовой установки, отмеченное обстоятельство может иметь решающее значение при выборе типа теплообменника. Рекуператоры сравнительно просты в изготовлении и достаточно перспективны в отношении возможности получения предпочтительных габаритно-массовых показателей как при применении их в современных авиационных ГТДр, так и при дальнейшем усовершенствовании этих двигателей путем реализации высокотемпературных циклов. Таким образом, анализ возможностей использования регенерации тепла в авиационных двигателях в работе проводился применительно к теплообменникам рекуперативного типа, для которых и разработана математическая модель расчёты массы.
Похожие диссертационные работы по специальности «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», 05.07.05 шифр ВАК
Исследование газодинамической эффективности системы межтурбинного переходного канала и диагонального соплового аппарата первой ступени турбины низкого давления2014 год, кандидат наук Тощаков, Александр Михайлович
ГТД как источник рабочего тела и мощности для системы пожаротушения большой мощности и дальности действия2008 год, кандидат технических наук Кирдсук Сакулта
Разработка комплекса методик определения и форсирования взлетных характеристик двухконтурных турбореактивных двигателей при нестандартных атмосферных условиях2002 год, кандидат технических наук Адхикари, Индра Кумар
Моделирование рабочего процесса в авиационных ГТД с учетом вращающегося срыва и гистерезиса границы устойчивой работы компрессора2015 год, кандидат наук Михайлов, Алексей Евгеньевич
Методология решения проблемных вопросов технической и летной эксплуатации самолетов ГА и их ТРДД на стандартном и криогенных топливах с минимизацией "разнотяговости" ТРДД "на крыле"2006 год, доктор технических наук Дворниченко, Вячеслав Васильевич
Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Омар Хева Хуссейн Омар, 2021 год
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Создание конкурентоспособных авиационных двигателей 2025-2030 годов. Проблемы реализации прорывных конструктивно-технологических решений и новых критических технологий / В.И. Бабкин, А.И. Ланшин, А.С. Полев, В.Н. Федякин // Межотраслевой альманах. - 2015. - №49. - C. 25-29.
2. Rolt, A. Assessment of new aero engine core concepts and technologies in the EU framework 6 NEWAC programme/ A. Rolt, K. Kyprianidis// In: 27th Congress of international council of the aeronautical sciences, Nice, France, 19-24 September 2010.
3. Ланшин, А.И. Анализ тенденций развития двигателей для самолетов гражданской авиации / А.И. Ланшин, В.И. Палкин, В.Н. Федякин // Двигатель. -2010. - №6 (72). - С. 2-5.
4. Michaels, K. Outlook for aeroengine manufacturing / K. Michaels // 15th Annual International Aero-Engine Cost Management Conference. - 2007.
5. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор) / под общей редакцией В.А. Скибина, В.И. Солонина. - М. : ЦИАМ, 2010 г. - 631 с.
6. Sehra, A.K. Propulsion and power for 21st century aviation / A.K. Sehra, W. Whitlow Jr. // Progress in Aerospace Sciences. - 2004. - V. 40, № 4-5. - P. 199-235.
7. Научный вклад в создание авиационных двигателей. В двух книгах. Кн. 1 / Под ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина. - М.: Машиностроение, 2000. - 725 с.
8. Кузьмичев, В.С. Исследование возможности повышения эффективности ГТУ за счёт регенерации тепла / В.С. Кузьмичев, В.В. Кулагин, И.Н. Крупенич, А.Ю. Ткаченко, В.Н. Рыбаков // Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №58. - 2012 - 16с.
9. Емин, О.Н. Использование авиационных ГТД для создания наземных транспортных и стационарных энергетических установок: Учебное пособие. / О.Н. Емин - М.: Издательство МАИ, 1998. - 80 с.
