CC BY
270
электронное научно-техническое издание
НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ
Эя №ФС 77 - 305Б9. Государственная регистрация №0421100025.155Н 1994-0405_
Предварительное исследование характеристик гибридных турбореактивных двухконтурных двигателей различных схем для ближне- и среднемагистральных самолетов
77-30569/381537 # 04, апрель 2012
Эзрохи Ю. А., Каленский С. М., Полев А. С., Дрыгин А. С.
УДК 621.438
ФГУП «ЦИАМ им. П И. Баранова» 30105@ciam.ru
ВВЕДЕНИЕ.
Для перспективных самолетов гражданской авиации к середине 20-тых годов нашего века прогнозируемый уровень целевых показателей предполагает 60.. .70 % снижение расхода топлива, уменьшение на 50 % уровня эмиссии по СО2 и на 75 .80 % - по КОх, снижение вдвое уровня воспринимаемого шума и др. В то же время прогнозируется, что уменьшение удельного расхода топлива, а также уровня эмиссии СО2 на пассажир-километр на 50 % может быть достигнуто лишь при одновременном улучшении аэродинамических характеристик самолёта (вклад в долях ~20 %), эффективности двигателя (~40 %) и совершенствовании системы управления воздушным движением (~10 %) [1].
Выполнение поставленных задач по достижению заявляемых показателей самолетов гражданской авиации требует комплексного разностороннего подхода, рассмотрения всех областей, связанных с авиационной промышленностью и развитием передовых технологий. В частности, столь существенное повышение экономичности авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) только лишь традиционными способами (повышение параметров рабочего процесса, степени двухконтурности (отношение массового расхода воздуха во внешнем контуре двухконтурного двигателя к массовому расходу во внутреннем контуре - т) и КПД узлов) добиться практически не возможно.
Необходимо исследование новых прорывных конструктивно-схемных решений в области авиационных двигателей и силовых установок, к основным из которых, наряду с турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) со сложными термодинамическими циклами, системой турбовинтовентиляторный двигатель -
«открытый ротор» и распределенной силовой установкой, также относится и гибридный «электрический» авиационный двигатель.
В данной работе впервые рассмотрены две схемы гибридного турбореактивного двухконтурного двигателя с дополнительным подводом мощности на вал вентилятора от электродвигателя с приводом от аккумуляторов или от топливных элементов. Доработана существующая методика оценки тягово-экономических и массогабаритных характеристик турбореактивных двухконтурных двигателей, позволившая (впервые в нашей стране) выполнить оценки характеристик этих схем при различном уровне соотношения мощностей для привода ротора низкого давления между турбиной низкого давления и электроприводом.
1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ.
Под гибридным двигателем понимается устройство, в котором привод движителя может осуществляться от различных источников мощности. В рассматриваемом в данной работе гибридном турбореактивном двухконтурном двигателе (ГТРДД) привод вентилятора осуществляться как от газовой турбины, так и от электромотора, работающего от аккумуляторной батареи или батареи топливных элементов.
Так как схемы этих двигателей становятся конструктивно более сложными (по сравнению с ТРДД), то на первый план выдвигаются вопросы согласования работы их элементов, выработки требований к необходимым параметрам газодинамической и электрической части, интеграции систем самолета и силовой установки.
В данной работе (в рамках цикла работ по созданию двигателя для поколения перспективных пассажирских самолетов с предположительным началом эксплуатации в 2020-2025 гг.) были проведены расчетные исследования параметров и характеристик гибридного двигателя ближне- и среднемагистрального самолета (БСМС) на крейсерском и взлетном режимах. С учетом результатов патентных исследований и зарубежного опыта расчетно-аналитические оценки были проведены для двух наиболее перспективных схем ГТРДД.
Первая схема гибридного двигателя (далее ГТРДД-1, см. рис. 1.а) - это ТРДД с дополнительным подводом мощности на вал ротора низкого давления ТРДД от электромотора. В этой схеме на вал ротора низкого давления традиционного ТРДД устанавливается электродвигатель с питанием от аккумуляторной батареи.
