CC BY
142
Наука и Образование
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Наука и Образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2017. № 03. С. 116-136.
]Э5М 1994-040В
Б01: 10.7463/0317.0000964
Представлена в редакцию: Исправлена:
© МГТУ им. Н.Э. Баумана
08.02.2017 22.02.2017
УДК 621.452.32
Анализ возможностей повышения крейсерской топливной экономичности многорежимного двигателя с третьим контуром
Дрыгин А.С.1, Кизеев И.С.1, Эзрохи Ю.А.1*
1 Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, Москва, Россия
"30105@аанши
В материале представлен анализ известных схем двигателей изменяемого рабочего процесса, по результатам которого для дальнейшего исследования определена схема силовой установки с трехконтурным двигателем. Приведены расчеты основных узлов и элементов, используемых для построения математической модели такой силовой установки. Полученные результаты анализа силовой установки с трехконтурным двигателем по разработанной математической модели дают возможность ожидать заметного (до 12,5 %) улучшения дозвуковой эффективной топливной экономичности.
Ключевые слова: силовая установка самолета; двигатель изменяемого рабочего процесса; трехконтурный двигатель; эффективный удельный расход топлива
Введение
Как известно, облик многорежимного двигателя определяется задачами, выполняемыми летательным аппаратом (ЛА) [ 1].
Так как большинство авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) в процессе своей эксплуатации имеют несколько основных режимов работы, то проблема выбора его схемно-конструктивного облика и проектных параметров является достаточно непростой задачей, часто требующей компромиссного решения [1].
Для двигателей дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов, имеющих ограниченное число режимов работы, решение проблемы согласования взлетного и крейсерского режимов возможны за счет создания гибридных схем [2], использования выносного вентилятора [3, 4], в том числе с использованием дополнительного подогрева [5], и другие решения [6].
Для многорежимных двигателей маневренных самолетов выбор проектных параметров представляет собой более сложную задачу, связанную с необходимостью обеспечения крайне противоречивых требований к тягово-экономическим параметрам: высокой удельной тяге на максимальных режимах (что требует минимальной степени двухконтурности, умеренной суммарной степени повышения давления в компрессорах, высокого уровня
температуры газа перед турбиной) и низкому удельному расходу топлива на дозвуковых крейсерских режимах (что требует высоких значений степени двухконтурности и суммарной степени повышения давления).
Кроме этого, к силовым установкам маневренных самолетов 5 поколения дополнительно предъявляются повышенные требования по удельной тяге для обеспечения крейсерского сверхзвукового бесфорсажного полета [7], что накладывает дополнительные ограничения на величину степени двухконтурности ТРДД. В связи с этим реализация высокой экономичности на крейсерских дозвуковых режимах в традиционных схемах двигателей становится тем более затруднительной.
В то же время двигатели изменяемого рабочего процесса (ДИП) за счет широкого регулирования узлов, а также элементов проточной части позволяют в значительной степени адаптироваться к различным условиям полета во всем диапазоне эксплуатационных режимов [7].
1. Выбор расчетной схемы
В современном понимании все технологии ДИП могут быть условно разбиты на 4 основные группы (см. рис. 1 и 2) [8, 9, 10, 11]:
• технология адаптивного компрессора низкого давления (КНД);
• технология адаптивного газогенератора;
• технология управления степенью двухконтурности;
• технология дополнительных газогенераторов.
Рис. 1. Схема ДИП с технологиями адаптивного КНД, адаптивного газогенератора и технологией
управляемой степени двухконтурности [12]
Рис. 2. Схема ДИП с технологиями адаптивного КНД, управляемой степени двухконтурности и
дополнительным газогенератором [13]
Технологии «третьего контура», рассматриваемые в данной работе, можно условно отнести к группе технологий адаптивного КНД.
На основе анализа результатов патентного поиска и обзора отечественных и зарубежных работ в области двигателей изменяемого рабочего процесса [1, 7-13] была создана (см. рис. 3) классификация возможных схем ДИП, реализующих технологии трехконтур-ных двигателей (адаптивный КНД с промежуточным отбором воздуха, двухъярусные лопатки компрессора, различные способы подачи отобранного воздуха в проточный тракт двигателя и др.). На рисунке стрелками показаны места отбора воздуха в третий контур, а также места его подачи в проточный тракт двигателя. При этом отборы возможны после:
• промежуточной ступени КНД;
• второго яруса двухъярусной ступени КНД;
• промежуточной ступени компрессора высокого давления (КВД);
• второго яруса двухъярусной ступени КВД.
Соответственно, место подачи воздуха в проточный тракт двигателя возможно в разных местах: в канал второго контура и в канал третьего контура за критическим сечением сопла 1 и 2 контуров или в общую камеру смешения до критического сечения.
