CC BY
1
УДК 62-154
DOI: 10.15593/2224-9982/2024.76.06
М.О. Горюхин, А.Е. Михайлов, А.Б. Михайлова, Д.Г. Красноперов, В.В. Еременко
Уфимский университет науки и технологий, Уфа, Российская Федерация
ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ПОВОРОТНОГО РАБОЧЕГО КОЛЕСА ВЕНТИЛЯТОРА В ПЕРСПЕКТИВНОМ ТУРБОРЕАКТИВНОМ ДВУХКОНТУРНОМ ДВИГАТЕЛЕ СО СВЕРХВЫСОКОЙ СТЕПЕНЬЮ ДВУХКОНТУРНОСТИ
Известно, что применение поворотного вентилятора может обеспечить необходимый запас газодинамической устойчивости вентилятора, а также повысить эффективность работы двигателя и снизить уровень шума. Поворотные вентиляторы являются одной из критических технологий перспективного турбореактивного двухконтурного двигателя со сверхвысокой степенью двухконтурности. Также поворотный вентилятор можно использовать для реверса тяги, что существенно позволит снизить массу двигателя и лобовое сопротивление за счет исключения устройств реверсирования тяги. Объектом исследования является вентилятор для перспективного редукторного двухконтурного турбореактивного двигателя со сверхвысокой степенью двухконтурности для дальнемагистрального самолета. В работе сформирован облик рабочего колеса вентилятора по одномерным методикам с учетом возможности поворота лопаток, проведены 3D CFD расчеты рабочего колеса с различными углами поворота лопаток вентилятора в программном комплексе Ansys CFX и для каждого из угла поворота лопаток построена характеристика. Проанализировано влияние угла поворота как на течения в межлопаточном канале, так и на интегральные параметры - степень повышения давления, изоэн-тропический коэффициент полезного действия и запас газодинамической устойчивости. Сформированы рекомендации по выбору угла установки для различных режимов полета с целью поддержания необходимого уровня запасов газодинамической устойчивости. Проведены 3D CFD расчеты на режиме реверса с целью оценки возможности применения поворотного вентилятора для осуществления реверса тяги. По результатам расчетов при повороте лопаток вентилятора на 90 градусов достигается достаточная для рекомендуемого режима реверса отрицательная тяга в прямой постановке задачи.
Ключевые слова: вентилятор переменного шага, запас газодинамической устойчивости, реверсирование тяги с помощью вентилятора с переменным шагом, поворотный вентилятор, турбореактивный двухконтурный двигатель, режим реверса, сверхвысокая степень двухконтурности, CFD, редукторный привод вентилятора, угол установки вентилятора.
M.O. Goryukhin, A.E. Mikhaylov, A.B. Mikhaylova, D.G. Krasnoperov, V.V. Eremenko
Ufa University of Science and Technology, Ufa, Russian Federation
INVESTIGATION OF THE EFFICIENCY OF VARIABLE PITCH ANGLE FAN IN AN ADVANCED ULTRA-HIGH-BYPASS TURBOFAN
Engine manufacturers recognize that a variable pitch fan blade can provide the necessary fan stall margin to take the next step in engine cycle improvement with enhanced propulsive efficiency and low noise level. Variable pitch fans are of interest for future low-pressure ratio fan systems since they provide improved operability relative to fixed pitch fans. If they can also be re-pitched such that they generate sufficient reverse thrust, they could eliminate the engine drag and weight penalty associated with bypass duct thrust reversers. The objective of this paper is to investigate the efficiency of variable pitch angle fan in an advanced ultra-high-bypass turbofan for a long-range aircraft. In the presented paper the design of the fan was developed using 3D steady RANS CFD, a CFD maps was calculated for each of the blade pitch angle. The effect of the blade angle on the flow in the blade channel and on the integral parameters (isoentropic efficiency, pressure ratio, flow rate, stall margin) has been analyzed. 3D CFD in thrust reverse were performed to evaluate the possibility of using a variable pitch fan for thrust reversal. According to the results of calculations, negative thrust sufficient for the recommended thrust reverse is achieved, when the fan blades are rotated by 90 degrees.
Keywords: variable pitch fan, stall margin fan, thrust reversal using a variable-pitch fan, turbofan, thrust reverse, ultrahigh bypass, CFD, geared turbofan, blade angle.
