Метод обоснования требований, предъявляемых к вновь создаваемым камерам сгорания с поперечной системой вихреобразования авиационных двигателей тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.22.14, кандидат наук Скоробогатов Сергей Викторович

• Скоробогатов Сергей Викторович
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Скоробогатов Сергей Викторович

Введение

1. АНАЛИЗ ТЕКУЩЕГО СОСТОЯНИЯ ВОПРОСА

1.1 Обзор существующих вариантов конструкции камер сгорания авиационных двигателей

1.1.1 Общие положения

1.1.2 Типы фронтовых устройств камер сгорания и способы их компоновки

1.1.3 Основные подходы к организации процесса смесеобразования и горения в камерах сгорания

1.2 Влияние конструктивных особенностей камер сгорания

на эксплуатационные аспекты авиационных двигателей

1.3 Постановка задач предстоящего исследования

1.4 Выводы по главе

2. ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА МЕТОДОВ ИССЛЕДОВАНИЯ СТРУКТУРЫ ТЕЧЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ

С ПОПЕРЕЧНОЙ СИСТЕМОЙ ВИХРЕОБРАЗОВАНИЯ

2.1 Выбор методов исследования

2.2 Анализ моделей турбулентности

2.3 Разработка структурной схемы объекта исследования

2.4 Верификация и валидация моделей турбулентности

2.4.1 Оборудование для выполнения экспериментальных исследований

2.4.2 Подготовка физической модели объекта исследования и проведение гидродинамических экспериментов

2.4.3 Подготовка расчётной модели объекта исследования

2.4.4 Выполнение расчётов и сопоставление полученных результатов с экспериментальными данными

2.5 Выводы по главе

3. ФАКТОРНЫЙ АНАЛИЗ ПРОЦЕССОВ, ПРОТЕКАЮЩИХ В

КАМЕРЕ СГОРАНИЯ С ПОПЕРЕЧНОЙ СИСТЕМОЙ

ВИХРЕОБРАЗОВАНИЯ, КАК ОСНОВА ДЛЯ ОБОСНОВАНИЯ

НОМЕНКЛАТУРЫ НОРМАТИВНЫХ ТРЕБОВАНИЙ

3.1 Обоснование требований, предъявляемых к камере сгорания,

по результатам оптимизации её входной части

3.1.1 Разработка структурной схемы входной части объекта исследования

3.1.2 Обоснование требований, предъявляемых к камере сгорания по результатам оптимизации элементов диффузорной части

3.1.3 Расчёт горения в камере сгорания первоначальной конфигурации

3.1.4 Обоснование требований, предъявляемых к камере сгорания по результатам оптимизации элементов внутреннего профилирования уголкового стабилизатора пламени

3.2 Обоснование требований, предъявляемых к камере сгорания

по результатам оптимизации её выходной части

3.3 Верификация результатов расчётов на основе

гидродинамических исследований

3.4 Обоснование требований по учёту теплового воздействия на

структуру потока в камере сгорания

3.5 Определение количественных показателей на основе результатов

огневых испытаний физической модели камеры сгорания

итоговой конфигурации

3.5.1 Технология изготовления физической модели камеры сгорания для огневых испытаний

3.5.2 Экспериментальное оборудование для осуществления исследования процесса горения

3.5.3 Методика проведения экспериментальных исследований процесса горения на камерном стенде

3.6 Выводы по главе

4. РАЗРАБОТКА МЕТОДА ОБОСНОВАНИЯ ТРЕБОВАНИЙ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫХ К ВНОВЬ СОЗДАВАЕМЫМ КАМЕРАМ СГОРАНИЯ С ПОПЕРЕЧНОЙ СИСТЕМОЙ

ВИХРЕОБРАЗОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

4.1 Этап проектирования элементов авиационного двигателя как часть системы обеспечения и поддержания лётной годности воздушного судна

4.2 Метод обоснования требований, предъявляемых к вновь создаваемым камерам сгорания с поперечной системой вихреобразования авиационных двигателей

4.3 Выводы по главе

Заключение

Список сокращений и условных обозначений

Список литературы

Список рисунков

Список таблиц

Приложение А. Полный перечень геометрических параметров,

формирующих внешний облик камеры сгорания с

поперечной системой вихреобразования

итоговой конфигурации

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Метод обоснования требований, предъявляемых к вновь создаваемым камерам сгорания с поперечной системой вихреобразования авиационных двигателей»

Введение

Актуальность темы исследования. Создание современного, конкурентоспособного авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) — это дорогостоящий процесс, требующий решения комплекса задач с вовлечением различных отраслей науки и промышленности. До недавнего времени полным циклом создания авиационных ГТД обладали только 4 государства: США, Англия, Франция и Россия. Сегодня ситуация на рынке двигателестроения меняется. Растёт число производителей, предлагающих свою продукцию для нужд гражданской авиации. Кроме того, всё более ужесточаются требования к вновь создаваемым ГТД. Данные требования распространяются и на совокупность отдельно взятых элементов двигателя, к каждому из которых, в свою очередь, предъявляются ещё и свои специфические требования. Внешний облик камеры сгорания (КС) также проектируется с учётом этих требований [1].

Однако, в ходе непосредственной эксплуатации авиационных ГТД часто выявляются недостатки, требующие дополнительных временных и материальных затрат на осуществление технического обслуживания и ремонта, что влечёт за собой снижение экономической эффективности эксплуатирующего авиационного предприятия. Причём, эти недостатки могут быть устранены ещё на этапе проектирования ГТД и его элементов при должном подходе к анализу данных статистики эксплуатации конкретного двигателя за определённый период [1].

Развитие технологии изготовления элементов авиационных ГТД в совокупности с конкурентной борьбой на рынке двигателестроения обуславливают тенденцию по повышению параметров газодинамических процессов в авиационных ГТД. Следствием данного обстоятельства является рост температуры газов перед турбиной. Данный рост обеспечивается за счёт стремления коэффициента избытка воздуха а к значениям, близким к стехиометрическому. Это, в свою очередь, ведёт к необходимости увеличения пропускной способности фронтового устройства (ФУ) КС, поскольку всё большее количество воздуха должно поступать непосредственно в зону горения и всё меньшее — в зону смешения. При а & 1, практически весь нагнетаемый компрессором воздух должен поступать в зону горения, а количество вторичного воздуха Св11 должно стремится к нулю.

В настоящее время широкое распространение получил способ организации топливно-воздушной смеси (ТВС) с помощью завихрителей газового потока,

которые часто используются в составе ФУ Циркуляционная зона, создаваемая такими устройствами, обеспечивает качественное перемешивание топлива и воздуха, так как вращательные составляющие скорости создают области сильного сдвига течения с высоким уровнем турбулентности и большой скоростью массообмена. Однако, применение завихрителей потока диктует необходимость наличия множества отдельных ФУ по обводу кольцевого канала КС с соблюдением между этими устройствами некоторого расстояния. К примеру, КС двигателя CFM56-3 включает в себя 20 завихрителей потока. Таким образом, между ФУ данного типа всегда присутствует неэффективно используемое пространство, в котором невозможна организация ТВС. Кроме того, наличие этого пространства обуславливает тот факт, что для увеличения пропускной способности ФУ данного типа требуется значительное увеличение габаритов КС и, как следствие, габаритов всего ГТД.

Помимо этого, каждый завихритель формирует за собой отдельную вихревую структуру В совокупности эти структуры интерферируют между собой, что ухудшает однородность параметров газового потока по периметру кольцевого канала. По этой причине у многих КС на выходе наблюдается существенная неравномерность температурного поля, из-за чего имеют место локальные тепловые напряжения сопловых лопаток, а также нарушается глубина их охлаждения. В результате возрастает потребное количество охлаждающего воздуха. Также, в долгосрочной перспективе, это влечёт за собой возникновение трещин в местах тепловых напряжений, разрушение защитного покрытия вследствие развития этих трещин и прогар лопаток. В случае многорядной компоновки ФУ, при которой зоны горения разделяются на дежурную и основную, выраженность вихревой интерференции несколько снижается, однако возникает проблема обеспечения качественного распыла жидкого топлива в условиях его крайне малых расходов.