10. Кузьмичев, В.С. Возможность повышения эффективности ГТУ за счет регенерации тепла / В.С. Кузьмичев, В.В. Кулагин, А.Ю. Ткаченко, И.Н. Крупенич, В.Н. Рыбаков // Международный научно-технический форум, посвященный 100-летию ОАО "Кузнецов" и 70-летию СГАУ, Самара, 5-7 сентября 2012 года: Сборник трудов в 3-х томах. Том 1. Материалы круглых столов форума. - Самара: Изд. Самар. Гос. аэрокосм. ун-та, 2012. - С.217-218.
11. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей: аналитический обзор / под общ. ред. В.А. Скибина, В.И. Солонина. -М.: ЦИАМ, 2010. - 673 с.
12. Кузьмичев, В.С. Предварительное исследование закономерностей изменения эффективного КПД турбовальных двигателей различных схем с регенерацией тепла и промежуточным охлаждением рабочего тела / Кузьмичев В.С., Ткаченко А.Ю., Крупенич И.Н., Кулагин В.В., Соколов М.А. // Вестник Самарск. гос. аэрокосм. ун-та. - 2011. - №3(27), ч. 4. - С.21-29.
13. Беляев, В.Е. Влияние расхода охлаждающего пара на характеристики парогазовых установок с впрыском пара / В.Е. Беляев, А.С. Косой, Д.В. Листопадов и др. //Теплоэнергетика. - 2002. - № 9. - С. 47-51.
14. Емин, О.Н. Комбинированные газопаротурбинные установки на базе авиационных ГТД: Учебное пособие. / Емин О.Н., Кузнецов В.И. - М.: Издательство МАИ, 1994. - 48 с.
15. Берман, С.С. Теплообменные аппараты и конденсационные устройства турбоустановок / Берман С.С. - М.: Москва, 1959. - 427 с.
16. Горохов, С.В. Сравнительный анализ ТРДД с рекуперацией тепла для магистральных самолетов. / С.В. Горохов, Р.П. Малыгина, А.С. Новиков/ В сб. докладов секции проблем энергетики воздушного транспорта всесоюзной научно\практической конференции "Проблемы энергетики транспорта". - М.,1988. Труды ЦИАМ №1272.
17. Zhang, C. High temperature heat exchangers for recuperated rotorcraft powerplants / C. Zhang, V. Gümmer // Applied Thermal Engineering. - 2019. -Vol.154. -P. 548-561. DOI: 10.1016/j.applthermaleng.2019.03.119.
18. Fakhre, A. Helicopter mission analysis for a regenerated turboshaft. / A. Fakhre, V. Pachidis, I. Goulos, H. Pervier, M. Tashfeen // ASME Turbo Expo 2013, San Antonio, Texas, - 2013, - Vol.4-P.14. DOI: 10.1115/GT2013-94971.
19. Min, J.K. High temperature heat exchanger studies for applications to gas turbines / J.K Min, J.H. Jeong, M.Y. Ha, K.S. Kim // Heat Mass Transfer. - 2009. -Vol.46. - P.175-186. DOI: 10.1007/s00231-009-0560-3.
20. McDonald, C.F. Recuperated gas turbine aeroengines, part I: early development activities / C.F. McDonald, F.A. Massardo, C. Rodgers, A. Stone // Aircraft Engineering and Aerospace Technology- 2008. - Vol. 80 (2). - P. 139-157. DOI: 10.1108/00022660810859364.
21. McDonald, C.F. Recuperated gas turbine aeroengines, part II: engine design studies following early development testing / C.F. McDonald, F.A. Massardo, C. Rodgers, A. Stone // Aircraft Engineering and Aerospace Technology. - 2008. -Vol. 80(3). - P. 280-294. DOI: 10.1108/00022660810873719.
22. McDonald, C.F. Recuperated gas turbine aeroengines. Part III: engine concepts for reduced emissions, lower fuel consumption, and noise abatement / C.F. McDonald, F.A. Massardo, C. Rodgers, A. Stone // Aircraft Engineering and Aerospace Technology. - 2008. - Vol. 80(4). - P. 408-426. DOI: 10.1108/00022660810882773.