Введение
Особенности и анализ трендов двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) с ре-дукторным приводом вентилятора отражены в работе J. Кигеке [1]. Ниже выделены некоторые выводы из данной работы, по сравнению редукторной и стандартной схемами ТРДД:
- введение редуктора позволяет вентилятору иметь независимую скорость;
- обычные ТРДД должны иметь чрезмерное количество ступеней турбины низкого давления (ТНД), когда степень двухконтурности больше 12. Одинаковая степень повышения (понижения) полного давления в подпорных ступенях (ПС) в схемах прямого и редукторного привода вентилятора обеспечивается разным числом ступеней из-за различий окружных скоростей. Схема с редукторным приводом может иметь меньшее число ступеней и в то же время поддерживать низкие уровни аэродинамической нагрузки, необходимые для хорошего коэффициента полезного действия (КПД);
- удельный расход топлива постоянно снижается с увеличением степени двухконтурности, а сопротивление гондолы растет. Однако существует минимум, и он находится в районе между значениями ступени двухконтурности 13-16;
- для установки редуктора требуется дополнительная конструкция (с опорой) между вентилятором и подпорными ступенями, поэтому ПС располагают после определенного канала, что меняет стандартную конструктивную схему.
В основу развития технологий перспективных типов схем гражданских ГТД закладываются риски и проблемы, связанные с этими технологиями, при этом наблюдается явная тенденция к снижению расхода топлива и его удельного показателя (рис. 1).
CFXIS6-5B
ПС-12 V2500A5
Рис. 1. Термодинамическое совершенствование турбореактивных
двигателей [2]
В основу развития технологий перспективных типов схем ГТД компании Rolls-Royce закладываются риски и проблемы, связанные с этими технологиями, при этом наблюдается явная тенденция на снижение расхода топлива и аналогичная тенденция на удельный расход топлива (рис. 2).
Перспективные двухконтурный турбореактивный двигатель со сверхвысокой степенью двухконтурности и турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) с закапотированным или не-закапатированным винтовентилятором (ВВ), способные обеспечивать прирост основных рабочих показателей и конкурировать с современными ГТД, в настоящее время находятся на стадии проектных проработок, изготовления и испытания опытных и демонстрационных образцов.
Например, планируемый двигатель RR UltraFan получит облегченный поворотный вентилятор с лопатками из титаноуглеродного волокна. Более высокая степень двухконтурности и
более низкая степень повышения давления вентилятора вызывают нестабильность низкооборотистого вентилятора, устраняемую регулированием шага лопаток. Наряду с отсутствием реверса тяги, короткая тонкая гондола будет легче и менее искаженной. При этом планируемый перспективный CFM RISE будет иметь схему ТВВД с незакопатированным ВВ (рис. 2).
Рис. 2. Тенденции развития гражданских ГТД по данным компании Rolls-Royce [3]
а б
Рис. 3. Концепты RR UltraFan (а) [4] и CFM RISE (б) [5]
Описание критической технологии
Исследования, проводимые с технологией поворотного вентилятора, показывают, что данная критическая технология может помочь смещать границу устойчивой работы вентилятора на нерасчётных режимах (в том числе при низких значениях числа Маха полета), дает возможность управить КПД и позволяет осуществлять реверс тяги за счет лопатки рабочего колеса (РК) вентилятора.
Для данной технологии необходимы рабочие лопатки (РЛ) вентилятора очень большого диаметра (3 м и более). При этом такие габариты в сочетании с поворотной конструкцией означают ряд нерешённых проблем в области безопасности, надёжности, газодинамики и прочности. Поэтому на данный момент в современных ТРДД пассажирских самолетах пока не применяется поворотный вентилятор.
1) Критическая технология:
- поворот рабочей лопатки вентилятора.
2) Преимущества технологии:
- возможность получить многолистную характеристику (рис. 4);
- управление газодинамической устойчивостью (ГДУ);
- управление КПД;
- реверс тяги за счет лопатки РК вентилятора.
Рис. 4. Модель многолистной характеристики поворотного вентилятора при различных углах установки [6]
3) Проблемы технологии:
- газодинамика при цилиндрической проточной части;
- программа и диапазон управления;
- проектирование РК под реверс тяги;
- высокое лобовое сопротивление;
- акустика у РЛ большого диаметра;
- обеспечение работы с достаточно высоким КПД до числа Маха полета не менее 0,8-0,85 требует малые радиальные зазоры и увеличенное число лопаток;
- минимальные вибрации;
- прочностные свойства;
- высокий уровень надежности редуктора;
- сложная конструктивная реализация и увеличенная масса.