Вторая схема гибридного двигателя (далее ГТРДД-2, см. рис. 1.б) аналогична схеме ГТРДД-1, но питание электродвигателя осуществляется от батареи
твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ). При этом воздух на выходе из компрессора поступает не в камеру сгорания, а в батарею топливных элементов и далее в камеру дожигания и в турбину (см. рис 1.б). Топливом является синтез-газ, получаемый в риформере (реакторе-конвертере синтез-газа) из керосина.
а. б.
а - схема гибридного ТРДД с приводом электромотора от аккумулятора (ГТРДД-1); б - схема гибридного ТРДД с приводом электромотора от батареи топливных элементов (ГТРДД-2); 1 - вентилятор, 2 - редуктор, 3 - компрессор, 4 - камера сгорания (а) или дожигания (б), 5 -турбина компрессора, 6 - турбина вентилятора, 7 - электромотор, 8 - аккумуляторная батарея, 9 - обечайка вентилятора, 10 - риформер (реактор-конвертер синтез-газа), 11 - батарея
топливных элементов.
Рис. 1. Схемы гибридных ТРДД с приводом электромотора от аккумулятора или от
батареи топливных элементов
Основные параметры и показатели совершенства узлов ТРДД соответствуют двигателям для БСМС с повышенными параметрами и представлены в таблице 1.
В таблице1 и далее приняты следующие обозначения режимов полета:
Взлетный - режим максимальной тяги двигателя при высоте полета Н=0 км и числа Маха полета М=0;
Максимальный - режим максимальной тяги двигателя при Н=11 км и М=0,78;
Крейсерский - режим экономичной работы двигателя при Н=11 км и М=0,78.
В таблице 1 и далее приняты следующие обозначения степеней повышения полного давления: в вентиляторе - п*в, в подпорных ступенях (П.С.) - п*ПС, в компрессоре высокого давления (КВД) - п*КВд и суммарная - л*Е = п*в • п*ПС • п*КВд.
Аналогично со степенями понижения давления: в турбине высокого давления (ТВД) - п*ТВд и в турбине низкого давления (ТНД) - п*ТНд и температурой газа перед турбиной Т*Г. Совершенство узлов двигателя оценивается коэффициентами полезного
действия: вентилятора пв, подпорных ступеней ППС, компрессора высокого давления
*
ПКВд, турбины высокого давления ПТВд и турбины низкого давления п ТНд.
Таблица 1.
Принятые для анализа и расчетов основные параметры и показатели совершенства
узлов перспективного ТРДД.
Режим полета Максимальный Крейсерский Взлетный
Тяга двигателя Я, кгс 1587 1290 9000
Удельный расход топлива Суд, кг/(кгс • ч) 0,486 0,486 0,22
Степень двухконтурности т 13,8 14,6 14,7
* п в 1,33 1,28 1,24
Пв 0,906 0,927 0,928
* П П.С. 2,01 2,0 2,01
Пп.с. 0,8 0,85 0,86
* П КВД 21,3 19,45 19,1
ПКВД 0,856 0,858 0,858
* п i 56,82 49,91 47,4
Т*Г, К 1605,3 1500 1713,4
* П ТВД 5,82 5,84 5,8
ПТВД 0,905 0,904 0,906
* П ТНД 8,84 8,44 6,54
ПТНД 0,93 0,916 0,910
2. АНАЛИЗ СХЕМЫ ГТРДД-1.
Расчетные оценки параметров и характеристик ГТРДД-1 проводились с помощью модернизированной математической модели первого уровня авиационного ГТД. За основу была принята математическая модель первого уровня авиационного ГТД, представленная в работе [2].