23. Маслов, В.Г. Теория и методы начальных этапов проектирования авиационных ГТД / В.Г. Маслов, В.С. Кузьмичев, А.Н. Коварцев, В.А Григорьев -Самара: СГАУ, 1996. - 147 с.
24. Кузьмичев, В.С. Выбор параметров и проектный термогазодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей / В.С. Кузьмичев, В.Г. Маслов, В.А. Григорьев - Куйбышев: КуАИ, -1984. - 176 с
25. Овруцкий Е.А. Методика определения экономической эффективности транспортных самолетов и уровня их технико-экономического совершенства / Е.А. Овруцкий. М.: Тр. ГОСНИИГА, 1975. - 168 с.
26. Теория воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975. - 568 с.
27. Нечаев, Ю.Н. Теория авиационных газотурбинных двигателей. / Ю.Н. Нечаев , Р.М. Федоров - Часть 1. - М.: Машиностроение, 1977. - 312 с.
28. Стечкин, Б.С. Теория тепловых двигателей. Избр. тр. / Б.С. Стечкин: АН СССР, отделение физ.-тех. проблем энергетики. - М.: Наука, 1977. - 410 с.
29. Кулагин, В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. В 3 кн. Кн. 1. Основы теории ГТД. Рабочий процесс и термогазодинамический анализ / В.В. Кулагин, В.С. Кузьмичев - М.: Машиностроение, 2017. - 336 с.
30. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. В 3 кн. Кн. 3. Основные проблемы: начальный уровень проектирования, газодинамическая доводка, специальные характеристики и конверсия авиационных ГТД / В.В. Кулагин, С.К. Бочкарев, И.М. Горюнов и др.; Под общ. ред. В.В. Кулагина. - М.: Машиностроение, 2005. - 464 с.
31. Клячкин, А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969. - 512 с.
32. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей / Под ред. д.т.н., проф. С.М. Шляхтенко. д.т.н., проф. В.А. Сосунова. - М.: Машиностроение, 1979. - 432 с.
33. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко: Учебник для вузов - 2-е изд. перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1987. - 568 с.
34. Флоров, И.Ф. Методы оценки эффективности применения двигателей в авиации // Труды ЦИАМ № 1099. - М.: ЦИАМ, 1985. - 260 с.
35. Пархомов, А.Л. Оптимизация параметров ВРД по экономичности. (Труды ЦИАМ, № 446). - М.: ЦИАМ, 1968.-32 с.
36. Румянцев, С.В. Современный подход к автоматизированному проектированию двигателя в системе ЛА // Автоматизированное проектирование двигателей ЛА: Сб. науч. тр. - М.: МАИ, 1979. - С.4-10.
37. Маслов, В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД / В. Г. Маслов - М.: Машиностроение, 1981. -127 с.
38. Кузьмичев, В.С. Выбор параметров и термогазодинамические расчеты авиационных газотурбинных двигателей / В.А. Григорьев, В.С. Кузьмичев и др.- 2-е изд., испр. и доп. Самара: изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2009. - 202 с.: ил.
39. Egorov I.N. Multi-objective approach for robust design optimization problems [Text] / Egorov I.N., Kretinin G.V., Leshchenko I.A., Kuptzov S.V. // Inverse problems in science and engineering. -2007. -T. 15, № 1. - С. 47-59.
40. Егоров, И.Н. Проблемы многодисциплинарной оптимизации силовых установок перспективных систем / И.Н. Егоров, Г.В. Кретинин, И.А. Лещенко , С.В. Купцов // Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики. -2000. - №1.
- С. 11-19.
41. Марчуков, Е.Ю. Опыт «ОКБ им. А. Люльки» по разработке современных двигателей маневренной авиации / Е.Ю. Марчуков, И.Н. Егоров // Проблемы и перспективы развития двигателестроения. Материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 22-24 июня 2016 г. Ч. 2, с. 233-236.
42. Брусов, В.С. Оптимальное проектирование летательных аппаратов: Многоцелевой подход. / В.С. Брусов, С.К. Баранов. - М.: Машиностроение, 1989. - 232 с.