С целью уменьшения осевой протяжённости КС и всего двигателя в целом в современных ГТД применяются срывные диффузоры. В результате внезапного расширения проточной части происходит интенсивное торможение потока воздуха до приемлемых скоростей, однако также при этом возникают локальные вихревые структуры, вызывающие потери полного давления в КС. Подобные вихревые структуры, в некоторых случаях, могут зарождаться внутри жаровой трубы в непосредственной близости к ФУ В таком случае присутствует риск образования зон местного обогащения ТВС на некоторых режимах работы двигателя, что влечёт за собой снижение полноты сгорания топлива, увеличение эмиссии вред-

ных веществ в атмосферу и в ряде случаев может вызвать коксование форсунок или привести к разрушениям усталостного характера элементов КС.

Таким образом, ряд вышеперечисленных факторов обуславливает увеличение стоимости эксплуатации авиационного двигателя и говорит о необходимости в разработке нового подхода при проектировании КС и её элементов с целью исправления сложившейся ситуации. Переход от продольной системы вихре-образования, соответствующей применяемым на сегодняшний день ФУ КС, к поперечной системе, при которой поступающий в КС воздух закручивается в поперечном направлении относительно продольной оси ГТД, позволит организовать циркуляционную зону единым фронтом по всему периметру кольцевого канала КС. Такой способ организации рабочего процесса обеспечит возможность устранения явлений интерференции локальных вихревых структур в проточной части КС, а также позволит снизить неравномерность температурного поля на входе в сопловой аппарат турбины и сократить потери полного давления, обеспечив при этом необходимую пропускную способность КС.

Однако, переход к поперечной системе вихреобразования потребует существенного изменения внешнего облика КС с внедрением в её конструкцию новых элементов сложной формы. Столь серьёзный шаг должен иметь под собой веское обоснование, в контексте которого доказывается необходимость принятия конкретных конструкторских решений путём исследования их влияния на эксплуатационные характеристики КС с экспериментальным тому подтверждением. Поэтому, разработка метода обоснования требований, предъявляемых к вновь создаваемым камерам сгорания с поперечной системой вихреобразования (КСПСВ) авиационных двигателей, является актуальной задачей.

Степень разработанности темы исследования. Обоснование требований, предъявляемых к вновь создаваемой авиационной технике, является важным вопросом с точки зрения эксплуатации воздушного транспорта. При проектировании изделия следует учитывать те условия, в которых оно будет выполнять возложенные на него функции, поскольку без этого невозможно встраивание данного изделия в общую систему обеспечения и поддержания лётной годности воздушных судов (ВС). Важность данного вопроса находит отражение в работах профессора Ицковича А.А, профессора Чинючина Ю.М., профессора Смирнова Н.Н., профессора Гипича Г.Н. и др. [2—8].

На сегодняшний день в области авиационного моторостроения можно выделить несколько направлений, в рамках которых сосредоточены основные усилия конструкторов авиационных двигателей. Применительно к КС это:

- повышение топливной эффективности ГТД;

- увеличение ресурса элементов КС и прочих элементов ГТД, на которые оказывают непосредственное или косвенное влияние процессы, протекающие в КС;

- снижение уровня эмиссии вредных веществ.

В соответствии с этими направлениями разрабатываются новые технологии, совершенствуются защитные покрытия и системы охлаждения элементов ГТД, обеспечивающие рост температуры газа перед турбиной и повышающие надёжность двигателя. На текущий момент разработано множество способов организации рабочего процесса в КС, а также устройств для их осуществления, позволяющих добиться снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. В частности, широкое распространение получили двухрядные КС, в которых зона горения разделена на дежурную и основную. Активно применяются двухкон-турные фронтовые модули, организующие процесс смесеобразования и горения схожим образом. Существенный вклад в развитие данной отрасли со стороны отечественных предприятий был внесён специалистами ЦИАМ им. И.П. Баранова, АО «ОДК Салют», ПАО «ОДК Сатурн», ПАО «ОДК Кузнецов», АО «ОДК Авиадвигатель». Со стороны зарубежных предприятий лидерами отрасли являются: General Electric, Rolls-Royce, NASA, Pratt&Whitney.

Также американскими и китайскими специалистами активно ведутся исследования по организации процесса горения в вихревых КС, где имеет место поперечная система вихреобразования. Данное направление считается перспективным, что также подчёркивает актуальность темы исследования.

Целью исследования является разработка метода обоснования требований, предъявляемых на этапе проектирования к КСПСВ авиационного двигателя.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

- выполнить анализ существующих и перспективных конструкторских решений, направленных на совершенствование эксплуатационно-технических характеристик КС авиационных двигателей;

- обосновать выбор методов исследования структуры течения в КСПСВ;

- разработать структурную схему КСПСВ при минимально необходимом наборе геометрических параметров, определяющих её внешний облик;

- выявить закономерности геометрического воздействия со стороны элементов КСПСВ на структуру газового потока и на химическую кинетику процесса горения ТВС;

- опираясь на выявленные закономерности, сформировать оптимальный внешний облик КСПСВ, который позволит обеспечить:

- максимальное значение коэффициента восстановления полного давления,

- минимальный уровень неравномерности температурного поля на выходе из КСПСВ,

- отсутствие застойных явлений в проточной части КСПСВ,

- высокую полноту сгорания,

- низкий уровень эмиссии вредных веществ,

- хорошие пусковые характеристики,

- исключение возможности теплового дросселирования при температурном воздействии на газовый поток;

- провести экспериментальные исследования структуры течения в КСПСВ как без учёта, так и с учётом температурного воздействия на газовый поток в процессе горения ТВС;

- на основании информации, полученной с помощью численных и экспериментальных методов в процессе формирования внешнего облика КСПСВ, разработать метод обоснования требований, предъявляемых на этапе проектирования к вновь создаваемым КСПСВ авиационных двигателей.

Объектом исследования является камера сгорания с поперечной системой вихреобразования авиационного двигателя.

Предметом исследования являются процессы, протекающие в КСПСВ авиационного двигателя, а также степень и характер влияния на эти процессы со стороны элементов геометрии КСПСВ.

Методы проведения исследований. В работе, в зависимости от решаемых задач, были использованы численные и экспериментальные методы. Исследования на основе численных методов проводились в модуле вычислительной гидро-газодинамики программного пакета Ansys. В рамках решения научной задачи выполнялась верификация результатов численного моделирования струк-

туры потока по результатам гидродинамических экспериментов с применением теории подобия физических явлений. Для оценки степени влияния температурного воздействия на газовую динамику, а также для проверки работоспособности всей КСПСВ в целом, проводились огневые испытания КСПСВ на экспериментальной установке «камерный стенд».

Научная новизна работы заключается в следующем:

- разработан способ организации рабочего процесса в кольцевой КС, заключающийся в закрутке потока газа, поступающего из компрессора сплошным фронтом за единым ФУ по всему кольцевому каналу в поперечном направлении относительно продольной оси двигателя. В выходной области КС поток газа разделяют на две части: одну часть принудительно организуют в зону обратных токов (ЗОТ); вторую часть, минуя зону горения, подмешивают к продуктам сгорания. При этом предотвращают возникновение застойных зон с тыльной стороны ФУ путём геометрического воздействия на структуру течения. Организуют выход газа из КС в виде множества отдельный струй, которые затем объединяют в единый поток по всему периметру кольцевого канала;

- разработана структурная схема КСПСВ, в которой организация ЗОТ осуществляется с помощью ФУ нового типа, представляющего собой совокупность диффузорного канала и уголкового стабилизатора пламени (УСП) с элементами внутреннего профилирования, расположенного по всему периметру кольцевого канала КС, а также с помощью коллектора газового потока, задающего коэффициент избытка воздуха в КСПСВ;

- теоретически обоснованы и экспериментально установлены закономерности геометрического воздействия со стороны элементов внешнего и внутреннего профилирования ФУ, элементов коллектора газового потока, элементов газосборника и стенок КСПСВ на структуру течения газового потока, а также на организацию ТВС и горения;

- опираясь на установленные закономерности разработан метод обоснования требований, предъявляемых к вновь создаваемым КСПСВ авиационных двигателей.

Практическую значимость работы представляют:

- метод обоснования требований, предъявляемых к вновь создаваемым КСПСВ авиационных двигателей;

- практические рекомендации по поиску эффективного управления течением в КСПСВ;

- экспериментальная модель для исследования структуры потока в КСПСВ;

- экспериментальная модель для исследования процесса горения в КСПСВ.

