Разработка принципов построения оптимального газогенератора малоразмерного авиационного газотурбинного двигателя тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.04.12, кандидат технических наук Шарова, Наталья Анатольевна

• Шарова, Наталья Анатольевна
• кандидат технических наук
• 2010

Оглавление диссертации кандидат технических наук Шарова, Наталья Анатольевна

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ СОКРАЩЕНИЙ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. Состояние вопроса. Обзор и постановка задачи.

1.1 Основы концепции универсального газогенератора для газотурбинных двигателей.

1.1.1 Обзор программ.

1.1.2 Типоразмеры и поколения авиационных МГТД.

1.2 Обоснование и выбор показателей и характеристик газогенератора

1.3 Требования к конструкционным материалам.

1.3.1 Общие положения.

1.3.2 Формирование требований.

1.4 Цели исследования и постановка задачи.

ГЛАВА 2. Принципы построения универсального газогенератора.

2.1 Выбор границ изменения термодинамических параметров.

2.2 Научные аспекты создания универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей.

2.3 Формирование принципов построения универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей

2.4 Выбор базовой модели для оптимизации универсального газогенератора

2.5 Характеристики узлов газогенератора.

ГЛАВА 3. Структура и математическая модель универсального газогенератора авиационных ГТД.

3.1 Возможные тепловые схемы двигателей.

3.1.1 Структура универсального газогенератора.

3.1.2 Система автоматического управления и контроля ГТД.

3.2 Реализация программного комплекса многорежимной оптимизацииуниверсального газогенератора в составе авиационного двигателя.

3.2.1 Иерархическая модель универсального газогенератора.

3.3. Математическая модель вычислительного процесса и постановка задачи многорежимной оптимизации газогенератора.

3.4 Последовательность основных уравнений, по которым ведется термодинамический расчет.

ГЛАВА 4. Численный эксперимент.

4.1 Особенности работы универсального газогенератора в составе двигателей различного назначения.

4.2 Численный эксперимент на основе программного комплекса многорежимной оптимизации МГТД.

4.2.1 Оптимизация базовой модели.

4.2.2 Расчет универсального газогенератора на рабочих режимах.

4.2.3 Исследование влияния дополнительного контура низкого давления на условия работы газогенератора турбовального двигателя.

4.2.4 Исследование двухвальной двухконтурной схемы ВРД.

4.2.4.1 ТРДД со смешением потоков.

4.2.4.2 ТРДД без смешения потоков.

ГЛАВА 5. Конструкционные материалы.

5.1 Краткий обзор проблемы.

5.2 Материалы для компрессорной части.

5.3 Материалы для «горячей» части.

5.4 Неметаллические материалы в ГТД.

ГЛАВА 6. Рекомендации по созданию авиационных ГТД на базе универсального газогенератора.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка принципов построения оптимального газогенератора малоразмерного авиационного газотурбинного двигателя»

В конце XX века в мировом авиадвигателестроении были заложены научные предпосылки для создания авиационных двигателей нового поколения. В результате многочисленных разноплановых исследовательских работ сформировался их конструктивно-технологический и параметрический облик [23,39].

Авиационное двигателестроение в России в последние два десятилетия находится в глубоком кризисе, причинами которого являются: резкое сокращение финансирования любых научных разработок, морально и физически устаревшее производственное оборудование, отток специалистов. Сегодня ситуация несколько улучшается. Созданы объединенные корпорации, государство начинает выделять средства для развития отрасли.

Для реализации на существующих и перспективных двигателях новых технических решений необходимо пересмотреть концепцию проектирования. Двигатель нового поколения должен быть легко адаптируем к любому нововведению технологического или материаловедческого характера с минимальными изменениями в конструкции основных узлов

Данная работа посвящена разработке научно-технических основ создания двигателей различных схем и назначения в короткие сроки и с минимальными затратами. Для этих целей заложена и обоснована концепция проектирования новых двигателей с использованием одного газогенератора.

Двигатели в классе мощности от 440-735 кВт (600-1000 л.с.) до 4400-7350 кВт (6000-10000 л.с.) и эквивалентном классе тяги наиболее широко распространены в мире. Это силовые установки вертолетов, формирующие основной рынок двигателей в этом диапазоне мощности, а также, малых самолетов, беспилотных летательных аппаратов, газоперекачивающие станции, ГТУ, вырабатывающие электричество, двигатели для катеров, судов на воздушной подушке, экранопланов, танковые двигатели. Все они объединяются понятием «малоразмерные газотурбинные двигатели» (МГТД).