место подачи место отбора нпн.эл 2 кОНГура канал3 контура, общин смеситель канал 3 контура, за критикой соплз
отбор воэдучз и»-1Э промежуточной ступени КНД "Г И г-
4 У
отбор воздуха за вторым прусом двухъярусной ступени кнд —- —
Ц" - СроШ / '
отбор 501ДУХЭ Из-и промежуточной ступени КВД -^ -ч/ ---7
г 1 т LE^oDO <г
отбор воздуха за вторым ярусом двухъярусной ступени КВД /
J Т ад I г ^OEJ] \ 1
Рис. 3. Принципиальные схемы возможных трехконтурных ДИП
Например, в двигателе-демонстраторе, создаваемом фирмой General Electric в рамках американской программы ADVENT (см. рис. 4), как следует из анализа материалов открытой печати [14], используются две отмеченных выше технологии ДИП: отбор воздуха из-за промежуточной ступени КНД с выпуском за критическим сечением сопла и двухъярусные лопатки на валу высокого давления. При этом ожидается значительное улучшение экономичности силовых установок (СУ) ЛА с таким двигателем на целом ряде полетных режимов самолета (см. рис. 5) [15].
Рис. 4. Схема двигателя-демонстратора фирмы General Electric по программе ADVENT, [16]
Рис. 5. Оценки улучшения топливной экономичности, ожидаемые по результатам программы ADVENT по
данным [17]
Как результат такого повышения экономичности на отдельных режимах (в среднем до 25 %, на глубоких дроссельных режимах - до 35 %) с одновременным улучшением тяговых свойств (5-10 %), ожидаемое увеличение радиуса действия маневренных и ударных ЛА с таким двигателем может составить до 30 % [16-21]. Следует учесть, что за базовый двигатель был условно принят двигатель 2000 года (типа Е119 или двигатель с близкими параметрами).
Соответственно, ожидаемое улучшение эффективного удельного расхода топлива складывается из двух составляющих: большая часть - за счет улучшения внутренних параметров двигателя из-за перехода к следующему поколению (рост параметров цикла двигателя и улучшение эффективности его узлов) и меньшая - за счет применения технологий ДИП. Причем наибольшего эффекта повышения экономичности силовой установки за счет ее адаптивности следует ожидать на глубоких дроссельных режимах работы, а по мере уменьшения степени дросселирования эффект от применения технологий ДИП снижается. Отсюда следует и направление исследования, выполненного в данной работе: анализ
ожидаемого снижения эффективного удельного расхода топлива на дозвуковых крейсерских режимах полета.
В наиболее общем плане с точки зрения СУ снижения эффективного удельного расхода топлива на дроссельных режимах можно достичь тремя взаимодополняющими способами:
• с помощью изменения на дроссельных режимах внутренних параметров двигателя;
• с помощью согласования воздухозаборного устройства (ВЗУ) с двигателем по расходу воздуха (как результат, снижение сопротивления по «жидкому контуру»;
• с помощью изменения течения в выходном устройстве (снижение кормового сопротивления).
Для оценки эффективности применения трехконтурного двигателя в составе СУ была выбрана приведенная на рис. 6 схема [11]. Как видно, в ней отражается технология адаптивного КНД с выпуском воздуха третьего контура за критическое сечение основного реактивного сопла.
8 9 10
Рис. 6. Принятая расчетная схема ДИП с третьим контуром 1 - сверхзвуковое входное устройство, 2 - адаптивный КНД, 3 - газогенератор, 4 - турбина низкого давления, 5 - канал второго контура, 6 - камера смешения потоков первого и второго контуров, 7 - выходной модуль основного потока, включающий в себя форсажную камеру и регулируемое реактивное сопло, 8 - регулируемый клапан перепуска воздуха в канал третьего контура, 9 - канал третьего контура, 10 - отдельное регулируемое реактивное сопло третьего
контура
2. Проведение расчетных исследований ДИП выбранной схемы
В соответствии с выбранной схемой создана математическая модель (ММ) СУ на основе одномерной ММ двигателя [22] с включением в нее результатов 3D моделирования отдельных элементов двигателя и СУ, а именно: ВЗУ, КНД с различными отборами воздуха в 3 контур и реактивного сопла с учетом взаимодействия основного потока с потоком третьего контура. Для исследования потенциальных возможностей данной схемы рассмотрен трехконтурный двигатель с параметрами, соответствующими 5 поколению (типа двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой F119).
2.1. Расчеты входного устройства
Для создания ММ СУ были предварительно определены характеристики входного устройства перспективного самолета без учета влияния КНД (расчетная модель представлена на рис. 7): коэффициент восстановления полного давления овх и коэффициент допол-
нительного сопротивления сх£ по «жидкому контуру» в функции относительной плотности тока на выходе из воздухозаборника q(Xout) и числа Маха полета на крейсерских режимах Мн кр. Пространственные трехмерные турбулентные течения вязкого сжимаемого газа моделировались на основе уравнений Навье-Стокса (RANS, к-в модель турбулентности), интегрируемых методом контрольных объемов. Отличительной чертой данной схемы является использование решения одномерной автомодельной задачи о распаде разрыва для определения средних параметров течения на гранях ячеек. Используемая реализация метода оказалась весьма удачной и позволяет решать широкий класс задач внешней и внутренней аэродинамики [23-25].
Рис. 7. Расчетная модель ВЗУ
Полученные таким образом расчетные характеристики воздухозаборника были использованы для оценки изменения коэффициента восстановления полного давления овх и коэффициента дополнительного сопротивления сх^ по «жидкому контуру» при включенном отборе воздуха в третий контур на нескольких крейсерских режимах полета.
Включенный отбор воздуха из-за промежуточной ступени КНД приводит к смещению точки совместной работы (ТСР) воздухозаборника и двигателя вправо (в сторону больших значений коэффициента расхода), что способствует снижению сопротивления по «жидкому контуру».