Положения, выносимые на защиту:

- метод обоснования требований, предъявляемых к вновь создаваемым КСПСВ авиационных двигателей;

- КСПСВ авиационного двигателя;

- практические рекомендации по реализации эксплуатационных требований во вновь создаваемых КСПСВ авиационных двигателей.

Достоверность полученных результатов обеспечивается адекватной постановкой задач, корректным использованием математического аппарата, а также согласованностью результатов численного моделирования с результатами экспериментальных исследований.

Личный вклад автора. Предложена структурная схема КСПСВ и разработана методика расчёта течения в ней, определены степень и характер геометрического воздействия со стороны элементов конструкции КСПСВ на структуру газового потока и химическую кинетику процесса горения ТВС. Изготовлена физическая модель КСПСВ из термопластичных полимеров для гидродинамических экспериментов, а также изготовлена физическая модель КСПСВ из металла для огневых испытаний на экспериментальной установке «камерный стенд». Разработан метод, позволяющий на этапе проектирования КСПСВ авиационного двигателя учитывать эксплуатационные требования, предъявляемые к авиационному ГТД.

Реализация результатов работы. Результаты работы внедрены в учебный процесс Иркутского филиала МГТУ ГА, что подтверждается соответствующим актом реализации.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 15 печатных работ (153 стр.), из них 4 работы (62 стр.) — в журналах, рекомендованных ВАК для публикации материалов кандидатских диссертаций. Получен патент на изобретение № 2716992.

Апробация работы. Результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на:

- Всероссийской научно-практической конференции, посвящённой 50-летию Иркутского филиала МГТУ ГА «Актуальные проблемы и перспективы развития гражданской авиации» — Иркутск 2017; XV Всероссийской конференции «Новые технологии» — Миасс 2018; Всероссийской научно-практической конференции «Актуальные проблемы и перспективы развития гражданской авиации» — Иркутск 2018;

- Региональных научно-практических конференциях студентов и аспирантов «Актуальные проблемы развития авиационной техники и методов её эксплуатации», проводимых ежегодно — Иркутск 2013-2015 гг.;

- Всероссийских научно-практических конференции студентов и аспирантов «Актуальные проблемы развития авиационной техники и методов её эксплуатации», проводимых ежегодно — Иркутск 2018-2019 гг.

Структура и объём работы. Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения, списка сокращений и условных обозначений, списка литературы, списка рисунков, списка таблиц и одного приложения. Полный объём диссертации составляет 200 страниц, включая 115 рисунков и 11 таблиц. Список литературы содержит 108 наименований.

1. АНАЛИЗ ТЕКУЩЕГО СОСТОЯНИЯ ВОПРОСА

Современное ВС должно обладать рядом функциональных свойств, характеризующих его эффективность и конкурентоспособность по отношению к прочим ВС на мировом рынке. Эти свойства, в свою очередь, закладываются в конструкцию ВС на этапе проектирования, обеспечиваются на этапе производства и поддерживаются в ходе непосредственной эксплуатации. Причём данный принцип распространяется на все компоненты и системы ВС, к которым предъявляются индивидуальные требования как со стороны изготовителя, так и со стороны предприятия эксплуатанта.

Существенное влияние на показатели эффективности ВС оказывает техническое совершенство размещаемых на нём двигателей. КС, являясь одним из основных элементов авиационного ГТД, вносит значительный вклад в формирование данных показателей, а вопросу совершенствования конструкции КС уделяется особое внимание со стороны конструкторских школ нашей страны и других стран мира. На данный момент разработано множество инструментов и технологий, позволяющих воплотить инженерный замысел по повышению параметров рабочего процесса в КС ГТД. У эксплуатирующих авиапредприятий появляется опыт использования ГТД нового поколения в составе приобретаемых ВС. Данные обстоятельства обуславливают необходимость тщательного анализа сложившихся тенденций в двигателестроительной отрасли в контексте общей системы обеспечения и поддержания лётной годности ВС гражданской авиации.

1.1. Обзор существующих вариантов конструкции камер сгорания

авиационных двигателей

1.1.1. Общие положения

В настоящее время в современных авиационных ГТД используются преимущественно КС кольцевого типа, у которых жаровая труба расположена концен-

трично относительно корпуса. Несмотря на то, что КС данного типа более сложны в производстве, они обладают рядом преимуществ, в числе которых:

- меньшие потери полного давления;

- возможность получения менее выраженной окружной неравномерности температурного поля;

- относительно малые габариты и масса;

- хорошие пусковые характеристики.

На рисунке 1.1 схематично отображён принцип организации рабочего процесса в типовой КС [9]. КС условно подразделяется на 3 зоны: зону горения, промежуточную зону и зону смешения.

Рисунок 1.1 — Принцип организации рабочего процесса в типовой КС

Для того чтобы обеспечить стабильную работу КС на всех режимах, подача воздуха организуется через ФУ, расположенное во входной части жаровой трубы. Основное предназначение ФУ — это стабилизация пламени путём создания зон циркуляции. По причине низкой пропускной способности классических ФУ [10], среднее значение скорости течения газа за ними мало, в то время как время пребывания ТВС велико. Это оказывает благоприятное воздействие на стабильность процесса горения и воспламенения ТВС. Поскольку из-за малого расхода воздуха через ФУ в первичной зоне ТВС переобогащена, ее догорание осуществляется в промежуточной зоне. Длина промежуточной зоны определяется временем пребывания промежуточного воздуха в данной зоне, необходимым для завершения

процесса горения. В зоне смешения к продуктам горения подмешивается оставшийся воздух, не попавший в первичную и промежуточную зоны. Этот воздух необходим для формирования требуемой температуры газа перед его поступлением в сопловой аппарат турбины.

1.1.2. Типы фронтовых устройств камер сгорания и способы их компоновки

Различные КС включают в себя те или иные ФУ, которые обладают одинаковым функционалом, но отличаются конструктивно. На рисунке 1.2 на странице 16 представлены различные типы ФУ [9]. Классическими вариантами можно считать щелевую головку жаровой трубы и конические насадки, размещаемые в передней части жаровой трубы. Данные ФУ просты в изготовлении, однако их использование сопряжено со значительными гидравлическими потерями, а процесс смесеобразования находится на низком уровне, что влечёт за собой малую полноту сгорания и высокий уровень эмиссии вредных веществ.

Испарительные ФУ позволяют достичь высокой степени гомогенности ТВС, однако в КС авиационных ГТД их используют довольно редко из-за сложности конструкции и склонности к коксованию.

Осевые и радиальные лопаточные завихрители потока создают меньшее гидравлическое сопротивление чем щелевые и конусные. В них поток воздуха попадает в межлопаточные проходы завихрителя и получает крутку, необходимую для формирования циркуляционных зон. Степень крутки потока зависит от скорости воздуха и угла установки лопаток. Угол наклона лопаток придаёт потоку воздуха окружную составляющую скорости, за счёт чего осевая скорость уменьшается.

Завихрители потока формируют циркуляционную зону продольного типа. Размеры данной зоны и её форма определяют кинетику течения, распределение частиц топлива в объёме, интенсивность перемешивания, что в конечном итоге сказывается на скорости протекания химических реакций. Кроме того, конструкция ФУ влияет на максимальный угол распыла топлива, который для современных ФУ должен превышать 90°, поскольку сужение угла распыла ведёт к уменьшению поперечного размера факела пламени и менее рациональному использованию пространства КС.

1 — щелевая головка; 2 — конический насадок; 3 — испарительное устройство; 4 — осевой лопаточный завихритель; 5 — радиальный лопаточный завихритель; 6 — комбинированное завихрительное ФУ (фронтовой модуль); 7 — струйный завихритель; 8 — сопловой насадок. Рисунок 1.2 — Основные типы фронтовых устройств

На данный момент наиболее часто применяемыми являются комбинированные ФУ (фронтовые модули). В них, помимо функции стабилизации пламени, также обеспечивается предварительная подготовка ТВС (распыл, смешение до нужной концентрации и степени однородности). Современные фронтовые модули состоят из двух и более осевых, струйных и (или) радиальных завихрителей и сопловых насадок различной конфигурации. Причём такие комбинированные устройства могут создавать за собой две зоны — дежурную богатую зону, обеспечивающею хорошие пусковые характеристики и стабильную работу двигателя, а также основную бедную зону, которая подключается на тяжёлых режимах работы ГТД и позволяет обеспечить требуемый уровень выбросов N0^ в соответствии с рисунком 1.3 на странице 17.