При подводе дополнительной мощности от электромотора к валу ротора низкого
давления (РНД), происходит уменьшение мощности ТНД, необходимой для
*
поддержания заданной частоты вращения РНД. При этом снижаются значение Тг и частота вращения ротора высокого давления. Снижение расхода воздуха через
газогенератор оказывает дросселирующее влияние на впереди стоящие подпорные ступени, расположенные на роторе низкого давления. Это вызывает снижение запасов газодинамической устойчивости самих подпорных ступеней Л£уп.с. Если для двигателя без подвода дополнительной мощности от электромотора, при уменьшении тяги на 9 % (по отношению к режиму максимальной тяги) величина запаса ЛХуп.с снижается на 10.. .11 %, то для двигателя с подводом от электромотора 25 % мощности от суммарной мощности на валу РНД (#Э = 25 %) величина запаса газодинамической устойчивости подпорных ступеней ЛХуп.с снижается в 4,5 раза сильнее.
В связи с этим, для обеспечения устойчивой работы двигателя требуется «переразмеривание» подпорных ступеней по запасу устойчивости. Из выполненных оценочных расчётов следует, что для обеспечения устойчивой работы каскада подпорных ступеней при подводе к валу ротора низкого давления 25 % от суммарной мощности на валу РНД (мощности, потребляемой вентилятором и каскадом подпорных ступеней) необходимо на исходном (без дополнительного подвода мощности) режиме заложить при проектировании значение запаса газодинамической устойчивости ЛХуп.с на уровне 55.60 %.
Для обеспечения устойчивой работы двигателя в более широком диапазоне величин подводимой мощности от электромотора необходимо вводить дополнительное регулирование (перепуск воздуха за подпорными ступенями, регулирование сопла внутреннего контура и, возможно, введение регулируемого соплового аппарата первой ступени ТНД). Для оценки влияния этих мероприятий требуются дополнительные расчетно-аналитические исследования.
Результаты расчета гибридного двигателя с относительным подводом мощности от электромотора для N = 25 % и для = 50 % от суммарной мощности на валу РНД представлены в таблице 2. При проведении расчетов было сделано предположение о введении дополнительного регулирования - площадь критического сечения сопла внутреннего контура была уменьшена в 2 раза. В таблице 2 и далее принято обозначение расхода воздуха на входе: в двигатель - Овх, газогенератор - Овх.гг, камеру сгорания - Овх.к.с. Мощность, вырабатываемая ТВД обозначается КТВд , а ТНД - К-щд.
Таблица 2.
Результаты расчета гибридного двигателя с дополнительным подводом мощности от
электромотора (схема ГТРДД-1).
Доля дополнительного подвода мощности от электромотора ^ = 25 % N = 50 %
Режим полета Максимальный Крейсерский Взлетный Максимальный Крейсерский Взлетный
Тяга двигателя Я, кгс 1517 1290 9000 1783 1290 9000
Удельный расход топлива Суд, кг/(кгс • ч) 0,356 0,337 0,194 0,292 0,202 0,188
Тг* ,К 1397,8 1322,7 1633,7 1377,1 1200,7 1612,8
т 15,3 16,7 15,3 15,0 21,7 14,9
* Пк.Е 47,7 41,2 44,5 48,1 29,6 44,2
Овх , кг/с 160 155 410 160 151 402
Пв 1,34 1,30 1,25 1,34 1,28 1,22
Пв 0,911 0,932 0,930 0,910 0,942 0,925
Пп.с 2,37 2,30 2,11 2,74 2,37 2,26
Пп.с 0,897 0,876 0,895 0,870 0,667 0,899
Овх.гг , кг/с 9,8 8,7 25,2 10,0 6,6 25,2
ПКВД 15,04 13,75 16,93 13,17 9,73 16,04
Лквд 0,855 0,853 0,858 0,851 0,837 0,857
бвхк.с , кг/с 8,6 7,7 22,1 8,8 5,8 22,1
Тг* , К 1397,8 1322,7 1633,7 1377,1 1200,7 1612,8
ПТВД 5,86 5,87 5,81 5,86 5,88 5,81
Лтвд 0,906 0,906 0,906 0,907 0,909 0,906
КТВд , кВт 4703,1 3953,6 14228,7 4719,6 2718,3 14022,0
ПТНД 8,33 7,71 6,25 4,16 4,14 4,11
Лтнд 0,946 0,941 0,919 0,928 0,926 0,907
КТНд , кВт 4086,2 3302,4 10976,2 2950,7 1658,4 8665,0
Одним из возможных вариантов расширения области устойчивой работы гибридного двигателя является переход от двухвальной схемы с подпорными ступенями к трёхвальной схеме ТРДД, которая фактически сводится к разделению вентилятора и подпорных ступеней на два каскада с независимым приводом по разным валам от отдельных турбин (турбины среднего давления и турбины низкого давления).