Исходное положение ТСР на характеристике ВЗУ существенным образом зависит от степени дросселирования двигателя, необходимой для обеспечения требуемой крейсерской тяги. На режимах крейсерского полета у земли, соответствующих достаточно глубокому дросселированию двигателя, вследствие низкого значения коэффициента расхода ТСР изначально располагается далеко в левой части ветки oBx=/(q(Xout)); в связи с этим при включении перепуска смещение происходит по горизонтальной части этой ветки при овх ~ const при значительном снижении коэффициента сх^. На режимах крейсерского полета в высотных условиях степень дросселирования двигателя ниже, и ТСР расположена значительно правее; поэтому при включении перепуска уменьшение коэффициента сопротивления сх^ сопровождается некоторым снижением и коэффициента восстановления полного давления овх. Последнее обстоятельство может несколько уменьшить ожидаемый положительный эффект от снижения сопротивления по «жидкому контуру». Что касается
сверхзвукового крейсерского режима, соответствующего максимальному режиму работы двигателя, то начальное положение ТСР уже на вертикальном участке ветки овх=/^(Хш^) и близко к пологому участку ветки с^^/^Х,^)); поэтому включение перепуска воздуха из промежуточной ступени КНД приводит только к ухудшению как внутренних характеристик двигателя, так и эффективных.
2.2. Расчеты компрессора низкого давления
Для оценки характеристики адаптивного КНД при различных вариантах отбора воздуха в третий контур была создана расчетная модель, схема которой приведена на рисунке 8. Параметры до КНД имеют индекс 1, на выходе КНД - индекс 2, на выходе патрубка отбора - индекс «отб». Интегральные характеристики КНД оцениваются только по параметрам на входе и выходе КНД.
Рис. 8. Расчетная модель КНД трехконтурного ДИП
Для расчёта стационарного течения в многоступенчатом компрессоре был применен метод приближения "mixing plane" (используемый, например, в коммерческом пакете ANSYS FLUENT), которое предполагает осреднение потока в окружном направлении при переходе от одного лопаточного венца к другому и позволяет избежать расчёт нестационарного взаимодействия, обусловленного изменением относительного положения движущихся и неподвижных венцов.
Для решения такого рода задач в отделении компрессоров ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» был разработан и в течение 10 лет успешно используется хорошо зарекомендовавший себя на большом количестве практических задач [26, 27] программный комплекс «3D-IMP-MULTI», предназначенный для расчёта трёхмерного течения вязкого теплопроводного сжимаемого газа в многоступенчатом осевом, центробежном и двухконтурном компрессоре на основе решения методом установления осреднённых уравнений Навье-Стокса (RANS) с использованием различных моделей турбулентности. В данной задаче в качестве дифференциальной модели при проведении расчётов была использована двухпа-раметрическая модель k-ш.
В результате проведенных 3D расчетов была получена интегральная характеристика КНД при различных местах и уровнях отбора воздуха в третий контур и вычислены параметры отбираемого воздуха (в зависимости от места и величины отбора, а также от режима работы вентилятора). При проведении анализа полученных расчетных результатов был обнаружен эффект смещения напорных веток вправо (в сторону больших приведенных расходов), рост значений КПД, а также смещение положения его максимального значения влево (в сторону пониженных приведенных расходов).
На рис. 9 представлена полученная расчетная характеристика рассматриваемого
* *
КНД в относительном виде (значения степени повышения давления п * и КПД 77* отнесены к соответствующим значениям на расчетном режиме).
Рис. 9. Расчетная характеристика КНД трехконтурного ДИП
Одновременно с расчетом интегральной характеристики адаптивного КНД продемонстрировано влияние отбора воздуха на протекание характеристик его отдельных ступеней. Так, в качестве примера на рис. 10 приведены зависимости степени повышения давления п*к от приведенного расхода воздуха Опр группы первых двух ступеней и отдельно третьей ступени трехступенчатого КНД без отборов и при отборе 15 % воздуха из-за 2-ой ступени при характерном значении относительной приведенной частоты вращения Ппр = 0,7.
а)
б)
Рис. 10. Характеристики каскадов трехступенчатого КНД с различной величиной отборов воздуха из-за 2 ступени: а) - характеристика каскада, состоящего из 1 и 2 ступеней КНД; б) - характеристика каскада,
состоящего из 3 ступени КНД
Расчетные исследования характеристик показали, что при изменении величины отбора воздуха (от 0 до 20 % от расхода на входе) за первой или второй ступенью характеристика условного каскада компрессора, состоящего из последующих за местом отбора ступеней, в значительной степени расслаивается в зависимости от величины отбора воздуха. Так, при отборе воздуха напорные ветки последующих ступеней смещаются вправо в сторону увеличения значения приведенного расхода; величина смещения зависит как от величины отбора, так и от значения приведенной частоты вращения.
Наибольший эффект достигается на пониженной частоте вращения и наибольшем отборе воздуха, тогда как при частоте вращения 100 % смещение практически отсутствует для всех значений отбора воздуха. Так, например, при отборе воздуха за второй ступенью компрессора в количестве 15 % от расхода на входе напорная ветка, соответствующая 70 % частоты вращения (см. рис. 10), смещается в сторону большего расхода на 6-8 %.