Также немалое количество исследований ведется в области реверса тяги с помощью поворотного вентилятора ТРДД. Этим в свое время занималось и Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) и продолжают заниматься компания Rolls-Royce (RR) и передовые университеты мира, добиваясь определённых успехов в этой области. В дальнейшем можно будет увидеть прослеживаемую тенденцию с проведенными расчетами (рис. 5).
Анализ патентов по поворотному вентилятору
Помимо исследований, рассматривались также современные и перспективные конструктивные решения. Разработкой перспективных схем конструктивной составляющей поворотного вентилятора занимаются передовые компании, среди которых Safran Aircraft Engine. Далее рас-
сматриваются патенты именно этой компании. Рис. 6, a-в, объединяют в себе иллюстрации технологий к одним из новейших патентов (2021 г.) по теме изготовления поворотного рабочего колеса вентиляторной ступени. На иллюстрациях приведены основные концепции реализаций поворота вентиляторной рабочей лопатки с возможным объектом для применения, упомянутым ранее, - CFM RISE.
б в
Рис. 5. Исследования по реверсу тяги с помощью поворотного вентилятора ТРДД:
а - [7]; б - [8]; в - [9]
Рис. 6. Иллюстрации патентам: а - модуль вентилятора с лопатками изменяемого шага для турбомашины 11,124,287 В2); б - газотурбинный двигатель, содержащий ротор с лопатками изменяемого шага 2021/0381388 А1); в - Модуль турбомашины, включающий ротор, несущий поворотные
лопатки (Ш 10,907,486 В2)
Из описания принципов работы поворотного рабочего колеса в данных патентах следует, что применение этой технологии требует большого комплекса новых внедрений в конструкцию ТРДД, это и высококачественный долговечный редуктор, новые системы привода (например, пирозаряды для повышения давления детонацией и, как следствие, поворота лопаток), новые
a
материалы и оптимизированные конструкции опор. При решении всех этих технологических вопросов данные схемы могут быть интегрированы в современные конструкции ТРДД гражданской авиации.
Выбор параметров для проектирования поворотного вентилятора
Проектные данные выбираются исходя из обзора создания математических моделей для подобных вентиляторов [10-12]. Геометрия вентилятора была получена из предварительного проектирования, учитывая оптимумы по коэффициентам расхода и напора по диаграмме Холла. Общие исходные данные приведены в табл. 1.
Таблица 1
Исходные данные для предварительного расчета на крейсерском режиме
Параметр Обозначение Значение
Высота полета Hп,м 11000
Число Маха полета мп 0,8
Степень двухконтурности m 15,4819
Полная температура на входе в вентилятор T1*, К 244,44
Полное давление на входе в вентилятор Л, Па 34509
Физический расход воздуха на входе в вентилятор G^ кг/с 712,42
Приведенный расход воздуха на входе в вентилятор пр> кг/с 1926,62
Физический расход воздуха через внешний контур двигателя G и, кг/с 669,196
Физический расход воздуха через внутренний контур двигателя G inn, кг/с 43,224
Степень повышения полного давления в РК вентилятора по внутреннему контуру * П рк в out 1,349
КПД РК вентилятора по внешнему контуру * Прк в out 0,9186
Степень повышения полного давления в РК вентилятора по внутреннему контуру * П . рк в mn 1,25
КПД РК вентилятора по внутреннему контуру * Прк в inn 0,9195
Степень повышения полного давления в РК вентилятора (осредненная) * Ж рк в ср 1,343
КПД РК вентилятора (осредненный) * Прк в ср 0,9187
Построение и расчет модели вентилятора производился с учетом анализа ограничений. Для выявления оптимальных параметров вентилятора на входе (окружной скорости на периферии и1к, приведенной скорости ^ и относительного втулочного диаметра d1вх) проводится исследование, которое подразумевает под собой их варьирование в заданных диапазонах.
По диаграмме Холла (рис. 7) определяется коридор значений для параметров и1к и при
различных значениях d1eK (от 0,25 до 0,55). Рекомендуемые значения и1к в зависимости от типа вентилятора, м/с: дозвуковая - 300-360; трансзвуковая - 360-420 (принятый вариант); сверхзвуковая - 420-500.
Принимаемое ограничение при оценке производительности компрессора GK1 = (1 - dj^ )• q )• sina1 (диапазон выбирается по типу вентилятора 0,6-0,65 - для дозвуковых; до 0,7 - для трансзвуковых; до 0,78 - для сверхзвуковых [13]).