Основной поток

Дежурный поток

Основная зона

Воздух ■

I Топливо Дежурная зона

а) Общий вид б) Организация ТВС

Рисунок 1.3 — Двухзонный фронтовой модуль малоэмиссионной КС TAPS II

Фрагментация зоны горения на несколько областей также может достигаться за счёт размещения во входной части кольцевого канала КС сразу нескольких рядов ФУ. Так, кольцевые КС типа SAC (single annular combustion), в соответствии с рисунком 1.4а на странице 18, содержат один ряд ФУ по всему кольцевому каналу, в то время как КС типа DAC (double annular combustion), в соответствии с рисунком 1.4б на странице 18, являются двухрядными, где один ряд ФУ формирует дежурную богатую зону, а второй ряд ФУ — основную бедную зону. Причём ФУ в КС типа DAC могут располагаться корадиально без смещения друг относительно друга, либо со смещением в шахматном порядке. Такой подход к проектированию КС в последнее время находит всё более широкое применение, поскольку фрагментация зоны горения на несколько частей позволяет обеспечить выполнение взаимоисключающих требований к КС в широком диапазоне режимов работы авиационного двигателя.

Помимо улучшения эмиссионных показателей (преимущественно за счёт снижения уровня NOx), фрагментация зоны горения также увеличивает однородность параметров рабочего процесса в КС. При этом, быстрое испарение топлива и высокая интенсивность его перемешивания с воздухом в совокупности имеют решающее значение для достижения гомогенности компонентов ТВС и равно-

а) Кольцевая однорядная КС ^АС)

б) Кольцевая двухрядная КС фАС) Рисунок 1.4 — Концепция однорядной и двухрядной КС

а) Сектор кольцевого канала КС

Воздух

Топливо

Воздух

б) Отдельное ФУ Рисунок 1.5 — Кольцевая трёхрядная КС NASA multipoint LDI [11]

мерности параметров в зоне горения. Этим обусловлено решение по увеличению числа ФУ в КС. В данном направлении специалистами NASA активно ведутся исследования по разработке перспективной, многоточечной КС концепции LDI, в соответствии с рисунком 1.5.

Одним из возможных вариантов фрагментации зоны горения является последовательное размещение дежурной и основной зон по принципу КС Pratt&Whitney Vorbix, в соответствии с рисунком 1.6 на странице 20. В этом случае дежурная зона горения поддерживается во множестве трубчатых камер, расположенных перед кольцевым каналом с основной зоной горения.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Скоробогатов Сергей Викторович, 2021 год

Список литературы

1. Скоробогатов, С. В. Обеспечение эксплуатационных требований при проектировании фронтового устройства камеры сгорания с поперечной системой вихреобразования [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // Научный вестник ГосНИИ ГА. — 2019. — Т. 25, № 336. — С. 21—31.

2. Анализ состояния и тенденции развития центров технического обслуживания и ремонта воздушных судов [Текст] / А. А. Ицкович [и др.] // Научный вестник МГТУ ГА. — 2012. — № 178. — С. 13—20.

3. Ицкович, А. А. Обобщение опыта применения эффективных программ поддержания лётной годности воздушных судов в центрах технического обслуживания и ремонта авиационной техники [Текст] / А. А. Ицкович, И. А. Файнбург // Научный вестник МГТУ ГА. — 2011. — № 173. — С. 12—17.

4. Чинючин, Ю. М. Проблемы совершенствования системы поддержания лётной годности воздушных судов [Текст] / Ю. М. Чинючин, Н. Н. Смирнов, В. С. Кирдюшкин // Научный вестник МГТУ ГА. — 2012. — № 178. — С. 7—12.

5. Чинючин, Ю. М. Общая характеристика состояния дел в гражданской авиации и проблемные вопросы [Текст] / Ю. М. Чинючин // Научный вестник МГТУ ГА. — 2014. — № 205. — С. 5—9.

6. Чинючин, Ю. М. Проблемы мониторинга ресурсных характеристик в задачах поддержания лётной годности воздушных судов [Текст] / Ю. М. Чинючин // Научный вестник МГТУ ГА. — 2017. — Т. 20, № 6. — С. 5—9.

7. Чинючин, Ю. М. К задачам поддержания лётной годности воздушных судов на основе мониторинга их ресурсного состояния [Текст] / Ю. М. Чинючин, Н. Ойдов // Научный вестник МГТУ ГА. — 2017. — Т. 20, № 3. — С. 110—121.

8. Гипич, Г. Н. Обоснование и разработка концепции поддержания лётной годности гражданских воздушных судов при эксплуатации : дис. ... канд. техн. наук : 05.22.14 [Текст] / Г. Н. Гипич. — М., 2001. — 169 с.

9. Иноземцев, А. А. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок [Текст] / А. А. Иноземцев, В. Нихамкин, В. Сандрац-кий. — М. : Машиностроение, 2008. — 366 с.

10. Бакулев, В. И. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок [Текст] / В. И. Бакулев, В. Голубев, Е. Крылов. — М. : Из-во МАИ, 2003. — 688 с.

11. Heath, C. Parametric Modeling Investigation of a Radially-Staged Low-Emission Aviation Combustor / C. Heath// 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. — San Diego, California, USA, 4-8 January/2016. — P. 1394.

12. Скибин, В. А. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор) [Текст] / В. А. Скибин, В. Солонин, В. Палкин. —Казань : Татмедиа, 2010. — 676 с.

13. Скоробогатов, С. В. Современные подходы к организации процесса горения в камере сгорания [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // сборник трудов Всероссийской научно-практической конференции «Актуальные проблемы и перспективы развития гражданской авиации». — 2018.

14. Mosier, S. Advanced combustion systems for stationary gas turbine engines / S. Mosier, R. Pierce // Review and preliminary evaluation. Final report. Volume I. — West Palm Beach, FL (USA): Pratt, Whitney Aircraft Group, 12/1980. — P. 49.

15. Carlson, D. D. A Propulsion Renaissance: New Cycles, New Architectures and Opportunity for Workforce Development / D. D. Carlson // 19th ISABE Conference. — Montreal, Canada, Semptember 9th/2009. — P. 49.

16. Mongia, H. C. GE Aviation low emissions combustion technology evolution / H. C. Mongia. — 2007. — SAE Technical Paper.

17. Lefebvre, A. H. Gas turbine combustion: alternative fuels and emissions. Vol. 4 / A. H. Lefebvre, D. R. Ballal. - 3rd ed. - The address : CRC press, 04/2010.

18. Fu, Y. Aerodynamics and combustion of axial swirlers : PhD thesis / Fu Yongqiang. — University of Cincinnati, 2008.

19. Penanhoat, O. Low emissions combustor technology developments in the european programmes LOPOCOTEP and TLC / O. Penanhoat // Proceedings of the 25th ICAS. — Hamburg, Germany, 2006. — No. 25.

20. Tacina, R. Combustor technology for future aircraft / R. Tacina. — 1990.

21. Hicks, Y. R. Comparing a Fischer-Tropsch Alternate Fuel to JP-8 and their 5050 Blend: Flow and Flame Visualization Results / Y. R. Hicks, M. Tacina // NASA/TM-217884.-2013.

22. Tacina, K. M. Swirl-Venturi Lean Direct Injection Combustion Technology for Low-NOx Aero Gas Turbine Engines / K. M. Tacina. — 2018.

23. Peddie, C. L. NASA Ultra Efficient Engine Technology Project Overview / C. L. Peddie, R. J. Shaw. - 2004.

24. Brewer, D. Overview of CMC Development Activities in NASA's UltraEfficient Engine Technology (UEET) Program / D. Brewer. — 2001.

25. Daggett, D. L. Ultra efficient engine technology systems integration and environmental assessment / D. L. Daggett, K. A. Geiselhart. — 2002.

26. Shaw, R. J. Ultra-Efficient Engine Technology Project Integrated Into NASA's Vehicle Systems Program / R. J. Shaw. — 2004.

27. Mileiko, S. T. Metal and ceramic based composites / S. T. Mileiko. — 1997.

28. Перспективы применения аддитивных технологий для создания деталей и узлов авиационных газотурбинных двигателей и прямоточных воздушно-реактивных двигателей [Текст] / Л. А. Магеррамова [и др.] // Научный вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. - 2019. - Т.18, № 3. - С. 81-98.