2.3. Расчеты выходного устройства
Для оценки возможного влияния выдува воздуха третьего контура между пластинами регулируемого сверхзвукового сопла на его кормовое сопротивление была создана
расчетная 3Б модель (схема модели приведена на рис. 11) и проведены расчеты с различными параметрами истекающего воздуха на режиме дозвукового крейсерского полета (рис. 12 и 13).
Численное моделирование течения выполнено на основе решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, записанных в декартовой системе координат. В качестве модели турбулентности использована однопараметрическая дифференциальная модель турбулентной вязкости у^о [28].
Рис. 12. Результаты численного моделирования выходного устройства без отборов воздуха в третий контур
на режиме дозвукового крейсерского полета: а) - распределение давления по расчетному контуру; б) -распределение чисел Маха по расчетному контуру; в) - распределение относительного давления по внешней поверхности сопла; г) - распределение относительного давления внутри сопла
Рис. 13. Результаты численного моделирования выходного устройства с отбором 20 % воздуха за 2 ступенью КНД на режиме дозвукового крейсерского полета: а) - распределение давления по расчетному контуру; б) - распределение чисел Маха по расчетному контуру; в) - распределение относительного давления по внешней поверхности сопла; г) - распределение относительного давления внутри сопла
3. Результаты исследований
Возможности улучшения эффективной топливной экономичности при применении технологий третьего контура были исследованы с использованием описанной выше математической модели силовой установки; при этом были проведены оценки снижения эффективного удельного расхода топлива при различных местах и уровнях отборов воздуха из КНД в третий контур (по сравнению с двигателем без отборов) на различных дозвуковых крейсерских режимах полета (показаны на рис. 14-17).
Рис. 14. Относительное снижение (по сравнению с двигателем без отборов) эффективного удельного расхода топлива в зависимости от приведенной частоты вращения КНД при различном уровне отбора
воздуха за второй ступенью КНД в третий контур
Рис. 15. Относительное изменение эффективного удельного расхода топлива трехконтурного двигателя в зависимости от приведенной частоты вращения КНД при отборе воздуха ДОотб= 15% и разных местах отбора в третий контур по сравнению с двигателем без отборов
На рис. 14 приведен график относительного изменения эффективного удельного расхода топлива рассматриваемого двигателя при его дросселировании и различных уровнях перепуска воздуха из второй ступени КНД в третий контур в условиях крейсерского полета на высоте Н=11 км.
Из представленных результатов видно, что при дросселировании двигателя для приведенных частот вращения КНД выше 95 % повышение его экономичности незначительно и практически не зависит от количества перепускаемого воздуха; далее по мере дросселирования ниже 95 % влияние количества отбираемого воздуха возрастает.
Влияние места отбора воздуха на характеристики СУ можно оценить по графику, приведенному на рис. 15, на котором сравниваются результаты, полученные при одинаковом отборе воздуха за первой и за второй ступенями КНД и перепуске его в третий контур. Видно, что при перемещении места отбора воздуха вниз по течению (от первой ступени ко второй) экономичность двигателя дополнительно может быть повышена еще на ~2-3 %. Это происходит за счёт лучшего согласования режимов течения в отдельных ступенях при отборе воздуха и, как следствие, более высоких значений КПД КНД (рис. 9), несмотря на то, что потери в ВЗУ (рис. 16) и выходном устройстве (рис. 17) несколько возрастают.
ах взу, °о ю
5
0,7 0,75 0,3 0,35 0,9 0,95 1
Рис. 16. Относительное изменение внешнего сопротивления СВУ трехконтурного двигателя в зависимости от приведенной частоты вращения КНД при отборе воздуха ДОотб= 15% и разных местах отбора в третий
контур по сравнению с двигателем без отборов
й(1-1гс эф), <Н| 5
о
-5 -10 -15
-20 -25 -30
-*- Отбор от 1-й ступени Отбор от 2-й ступени
-.
х
п1пр
0,7
0,75
0,8
0,85
0,9
0,95
1
Рис. 17. Относительное изменение коэффициента эффективной тяги сопла трехконтурного двигателя в зависимости от приведенной частоты вращения КНД при отборе воздуха ДОотб= 15% и разных местах отбора в третий контур по сравнению с двигателем без отборов
Заключение
Как следует из результатов расчетов, с увеличением отбора воздуха в третий контур (до 20 % от суммарного расхода через двигатель) эффективный расход топлива монотонно снижается. Экономичность СУ может улучшиться на 6-12 % (рис. 18).
-ДСгэф, %
Отбор 20% от 2-й ступени Отбор 20% от 1-й ступени
креисерскии режим у земли
креисерскии режим на высоте
Рис. 18. Распределение улучшения эффективной экономичности трехконтурного двигателя в зависимости от режима полета и места отбора 20% воздуха в третий контур по сравнению с двигателем без отборов
Анализ составляющих наилучшего результата ДСГ эф ~ 12,5 % (в условиях дозвукового крейсерского полета у земли) показал, что при включенном перепуске воздуха из промежуточной ступени КНД в третий контур подавляющая часть снижения эффективного удельного расхода топлива (около 80 % от величины снижения) происходит за счет изменения внутренних параметров: рост степени двухконтурности и рост коэффициента полезного действия КНД. Остальная часть уменьшения Сг эф (~19 %) в основном приходится на ВЗУ за счет снижения сопротивления по «жидкому контуру», при этом изменение кормового сопротивления на этом режиме незначительно.