Стоимость модернизации двигателя в 70-е годы прошлого столетия в 400 раз [32,33,36], а на сегодняшний день — приблизительно в 150 — 200 раз превышает стоимость того же двигателя при серийном производстве (рис.1).

Сегодняшние исследования американских аналитиков [24,37] показывают, что стоимость проектирования нового двигателя «с осевой линии» более чем в 6 раз выше стоимости модернизации имеющегося, с учетом внедрения технологий, разработанных по программе IHPTET (рис.1). к с ш t-га s ш s Ч Е сс £ t 'I ¡5 & о "

0 S

1 о е I

0 S (U Р

1 Ь

О)

3 s

0 S

1 I ^ га

О ш о. S 0) о о.

400

300

200

100

1970

1980

2010

2020

1990 2000 Год проектирования

Рис.1. Стоимость модернизации двигателя в сравнении со стоимостью этого же двигателя в серийном производстве по годам.

Большую часть стоимости разработки двигателя (от 40 до 70% - в зависимости от конструктивной схемы) составляет стоимость разработки газогенератора. Именно поэтому, авиадвигателестроители во всем мире используют удачно спроектированные и испытанные эксплуатацией газогенераторы для создания семейств двигателей различного назначения, например, Р\^^206/207 I фирмы Пратт Уитни (Канада), Т700/СТ7 — Дженерал Электрик (США), ТВЗ-117 и ТВ7-117 ОАО «Климов» (Россия) и многие другие. Однако диапазон мощности, охватываемый семейством двигателей, созданных на базе одного газогенератора невелик и составляет 15.20%. В связи с этим, была поставлена задача исследования возможности создания газогенератора, позволяющего получить двигатели с увеличением мощности в несколько раз относительно мощности двигателя, состоящего из газогенератора, путем введения в конструкцию контура низкого давления. Определенный в работе диапазон располагаемой мощности позволяет, с учетом сегодняшнего уровня развития, рассчитывать на увеличение мощности двигателя приблизительно в 3 раза и охватить максимально распространенные в эксплуатации типоразмеры МГТД. Для обозначения разрабатываемого газогенератора использован термин «универсальный газогенератор» (УГТ).

Преимущества от универсальности заключаются в многоцелевом применении, общих деталях, общей разработке и ремонте, а также, упрощении внедрения улучшенных технологий и материалов.

Эффективность создания ГТД на базе УГТ: •

• существенным сокращением сроков ОКР;

• уменьшением стоимости разработки нового двигателя;

• повышение топливной экономичности;

• возможностью отработки новых технических решений сразу для нескольких двигателей;

• повышением надежности и долговечности конструкции.

Основные конструктивные схемы двигателей, создаваемых на базе УГТ:

• турбореактивные двигатели (ТРД);

• двухконтурные двигателя (ТРДД);

• турбовинтовые (ТВД) и турбовальные двигатели (ТВаД).

В работе сформулированы основы концепции универсального газогенератора, обозначены принципы построения, сформирована структура и математическая модель, проведен анализ существующих перспективных материалов, обеспечивающих возможность создания универсального газогенератора, указаны пути реализации программы и разработаны рекомендации по созданию универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей.

Заключение диссертации по теме «Турбомашины и комбинированные турбоустановки», Шарова, Наталья Анатольевна

Основные результаты диссертационной работы состоят в следующем:

1. В результате выполнения настоящей работы создана концепция и обоснована перспективность построения МГТД при помощи УГГ с располагаемой мощностью в диапазоне 900.2700 кВт. Предложены принципы построения оптимального газогенератора малоразмерного авиационного газотурбинного двигателя, при которых обеспечиваются наилучшие технические характеристики двигателей путем:

• выбора оптимальной конструкции;

• обеспечения постоянства приведенного расхода рабочего тела через основные сечения УГГ для каждого типа МГТД;

• выбора оптимального управления рабочим процессом;

• применения перспективных материалов;

• обеспечения возможности применения в двигателях ЛА различного назначения

2. Эти принципы позволят получить следующие преимущества при разработке МГТД:

• высокая степень унификации новых разработок — до 90%;

• многоцелевое применение;

• снижение стоимости разработки в 2 раза;

• снижение затрат на ремонт и замену узлов ГГ в связи с высокой серийностью в 3 — 5 раз;

• облегчение внедрения передовых материалов и технологий

2. Создана научно-техническая основа для создания МГТД различного назначения в диапазоне мощности 735.2570 кВт и диапазоне тяги 2,4. 14 кН, обеспечивающих необходимые графики нагрузок (полетные циклы), присущие каждому конкретному типу летательного аппарата.