Выбор оптимальных параметров производится из условия наилучшего значение КПД на диаграмме Холла и умеренных значений d^ = 0,3 - 0,4 (влияет на габарит D1k ), чтобы при этом обеспечивалась необходимая производительность вентилятора. Выбирается оптимальная точка по прогнозируемому КПД (ca1, Hth1 ^ optimum), где обеспечиваются параметры:
Gk1 = 0,7; uK1 = 390м/с (^ = 1,3 < 1,45); ^ = 0,6; d^ = 0,37.
Рис. 7. Оценка прогнозируемого КПД вентилятора по диаграмме Холла
Использование цилиндрической проточной части (ПЧ) для РК вентилятора имеет под собой обоснования. При данной ПЧ возвышение основания лопатки с поворотной конструкцией этих РК имеет наименьшую высоту на раскрытых или прикрытых углах установки, что дает наименьшее перекрытие ПЧ, а значит и наименьшие потери. Также данная конструкция самая простая для обеспечения радиального зазора по периферии, который должен составлять минимальное значение 20 мм во избежание задевания корпуса при повороте. Радиальный зазор по втулке не учитывался.
На рис. 8 приведена BD-модель, полученная в программе Siemens NX по профилям, полученным ранее. Число РЛ - 14, число лопаток направляющего аппарата (НА) внешнего и внутреннего контуров одинаково и составляет 42. Диаметры периферии и втулки постоянны для всей ПЧ и равны соответственно 3875 и 1424,5 мм. Диаметральное значение для входа в разделитель составляет 1900 мм. Общая длина продуваемой конструкции составляет 3500 мм.
Рис. 8. 3Б-модели элементов ступени вентилятора
Газодинамический расчет на данном этапе производится в программном комплексе ANSYS CFX. Для расчета принимается 4 варианта постановки РЛ вентилятора при углах отклонения от базового угла установки Ау = 0° и углах отклонения -10 ; 10 и 25°.
Для спроектированной ступени вентилятора создается конечно-элементная (сеточная) модель в модуле ANSYS TurboGrid. Сеточные модели составляются малой густоты, так как требуемый объем расчетов при более густых параметрах сетки занимает большой объем вычислительных и временных ресурсов. Параметры сеточных моделей приведены в табл. 2.
Таблица 2
Параметры сеточных моделей
Элемент ПЧ Количество узлов Количество элементов
Канал с РЛ вентилятора Ду = -10° 605 264 578 270
Ду = 0° 512 902 487 733
Ду = 10° 516 880 491 981
Ду = 25° 522 988 496 531
Канал с лопаткой НА внешнего контура 176 412 165 600
Канал с лопаткой НА внутреннего контура 155 550 144 660
Тип элементов
Тип сеточной модели
Иллюстрация сеточной модели (вид сбоку)
Примечания
Гексаэдры
Структурирован-ная
1) Пограничный слой сетки по методу смещения первого элемента во всех сеточных моделях составляет 0,05 мм;
2) глобальный фактор размера во всех сеточных моделях составляет 0,9;
3) число слоев во всех сеточных моделях - адаптивное;
4) радиальный зазор для РЛ составляет 20 мм
Для обозначения изменения угла установки (Ду = у0 ± у1.) применяются следующие символы: раскрытию соответствует знак «-», а прикрытию - знак «+».
Постановка CFD-расчета и результаты
Граничные условия расчетов приведены в табл. 3.
Таблица 3
Граничные условия расчета
Модель турбулентности SST (к - ю у стенки и к - е в ядре)
Относительные частоты вращения (приведенные) 40, 70, 90, 100 (2101 об/мин) и 105 %
Рабочее тело Идеальный газ с переменными рабочими параметрами
Полное давление на входе 101,325 кПа
Полная температура на входе 288,15 К
Направление потока на входе Нормально к входной границе
Начальное статическое давление на выходе 100 кПа
Картины распределения статического давления и чисел Маха в относительном движении в межлопаточном канале РК по высоте приведены на рис. 9 и 10 в рабочих точках (100 %) с одинаковым противодавлением 115 кПа при различных углах установки (остальные каналы скрыты).