43. Месарович, М. Общая теория систем: Математические основы. / М. Месарович, Я. Такахара - Пер. с англ. - М.: Мир, 1978. - 311 с.
44. Моисеев, Н.Н. Математические задачи системного анализа. /Н.Н. Моисеев - М.: Наука, 1981. - 488 с.
45. Пиявский, С.А. Оптимизация параметров многоцелевых летательных аппаратов. / С.А. Пиявский, В.С. Брусов, Е.А. Хвилон- М.: Машиностроение. 1974.
- 168 с.
46. Rolt A., Xisto C., Raffaelli L. Scale Effects on Conventional and Intercooled Turbofan Engine Performance // Aeronautical Journal. -2017. - Vol. 121(1242). - P. 1162-1185. DOI:10.1017/aer.2017.38.
47. Sebastiampillai J., Rolt A. Thermodynamic analysis of nutating disc engine topping cycles for aero-engine applications // Energy. -2019. - Vol. 182. - P. 641-655.
48. J Kurzke. Achieving maximum thermal efficiency with the simple gas turbine cycle. MTU Aero Engines, Dachauer Str 665, 80995.
49. J Kurzke. GasTurb 9—A Program to Calculate Design and Off-Design Performance of Gas Turbines. Germany, http://www. gasturb. de.
50. Visser W. Generic Analysis Methods for Gas Turbine Engine Performance/ The development of the gas turbine simulation program GSP // Doctoral dissertation. Technische Universiteit Delft. 2014.
51. Camilleri, W. Concept description and assessment of the main features of a geared intercooled reversed flow core engine / W. Camilleri, E. Anselmi, V. Sethi // Proc IMechE Part G: J Aerospace Engineering. - 2014. - V. 229, is. 9. - P. 1631-1639.
52. Агульник, А.Б. Выбор основных параметров циклов газопаротурбинной установки для газоперекачивающего агрегата / А.Б. Агульник, С.А. Гусаров, Х.Х.О. Омар // Труды МАИ. 2017. № 92. http://trudymai.ru/published.php?ID=77084
53. Кузьмичев, В.С. Способ повышения эффективности газотурбинных двигателей для наземного применения за счёт регенерации тепла / В.С. Кузьмичев, Х.Х. Омар, А.Ю. Ткаченко //Вестник Московского авиационного института. 2018. Т. 25, № 4. С. 133-141.
54. Filinov E., Tkachenko A., Omar H.H., Rybakov V. Increase the efficiency of a gas turbine unit for gas turbine locomotives by means of steam injection into the flow section // MATEC Web of Conferences. 2018. V. 220. DOI: 10.1051/matecconf/201822003010.
55. Ахмедзянов, А.М. Математические модели авиационных двигателей произвольных схем (компьютерная среда DVIG): учебное пособие/ под ред. А.М. Ахмедзянова — Уфа: Уфимск. гос. авиац. техн. Ун-т, 1998.-128 с.
56. Дружинин, Л.Н. Алгоритмы и подпрограммы расчета термодинамических параметров воздуха и продуктов сгорания углеводородных
топлив в ГТД / Л.Н. Дружинин, А.И. Швец, Н.С. Малинина. - М.: ЦИАМ, техн. Отчет №8787, 1979.- 85 c.
57. Кулагин, В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. /В.В. Кулагин, В.С. Кузьмичев - 4-е изд. испр. В 2 кн. Кн.1: Рабочий процесс и термогазодинамический анализ. Кн.2: Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики. - М.: Инновационное машиностроение, 2017. -616 с.
58. Кулагин, В.В. Формирование математической модели двигателя-прототипа и проектный термогазодинамический расчет ГТД с использованием автоматизированной системы термогазодинамического расчета и анализа (АСТРА-ПР): учеб. пособие/ В.В. Кулагин [и др.] - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2006. - 76 с.