На рис. 4 и рис. 5 представлены соответственно дроссельные (для высоты полета Н=11 км) и скоростные (для высоты полета Н=0 км) характеристики гибридных двигателей рассмотренной схемы (ГТРДД-1). Там же представлены характеристики ГТРДД трёхвальной схемы с подводом мощности от электромотора N = 50 % и уменьшенной в 2 раза площадью критического сечения сопла внутреннего контура.
2. АНАЛИЗ СХЕМЫ ГТРДД-2.
Особенностью данной схемы, по сравнению со схемой ГТРДД-1, является наличие батареи твердооксидных топливных элементов, риформера и камеры дожигания (рис. 1.б).
Батарея твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ) представляет собой устройство, в котором происходит прямое превращение химической энергии топлива в электрическую энергию. Она состоит из ряда отдельных электрохимических ячеек -топливных элементов, которые в данном случае предполагается изготавливать в виде трубок (подробнее см. данные по ТОТЭ, например, [3]). Внешний вид и поперечное сечение твердооксидного топливного элемента представлен на рис. 2, варианты компоновки единичных элементов в блок представлены на рис. 3.
1 - единичный элемент; 2 - интерконнектор; 3 - внешний электрод; 4 - электролит;
5 - внутренний электрод.
Рис. 2. Электрохимическая часть твердооксидных топливных элементов без токосъемов. Общий вид и поперечное сечение
Рис. 3. Вариант компоновки единичных топливных элементов в блок
К одному электроду трубки (электрохимической ячейки батареи ТОТЭ, см. рис. 2) непрерывно подводится топливо, полученное в риформере из керосина и части отобранного за компрессором воздуха. К другому электроду подводится окислитель (основная часть воздуха, отобранная за компрессором), между ними находится твердый электролит. Выходящий из батареи ТОТЭ газ поступает в камеру дожигания и далее идет в турбину.
Основные параметры электрохимического генератора на основе перспективного твердооксидного топливного элемента (по данным работ [3, 4]) представлены в таблицах 3 и 4.
Таблица 3.
Основные параметры перспективного электрохимического генератора (по данным
работ [3, 4]).
Параметры Значение
Площадь активной поверхности блока, см 54,95
Объем блока, см3 21,0
Масса блока, г 17,6
Отношение электрических сопротивлений нагрузки и топливной батареи кг 2,0
Максимальная поверхностная удельная мощность при нормальном давлении реакционных сред, Вт/ см 0,56
Массовый/объемный коэффициент конструкции батареи (корпус и теплоизоляция) 0,4/0,5
Теплопроводность изоляции батареи, Вт/(м-К) 0,11
Толщина изоляции батареи, мм 50
Коэффициент избытка воздуха в генераторе синтез-газа ат 0,35
Средняя плотность пористой среды, заполняющей камеру реактора-конвертора рге^ кг/л 1,2
Объемная скорость химических реакций в реакторе-конверторе, 1/час 30000
Число блоков в топливной батарее 24423
Таблица 4.
Результаты оценок весовых показателей перспективного электрохимического
генератора.