Ау = -10° Ау = 0° Ау = 10°
Ау = -10° Ау = 0° Ау = 10е
а б
Рис. 9. Распределение параметров в межлопаточном канале РК вентилятора по высоте: а - статическое давление; б - число Маха в относительном движении
По картинам течения из рис. 9 и 10 можно заключить, что различный угол установки может влиять как непосредственно на течения в межлопаточных каналах РЛ вентилятора, так и на интегральные параметры. Возможность изменения угла атаки может позволить смещать скачки уплотнения по лопатке в оптимальные зоны, также эта опция дает возможность управлять границей срыва потока и нормализовывать течения в межлопаточных каналах на нерасчетных участках полета. Интегральные осредненные характеристики для различных углов установки приведены в табл. 4. Формулы осреднения рассчитанных параметров приведены ниже:
* _ Прк в гпп р в тп р Прк в ои( р в оы(р
а
6вгппр + п
а
рк в гпп р в гпп р ' 1рк в ои1 р в ои1 р
а~р
Интегральные параметры в расчетной точке с разными вариантами постановки расчета угла установки РЛ вентилятора (100 % и 115 кПа)
Таблица 4
Параметры * П рк ср р * Прк ср р 6в р, кг/с
Ау = -10° 1,403 0,799 2295
Ау = 0° 1,311 0,819 1953
Ау = 10° 1,279 0,806 1419
Проектные параметры 1,343 0,919 1927
Расхождение значений по осредненному КПД РК вентилятора обусловлено неоптимальным течением в периферийных областях РЛ внешнего контура, из-за чего образуются повышенные потери по давлению.
Расчет многолистной характеристики при различных углах установки
Варьирование противодавления (повышение) позволяет получить напорную (пРк = / (6Впр)) и КПД (пРК = /(6Впр)) характеристики РК на различных частотах (105, 100, 90, 70 и 40 %) и при измененных углах установки Ау = 0°,10° и -10° (рис. 10). Приведенный расход воздуха
определяется как 0Впр = 0}
Вфиз
101 325
*
Рвх
V
г
288,15
. Численную оценку по запасу ГДУ РК венти-
лятора можно провести с помощью коэффициента запаса устойчивой работы АК = (Ку -1) • 100 , где Ку = (прК г / 0Впр г) / (прК р / 0Впр р) - коэффициент устойчивости вентилятора.
- р
пр)
V ж . 105% у ау-10' йу=10' /--_
П°Т°К йу- Ш
ЩА / \ \ \ 1 ' |;
ЮР I1
• > Г1 N V ,' \ /1 1 \
\ / * \ / \/ 1 V
70% у 1 ' \ / А '' л \
40%^,''
« «¿1
ч'рк гл.с пр)
-и уутУл * БР
1 1 \ 70% , \ 1 !' 105% \ 1
'1 100%
■ 1 1|
200.00 4-50.00 700.00 9S0.CC 1200.00 1450.00 1700.00 1950.00 2200 00
200.00 450,00 700.00 950.00 1200.00 1450.00 1700.00 1950.00 2200.00
б
Рис. 10. Характеристики РК вентилятора: а - напорная и КПД характеристики РК вентилятора без учета НА; б - напорная и КПД характеристики РК вентилятора с учетом НА
Из диаграмм выше можно сделать вывод, что влияние геометрии НА и двух контуров оказывает воздействие на интегральные параметры вентилятора. Рекомендации выбора угла установки для режимов полета можно сформировать по определенной программе управления для поддержания необходимого уровня запасов по ГДУ в ходе эксплуатации двигателя (рис. 11, 12).
Рис. 11. Зависимость запаса устойчивости РК АК от приведенной частоты вращения вентилятора Пп
а
дк.% 5%
Ду, град -10
0
10
ДК.% 10%
Рис. 12. Программа выбора угла установки для определенного запаса ГДУ
Также можно заключить, что прикрытое положение угла установки используется во время взлета и посадки, тогда как раскрытое положение - для высокоскоростного крейсерского полета. Это связано с тем, что эффективный угол атаки лопатки уменьшается с увеличением скорости полета. По мере увеличения скорости полета увеличивается раскрытие угла установки, чтобы оптимальный эффективный угол атаки оставался постоянным.
Постановка CFD расчета на режиме реверса и оценка эффективности применения поворотного вентилятора на режиме реверса
Реверс тяги - это режим работы ГТД, при котором вектор тяги двигателя направлен против направления движения летательного аппарата (ЛА). На рис. 13 приведено сравнение граничных условий для постановок расчетов.
Рис. 13. Постановки расчетов: а - режимы постановки реверса Ау = -90°, -75°; б - режимы постановки прямой тяги Ау = -10°, 0°, 10°, 25°
Углы установки РЛ вентилятора можно регулировать для достижения необходимых значений по тяге при работе на определенных режимах. На рис. 14 приведены данные по тяге от лопаток вентилятора от изменения угла установки при режиме 40 %. В источнике [14] приводится условная зависимость для нахождения необходимого значения отрицательной тяги Р. * 0,2 • Рл ~ 69 кН.