29. Александров, Ю. Б. Исследование формирования температурных полей в камерах сгорания газотурбинных двигателей [Текст] / Ю. Б. Александров, И. И. Вафин, Б. Г. Мингазов // Инженерный журнал: наука и инновации. — 2018. — 1(73).-С. 1-15.

30. Испытания отсека малоэмиссионной камеры сгорания с центробежной и центробежно-пневматической форсунками [Текст] / В. П. Маслов [и др.] // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2011.-Т. 5, №29.-С. 162-167.

31. Васильев, А. Ю. Экспериментальные исследования распыливания жидкости модельными фронтовыми устройствами камер сгорания [Текст] / А. Ю. Васильев, А. А. Свириденков, В. В. Третьяков // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2011. — Т. 5, № 29. — С. 55-64.

32. Свириденков, А. А. Распыливание топлива и смесеобразование в модельной камере сгорания при наличии прецессии воздушного потока [Текст] /

A. А. Свириденков, В. В. Третьяков // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2015. — Т. 14, № 2. — С. 170—178.

33. Пат. 2515909 Российская Федерация, МПК F23R 3/34 (2006.01). Кольцевая малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя [Текст] /

B. Н. Строкин [и др.] ; заявитель и патентообладатель Москва. ФГУП «ЦИАМ

им. П.И. Баранова». — № 2012127819/06 ; заявл. 04.07.2012 ; опубл. 10.01.2014, Бюл. № 1. — 11с. : ил.

34. Пат. 98538Российская Федерация, МПКF23C 1/08 (2006.01), F23R 3/36 (2006.01), F23D17/00 (2006.01). Камера сгорания непрерывного действия [Текст] / Е. Д. Свердлов, Г. К. Ведешкин ; заявитель и патентообладатель Москва. ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова». — № 2010120505/06 ; заявл. 24.05.2010 ; опубл. 20.10.2010, Бюл. № 29. — 2с.: ил.

35. Пат. 86281 Российская Федерация, МПК F23D 11/10 (2006.01) F23D 11/12 (2006.01). Горелка для сжигания топлива с нормальной или повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя [Текст] / А. Ю. Васильев, А. А. Свириденков ; заявитель и патентообладатель Москва. ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова». — № 2009112006/22 ; заявл. 27.04.2009 ; опубл. 27.08.2009, Бюл. № 24. — 25 с. : ил.

36. Пат. 2665009 Российская Федерация, СПК F23R 3/18 (2018.05), F23R 3/36 (2018.05), F23D 17/002 (2018.05). Двухконтурная горелка [Текст] / Е. Д. Свердлов [и др.] ; заявитель и патентообладатель Москва. ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова». — №2017140637 ; заявл. 22.11.2017 ; опубл. 24.08.2018, Бюл. №24. — 15 с. : ил.

37. Определение размеров зоны обратных токов трехмерной модели камеры сгорания ГТД с помощью пакета ANSYS Fluent [Текст] / В. В. Бирюк [и др.] // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2011.-№5.-С. 44-48.

38. Определение теплового состояния и доводка системы охлаждения стенок жаровой трубы с помощью методов трёхмерного моделирования [Текст] / С. Г. Матвеев [и др.] // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2015. — Т. 14, № 2. — С. 119—128.

39. Коломзаров, О. В. Влияние способа задания входных граничных условий на результаты моделирования потока за уголковым стабилизатором пламени [Текст] / О. В. Коломзаров, В. М. Анисимов, И. А. Зубрилин // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2015. — Т. 14, №2.— С. 97—105.

40. Маркушин, А. Н. Разработка и исследование малотоксичной камеры сгорания стационарного ГТД [Текст] / А. Н. Маркушин, В. К. Меркушин, А. В. Бакланов // Научный вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. — 2011. — 5(29). — С. 155—161.

41. Морева, И. С. Моделирование системы охлаждения многогорелочной низкоэмиссионной камеры сгорания [Текст] / И. С. Морева, Д. К. Василюк, Р. Е. Кириченко // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2013. — 3(41). — С. 143—151.

42. Эмиссионные характеристики и температурная неравномерность на выходе из камеры сгорания ГТУ [Текст] / А. Н. Сабирзянов [и др.] // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2013. — 3(41).-С. 165-172.

43. Experimental and computational study of trapped vortex combustor sector rig with tri-pass diffuser / R. C. Hendricks [et al.] // ournal of fluid mechanics. — 2004.

44. Trapped vortex combustor development for military aircraft / K. Barlow [etal.]. -2008.

45. Bruno, C. The trapped vortex combustor: an advanced combustion technology for aerospace and gas turbine applications / C. Bruno, M. Losurdo // Advanced combustion and aerothermal technologies. — Springer, 2007. — P. 365—384.

46. Design and performance of an improved trapped vortex combustor / J. Yi [et al.] // Chinese Journal of Aeronautics. — 2012. — Vol. 25, no. 6. — P. 864—870.

47. Experimental and numerical studies on a trapped vortex combustor with different struts width / Z. Wu [et al.] // Applied Thermal Engineering. — 2015. — Vol. 91. — P. 91-104.

48. Experimental and numerical investigations on liner cooling characteristics of a trapped vortex combustor / Z. Jingyu [et al.] // Applied Thermal Engineering. — 2015. — Vol. 80. — P. 66—75.

49. Zhao, D. A review of cavity-based trapped vortex, ultra-compact, high-g, interturbine combustors / D. Zhao, E. Gutmark, P. de Goey // Progress in Energy and Combustion Science. —2018. — Vol. 66. — P. 42—82.

50. Ефимов, В. В. Применение показателей технической эффективности и технического уровня для анализа функциональных свойств самолётов граждан-

ской авиации [Текст] / В. В. Ефимов, К. О. Черничин // Научный вестник МГТУ ГА. - 2018. - Т. 21, № 1. — С. 185-194.

51. Ефимов, В. В. Совершенствование метода определения технического уровня самолётов гражданской авиации [Текст] / В. В. Ефимов, К. О. Черничин // Научный вестник МГТУ ГА. — 2016. — Т. 19, № 6. — С. 24—34.

52. Скоробогатов, С. В. Учет эксплуатационных аспектов на этапе формирования облика коллектора газового потока в камере сгорания [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // Научный вестник ГосНИИ ГА. — 2019. — Т. 25, № 336. — С. 32-40.

53. Иноземцев, А. А. Газотурбинные двигатели [Текст] / А. А. Иноземцев, В. Сандрацкий. — Пермь : ОАО «Авиадвигатель», 2006. — 1206 с.

54. Петрова, М. А. Анализ условий работы поверхностных слоёв рабочих лопаток турбины современных двигателей [Текст] / М. А. Петрова, А. И. Тарасов // Научный вестник МГТУ ГА. — 2015. — № 217. — С. 125—127.

55. Григорьев, А. В. Воздействие поля температуры газа и турбулентности набегающего потока на теплоотдачу в сопловую решётку турбины и оптимизация камеры сгорания [Текст] / А. В. Григорьев, О. А. Рудаков, А. Соловьева//Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2007. — Т. 2, № 13. — С. 72—77.

56. Михеенков, Е. Л. Обеспечение надёжности работы сопловых лопаток первой ступени высокотемпературной газовой турбины [Текст] / Е. Л. Михеенков // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. - 2007. - № 2. - С. 241-246.

57. Маркушин, А. Н. Результат испытаний закоксованных форсунок камер сгорания семейства НК промывкой смесью керосина с техническим моющим средством [Электронный ресурс] / А. Н. Маркушин, А. В. Бакланов // Труды МАИ. — 2018. — № 99. — Режим доступа: https://cutt.ly/PtbGTVm.

58. Пат. 2224126 Российская Федерация, МПК7 F02C 7/22. Способ очистки коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива и устройство для его осуществления [Текст] / В. А. Ски-бин [и др.] ; заявитель и патентообладатель Москва. ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова». — № 2002116796/06 ; заявл. 26.06.2002 ; опубл. 20.02.2004, Бюл. № 5. — 5 с.: ил.