Наименование элемента Вес узла, кг
Батарея топливных элементов 808
Реактор-конвертор 61
Камера дожигания 48
Для получения водорода и оксида углерода, которые являются топливом в батарее твердооксидных топливных элементов, углеводородное сырье (керосин) подвергают конверсии воздухом в присутствии катализатора (подробнее см. [4]).
Твердооксидные топливные элементы эффективно генерируют энергию в области высоких температур и повышенных давлений воздуха на входе; газ покидающий батарею, имеет температуру на уровне 1200.1230 К.
Для расчета гибридного двигателя по схеме ГТРДД-2 математическая модель авиационного ГТД первого уровня (представленная в работе [2]) была дополнена математической моделью топливного элемента, оформленной в виде самостоятельного блока. Решение уравнений, описывающих работу топливного элемента, осуществлялось на основе метода послойного расчета, предложенного в работе [5].
Необходимо отметить, что использование твердооксидных топливных элементов потребовало скорректировать некоторые проектные параметры ГТРДД. Так, вследствие более низкого значения температуры газа перед турбиной (даже с учетом дожигания в специальной камере сгорания) уменьшен отбор воздуха на охлаждение турбины, а значение суммарной степени повышения давления воздуха в компрессоре было выбрано из условия обеспечения более низкого давления воздуха на входе в топливные элементы. Эти обстоятельства привели к повышению расчетного значения степени двухконтурности.
Как показали выполненные расчеты блок топливных элементов позволял без потери газодинамической устойчивости использовать дополнительную электрическую мощность на крейсерском режиме (число Маха М = 0,78; высота полета Н = 11 км) при условии, что доля мощности топливных элементов (ЫЭ ТЭ) составляла 40 % от суммарной мощности на валу ротора низкого давления. Остальные 60 % мощности обеспечивалось турбиной низкого давления.
Диапазон изменения соотношения мощностей топливных элементов и турбины низкого давления за счет изменения степени двухконтурности для схемы ГТРДД-2 (при условии обеспечения достаточного запаса газодинамической устойчивости подпорных
ступеней Д^уп.с) значительно уже, чем для схемы ГТРДД-1 и составляет не более 5...8 %.
На первом этапе расчетных оценок с учетом особенностей рабочего процесса в топливных элементах (постоянства рабочей температуры) для схемы ГТРДД-2 была выбрана программа регулирования Т*г =еот1, что потребовало наличия регулируемого сопла внутреннего контура. Реализация такой программы управления, как показали результаты расчетных оценок, приводит к резкому снижению запасов газодинамической устойчивости компрессора, которое усугубляется непропорциональным уменьшением мощности, вырабатываемой топливными элементами, что в итоге приводит к нарушению условий работоспособности гибридного двигателя.
Для решения этой проблемы в схеме ГТРДД-2 была предусмотрена дополнительная заслонка, регулирующая на дроссельных режимах подачу части газа, выходящего из батареи топливных элементов в обход камеры дожигания и смеситель для потоков. Что при коэффициенте использования топлива равном 0,8 обеспечило необходимый диапазон изменения параметров.
Параметры газодинамической части гибридного двигателя на этих режимах представлены в таблице 5. Основные параметры батареи твердооксидных топливных элементов, работающей совместно с газодинамической частью гибридного двигателя,
представлены в таблице 6. В таблице 5 и далее приняты обозначение полных давлений и
* * *
температуры воздуха после КВД - Рк и Тк и полного давления воздуха перед ТВД - Рг .