Видно, что при повороте лопаток вентилятора на Ау = -90° достигается достаточная для рекомендуемого режима реверса отрицательная тяга в прямой постановке и не достигается в постановке реверса. При этом в прямой постановке на углах Ау = -90° и -75° наблюдается нулевой расход во внутренний контур, а постановка реверса позволяет проталкивать воздух из наружного контура во внутренний.
К
2
60 40 90
п
90 -8 0 -70 >0 >0 -40 -У 30 - 20 - 10 70 10 2 0 30 40
40
60
8П
100
Р0
Ау, град
— Тяга необходимая для реверса
Тяга от лопаток вентилятора 40 % (с постановкой реверса при Ау = -90 град) -»- Тяга от лопаток вентилятора 40 % (с прямой постановкой при Ау = -90 и -75 град)
Рис. 14. Зависимость тяги от лопаток вентилятора от изменения угла установки
Для демонстрации течений на рис. 15 представлены картины течений при различных углах установки на среднем радиусе (0,5) при различных режимах работы при противодавлении р2 = 85 кПа.
I30001
Рис. 15. Картины течений при различных углах установки на среднем радиусе (0,5) при различных режимах работы при противодавлении р2 = 85 кПа
По картинам течения можно заметить, что при реверсе тяги наблюдается эффект работы газогенератора на потоке воздуха, поступающего из второго контура, при этом вентилятор создает отрицательную тягу, необходимую для торможения ЛА. Аналогичные течения струек тока наблюдаются в работах [7, 9, 15, 16].
Выводы
Был проведен анализ работ и патентов по теме поворотного вентилятора. В ходе расчета был сформирован облик предполагаемого вентилятора. Проведен расчет ступени вентилятора для различных углов установки Ау = -10°, 0°, 10° и 25°. Также проведены расчеты для различных углов установки Ау = -90° и - 75°, на которых возможно осуществление режима реверса тяги с помощью рабочих лопаток вентилятора.
Был показан эффект управления как запаса ГДУ, так и КПД на примере многолистной характеристики компрессора при различных углах установки. Разработана программа регули-
рования углов установки лопаток вентилятора для достижения минимального целевого уровня запасов ГДУ (табл. 5).
Таблица 5
Программа управления запасами ГДУ по минимальному отклонению угла
установки РЛ вентилятора
Wnp, % 105 % 100 % 90% 70% 40%
AK=5% 0 0 0 0 0
AK= 10% 0 0 0 0 0
AK= 12% Ay, град 0 -10 0 0 0
AK= 15 % -10 -10 0 0 0
AK=20% - -10 -10 10 0
Таким образом, технология создания поворотного вентилятора является перспективной и для ГТД гражданской авиации и может гарантировать увеличенный диапазон устойчивой работы вентилятора на различных рабочих режимах работы. Также данная технология может помочь избавиться от необходимости применения стандартной конструкции реверса тяги, но для этого нужны дополнительные исследования.
Библиографический список
1. Kurzke, J. Fundamental differences between conventional and geared turbofans / J. Kurzke // Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. - 2009. - Vol. 48821. - Р. 145-153.
2. Ланшин, А.И. Анализ тенденций развития двигателей для самолётов гражданской авиации [Электронный ресурс] / А.И. Ланшин, В.А. Палкин, В.Н. Федякин // Авиадвигатель. - URL: http://engine.aviaport.ru/ issues/72/page02.html (дата обращения: 03.04.2023).
3. Whurr, J. Future Civil Aeroengine Architectures & Technologies / J. Whurr // Rolls-Royce Future Programmes Report. - Rolls-Royce PLC: Derby, UK. - 2013.
4. Палкин, В.А. Обзор работ в США и Европе по авиационным двигателям для самолетов гражданской авиации 2020-2040-х годов / В.А. Палкин // Авиационные двигатели. - 2019. - № 3 (4). - С. 63.
5. RISE - CFM International [Электронный ресурс] // CFM International. - URL: https:// www.cfmaeroengines.com/rise/ (дата обращения: 04.04.2023).
6. Local and global analysis of a variable pitch fan turbofan engine / A. Joksimovié [et al.]. - 2017.
7. Williams, T.S. Reverse thrust aerodynamics of variable pitch fans / T.S. Williams, C.A. Hall // Journal of Turbomachinery. - 2019. - Vol. 141, № 8. - Р. 081008.