59. Нечаев, Ю.Н. Теория авиационных газотурбинных двигателей / Ю.Н. Нечаев, Р.М. Федоров.- М.: Машиностроение, 1978. - Часть 2.- 336 с.
60. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок/ под ред. В.А. Сосунова и В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003. - 688 с.
61. Агульник, А.Б. Термогозодинамические расчеты и расчет характеристик авиационных ГТД / А.Б. Агульник, В.И. Бакулев, В.А. Голубев, И.В. Кравченко, Б.А. Крылов. - М.: Издательство МАИ, 2002 г. - 256 с.
62. McDonald C.F. Low-cost compact primary surface recuperator concept for microturbines // Applied Thermal Engineering. 2000. V. 20, Iss. 5. P. 471-497. DOI: 10.1016/S1359-4311(99)00033-2
63. Traverso A., Zanzarsi F., Massardo A. Cheope: a tool for the optimal design of compact recuperators // Proceedings of the ASME Turbo Expo. 2004. V. 6. P. 115123. DOI: 10.1115/GT2004-54114
64. McDonald C.F., Wilson D.G. The utilization of recuperated and regenerated engine cycles for high efficiency gas turbines in the 21st century // Applied Thermal Energy. 1996. V. 16, Iss. 8-9. P. 635-653. DOI: 10.1016/1359-4311(95)00078-X
65. Utriainen, E. Evaluation of the cross corrugation and some other candidate heat transfer surface for microturbine recuperators / E. Utriainen, B. Sunden // J. Eng. Gas Turbines Power.2002 Vol.124(4). P. 550-560.
66. G.N. Xie, et al., Optimization of compact heat exchangers by a genetic algorithm // Appl. Therm. Eng. 2008. Vol. 28(89) p.895-906. DOI: https://doi .org /10 .1016 /j .applthermaleng .2007.07.008.
67. Y. Liu, et al., Analysis of flow and heat transfer performance of primary surface heat exchanger for aeroengine // Aeroengine. 2017. Vol. 43(3). P. 38-42.
68. C.F. McDonald, Low cost recuperator concept for microturbine applications // in: Proceedings of ASME Turbo Expo, Munich, Germany, 2000, 2000-GT-167.
69. Traverso A. Optimal design of compact recuperators for microturbine application / A. Traverso, A.F. Massardo // Appl. Therm. Eng. 25(14) (2005) 2054-2071, https://doi .org /10 .1016 /j .applthermaleng .2005 .01.015.
70. Zohuri B. Compact heat exchangers. Selection, application, design and evaluation. Switzerland: Springer, 2017. 570 p. DOI: 10.1007/978-3-319-29835-1.
71. Ranganayakulu C., Seetharamu K.N. Compact heat exchangers: Analysis, design and optimization using FEM and CFD approach. John Wiley & Sons, 2018. 541 p.
72. Тихонов, А.М. Регенерация тепла в авиационных ГТД. / А.М.Тихонов - М.: Машиностроение,1977. - 108 с.
73. Kays W.M., London A.L. Compact heat exchangers. New York: McGraw-HillComp., 1984. 224 p.
74. Аронсон, К.Э., Теплообменники энергетических установок: эл. уч. издание. / К.Э. Аронсон, С.Н. Блинков, В.И. Брезгин, Ю.М. Бродов, В.К. Купцов и др. - Екатеринбург: УрФУ,2015. https://openedu.urfu.ru/files/book/
75. Иванов, В.Л. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок / В.Л. Иванов, А.И. Леонтьев, Э.А. Манушин, М.И. Осипов - М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. - 592 с.
76. Doo J.H., Ha M.Y., Min J.K., Stieger R., Rolt A., Son C. An investigation of crosscorrugated heat exchanger primary surfaces for advanced intercooled-cycle aero
engines (Part-I: Novel geometry of primary surface) // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2012. V. 55, Iss. 19-20. P. 5256-5267.DOI: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2012.05.034
77. Doo J.H., Ha M.Y., Min J.K., Stieger R., Rolt A., Son C. An investigation of crosscorrugated heat exchanger primary surfaces for advanced intercooled-cycle aero engines (Part-II: Design optimization of primary surface) // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2013. V. 61. P. 138-148. DOI: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2013.01.084.