Таблица 5
Принятые исходные данные и параметры газодинамической части гибридного
двигателя (схема ГТРДД-2)
Режим полета Максимальный Крейсерский
Тяга двигателя Я, кгс 1420 1290
Удельный расход топлива Суд, кг/(кгс • ч) 0,391 0,424
Тг*, К 1329,0 1275,3
т 15,900 16,577
Пк.Е 42,69 39,43
Овх, кг/с 145,1 142,4
Пв 1,33 1,31
Пв 0,910 0,925
Пп.с 2,01 1,99
Пп.с 0,894 0,907
Овх.гг, кг/с 8,6 8,1
ПКВД 16,00 15,13
Лквд 0,856 0,857
Тг*, К 1329,0 1275,3
Рг*, МПа 1,399 1,292
ПТВД 6,04 6,05
Лтвд 0,905 0,905
Ктвд, кВт 4034,3 3651,0
ПТНД 6,02 5,90
Лтнд 0,930 0,924
КТНд, кВт 2921,8 2594,0
Таблица 6 Параметры батареи твердооксидных топливных элементов
Режим полета Максимальный Крейсерский
Расход воздуха Овх.р.тэ, кг/с 7,73 7,29
Расход топлива Ог.тэ, кг/с 0,154 0,152
Тк*, К 778,3 757,5
Рк , МПа 1,47 1,36
Коэффициент избытка воздуха атэ 3,2 3,2
Коэффициент использования топлива кит 0,8 0,8
Температура газа на выходе из ТОТЭ, К 1223 1223
Мощность ТОТЭ Ктэ.вал , кВт 1730,1 1623,7
При определении режимов работы отдельных узлов и всего ГТРДД-2 в целом на взлетном режиме необходимо иметь в виду, что обеспечение рабочего процесса ТОТЭ, связанно с поддержанием на примерно постоянном уровне расхода воздуха на входе. Соответственно, при увеличении физического расхода воздуха через газогенератор может потребоваться либо «переразмеривание» батареи топливных элементов (то есть пропорциональное увеличение числа топливных элементов в блоке, которые не будут задействованы в крейсерском режиме полете), либо перепуск «лишнего» воздуха в дополнительную камеру, что позволит существенно повысить значение температуры газа перед турбиной и, следовательно, ее мощность.
Для дальнейшего рассмотрения был принят второй вариант и на взлетном режиме топливные элементы вырабатывают всего 17 % (вместо 40 %) от суммарной мощности на валу ротора низкого давления. Полученная для этого варианта скоростная характеристика двигателя в диапазоне чисел Маха М=0...0,3 для высоты полета Н = 0 км и коэффициента восстановления полного давления в входном устройстве двигателя ствх = 0,98 представлена на рисунке 5.
2. РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЁТА СКОРОСТНЫХ И ДРОССЕЛЬНЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК.
Результаты расчёта скоростных и дроссельных характеристик ГТРДД-1 для различных значений дополнительной мощности подводимой к валу РНД от электромотора (#Э = 25 и 50 %), а также характеристики ГТРДД-2 (для условий, указанных выше) представлены на рисунках 4 и 5 соответственно.
Как следует из рисунков, на крейсерском и дроссельных режимах схема ГТРДД-2 выигрывает по экономичности у обычного ТРДД (линия 1), но уступает схеме ГТРДД-1 с питанием дополнительного электромотора от аккумуляторной батареи (при этом энергия, необходимая для зарядки аккумуляторных батарей не учитывается).
Для более объективного сравнительного анализа рассматриваемых схем двигателей целесообразно оценить топливную эффективность всей силовой установки с различными схемами ГТРДД с учетом массовых характеристик ее составных частей.
Приняв удельную емкость аккумуляторных батарей ~1.0 кВт-ч/кг и удельную мощность электрохимического генератора с риформером ~1,75 кВт/кг получили массовые характеристики гибридных двигателей, представленные в таблице 7.
Таблица 7.
Массовые характеристики различных вариантов гибридных двигателей.
Схема двигателя и доля мощности от электромотора ГТРДД-1 (№=25 %) ГТРДД-1 (№=50 %) ГТРДД-2 (№=40%)
Масса двигателя, кг 1500 1500 1400
Масса аккумуляторных батарей, кг 4150 7570 -
Электрохимический генератор с риформером, ТОТЭ и камерой дожигания, кг - - 940
Масса электромотора с системой автоматического управления, кг 370 740 590
Суд,
сг/(кгс*ч
0,5 0,45 0,4 0,35 0,3 0,25 0,2 0,15
0,1
--2 • • • • - 3 — .4
.......... ......