Представленные выше результаты дают возможность ожидать заметного улучшения дозвуковой эффективной топливной экономичности силовой установки, оснащенной трехконтурным двигателем. Однако для подтверждения полученных расчетным путем результатов в дальнейшем следует отработать их в натурных условиях на двигателе-демонстраторе.
Авторский коллектив выражает искреннюю признательность канд. физ. -мат. наук В.А. Степанову, а также П.Г. Кожемяко и И.А. Браилко за предоставленные расчетные результаты, которые были использованы в данной работе.
Список литературы
1. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей / В.П. Деменченок, Л.Н. Дружинин, А.Л. Пархомов и др.; под ред. С.М. Шляхтенко, В.А. Сосунова. М.: Машиностроение, 1979. 431 с.
2. Эзрохи Ю.А., Каленский С.М., Полев А.С., Дрыгин А.С. 77-30569/381537 Предварительное исследование характеристик гибридных турбореактивных двухконтурных двигателей различных схем для ближне- и среднемагистральных самолетов // Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2012. № 3. Режим доступа: http://technomag.bmstu.ru/doc/381537.html (дата обращения 25.11.2016).
3. Эзрохи Ю.А., Каленский С.М., Полев А.С., Дрыгин А.С., Рябов П.А. Сравнительный анализ параметров и характеристик различных схем силовой установки с дополнительным выносным винтовентилятором // Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2012. № 12. DOI: 10.7463/1212.0511469
4. Бурцев С.А., Самойлов М.Ю., Симаков М.В. Анализ экологических аспектов применения перспективных схем силовых установок ближне- и среднемагистральных самолетов // Безопасность в техносфере. 2015. Т. 4. № 2. С. 67 - 72. DOI: 10.12737/11335
5. Эзрохи Ю.А., Каленский С.М., Морзеева Т.А. Выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки: пат. 168499 Российская Федерация. 2017. Бюл. № 4. 8 с.
6. Иванов В.Л., Щеголев Н.Л., Скибин Д.А. Повышение эффективности двухконтурного турбовентиляторного двигателя введением промежуточного охлаждения при сжатии // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2014. № 11. С. 75-83. DOI: 10.18698/0536-1044-2014-11-75-83
7. Машиностроение: Энциклопедия. Т. IV-21: Самолеты и вертолеты. Кн. 3: Авиационные двигатели / Ред.-сост. В.А. Скибин, В.А. Сосунов, Ю.М. Темис; отв. ред. К.С. Колесников. М.: Машиностроение, 2010. 720 с.
8. Кизеев И.С., Дрыгин А.С., Эзрохи Ю.А. Анализ путей повышения топливной экономичности ТРДД с помощью применения технологий «третьего контура» // Всероссийская науч.-техн. конф. молодых ученых и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении» (Москва, 26-28 мая 2015 г.): тез. докл. М.: ЦИАМ, 2015. С. 40-41.
9. Дрыгин А.С., Кизеев И.С., Эзрохи Ю.А. и др. Применение технологий третьего контура для повышения крейсерской топливной экономичности многорежимного авиационного двигателя // Всероссийская науч.-техн. конф. «Авиадвигатели XXI века» (Москва, 24-27 ноября 2015): тез. докл. М.: ЦИАМ, 2015. С. 57.
10. Лещенко И.А., Шмотин Ю.Н., Федечкин К.С. и др. Исследование эффективности независимо управляемого 3-го контура в силовой установке многоцелевого самолета // Всероссийская науч.-техн. конф. «Авиадвигатели XXI века» (Москва, 24-27 ноября 2015): тез. докл. М.: ЦИАМ, 2015. С. 77-79.
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
Кизеев И.С., Дрыгин А.С., Эзрохи Ю.А. Анализ возможностей повышения крейсерской топливной экономичности многорежимного двигателя с третьим контуром // Междунар. форум двигателестроения: МФД-2016; Науч.-техн. конгресс по двигателестроению: НТКД-2016 (Москва, 19-21 апреля 2016): тез. докл. М., 2016. С. 10-11. Johnson J.E. Adaptive core engine: US Patent WO 2011038188 A1. 2011. Johnson J.E. Convertible gas turbine engine: US Patent 7877980 B2. 2011. Dave Majumdar. Rivals power up for AETD engine programme bid // Flight International. 2013. Vol. 182. № 5380. P. 18.
Кулибин А. Ход реализации в США программы создания перспективного авиационного ГТД // Зарубежное военное обозрение. 2013. № 6. С. 64-67.
Thomson D.E. Versatile affordable advanced turbine engines. Provide game changing capability with superior fuel efficiency // 11th Annual Science & Engineering Technology Conference / DoDTech Expo; Air Force Research Laboratory. 2010. 11 p. Режим доступа: htpp://www.dtic.mil/ndia/2010/SET/Thomson.pdf (дата обращения 20.03. 2017). Norris G., DiMascio J., Warwick G. Power protection: Low-fuel-burn engine plan raises red flag for Pratt on F-35 as bids come in // Aviation Week and Space Technology. 2012. Vol. 174. No. 19. Pp. 24-25.