78. Байгалиев, Б.Е. Теплообменные аппараты: учебное пособие. / Б.Е. Байгалиев, А.В. Щелчков, А.Б Яковлев, П.Ю. Готышов - Казань: Казанский государственный технический университет, 2012. - 180 с.
79. Xiao G., Yang T., Liu H., Ni D., Ferrari M.L., Li M., Luo Zh., Cen K., Ni M. Recuperators for micro gas turbines: A review // Applied Energy. 2017. V. 197. P. 8399. DOI: 10.1016/j.apenergy.2017.03.095
80. M. Kim, et al., Numerical study on the cross-corrugated primary surface heat exchanger having asymmetric cross-sectional profiles for advanced intercooled-cycle aero engines // Int. J. Heat Mass Transf.2013. Vol. 66 P.139-153. DOI: https://doi .org /10 .1016 /j .ijheatmasstransfer.2013 .07.017
81. Shah R.K., Sekulic' D.P. Fundamentals of heat exchanger design. New Jersey: John Wiley & Sons, Inc., 2003. 941 p.
82. Utrianen E., Sunden B. A comparison of some heat transfer surfaces for small gas turbine recuperators // Proceedings of the ASME Turbo Expo. 2001. V. 3. DOI: 10.1115/2001 -GT-0474
83. Беляев, В.Е. Высокоэффективный газотурбинный двигатель мощностью 1 МВт / В.Е. Беляев, С.О. Беляева, В.А. Коваль, Е.А. Ковалева // Восточно-европейский журнал передовых технологий. - 2009. - Т. 4, № 4 (40). -С. 66-69.
84. Сиссе, С.У. Тепловая эффективность рекуперативных теплообменников на частичных и неустановившихся режимах/ С.У. Сиссе - Дис. ... канд. техн. наук. Москва, 2000. -117 с.
85. Барский, И.А. Переходные характеристики теплообменников при любых отношения водяных эквивалентов / И.А. Барский, С.У. Сиссе // В сб.: «Актуальные проблемы научных исследований». М.: Машиностроение, 1999. - С. 99.
86. MacDonald C.F. Recuperator considerations for future higher efficiency microturbines // Applied Thermal Engineering. 2003. V. 23, Iss. 12. P. 1463-1487. DOI: 10.1016/S1359-4311(03)00083-8
87. Ардатов К.В., Нестеренко В.Г., Равикович Ю.А. Классификация высокоэффективных рекуператоров газотурбинных двигателей // Труды МАИ. 2013. № 71. http://trudymai.ru/published.php?ID=46706.
88. Кузьмичёв, В.С. Математическая модель расчёта массы теплообменника в задачах оптимизации параметров рабочего процесса авиационных газотурбинных двигателей / В.С. Кузьмичёв, Х.Х.О. Омар, А.Ю. Ткаченко, А.А. Бобрик // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2019. Т. 18, № 3. С. 67-80. DOI: 10.18287/2541-7533-2019-18-3-67-80.
89. Попова, Т.В. Разработка методики проектирования, расчета и изготовления теплообменного аппарата для малоразмерных ГТД с регенерацией тепла. / Т.В. Попова - Дис. ... канд. техн. наук. Москва, 2016. - 146 с.
90. Кулагин, В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. В 2 кн. Кн. 2. Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики / В.В. Кулагин, В.С. Кузьмичев. - М.: Инновационное машиностроение, 2017. - 280 с.
91. Григорьев, В. А. Вертолетные газотурбинные двигатели. / В. А. Григорьев, В. А. Зрелов, Ю. М. Игнаткин, В. С. Кузьмичев, Б. А. Пономарев, Е. В. Шахматов - М.: Машиностроение, 2007. - 491 с.