• • ..........
1000
1100
1200
1300
1400
1500
1600 И, кгс
1 - ГГРДД-1, № = 0 %; 2 - ГТРДД-1, № = 25 %; 3 - ГГРДД-1, К = 50 %, трёхвальный; 4 - ГТРДД-2, К = 40 %. Рис. 4. Дроссельные характеристики ГТРДД (Н = 11 км, Якр = 1290 кгс)
Выполненные расчеты дроссельных режимов показывают, что для ГТРДД-2 при уменьшении тяги на 14 % наблюдается увеличение удельного расхода топлива на 10 % (см. рис. 4). Это связано с уменьшением эффективности как самого топливного элемента (из-за уменьшения давления и температуры на входе в ТОТЭ), так и использования топлива (вследствие уменьшения расхода воздуха, подаваемого в камеру дожигания).
Более объективная сравнительная оценка различных вариантов ГТРДД, а также ТРДД традиционной схемы может быть проведена только при анализе в системе летательного аппарата с учетом всего цикла полета.
Как показали выполненные оценки (с учетом массы дополнительного оборудования и используя данные работы [6]), из рассмотренных вариантов двигателей наилучшие показатели топливной экономичности имеет ГТРДД-2. Для ближнее- и среднемагистральных самолетов с ГТРДД-2 эти показатели значительно лучше, чем у самолета типа МС-21-300 с двигателем ПД-14 (на ~40 %), и несколько превосходят показатели БСМС с ТРДД традиционной схемы (на ~8 %).
R,
кгс
8500 8000 7500 7000 6500 6000 5500
0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3 М
1 - ГТРДД-1, № = 0 %; 2 - ГТРДД-1, Кэ = 25 %; 3 - ГТРДД-1, Кэ = 50 %, трёхвальный; 4 - ГТРДД-2, Кэ = 40 %.
Рис. 5. Скоростные характеристики ГТРДД (Н = 0 км, ствх = 0,98)
ЗАКЛЮЧЕНИЕ.
Выполненные исследования показали, что гибридные двигатели могут дать улучшение топливной экономичности летательных аппаратов, однако этот положительный эффект может быть получен только при условии достижения разработчиками топливных элементов, аккумуляторных батарей, электрооборудования и реакторов-конвертеров прогнозируемых на 2025-2030 гг. высоких уровней параметров (в первую очередь, показателей весового и объемного совершенства, см. работы [3, 4]).
Кроме того, для твердооксидных топливных элементов необходимо (при приемлемой стоимости) также значительно улучшить такие эксплуатационные характеристики, как время разогрева, запуска и выхода на режим, а также надежность работы в полетных условиях.
Для более глубокого анализа эффективности использования гибридных двигателей (с уровнем параметров прогнозируемых на 2020-2025 гг. ) требуется дальнейшая проработка различных альтернативных схем гибридных ТРДД, оптимизация их параметров в системе летательного аппарата, определение рациональных методов регулирования с целью наиболее полной реализации всех
потенциальных возможностей рассматриваемых схем ГТРДД для перспективных самолетов гражданской авиации.
ЛИТЕРАТУРА
1. MTU's Press Conference, Munich, Bauhaus Luftfahrt e.V., July 18, 2007. pp. 18.
2. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. Под ред. д-ра техн. наук, проф. С.М. Шляхтенко, д-ра техн. наук, проф. В.А. Сосунова. М.: «Машиностроение», 1979, 432 стр.
3. Иванов В.В., Липилин А.С., Спирин А. В. и др. Формирование многослойных структур твердооксидного топливного элемента. Международный научный журнал «Альтернативная энергетика и экология», АЭЭ №2 (46), 2007, стр. 75 - 88.