59. Пат. 2561367 Российская Федерация, МПК F02C 7/22 (2006.01), F23D 11/38 (2006.01), F23D 14/50 (2006.01). Способ очистки топливного коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива [Текст] / В. М. Ваганов [и др.] ; заявитель и патентообладатель Уфа. ОАО «УМПО». — № 2014120199/06 ; заявл. 20.05.2014 ; опубл. 27.08.2015, Бюл. № 24. — 7с.: ил.

60. Влияние экологической политики ИКАО на развитие парка самолётов [Текст] / И. А. Самойлов [и др.] // Научный вестник ГосНИИ ГА. — 2011. — № 1. — С. 111-117.

61. Лесничий, И. В. Значение планируемых ужесточений экологических норм ИКАО для авиатранспортной системы России [Текст] / И. В. Лесничий, В. Самойлов, Д. А. Кипчарский // Научный вестник ГосНИИ ГА. — 2019. — Т. 27, № 338. —

C. 48-55.

62. Скоробогатов, С. В. Гидродинамическая верификация и валидация численных методов расчёта течения в камере сгорания газотурбинного двигателя [Электронный ресурс] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // Труды МАИ. — 2017. — № 97. — Режим доступа: https://cutt.ly/EtQRqSN.

63. Spalart, P. R. Strategies for turbulence modelling and simulations / P. R. Spalart // International Journal of Heat and Fluid Flow. — 2000. — Vol. 21, no. 3. — P. 252—263.

64. Spalart, P. A one-equation turbulence model for aerodynamic flows / P. Spalart, S. Allmaras. — 1992.

65. Ларина, Е. В. Моделирование осесимметричных струйных течений с использованием дифференциальных моделей турбулентной вязкости [Электронный ресурс] / Е. В. Ларина, И. А. Крюков, И. Э. Иванов // Труды МАИ. — 2016. — № 91. — Режим доступа: https://cutt.ly/atnfMPq.

66. Launder, B. E. Mathematical models of turbulence / B. E. Launder,

D. B. Spalding. — Academic press, 1972. — P. 169.

67. Turbulence modeling for CFD. Vol. 2 / D. C. Wilcox [et al.]. — DCW industries La Canada, CA, 1998. — P. 456.

68. Sumer, B. M. Lecture notes on turbulence / B. M. Sumer. — 2007.

69. Bardina, J. E. Turbulence modeling validation, testing, and development / J. E. Bardina, P. G. Huang, T. J. Coakley. — 1997. — P. 100.

70. Renormalization Group Modeling and Turbulence Simulations / S. A. Orszag [et al.] // International Conference on Near-Wall Turbulent Flows. — Tempe, Arizona, 1993. -P. 1031-1046.

71. Development of turbulence models for shear flows by a double expansion technique / V. Yakhot [et al.]. — 1992.

72. Shih T. H. et al. A new k-epsilon eddy viscosity model for high Reynolds number turbulent flows: Model development and validation / T. Shih [et al.]. — 1994.

73. Колмогоров, А. Н. Уравнения турбулентного движения несжимаемой жидкости [Текст] / А. Н. Колмогоров // Изв. АН СССР. Сер. Физ. — 1942. — Т. 6, № 1. — С. 2.

74. Смирнов, Е. М. Течения вязкой жидкости и модели турбулентности: методы расчёта турбулентных течений [Текст] / Е. М. Смирнов, А. В. Гарбарук // СПб.: Изд-во Политехн. ун-та. — 2010. — С. 71—83.

75. Кравчук, М. О. Вопросы моделирования турбулентности для расчёта сверхзвуковых высокотемпературных струй [Электронный ресурс] / М. О. Кравчук, Н. Ф. Кудимов, А. В. Сафронов // Труды МАИ. — 2015. — № 82. — Режим доступа: https://cutt.ly/qtnbhnC.

76. Ansys Fluent theory guide // ANSYS Inc., USA. - 2017.

77. Menter, F. Zonal two equation k-ш turbulence models for aerodynamic flows / F. Menter. — 1993.

78. Menter, F. Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications / F. Menter//AIAAjournal. — 1994. — Vol. 32, no. 8. — P. 1598—1605.

79. Menter, F. R. Review of the shear-stress transport turbulence model experience from an industrial perspective / F. R. Menter // International journal of computational fluid dynamics. — 2009. — Vol. 23, no. 4. — P. 305—316.

80. Langtry, R. B. Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications / R. B. Langtry, F. Menter // AIAA journal. — 2009. — Vol. 47, no. 12. — P. 2894-2906.

81. Gibson, M. M. Ground effects on pressure fluctuations in the atmospheric boundary layer/M. M. Gibson, B. E. Launder// Journal of Fluid Mechanics. —1978. — Vol. 86, no. 3. — P. 491—511.

82. Launder, B. E. Second-moment closure: present...and future? / B. E. Launder // International Journal of Heat and fluid flow. — 1989. — Vol. 10, no. 4. — P. 282-300.

83. Launder, B. E. Progress in the development of a Reynolds-stress turbulence closure / B. E. Launder, G. J. Reece, W. Rodi // ournal of fluid mechanics. — 1975. — Vol. 65, no. 3. — P. 537—566.

84. Моделирование аэродинамической структуры течения в камере сгорания малоразмерного ГТД с помощью CAE-систем [Текст] / С. Матвеев [и др.] // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2011.-№5.-С. 179-187.

85. Волков, К. Моделирование крупных вихрей в расчётах турбулентных течений [Текст] / К. Волков, В. Емельянов. — М. : Физматлит, 2018. — С. 368.

86. Скоробогатов, С. В. Исследование организации зон обратных токов в камере сгорания стехиометрического двигателя [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // сборник трудов VI Региональной научно-практической конференции студентов и аспирантов «Актуальные проблемы развития авиационной техники и методов её эксплуатации — 2013». — 2013.

87. Скоробогатов, С. В. Обеспечение коэффициента избытка воздуха в камере сгорания [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // сборник трудов VII Региональной научно-практической конференции студентов и аспирантов «Актуальные проблемы развития авиационной техники и методов её эксплуатации — 2014».-2015.

88. Скоробогатов, С. В. Оптимизация входной части кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя с поперечной системой образования зон обратных токов [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // Материалы XV Всероссийской конференции «Новые технологии». — 2018.

89. Скоробогатов, С. В. Формирование облика камеры сгорания газотурбинного двигателя с поперечной системой образования зоны обратных токов [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // сборник трудов Всероссийской научно-практической конференции, посвящённой 50-летию Иркутского филиала МГТУ ГА «Актуальные проблемы и перспективы развития гражданской авиации». — 2017.

90. Седов, Л. И. Методы подобия и размерности в механике. Изд. 2-е/М [Текст] / Л. И. Седов// Л.: Гос. изд-вотех.-теор. лит.,-1951-196 с. — 1977. — С. 368.

91. Шенк, К. Теория инженерного эксперимента [Текст] / К. Шенк. — М. : «МИР», 1972.— С. 381.

92. Скоробогатов, С. В. Особенности 3D моделирования в процессе формирования внешнего облика входной части камеры сгорания с поперечной системой вихреобразования [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. О. Фёдоров // Материалы XII Всероссийской научно-практической конференции студентов и аспирантов «Актуальные проблемы развития авиационной техники и методов её эксплуатации — 2019».-2020.

93. Скоробогатов, С. В. Факторный анализ процессов в камере сгорания авиационного двигателя как основа для обоснования номенклатуры эксплуатационных требований [Электронный ресурс] / С. В. Скоробогатов // Crede Experto: транспорт, общество, образование, язык. — 2020. — № 3. — Режим доступа: https://cutt.ly/nfbfzpz.

94. Ansys Workbench documentation // ANSYS Inc., USA. — 2017.

95. Мингазов, Б. Г. Влияние конструктивных изменений на выбросы оксидов азота в камере сгорания ГТД [Текст] / Б. Г. Мингазов, А. В. Бакланов // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2013. — 3(41).-С. 177-182.

96. Скоробогатов, С. В. Особенности 3D моделирования в процессе формирования внешнего облика выходной части камеры сгорания с поперечной системой вихреобразования [Текст] / С. В. Скоробогатов, А. А. Тимофеев // сборник трудов XII Всероссийской научно-практической конференции студентов и аспирантов «Актуальные проблемы развития авиационной техники и методов её эксплуатации — 2019». — 2020.