92. Кузьмичев, В.С. Особенности компьютерного моделирования рабочего процесса малоразмерных газотурбинных двигателей / В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко, Я.А. Остапюк // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая
техника, технологии и машиностроение. - 2016. - Т. 15. № 4. -С. 91-101
93. Ткаченко, А.Ю. Оптимизация управления газотурбинным двигателем по критериям эффективности летательного аппарата / А.Ю. Ткаченко - Дис. ... канд. техн. наук. Самара, 2009. 137 с.
94. Ткаченко, А.Ю. Построение профиля полета самолета и циклограммы работы его силовой установки для определения эксплуатационных параметров жизненного цикла проектируемого двигателя / А.Ю. Ткаченко, Н.И. Старцев, С.В. Фалалеев // Самара, 2013. -20 с.
95. Загребельный, А.О. Методика выбора значений параметров рабочего процесса малоразмерный ГТД со свободной турбиной в системе вертолета на этапе начального проектирования. / А.О. Загребельный - Дис. ... канд. техн. наук. Самара, 2019. - 156 с.
96. Ромасевич, В.Ф. Практическая аэродинамика вертолетов / Ромасевич В.Ф., Самойлов Г.А. - М.: Воениздат, 1980. - 384 с.
97. Кузьмичев, В.С. Методы и средства концептуального проектирования авиационных ГТД в CAE-системе «АСТРА» / В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко, В.Н. Рыбаков, И.Н. Крупенич, В.В. Кулагин // Вестник Самарск. гос. аэрокосм. ун-та. -2012. - №5(36). - Ч. 1. - С. 169-173.
98. Кузьмичев, В.С. Формирование виртуальной модели рабочего процесса газотурбинного двигателя в CAE системе «АСТРА» [Электронный ресурс] / В.С. Кузьмичев, В.В. Кулагин, И.Н. Крупенич, А.Ю. Ткаченко, В.Н. Рыбаков // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2013. - №67. - С. 15. - Режим доступа: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=41518
99. Кузьмичев, В.С. Решение задач начального этапа проектирования ГТД методами CAE-системы «АСТРА» / В.С. Кузьмичев, В.В. Кулагин, И.Н. Крупенич, А.Ю. Ткаченко // Вестник СГАУ. — 2012. — № № 3(34) Ч.3. — С. 75-82
100. Филинов, Е.П. Оптимизация параметров газотурбинного двигателя на этапе концептуального проектирования [Текст] / А.Ю. Ткаченко, Е.П. Филинов, Я.А. Остапюк // Вестник УГАТУ. - 2018. - №2 (80), т. 22. - С. 64-72.
101. Lebre, J. Performance of a turbofan engine with intercooler and regeneration / J. Lebre, F. Brojo // World Academy of science engineering and technology International Journal of Manufacturing Engineering - 2011.Vo1:5,No:6.
102. Zohuri B. Compact Heat Exchangers Selection, Application, Design and Evaluation // springer international publishing switzerland 2017, ISBN 978-3-319-29835-1(eBook), DOI 10.1007/978-3-319-29835-1.
103. Горюнов, И.М. Направления развития современных математических моделей рабочих процессов газотурбинных двигателей / И.М. Горюнов, О.И. Болдырев // Современные проблемы науки и образования. -2011. -. № 6.-С. 122-128.
104. Горюнов, И.М. Термогазодинмические расчеты ГТД и теплоэнергетических установок с использованием системы DVIGwT / И.М. Горюнов // Вестник Уфимского гос. авиац. техн. ун-та. - 2006. -Т. 7. №1. - С. 6170.
105. Горюнов, И.М. Система моделирования тепловых схем энергетических установок / И.М. Горюнов, Ю.С. Курунов // Докл. междунар. науч.-техн. конф., посв. памяти ген. констр. аэрокосмич. тех-ки Н.Д. Кузнецова. -Самара: СГАУ, 2001. - Ч. 3. - С. 27-31.