4. Аверьков И.С., Байков А.В., Яновский Л.С. Преобразование авиационного керосина в синтез-газ путем селективного окисления. Сб. «Горение и взрыв», под редакцией С.М. Фролова-М.:ТОРУС-ПРЕСС, 2011, стр. 78-89.
5. Bessette, N., Modeling and Simulation for Solid Oxide Fuel Cell Power Systems, Ph.D. Thesis,Georgia Institute of Technology, Atlanta, Georgia, 1994, pp. 32.
6. Ланшин А.И., Палкин В.А., Федякин В.Н., Фокин Ю.В. Анализ состояния, мировых тенденций и проблемных вопросов развития авиационных двигателей и авиадви-гателестроения. Сб. Авиационные двигатели и силовые установки. - М.:ТОРУС-ПРЕСС, 2010, стр.29-38.
electronic scientific and technical periodical
SCIENCE and EDUCATION
_EL № KS 77 - 3Ü56'». .V;II421100025, ISSN 1994-jMOg_
Preliminary research of characteristics of various implementations of hybrid turbofan engines for short- and medium-haul aircrafts
77-30569/381537 # 03, March 2012
Ezrohi Yu.A., Kalenskii S.M., Polev A.S., Drygin A.S.
FSUE "CIAM them. PI Baranov " 30105@ciam.ru
Existent estimation procedure for tractive-economical and mass-dimensional characteristics of turbofan engines was improved. The authors consider two schemes of hybrid turbofan engines with additional power input to fan spindle from an electric motor supplied with accumulators or fuel elements. For the first time in Russia characteristics of these schemes were evaluated at different capacity ratios of the fan drive between a low-pressure turbine and an electric drive. The authors present the results of thermodynamic calculations, speed and throttle characteristics of hybrid turbofan engines of both schemes. Conclusions were made on reasonable ranges of capacity ratios between the low-pressure turbine and the electric drive which are used for the fan drive.
Publications with keywords: aviation gas-turbine engine, turbofan engine, hybrid turbofan engine, speed characteristics, throttle characteristics
Publications with words: aviation gas-turbine engine, turbofan engine, hybrid turbofan engine, speed characteristics, throttle characteristics
References
1. MTU Press Conference, Munich, Bauhaus Luftfahrt e.V., July 18, 2007. 18 p.
2. Demenchenok V.P., Druzhinin L.N., Parkhomov A.L., Sosunov V.A. Teoriia dvu-khkonturnykh turboreaktivnykh dvigatelei [The theory of bypass turbojet engines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1979. 432 p.
3. Ivanov V.V., Lipilin A.S., Spirin A.V., Rempel' A.A., Paranin S.N., Khrustov V.R., Shker-in S.N., Valentsev A.V., Zhuravlev V.D. Formirovanie mnogosloinykh struktur tverdooksid-nogo toplivnogo elementa [Formation of multilayered structures of solid oxide fuel cell]. Mezhdunarodnyi nauchnyi zhurnal «Al'ternativnaia energetika i ekologiia» [International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology], 2007, no. 2 (46), pp. 75-88.
4. Aver'kov I.S., Baikov A.V., Ianovskii L.S. Preobrazovanie aviatsionnogo kerosina v sintez-gaz putem selektivnogo okisleniia [Conversion of aviation fuel into syngas by selective oxidation]. Gorenie i vzryv, 2011, no. 4, pp. 78-89.
5. Bessette N. Modeling and Simulation for Solid Oxide Fuel Cell Power Systems. Ph.D. Thesis. Atlanta, GA, Georgia Institute of Technology, 1994. 32 p.
6. Lanshin A.I., Palkin V.A., Fediakin V.N., Fokin Iu.V. Analiz sostoianiia, mirovykh ten-dentsii i problemnykh voprosov razvitiia aviatsionnykh dvigatelei i aviadvigatelestroeniia [Analysis of the state, international trends and topical issues of the development of aircraft engines and aeroengine manufacturing]. Aviatsionnye dvigateli i silovye ustanovki. Moscow, Torus Press, 2010, pp. 29-38.