3. Проведен комплекс расчетных исследований характеристик узлов газогенератора на расчетном и дроссельных режимах в широком диапазоне изменения начальных параметров. Построена ММ универсального газогенератора в составе двигателя.

4. Разработан комплексный подход к МО МГТД, обеспечивающем оптимальный выбор параметров, как отдельных элементов, так и МГТД в целом. Выделены совокупности критериев оптимальности и параметров оптимизации. Сформулированы целевые функции и разработана обобщенная структура их расчета. Реализация разработанного подхода при решении ряда конкретных задач оптимизации элементов МГТД позволила получить наивыгоднейшие конструктивные, термодинамические и режимные параметры МГТД различного назначения при их проектировании.

5. ММ МО газогенератора сгруппированы в модули, описывающие работу отдельных элементов газогенератора (компрессор: рабочее колесо, диффузор, спрямляющий аппарат, магистрали отбора воздуха, утечки; камера сгорания: первичная и вторичная зоны; сопловой аппарат турбины, осевой зазор, рабочее колесо, внутренние потери). Каждый модуль независим от других, содержит внутренние вычислительные процедуры. Множество варьируемых в процессе многорежимной оптимизации газогенератора векторов режимных параметров позволяет сформулировать различные программы регулирования.

6. Реализован программный комплекс МО МГТД, представляющий собой горизонтальную структуру, состоящий из взаимосвязанных ММ разного иерархического уровня МО элементов тепловой схемы и нагрузочных устройств, позволяющий получить наивыгоднейшие конструктивные, массогабаритные и режимные параметры с учетом принятых ограничений и обеспечивающий минимальный расход топлива МГТД при реализации заданного графика нагрузок. Разработаны структура и алгоритмы программ расчета и оптимизации.

7. В результате многорежимной оптимизации выявлены параметры оптимального газогенератора при .Гглоб.тах = 3,824, обеспечивающие минимальное значение удельного расхода топлива — Се = 316 кг/(кВт-ч) при максимальных значениях удельной мощности двигателя - Ыуд = 271 кВт/(кг/с), к которым можно стремиться при создании двигателя следующего поколения

7. Разработанные методы проектирования МГТД с УГТ могут быть использованы для проектирования больших двигателей и микродвигателей с поправкой на расход воздуха и технологические возможности охлаждения.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Шарова, Наталья Анатольевна, 2010 год

1. В.Кокорев, Л.Соркин, Г.Фридман. Fl 19 — двигатель истребителя F-22. -Двигатель, №6(30) ноябрь-декабрь 2003.

2. Г.С. Гарибов, Н.М. Гриц, A.B. Востриков, ,Е.А. Федоренко. Крупногабаритные диски из гранул нового высокожаропрочного сплава ВВ750П для перспективных ГТД. — Технология легких сплавов, №1, 2008, с.31-36.

3. Д.Фр'ансуа. Новые пути повышения прочности материалов. Технология легких сплавов, №3, 2006, стр.50-57

4. E.H. Каблов, В.П. Бунтушкин, O.A. Базылева Конструкционные жаропрочные материалы на основе соединения Ni3Al для деталей горячего тракта ГТД. -Технология легких сплавов, №2, 2007, стр. 75-80.

5. E.H. Каблов, Н.В. Петрушин, И.Л. Светлов, И.М. Демонис. Литейные жаропрочные никелевые сплавы для перспективных авиационных ГТД.— Технология легких сплавов, №2, 2007, с.6-16.

6. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). М.: ЦИАМ, 1974 г.

7. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). М.: ЦИАМ, 1978 г.

8. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). М.: ЦИАМ, 1981 г.

9. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). Издание 10-е переработанное и дополненное. М.: ЦИАМ, 1984 г.

10. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). 11 издание. М.: ЦИАМ, 1987 г.

11. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). XII издание. М.: ЦИАМ, 1992 г.

12. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). XIII издание. М.: ЦИАМ, 2000 г.

13. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). Выпуск 14. М.: ЦИАМ, 2005 г.

14. Кашапов О.С., Ночовная Н.А., Павлова Т.В., Прохорцева П.В. Особенности характера разрушения и структурно-фазового состояния нового жаропрочного титанового сплава. Технология легких сплавов, №2, 2007, стр.39-42

15. Кириллов И.И. Теория турбомашин. JL, «Машиностроение». 1972 г., 530 с.

16. Н.С. Мубояджян. Плазма против пара: победа за явным преимуществом. — Наука и жизнь, №6, 2007, с. 54-56

17. Отчет о научно-технической деятельности ФГУП «ВИАМ» за 2007 год (сборник реферативных статей). М.: ВИАМ, 2008 г.

18. Подобуев Ю.С. Выбор параметров и термогазодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей. —Л., ЛПИ, 1981.- 66с

19. 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.

20. Ю.А.Ножницкий, Е.Р.Голубовский. Монокристаллические рабочие лопатки высокотемпературных турбин перспективных ГТД. Авиационная космическая техника и технология, 2006, №9 35.,стр. 117-125

21. Alcorta J.A. "Small engine propulsion readiness for the 21st century". "AAIA Pap.", 1986, № 1624, p.1-7

22. Baerst C.F., Gunness R.C., Mitnik S.W. "Progress toward a long-range propulsion plan".-AAIA Paper, 1981, № 1503.

23. Curran J J. T700 Fuel and control system. J. Amer. Helicopter Soc., 1974, 19, №3, 17-27

24. Das Zweistromtriebwrk bei optimaler und nich-optimaler Auslegung. Nebosja Gasparovic. Forsh. Ing.-Wesen 42 (1976) Nr.5

25. Dave Mourer, Brian Hazel, Deb Whitis. Disk Life Meter. Annual report 2004. General Electric Aircraft Engines, Cincinnatti, Ohio, November 2005. NASA/CR -2005-213974.

26. D.D.Hass, P.A.Parrish and H.N.G.Wadley. Electron beam directed vapor deposition of thermal barrier coatings. — Journal of Vac.Sci.Technol, A16(6) Nov/Dec, 1998, p.3396-3401

27. D.D.Hass, A.J.S.Lifka and H.N.G.Wadley. Low thermal conductivity vapor deposited zirconia's microstructures. Acta Materialia, 49(2001), p.973-983

28. Developments in small turbines towards the year 2000. Air et Cosmos, 1984, №1000, p. 113-117,119-120.

29. Dr. Wilfried Smarsly "Aero Engine Materials". Seminar Faculty of Mechanical Engineering. Cracow University of Technology, Poland. 2004.

30. Fitzgerald R.M. "Aero engine development costing". Aeronautical J., 1977, vol.81, №801, p. 405-409.

31. Huddie D. "Economics of propulsion systems for air transport". — Aircraft Engineering, 1970, vol.42, №6, p. 25-30.

32. J. Gayda and P. Kantzos. Burst Testing and Analysis of Superalloy Disks with a Dual Grain Microstructure. NASA/TM-2006-214462.

33. J.Esslinger "Titanium in Aero Engines". MTU Aero Engines, Munich, Germany, 2004

34. Jorden D.K., Siegel M.A. "Cost the emerging aerospace technology". - AAIA Paper, 1973, № 1327.1. Слза

35. Military jet engine acquisition: technology basics and cost-estimating methodology / Obaid Younossi . et al..p. cm. Prepared for the United States Air Force. "MR-1596." RAND, ISBN 0-8330-3282-8 (pbk.), 2002

36. S. Walson, A. Cetel, R. Mackay, О. Hara, D. Duhl and R.Dreshfield. Joint Development of a Fourth Generation singl Crystal Superalloy. NASA/TM 2004-213062

37. Willis W.S. "Advanced technology engine studies (ATES). A status report"/ -AAIA Paper, 1981, №1502.

38. Yaffee M.L. "Quiet, clean engine work in new phase". — Aviation week, 1976, 23/II, vol. 104, №8, p. 44-46.

39. Патент US 6.812.176B1 от 02.11.2004

40. ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»04201007785

41. Шарова Наталья Анатольевна

42. РАЗРАБОТКА ПРИНЦИПОВ ПОСТРОЕНИЯ ОПТИМАЛЬНОГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА МАЛОРАЗМЕРНОГО АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