Norris G. Rig Ready: AFRL evaluations lead way toward follow-on three-stream engine development initiative // Aviation Week and Space Technology. 2016. Vol. 178. № 15. P. 34. Norris G. Future power: Adaptive engine tests pave way for sixth-generation fighters and possible F-35 retrofit // Aviation Week and Space Technology. 2015. Vol. 177. No. 2. P. 26-27. GE Aviation starts ADVENT core testing for the USAF. Режим доступа http://www.airforce-technology.com/news/newsge-aviation-usafs-advent-core-testing (дата обращения 16.02.2017). Скибин В.А., Солонин В.И., Палкин В.А. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор). М.: ЦИАМ, 2010. 673 с.
Хорева Е.А, Эзрохи Ю.А. Ординарные математические модели в задачах расчета параметров авиационных ГТД // Аэрокосмический научный журнал. 2017. № 01. С. 1-14. DOI: 10.24108/rdopt.0117.0000059
Vinogradov V.A., Stepanov V.A., Alexandrovich E.V. Numerical and Experimental investigation of airframe-integrated inlet for high velocities // J. of Propulsion and Power. 1992. Vol. 8. № 1. Pp.151-157.
Chernyavsky B., Stepanov V., Rasheed K., Blaize M., Knight D. 3-D hypersonic inlet optimization using a genetic algorithm // The 34th AIAA/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit: AIAA Paper 98-3582. Red Hook: AIAA, 1998.
Vinogradov V.A., Stepanov V.A. Study of inlet flow field with mass addition // 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno, Nevada, 8-11 January 2007): AIAA Paper 0029-2007. Red Hook: AIAA, 2007. DOI: 10.2514/6.2007-29
26. Mileshin V.I., Kozhemyako P.G., Orekhov I.K., Fateev V.A. Experimental and numerical study of two first highly-loaded stages of compressors as a part of HPC and separate test unit // 28th Congress of the Intern. Council of the Aeronautical Sciences 2012: ICAS 2012 (Brisbane, Australia, 23-28 Sept. 2012): Proc. Vol. 4. Red Hook: AIAA, 2012. Pp. 2675-2685.
27. Милешин В.И., Браилко И.А., Орехов И.К., Панков С.В. Разработка методологии аэродинамического проектирования однорядных и биротативных вентиляторов для авиационных двигателей нового поколения с широкохордными стреловидными лопатками с большой степенью двухконтурности, основанная на 3D и 4D расчетах стационарного и нестационарного вязкого течения и 3D оптимизации лопаточных венцов // Конкурс им. проф. Н.Е. Жуковского 2012 года: Премия I степени в области совершенствования турбореактивных двигателей. 2012. 2 с.
28. Гуляев А.Н., Козлов В.Е., Секундов А.Н. К созданию универсальной однопараметриче-ской модели для турбулентной вязкости // Известия РАН. Механика жидкости и газа. 1993. № 4. С. 69-81.
Science ¿Education
of the Baurnan MSTU
Science and Education of the Bauman MSTU, 2017, no. 03, pp. 116-136.
DOI: 10.7463/0317.0000964
Received: 08.02.2017
Revised: 22.02.2017
© Bauman Moscow State Technical Unversity
Analysis of Cruising Fuel Conservation Capabilities of Multi-Mode Engine with the Third Contour
A.S. Drygin1, I.S. Kizeev1, "3010S®ciamju
Yu.A. Ezrokhi1 *
Central Institute of Aviation Motors n.a. P.I. Baranov, Moscow, Russia
Keywords: aircraft power-plant; adaptive engine; three-stream engine; effective specific fuel
consumption
Based on the analysis results from the patent search and review of domestic and foreign publications in variable cycle engines (VCE) was created a classification of the possible schematic diagrams of VCE realizing three-stream engine technologies (the adaptive low pressure compressor (LPC) with air extraction behind stages, FLADE compressor, various feeding types of extraction air to the flowing path of the engine, etc.).
To estimate a three-stream engine application as a part of the power-plant (PP) efficiency, was chosen an adaptive LPC technology scheme with the third contour air bypass beyond the critical section of a basic jet nozzle for which a mathematical model (MM) of the PP has been created on the basis of one-dimensional MM of the engine. The MM of the PP included 3D modeling results of the air inlet, the LPC with various air extractions to the third contour, and the jet nozzle taking into account the interaction between the basic stream and the third contour stream.
The predicted performance of an air inlet have been used to estimate the changes in a total pressure restoration coefficient and an additional resistance coefficient along «a fluid contour» when air extraction is included in the third contour in several cruiser modes of flight.
An integrated characteristic of the LPC has been received at various points and levels of air extraction to the third contour, and parameters of extracted air (depending on the point and amount of air extraction, and also on the fan operating mode) have been calculated. When analyzing the obtained calculation results, the effect of pressure lines displacement to the right (towards the large reduced rates), growth of efficiency values, and also position displacement of its maximum value to the left (towards the descent reduced rates) has been found.
To estimate how air extraction of the third contour between the plates of an adjustable supersonic nozzle impacts on its aft deck resistance various parameters of the flowing out air in subsonic cruiser mode of flight have been calculated.