97. Пат. 2716992 Российская Федерация, МПК F23R 3/50 (2006.01). Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ организации рабочего процесса в ней [Текст] / А. М. Сафарбаков, С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев ; заявитель и патентообладатель Иркутск. ФГБОУВО «ИрГУПС». —№ 2018130927 ; заявл. 27.08.2018 ; опубл. 17.03.2020, Бюл. № 8. — 16 с. : ил.

98. Скоробогатов, С. В. Технология изготовления элементов камеры сгорания с поперечной системой образования зон обратных токов [Электронный ресурс] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // Crede Experto: транспорт, общество, образование, язык. — 2019. — № 4. — Режим доступа: https://cutt.ly/DtQE9WH.

99. Семенов, Е. И. Ковка и горячая штамповка: учебник [Текст] / Е. И. Семенов. — М. : МГИУ, 2011. —414 с.

100. Килов, А. С. Производство заготовок. Объёмная штамповка: серия учебных пособий из шести книг. Книга 1. Проектирование и производство поковок (штампованных заготовок) [Текст] / А. С. Килов, С. В. Вольнов, К. А. Килов. — Оренбург : ГОУ ОГУ, 2004. - 155 с.

101. Скоробогатов, С. В. Методологические аспекты экспериментальных исследований процесса горения в камерах сгорания газотурбинных двигателей [Электронный ресурс] / С. В. Скоробогатов, А. И. Исаев // Труды МАИ. — 2018. — № 98. — Режим доступа: https://cutt.ly/GtQE7df.

102. Разработка испытательного стенда для малоразмерных газотурбинных двигателей [Электронный ресурс] / М. С. Болховитин [и др.] // Труды МАИ. — 2016. — № 91. — Режим доступа: https://cutt.ly/wtQRe06.

103. Маркушин, А. Н. Испытательные стенды для исследования процессов и доводки низкоэмиссионных камер сгорания ГТД [Текст] / А. Н. Маркушин, А. В. Бакланов // Научный вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). — 2014. — 3(41). — С. 131—138.

104. Нечаев, Ю. Н. Теория авиационных двигателей, часть 1 [Текст] / Ю. Н. Нечаев. — М. : ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 2006. — 365 с.

105. ГОСТ 8.563.1-97 Измерение расхода и количества жидкостей и газов методом переменного перепада давления. Диафрагмы, сопла ИСА 1932 и трубы Вентури, установленные в заполненных трубопроводах круглого сечения. [Текст]. — М. : Стандартинформ, 1997. — 56 с.

106. Варнатц, Ю. Горение. Физические и химические аспекты, моделирование, эксперименты, образование загрязняющих веществ [Текст] / Ю. Варнатц, У Масс, Р. Диббл. — М. : Физматлит, 2003. — 352 с.

107. Кобельков, В. Н. Термодинамика и теплопередача [Текст] / В. Н. Кобельков, В. Д. Улас, Р. М. Федоров. — М. : ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 2004. — 322 с.

108. Скоробогатов, С. В. Обоснование требований, предъявляемых к вновь создаваемым камерам сгорания с поперечной системой вихреобразования авиационных двигателей [Электронный ресурс] / С. В. Скоробогатов // Crede Experto: транспорт, общество, образование, язык. — 2020. — № 3. — Режим доступа: https://cutt.ly/xfbfc8B.

Список рисунков

1.1 Принцип организации рабочего процесса в типовой КС ..................14

1.2 Основные типы фронтовых устройств ......................................16

1.3 Двухзонный фронтовой модуль малоэмиссионной КС TAPS II ..........17

1.4 Концепция однорядной и двухрядной КС ..................................18

1.5 Кольцевая трёхрядная КС NASA multipoint LDI ..........................19

1.6 Вариант КС с последовательно расположенными дежурной

и основной зонами горения ..................................................20

1.7 Концепции малоэмиссионных КС ..........................................21

1.8 Концепция RQL в схематичном представлении..............22

1.9 Устройство предварительного испарения и смешения Avio.......23

1.10 Сравнение конструкции КС TAPS LDI и NASA multipoint LDI.....23

1.11 Сравнение уровня эмиссии NOx для схем RQL и LDI на различных режимах работы двигателя ..................................................24

1.12 Двухзонный фронтовой модуль и его элементы, выполненные

методом селективного лазерного сплавления ..............................25

1.13 Модель сектора двухрядной КС двигателя НК 16-18СТ со схемой подвода и отвода газа ........................................................25

1.14 Внешний облик вихревой КС ГТД и способ организации рабочего процесса в ней ................................................................26

1.15 Топливная эффективность средних магистральных самолётов гражданской авиации (обратная величина) ................................28

1.16 Технический уровень средних магистральных самолётов гражданской авиации ........................................................28

1.17 Технический уровень дальних магистральных самолётов гражданской авиации ........................................................30

1.18 Прогар лопаток турбины двигателя ПС-90 ................31

1.19 Наработка на ремонт новых двигателей CF6-80C2............32

1.20 Образование трещины в районе ФУ КС ПС-90..............32

1.21 Дефект сварного шва кожуха КС двигателя ПС-90 ........................33

1.22 Закоксованные топливные форсунки....................34

1.23 Динамика роста температуры газа перед турбиной ГТД.........35

2.1 Поперечное сечение КС с УСП.......................51

2.2 Сектор кольцевой КС с УСП ................................................51

2.3 Сектор КС с УСП без учёта кривизны стенок ..............................53

2.4 Структурная схема объекта исследования в первом приближении ... 53

2.5 Экспериментальная установка «гидролоток»...............55

2.6 Физическая модель объекта исследования для гидродинамических экспериментов ................................................................56

2.7 Картина течения в физической модели объекта исследования в ходе гидродинамических исследований ..........................................57

2.8 Величины, используемые для вычисления степени ортогональности . . 58

2.9 Определение степени перекошенности сеточных элементов.......60

2.10 Определение степени пропорциональности сеточных элементов . . . . 60

2.11 Контурное поле скоростей, соответствующее МТ Spalart—Allmaras, а также моделям семейства k — £.......................62

2.12 Контурное поле скоростей, соответствующее МТ RSM, а также моделям семейства k — ш..........................63

2.13 Границы ЗОТ, определяемые соответствующими МТ, в сравнении с экспериментальными данными ..............................................64

2.14 Относительное отклонение площадей ЗОТ, определённых с

помощью различных МТ, от экспериментальной величины ..............64

2.15 Векторное поле скоростей, соответствующее стандартной k — £ МТ . . 65

2.16 Векторное поле скоростей, соответствующее SST k — ш МТ......66

3.1 ГП, определяющие внешний облик входной части КСПСВ.......70

3.2 Входная часть КСПСВ с конфузором ...................71

3.3 Структура сеточных элементов в пристеночной области во входной части КСПСВ ................................................................73

3.4 Визуализация зон возвратных течений в КСПСВ.............75

3.5 Схема central composite design.......................77

3.6 Влияние фактора оптимизации на число расчётных случаев ............77

3.7 Графическое представление схемы распределения Box Behnken .... 78

3.8 Сравнение схем Central Composite Design и Box Behnken........78

3.9 Сравнение схемы Latin Hypercube Sampling со схемой

Optimal Space-Filling Design на примере распределения значений для

20 расчётных случаев по двум входящим параметрам ....................79

3.10 Зависимость объёма срывных зон Крыв. от значений различных ГП структурной схемы входной части КСПСВ ^=80 мм)..........82

3.11 Структура течения в КСПСВ, полученная в итоге выполнения верификационного расчёта по результатам оптимизации ГП ...... 84

3.12 Схема подачи топлива в зону горения...................86

3.13 Контурные поля распределения температуры и массовых долей оксида азота и оксида углерода в первоначальной конфигурации КСПСВ .................................... 87

3.14 Модифицированная структурная схема КСПСВ, включающая в себя элементы внутреннего профилирования УСП ............... 88

3.15 Возникновение застойной зоны в области элементов внутреннего профилирования УСП ............................ 90

3.16 Образование локальных вихревых структур в области элементов внутреннего профилирования УСП .................... 91

3.17 Структура течения в оптимизированной входной части КСПСВ без застойной зоны ................................ 92

3.18 Контурные поля распределения температуры и массовых долей оксида азота и оксида углерода в КСПСВ с элементами внутреннего профилирования УСП ............................ 93

3.19 Схема расположения контрольных сечений, в пределах которых извлекались данные для сопоставления эмиссионных характеристик и полей температур у исходной конфигурации КСПСВ и КСПСВ с элементами внутреннего профилирования УСП ............. 94

