Preview

Аэрокосмический научный журнал

Расширенный поиск
Том 3, № 2 (2017)

АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

1-16 114
Аннотация

Целью работы является рассмотрение конверсии авиационного двигателя в установку для выработки пиковой или кратковременно используемой электроэнергии, что актуально для поставленной правительством задачи специального освоения северных районов нашей страны. За исследуемый авиационный двигатель принимается трёхвальный ТРДДФ с двенадцатиступенчатым компрессором и четырёхступенчатой турбиной. Из модуля газогенератора удаляется форсажная камера с блоком реактивных сопел и  на выходе из 2-го контура устанавливается камера подогрева для того, чтобы повысить электрическую мощность двигателя и не усложнять конструкцию наличием смесительной камеры. К тому же камера подогрева служит для выравнивания полных давления и температуры потока в сечении перед свободной турбиной и позволяет использовать короткий переходник между модулем газогенератора и свободной турбиной, что снижает потери полного давления. Затем устанавливаются свободная турбина и диффузор с выхлопным устройством. Выходной вал силовой турбины при помощи муфты соединяется с электрогенератором переменного тока или другой специальной нагрузкой.

Для нахождения параметров установки был выполнен расчёт, в котором за исходные данные были приняты: температура газа перед турбиной 1530 К (температура газа перед турбиной снижена на 100 К для продления срока службы двигателя, поэтому изначально температура газа перед турбиной составляла 1630 К); расход воздуха ; степень двухконтурности  (отношение расхода воздуха во втором контуре к расходу воздуха в первом контуре). В результате этого расчёта получено, что двигатель обладает удельным расходом топлива 0,296 кг/(кВт час) (топливо – авиационный керосин) и мощностью 78,5 МВт. Для полученного значения мощности в качестве нагрузки был выбран электрогенератор переменного тока марки ТЗФП-80-2У3. В итоге энергетическая установка, укомплектованная из конверсированного двигателя и электрогенератора, обладает электрической мощностью 77,3 МВт и КПД 27,8 %.

Для оценки влияния введения камеры подогрева на параметры ГТД произведён расчёт без камеры подогрева и получено, что введение камеры подогрева во втором контуре,  для подогрева потока воздуха второго контура с 402 К до 967 К, снижает КПД двигателя на 2 %, но увеличивает его мощность на 79 % – с 43,8 МВт до 78,5 МВт.

Из-за достаточно высокой температуры газа перед конверсированный двигатель обладает относительно малым сроком службы. Напротив, свободная турбина обладает бо́льшим сроком службы и поэтому отсутствует необходимость в изготовлении по свободной турбине для каждого конверсированного двигателя (одной модели). Для примерной оценки ресурса  свободной турбины до переборки горячей части было посчитано максимальное напряжение в корне рабочей лопатки. Для значений температуры 1000 K и напряжения 242 МПа возможно создать турбину со сроком службы свыше 30000 часов.

17-33 109
Аннотация

В статье изложена проблема выбора проектно-компоновочной схемы транспортного космического корабля с учетом достижения необходимой для нормального функционирования экипажа степени комфортности. На примере отечественных и американских космических кораблей показано, что на выбор проектно-компоновочной схемы космического корабля оказывают решающее влияние тип ракеты-носителя, специфика старта, эксплуатационные перегрузки, габаритно-массовые ограничения. Свободный объем гермокабины, приходящийся на каждого члена экипажа, рассматривается в качестве основного показателя, характеризующего степень комфортности космического корабля. Используя среднестатистические данные по плотности компоновки различного оборудования, проведена оценка возможного увеличения этого показателя для современных спускаемых аппаратов. На примере спускаемых аппаратов класса «Союз» и «Аполлон» приведена зависимость роста массы спускаемого аппарата от свободного объема его гермокабины. Обращено внимание на тот факт, что предел увеличения свободного объема отсеков космического корабля для достижения максимальной степени комфортности должен соответствовать набору функций, которые выполняет экипаж в рассматриваемых отсеках В противном случае увеличение массы космического корабля окажется неоправданным. Результаты, изложенные в статье, могут быть полезны разработчикам пилотируемых космических аппаратов, а также преподавателям и студентам. В перспективе целесообразно дополнить материал статьи массовыми и объемными показателями, а также результатами оценки степени комфортности проектируемых в настоящее время в России и США современных пилотируемых космических аппаратов, таких как ПТК НП («Федерация»), «Орион», «Dragon V2».

34-47 197
Аннотация

В статье описаны математические модели высокого уровня, предназначенные для решения специальных задач, возникающих на более поздних стадиях проектирования и связанных с расчетом авиационного ГТД в реальных условиях эксплуатации. Применение повенцовых математических моделей, а также математических моделей более высокого уровня, включающих 2D и 3D описание рабочего процесса в узлах и элементах двигателя, позволяет определять параметры и характеристики авиационного двигателя в условиях, значительно отличающихся от расчетных.

Рассмотрено применения методов математического моделирования (МММ) при решении широкого ряда практических задач, таких как форсирование двигателя впрыском воды в проточную часть, оценка влияния тепловой нестационарности на характеристики ГТД, моделирование режимов запуска и авторотации двигателя и другие. Показано, что применение МММ при оптимизации в системе двигателя законов регулирования направляющих аппаратов компрессора, а также подачи охлаждающего воздуха в горячие элементы турбины может позволить значительно улучшить интегральные тягово-экономические характеристики двигателя с учетом сохранения его газодинамической устойчивости, надежности и ресурса.

Следует иметь в виду, что повенцовые математические модели двигателя предназначены для решения чисто «двигательных» задач и не подменяют существующие модели различного уровня сложности, применяемые при расчете и проектировании компрессоров и турбин, так как по «качеству» описания рабочих процессов в этих узлах неизбежно уступают таким специализированным моделям.

Показано, что выбор уровня математического моделирования авиационного двигателя для решения той или иной задачи, возникающей при его проектировании и расчетном исследовании, является в значительной степени компромиссной задачей. Несмотря на существенно более высокую «разрешающая способность» и информативность двигательные математические модели, содержащие 2D и 3D подходы к расчету течения в элементах лопаточных машин, нашли достаточно ограниченное применение в практике расчетных исследований авиационных двигателей, а применяются, в основном, при проектировании вентиляторов, компрессоров и турбин, а также поверочных автономных расчетах этих узлов.



Creative Commons License
Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.


ISSN 2413-0982 (Online)