8. Schaefer, J.W. Dynamics of high-bypass-engine thrust reversal using a variable-pitch fan / J.W. Schae-fer, D.R. Sagerser, E.G. Stakolich. - 1977. - № NASA-TM-X-3524.
9. Rajendran, D.J. On the Use of an Inflatable Rubber Lip to Improve the Reverse Thrust Flow Field in a Variable Pitch Fan / D.J. Rajendran, V. Pachidis // Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. - American Society of Mechanical Engineers, 2021. - Vol. 84898. - Р. V001T01A015.
10. Ryemill, M. The Rolls-Royce plc, ultrafan heat management challenge / M. Ryemill, C. Bewick, J.K. Min // ICAS 2016. - 2016.
11. Aircraft thermal management: Practices, technology, system architectures, future challenges, and opportunities / A.S.J. van Heerden [et al.] // Progress in Aerospace Sciences. - 2022. - Vol. 128. - Р. 100767.
12. Yang, X. Performance modeling and optimization assessment of variable pitch fan for ultrafan engine / X. Yang, H. Tang, M. Chen // 2018 Joint Propulsion Conference. - 2018. - Р. 4400.
13. Холщевников, К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин / К.В. Холщевников. -М.: Машиностроение, 1970. - Т. 611. - С. 1.
14. Иноземцев, А.А. Газотурбинные двигатели: учебник для вузов: в 5 т. / А.А. Иноземцев, М.А. Ни-хамкин, В.Л. Сандрацкий. - М.: Машиностроение, 2008.
15. Denning, R.M. Variable Pitch Ducted Fans for STOL Transport Aircraft / R.M. Denning // Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. - American Society of Mechanical Engineers, 1972. - Vol. 79818. -Р. V001T01A060.
16. Rajendran, D.J. Estimation of resultant airframe forces for a variable pitch fan operating in reverse thrust mode / D.J. Rajendran, R. Tunstall, V. Pachidis // Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. -2022. - Vol. 144, № 12. - Р. 121017.
References
1. Kurzke J. Fundamental differences between conventional and geared tuibofans // Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. 2009. T. 48821. pp. 145-153.
2. Analiz tendentsii razvitiia dvigatelei dlia samoletov grazhdanskoi aviatsii: [Elektronnyi resurs] // Aviadvigatel'. URL: http://engine.aviaport.ru/issues/72/page02.html (Data obrashcheniia: 03.04.2023).
3. Whurr J. Future Civil Aeroengine Architectures & Technologies // Rolls-Royce Future Programmes Report; Rolls-Royce PLC: Derby, UK. 2013.
4. Palkin V.A. Obzor rabot v SSHA i Evrope po aviatsionnym dvigateliam dlia samoletov grazhdanskoi aviatsii 2020... 2040-kh godov // Aviatsionnye dvigateli. 2019. no. 3 (4). pp. 63.
5. RISE - CFM International [Elektronnyi resurs] // CFM International. URL: https://www.cfmae-roengines.com/rise/ (Data obrashcheniia: 04.04.2023).
6. Joksimovic A. et al. Local and global analysis of a variable pitch fan turbofan engine. 2017.
7. Williams T.S., Hall C.A. Reverse thrust aerodynamics of variable pitch fans // Journal of Turbomachin-ery. 2019. T. 141. no. 8. pp. 081008.
8. Schaefer J.W., Sagerser D.R., Stakolich E.G. Dynamics of high-bypass-engine thrust reversal using a variable-pitch fan. 1977. no. NASA-TM-X-3524.
9. Rajendran D.J., Pachidis V. On the Use of an Inflatable Rubber Lip to Improve the Reverse Thrust Flow Field in a Variable Pitch Fan // Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. American Society of Mechanical Engineers, 2021. T. 84898. pp. V001T01A015.
10. Ryemill M., Bewick C., Min J.K. The Rolls-Royce plc, ultrafan heat management challenge // ICAS 2016. 2016.
11. van Heerden A.S. J. et al. Aircraft thermal management: Practices, technology, system architectures, future challenges, and opportunities // Progress in Aerospace Sciences. 2022. T. 128. pp. 100767.
12. Yang X., Tang H., Chen M. Performance modeling and optimization assessment of variable pitch fan for ultrafan engine // 2018 Joint Propulsion Conference. 2018. pp. 4400.
13. KHolshchevnikov K.V. Teoriia i raschet aviatsionnykh lopatochnykh mashin // Moskva: Mashinos-troenie. 1970. T. 611. pp. 1.