As a result of calculations according to the PP MM, under near-the-earth conditions of the
subsonic cruiser flight, the effective specific fuel consumption has been reduced by 12,5 %.
The results reached allow us to expect significant subsonic effective fuel conservation of
the three-stream engine. To prove the calculated results it is further necessary to achieve them
under full-scale conditions using the engine-demonstrator.
References
1. Teoriia dvukhkonturnykh turboreaktivnykh dvigatelej [The theory of turbojet engines] / Ed. by S.M. Shliakhtenko, V.A. Sosunov. Moscow: Mashinostroenie Pudl., 1979. 431 p. (in Russian).
2. Ezrokhi Yu.A., Kalenskii S.M., Polev A.S., Drygin A.S. 77-30569/381537 Preliminary research of characteristics of various implementations of hybrid turbofan engines for short- and medium-haul aircrafts. Nauka i obrazovanie MGTU im. N.E. Baumana [Science and Education of the Bauman MSTU], 2012, no. 3. Available at:
http://technomag.bmstu.ru/doc/381537.html, accessed 25.11.2016 (in Russian).
3. Erzokhi Yu. A., Kalenskii S.M., Polev A.S., Drygin A.S., Ryabov P.A. Comparative analysis of parameters and characteristics of different power plant schemes with an additional remote propfan. Nauka i obrazovanie MGTU im. N.E. Baumana [Science and Education of the Bauman MSTU], 2012, no. 12. DOI: 10.7463/1212.0511469 (in Russian)
4. Burtsev S.A., Samoylov M.Yu., Simakov M.V. Ecological aspects of implementing prospective propulsion schemes of short and medium haul aircrafts. Bezopasnost' v tekhnosfere [Safety in Technosphere], 2015, vol. 4, no. 2, pp. 67-72. DOI: 10.12737/11335 (in Russian)
5. Ezrokhi Yu.A., Kalenskij S.M., Morzeeva T.A. Vynosnoj ventiliatornyj modul'aviatsionnoj silovoj ustanovki [External fan module aircraft power plant]. Patent RF, no. 168499. 2017 (in Russian).
6. Ivanov V.L., Shchegolev N.L., Skibin D.A. Improving the efficiency of a bypass turbofan engine by intermediate cooling during compression. Izvestiia vysshikh uchebnykh zavedenij. Mashinostroenie [Proc. of the Higher Educational Institutions. Machine Building], 2014,
no. 11. DOI: 10.18698/0536-1044-2014-11-75-83 (in Russian)
7. Mashinostroenie: entsiklopediia. T. IV-21: Samolety i vertolety. Kn. 3: Aviatsionnye dvigateli / Red. V.A. Skibin, Yu. M. Temis, V.A. Sosunov [Mechanical Engineering: Encyclopedia. Vol. IV-21: Planes and helicopters. Pt. 3: Aviaengines]. Moscow: Mashinostroenie Publ., 2010 720 p. (in Russian).
8. Kizeev I.S., Drygin A.S., Ezrokhi Yu.A. Analiz putej povysheniia toplivnoj ekonomichnosti TRDD s pomosch'yu primeneniia tekhnologij "tret'ego kontura" [Analysis of ways to improve the fuel economy of turbofan engine technology "third circuit"]. Vserossijskaia nauchno-technicheskaia konferentsiia molodykh uchenykh i spetsialistov "Novye resheniia i tekhnologii v gazoturbostroenii" [All-Russian scientific and technical conf. of young scientisits and specialists "New solutions and technologies in gas-turbine construction"(Moscow, May 26-28, 2015)]: Abstract of papers. Moscow, 2015. Pp. 40-41 (in Russian).
9. Drygin A.S., Kizeev I.S., Ezrokhi Yu.A. a.o. Primenenie tekhnologij tret'ego kontura dlia povysheniia krejserskoj toplivnoj ekonomichnosti mnogorezhimnogo aviatsionnogo dvigatelia [The technology of the third circuit to improve the cruising fuel economy of a multi-cycle aircraft engine]. Vserossijsskaia nauchno-technicheskaia konferentsiia «Aviadvigateli XXI veka» [All-Russian Scientific and Technical Conference "The Aeroengines of the XXI century" (Moscow, 24-27 November 2015)]: Abstracts. Moscow, 2015. P. 57 (in Russian).
10. Leschenko I.A., Shmotin Yu.N., Fedechkin K.S. a.o. Issledovanie effektivnosti nezavisimo upravliaemogo tret'ego kontura v silovoj ustanovke mnogotselevogo samoleta [Study of the effectiveness of independently managed by the 3rd circuit in the power plant of multipurpose aircraft]. Vserossijsskaia nauchno-technicheskaia konferentsiia «Aviadvigateli XXI veka» [All-Russian Scientific and Technical Conference "The Aeroengines of the XXI century" (Moscow, 24-27 November 2015)]: Abstracts. Moscow, 2015. Pp. 77-79 (in Russian).
11. Kizeev I.S., Drygin A.S., Ezrokhi Yu.A. Analiz vozmozhnostej povysheniia krejserskoj toplivnoj ekonomichnosti mnogorezhimnogo dvigatelia s tret'im konturom [Analysis of possibilities to improve the cruising fuel economy of a multi-mode engine with the third circuit]. Mezhdunarodnyj forum dvigatelestroeniia; Nauchno-tekhnicheskij congress po dvigatelestroeniyu [Intern. Forum Engine; Scientific and Technical Congress on Engine Building (Moscow, 19-21 April 2016)]: Abstracts of papers. Moscow, 2016. Pp. 10-11 (in Russian).