3.20 График распределения массовой доли N0 по длине КСПСВ ......95

3.21 График распределения массовой доли СО по длине КСПСВ ......95

3.22 График распределения температуры по длине КСПСВ..........96

3.23 3D модель КСПСВ со сформированной выходной частью

в первом приближении ........................... 98

3.24 расчётная сетка КСПСВ со сформированной выходной частью

в первом приближении ........................... 99

3.25 Структура течения в КСПСВ со сформированной выходной частью

в первом приближении ........................... 101

3.26 3D модель КСПСВ со сформированной выходной частью

во втором приближении...........................103

3.27 Структура течения в КСПСВ со сформированной выходной частью

во втором приближении...........................104

3.28 Расчётная схема для учёта массового расхода воздуха в КСПСВ .... 105

3.29 Обтекание разделяющей поверхности коллектора газового потока

с отрывом...................................107

3.30 Безотрывное обтекание разделяющей поверхности коллектора

газового потока ............................... 108

3.31 Набор ГП, определяющих внешний облик стенок в выходной

части КСПСВ ................................109

3.32 Опорный эскиз разделяющей поверхности коллектора газового потока 110

3.33 Набор ГП, определяющих внешний облик разделяющей поверхности коллектора газового потока ......................... 111

3.34 Набор ГП, определяющий внешний облик выходных патрубков в области коллектора газового потока....................112

3.35 Внешний облик КСПСВ со сформированным коллектором газового потока ..................................... 113

3.36 Векторное поле скоростей в КСПСВ со сформированным коллектором газового потока........................114

3.37 Вихревые структуры с внутренней стороны УСП ............ 115

3.38 Дополнительные элементы внутреннего профилирования УСП.....116

3.39 Структура течения с учётом дополнительных элементов профилирования УСП ............................ 117

3.40 Набор ГП, определяющих внешний облик газосборника КСПСВ . . . .118

3.41 Пространственная структура течения в целостной расчётной области КСПСВ, включающей в себя газосборник.................119

3.42 3D модель КСПСВ для гидродинамических исследований .......121

3.43 Физическая модель КСПСВ для гидродинамических исследований . . 122

3.44 Основные элементы конструкции экспериментальной

установки «гидробассейн».........................122

3.45 Структура течения в КСПСВ в ходе эксперимента (поэтапно)......123

3.46 Итоговая схема КСПСВ, адаптированная для расчёта горения .....125

3.47 ГП, определяющий элементы профилирования внутренних кромок разделительных поверхностей коллектора газового потока ....... 126

3.48 Картина распределения температуры и массовых долей оксида азота

и оксида углерода в итоговой конфигурации КСПСВ ........... 128

3.49 Профиль температуры на выходе из КС..................129

3.50 Графики распределения относительной избыточной температуры

газа по радиусу КС ............................. 130

3.51 3D модель КСПСВ для осуществления огневых испытаний

в лабораторных условиях .......................... 132

3.52 Штамповочный инструмент ........................133

3.53 Часть диаграммы состояния железоуглеродистых сталей и температурные интервалы ковки и штамповки .............. 134

3.54 Процесс горячей штамповки элементов КСПСВ.............135

3.55 Задняя стенка КСПСВ, выполненная в виде множества цельнометаллических фрагментов ..................... 136

3.56 Объединение изготовленных элементов коллектора газового потока в единую конструкцию............................137

3.57 Коллектор газового потока физической модели КСПСВ.........138

3.58 Коллектор газового потока физической модели КСПСВ, объединённый с газосборником в единую конструкцию ......... 139

3.59 Физическая модель КСПСВ в собранном виде..............140

3.60 Камерный стенд для исследования процесса горения в КС.......141

3.61 Схема камерного стенда...........................142

3.62 Схема размещения вихревого расходомера в воздушной магистрали камерного стенда .............................. 143

3.63 Сертифицированная измерительная система «Мера»...........144

3.64 Газоанализатор KANE 940 ......................... 144

3.65 Компоновочная схема камерного стенда..................145

3.66 Расходная характеристика топливной форсунки ............. 147

3.67 Расходная характеристика воздуходувки .................. 149

3.68 Розжиг ТВС в физической модели КСПСВ................150

3.69 Картина распределения температуры в КСПСВ по результатам

расчёта и в ходе эксперимента ....................... 151

3.70 Физическая модель КСПСВ с тепловым экраном.............153

3.71 Картина горения в физической модели КСПСВ при наличии

теплового экрана...............................154

3.72 График зависимости эмиссионных характеристик от коэффициента избытка воздуха в КСПСВ ......................... 155

4.1 Пирамида лётной годности.........................160

4.2 Формализованная модель управления лётной годностью ВС......161

4.3 Блок-схема алгоритма выполнения газодинамического расчёта

с оптимизацией параметров в программном пакете Ansys........163

4.4 Алгоритм реализации требований при проектировании КСПСВ . . . .170

Список таблиц

3.1 Основные параметры, используемые при построении сетки.......72

3.2 Значения основных критериев качества сетки...............72

3.3 Параметры решателя Ansys Fluent.....................74

3.4 Диапазон принимаемых значений ГП ................... 81

3.5 Значения ГП, которые использовались при расчёте зависимостей, представленных на рисунке 3.10......................83

3.6 Итоговые значения ГП по результатам оптимизации...........83

3.7 Диапазон значений дополнительных ГП входной части КСПСВ . . . . 89

3.8 Значения дополнительных ГП в результате оптимизации ........ 92

3.9 Основные параметры расчётной сетки...................100

3.10 Значения основных критериев качества расчётной сетки ........100

А.1 ГП, задающие внешний облик КСПСВ итоговой конфигурации . . . .198

Приложение А (обязательное)

Полный перечень геометрических параметров, формирующих внешний облик камеры сгорания с поперечной системой вихреобразования

итоговой конфигурации

В таблице А.1 представлены ГП, определяющие внешний облик КСПСВ итоговой конфигурации. Базисной величиной, к которой отнесены все ГП, является ширина входного канала D, в соответствии с рисунком 3.1 на странице 70.

Таблица А.1 — ГП, задающие внешний облик КСПСВ итоговой конфигурации

№ группы Формируемый участок КСПСВ Наименование параметра Принимаемое значение

1 Входная часть (диффузор и УСП) Н1 0^

Н2 D

L1 0,976D

L2 0,29375D

L3 0,385D

R1 0,60625D

R2 1,4815D

в 39°

2 Элементы внутреннего профилирования УСП Н3 0,187D

L4 0,6275D

R3 0,131D

R4 0,4625D

3 Коллектор газового потока Н4 0,225625D

Н5 0,164375D

Н6 0,069375D

Н7 0,064375D

Н8 0,538125D

Н9 0,3125D

Н10 0,16875D

L5 0,04375D

Продолжение таблицы А.1

№ группы Формируемый Наименование Принимаемое

участок КСПСВ параметра значение

L6 0,07625D

L7 0,075D

L8 0,052625D

L9 0,052375D

L10 0,0621875D

L11 0,20625D

L12 0,124375

L13 0,0625D

L14 0,06275D

L15 0,057375D

L16 0,039125D

L17 0,1875D

L18 0,199375D

L19 0,199375D

Коллектор газового потока L20 0,6875D

3 P1 0,0125D

P2 0,0125D

P3 0,0125D

P4 0,0125D

R5 0,578125D

R6 0,0925D

R7 0,31625D

R8 0,45875D

R9 0,45D

R10 0,1875D

R11 0,496875D

R12 0,702125D

R13 0,042875D

R14 0,060875D

R15 0,235375D

R16 1,177125D

Продолжение таблицы А.1

№ группы Формируемый участок КСПСВ Наименование параметра Принимаемое значение

3 Коллектор газового потока R17 0,188125D

R18 1,26625D

R19 0,21275D

R20 0,1D

R21 1,13125D

R22 0,42725D

R27 0,2715D

У 15°

4 Дополнительные элементы внутреннего профилирования УСП L21 0,215625D

L22 0,163125D

R23 0,690625D

R24 0,399375D

5 Газо сборник Н11 0,195375D

Н12 0,195375D

Н13 0,047125D

Н14 0,224625D

L23 0,375D

R25 0,6753125D

R26 0,6753125D