14. Inozemtsev A.A., Nikhamkin M.A., Sandratskii V.L. Gazoturbinnye dviga-teli: uchebnik dlia vuzov v 5-ti t. 2008.
15. Denning R.M. Variable Pitch Ducted Fans for STOL Transport Aircraft // Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air. American Society of Mechanical Engineers, 1972. T. 79818. pp. V001T01A060.
16. Rajendran D.J., Tunstall R., Pachidis V. Estimation of resultant airframe forces for a variable pitch fan operating in reverse thrust mode // Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 2022. T. 144. no. 12. pp. 121017.
Об авторах
Горюхин Максим Олегович (Уфа, Российская Федерация) - инженер Первой инженерной школы «Моторы будущего», Уфимский университет науки и технологии (Уфа, 450076, ул. Заки Валиди, 32, e-mail: terrorable2@yandex.ru).
Михайлов Алексей Евгеньевич (Уфа, Российская Федерация) - кандидат технических наук, старший научный сотрудник Первой инженерной школы «Моторы будущего», Уфимский университет науки и технологии (Уфа, 450076, ул. Заки Валиди, 32, e-mail: mikhailov.ugatu@gmail.com).
Михайлова Александра Борисовна (Уфа, Российская Федерация) - кандидат технических наук, старший научный сотрудник Первой инженерной школы «Моторы будущего», Уфимский университет науки и технологии (Уфа, 450076, ул. Заки Валиди, 32, e-mail: alexandra11112007@yandex.ru).
Красноперов Даниил Германович (Уфа, Российская Федерация) - инженер Первой инженерной школы «Моторы будущего», Уфимский университет науки и технологии (Уфа, 450076, ул. Заки Валиди, 32, e-mail: terrorable2@yandex.ru).
Еременко Владислав Викторович (Уфа, Российская Федерация) - инженер Первой инженерной школы «Моторы будущего», Уфимский университет науки и технологии (Уфа, 450076, ул. Заки Валиди, 32, e-mail: v1ad.eremenko@yandex.ru).
About the authors
Maxim O. Goryukhin (Ufa, Russian Federation) - Engineer of Advanced Engineering School "Motors of the Future", Ufa University of Science and Technology (32, Zaki Validi str., 450076, Ufa, e-mail: terrorable2@yandex.ru).
Alexey E. Mikhailov (Ufa, Russian Federation) - Ph. D. in Technical Sciences, Senior Researcher of Advanced Engineering School "Motors of the Future", Ufa University of Science and Technology (32, Zaki Validi str., 450076, Ufa, e-mail: mikhai-lov.ugatu@gmail.com).
Alexandra B. Mikhailova (Ufa, Russian Federation) - Ph. D. in Technical Sciences, Senior Researcher of "Motors of the Future" Advanced Engineering School, Ufa University of Science and Technology (32, Zaki Validi str., 450076, Ufa, e-mail: alexan-drann2007@yandex.ru).
Daniil G. Krasnoperov (Ufa, Russian Federation) - Engineer of Advanced Engineering School "Future Motors", Ufa University of Science and Technology (32, Zaki Validi str., 450076, Ufa, e-mail: terrorable2@yandex.ru).
Vladislav V. Eremenko (Ufa, Russian Federation) - Engineer of Advanced Engineering School "Motors of the Future", Ufa University of Science and Technology (32, Zaki Validi str., 450076, Ufa, e-mail: v1ad.eremenko@yandex.ru).
Финансирование. Исследование не имело спонсорской поддержки.
Конфликт интересов. Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов.
Вклад авторов. Все авторы сделали равный вклад в подготовку публикации.
Поступила: 19.02.2024
Одобрена: 22.02.2024
Принята к публикации: 18.03.2024
Просьба ссылаться на эту статью в русскоязычных источниках следующим образом: Исследование эффективности применения поворотного рабочего колеса вентилятора в перспективном турбореактивном двухконтурном двигателе со сверхвысокой степенью двухконтурности / М.О. Горюхин, А.Е. Михайлов, А.Б. Михайлова, Д.Г. Красно-перов, В.В. Еременко // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2024. - № 76. - С. 63-77. DOI: 10.15593/2224-9982/2024.76.06
Please cite this article in English as: Goryukhin M.O., Mikhaylov A.E., Mikhaylova A.B., Krasnoperov D.G., Eremenko V.V. Investigation of the efficiency of variable pitch angle fan in an advanced ultra-high-bypass turbofan. PNRPU Aerospace Engineering Bulletin, 2024, no. 76, pp. 63-77. DOI: DOI: 10.15593/2224-9982/2024.76.06