106. Ремизов, А.Е. совершенствование рабочего процесса в охлаждаемом сопловом аппарате турбины с несимметричными торцевыми поверхностями / А.Е. Ремизов, В.В. Вятков, Р.В. Харченко, Е.С. Осокина // Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. - 2020. -№ 2. - С. 119-124.
107. Омар, Х.Х.О. Оптимизации параметров рабочего процесса авиационных ТРДД с регенерацией тепла / Х.Х.О. Омар, В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко // Информационные технологии и нанотехнологии (ИТНТ-2020). Сборник трудов по. материалам VI Международной конференции и молодежной школы (г. Самара, 26-29 мая): в 4 т. / Самар. нац.-исслед. ун-т им. С. П. Королева (Самар. ун-т), Ин-т систем. обраб. изобр. РАН-фил. ФНИЦ "Кристаллография и фотоника" РАН; [под ред. В. А. Соболева]. - Самара: Изд-во Самар. ун-та, 2020. -
Том 3. Математическое моделирование физико-технических процессов и систем. -2020. - С.233-238.
108. Omar H.H. Development of a mathematical model of the compact heat exchanger used for optimizing thermodynamic parameters of the aviation gas turbine engine / H.H. Omar, V.S. Kuz'michev, A.Y. Tkachenko, A.V. Thomas Jayachandran // Информационные технологии и нанотехнологии (ИТНТ-2020). Сборник трудов по. материалам VI Международной конференции и молодежной школы (г. Самара, 2629 мая): в 4 т. / Самар. нац.-исслед. ун-т им. С. П. Королева (Самар. ун-т), Ин-т систем. обраб. изобр. РАН-фил. ФНИЦ "Кристаллография и фотоника" РАН; [под ред. В. А. Соболева]. - Самара: Изд-во Самар. ун-та, 2020. - Том 3. Математическое моделирование физико-технических процессов и систем. - 2020. - С.418-423.
109. Омар, Х.Х.О. Повышение эффективности авиационных турбовальных газотурбинных двигателей за счёт утилизации тепла/ Х.Х.О. Омар, В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко // Вестник УГАТУ.- 2020. - Т 24, № 3. - С.83-89.
110. Омар, Х.Х.О. Повышение эффективности авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей за счёт применения интеркулера и рекуператора/ Х.Х.О. Омар, В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. - 2020. - Т. 19, № 3. - С.85-99.
111. Омар, Х.Х.О. Повышение эффективности авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей за счёт применения рекуператора / Х.Х.О. Омар, В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко //Вестник Московского авиационного института. - 2020. - Т. 27, № 4. -С. 133-146. DOI: 10.34759/vst-2020-4-133-146.
112. Омар, Х.Х.О. Оптимизации параметров рабочего процесса авиационных турбовальных двигателей с рекуператором / Х.Х.О. Омар, В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко // 19-я Международная конференция «Авиация и космонавтика». 23-27 ноября 2020 года. Москва. Тезисы. - М.: Издательство «Перо», 2020. - С. 181-182.
113. http://roe.ru/catalog/vozdushno-kosmicheskie-sily/vertolety/ansat/
114. https://www.airlines-inform.ru/commercial-aircraft/boeing-737-max-7.html.
115. Осипов, И.В. Разработка малоразмерных ГТД различного типа на базе унифицированного газогенератора / И.В. Осипов, В.С. Ломазов // Авиационные двигатели. - 2020.-Т 4, № 5. - С. 11-18.
116. Иванов, В.Л. Повышение эффективности двухконтурного турбовентиляторного двигателя введением промежуточного охлаждения при сжатии / В.Л. Иванов, Н.Л. Щеголев, Д.А. Скибин // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. -2014. -Т.11, № 656. - С.75-83.
117. Jayachandran AV, Omar HH, Tkachenko AY, et al. Machine learning predictor for micro gas turbine performance evaluation. Aeron Aero Open Access J. 2020;4(4):172-180. DOI: 10.15406/aaoaj.2020.04.00120.
Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания. В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.