12. Johnson J.E. Adaptive core engine: US Patent WO 2011038188 A1. 2011.
13. Johnson J.E. Convertible gas turbine engine: US Patent 7877980 B2. 2011.
14. Dave Majumdar. Rivals power up for AETD engine programme bid. Flight International, 2013, vol. 182, no. 5380, p. 18.
15. Kulibin A. The implementation of the U.S. program of advanced gas turbine engines. Zarubezhnoe voennoe obozrenie [Foreign Military Review], 2013, no. 6, pp. 64-67 (in Russian).
16. Thomson D.E. Versatile affordable advanced turbine engines. Provide game changing capability with superior fuel efficiency. 11th Annual Science & Engineering Technology Conference / DoDTech Expo; Air Force Research Laboratory. 2010. 11 p. Available at:
htpp://www.dtic.mil/ndia/2010/SET/Thomson.pdf, accessed 20.03.2017.
17. Norris G., DiMascio J., Warwick G. Power protection: Low-fuel-burn engine plan raises red flag for Pratt on F-35 as bids come in. Aviation Week and Space Technology, 2012, vol. 174, no. 19, pp. 24-25.
18. Norris G. Rig Ready: AFRL evaluations lead way toward follow-on three-stream engine development initiative. Aviation Week and Space Technology, 2016, vol. 178, no. 15, p. 34.
19. Norris G. Future power: Adaptive engine tests pave way for sixth-generation fighters and possible F-35 retrofit. Aviation Week and Space Technology, 2015, vol. 177, no. 2, pp. 26-27.
20. GE Aviation starts ADVENT core testing for the USAF. Available at: http://www.airforce-technology.com/news/newsge-aviation-usafs-advent-core-testing, accessed 16.02.2017.
21. Skibin V.A., Solonin V.I., Palkin V.A. Raboty veduschikh aviadvigatelestroitel'nykh kompanij v obespechenie sozdaniia perspektivnykh aviatsionnykh dvigatelej [Works of leading aircraft engine companies to ensure the creation of advanced aircraft engines]. Moscow: CIAM, 2010. 673 p. (in Russian).
22. Khoreva E.A., Ezrokhi Yu.A. Ordinary mathematical models in problems of calculation of parameters of gas turbine engines. Aerokosmicheskij nauchnyj zhurnal [Aerospace Scientific J.], 2017, no. 1, pp. 1-14. DOI: 10.24108/rdopt.0117.0000059 (in Russian)
23. Vinogradov V.A., Stepanov V.A., Alexandrovich E.V. Numerical and Experimental investigation of airframe-integrated inlet for high velocities. J. of Propulsion and Power, 1992, vol. 8, no. 1, pp.151-157.
24. Chernyavsky B., Stepanov V., Rasheed K., Blaize M., Knight D. 3-D hypersonic inlet optimization using a genetic algorithm. 34th AIAA/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit: AIAA Paper 98-3582. Red Hook: AIAA, 1998.
25. Vinogradov V.A., Stepanov V.A. Study of inlet flow field with mass addition . 45thAIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno, Nevada, 8-11 January 2007): AIAA Paper 00292007. Red Hook: AIAA, 2007. DOI: 10.2514/6.2007-29
26. Mileshin V.I., Kozhemyako P.G., Orekhov I.K., Fateev V.A. Experimental and numerical study of two first highly-loaded stages of compressors as a part of HPC and separate test unit. 28th Congress of the Intern. Council of the Aeronautical Sciences 2012: ICAS 2012 (Brisbane, Australia, 23-28 Sept. 2012): Proc. Vol. 4. Red Hook: AIAA, 2012. Pp. 2675-2685.
27. Mileshin V.I., Brailko I.A., Orekhov I.K., Pankov S.V. Razrabotka metodologii aerodinamicheskogo proektirovaniia odnoriadnykh i birotativnykh ventiliatorov dlia aviatsionnykh dvigatelej novogo pokoleniia s shirokokhordnymi strelovidnymi lopatkami s bol'shoj stepen'yu dvukhkonturnosti osnovannaia na 3D i 4D raschetakh statsionarnogo i nestatsionarnogo viazkogo techeniia i 3D optimizatsii lopatochnykh ventsov [Development of methodology of aerodynamic design single and birotating fans for aircraft engines of new generation with wide-chord swept blades with a high bypass ratio, based on 3D and 4D calculations of steady and unsteady viscous flow and the optimization of 3D blading]. Konkurs umeni professora N.E. Zhukovskogo 2012 goda: Premiia pervoj stepeni v oblasti sovershenstvovaniia turboreaktivnykh dvigatelej [The competition named after Professor N. E. Zhukovsky 2012: Award of I degree in the field of improvement of turbojet engines]. 2012. 2 p. (in Russian).
28. Gulyaev A.N., Kozlov V.Y., Secundov A.N. A universal one-equation model for turbulent viscosity. Fluid Dynamics, 1993, vol. 28, no. 4, pp. 485-494. DOI: 10.1007/BF01342683
