CC BY
31
Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2021. № 65
DOI: 10.15593/2224-9982/2021.65.02 УДК 621.45.026
А.Е. Кишалов, А.С. Золотухин
Уфимский государственный авиационный технический университет, Уфа, Россия
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ЭКРАНА ФОРСАЖНОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ СОВРЕМЕННОГО ТРДДФСМ
Предложена конструкция теплозащитного экрана форсажной камеры авиационного ТРДДФ со смешением потоков, позволяющая улучшить его характеристики. Данная конструкция дает возможность изменения материла теплозащитного экрана с деформируемых сплавов на жаропрочные литейные сплавы с большими рабочими температурами и меньшей плотностью. На основе этого была разработана 3D-твердотельная геометрическая модель форсажной камеры с модернизированным теплозащитным экраном. Проведен гидравлический расчет форсажной камеры и канала ее охлаждения по инженерной методике. Вместе с этим выполнено моделирование процесса горения в форсажной камере на полном форсированном режиме с применением программного комплекса Ansys CFX. Полученные в результате моделирования и инженерного расчета данные проанализированы и сравнены друг с другом по расходу воздуха, проходящего через щели между секциями теплозащитного экрана для его охлаждения. В результате расчета получены интегральные характеристики форсажной камеры и разработанной конструкции теплозащитного экрана. С целью проверки эффективности и работоспособности полученной конструкции проведены уточняющие термогазодинамические расчеты двигателя с модернизированной форсажной камерой на максимальном и полном форсированном взлетных режимах работы двигателя. Для оценки влияния изменения характеристик модернизированной форсажной камеры на основные характеристики ТРДДФсм произведено ее моделирование в системе имитационного моделирования DVIGw. В результате проведенных расчетов получено, что применение теплозащитного экрана перспективного исполнения позволяет снизить массу самого экрана на 9 % и увеличить тягу всего двигателя на 1 % на максимальном и полном форсированном режимах.
Ключевые слова: форсажная камера, теплозащитный экран, термогазодинамический расчет, конструкция теплозащитных экранов форсажной камеры, жаропрочные сплавы, численное моделирование, Ansys CFX, горение, DVIGw.
A.E. Kishalov, A.S. Zolotuhin
Ufa State Aviation Technical University, Ufa, Russian Federation
DESIGN OF THE COOLING LINER OF THE AFTERBURNER COMBUSTION CHAMBER OF THE MODERN TURBOFAN ENGINE
In this article, the design of the heat shield of the afterburner chamber of the aircraft turbofan engine is proposed, which allows to improve its characteristics. This design makes it possible to change the material of the heat shield from deformable alloys to heat-resistant cast alloys with higher operating temperatures and lower density. Based on this, a 3D solid-state geometric model of the afterburner with an upgraded heat shield was developed. The hydraulic calculation of the afterburner and its cooling channel is carried out according to the engineering method. At the same time, the burning process in the afterburner was simulated in full forced mode using the Ansys CFX software package. The data obtained because of modeling and engineering calculations are analyzed and compared with each other by the flow rate of air passing through the gaps between the sections of the heat shield for its cooling. As a result of the calculation, the integral characteristics of the afterburner and the developed design of the heat shield are obtained. To check the efficiency and operability of the resulting design, the refining thermogasodynamic calculations of the engine with the upgraded afterburner were carried out on two typical engine operating modes: maximum and full forced. To assess the impact of changes in the characteristics of the upgraded afterburner on the main characteristics of the turbofan engine using the DVIGw simulation system. As a result of the calculations, it is obtained that the use of a heat shield of a promising design allows you to reduce the weight of the screen itself by 9% and increase the thrust of the entire engine by 1% at maximum and full forced modes in general.
Keywords: afterburner, cooling liner, thermogasdynamic computation, afterburner cooling liner design, heat-resistant alloys, computer simulation, Ansys CFX, combustion, DVIGw.
Введение
Для кратковременного увеличения тяги в большинстве современных двигателей для ис-
требителей поколений 4+, 4++ и 5 применяются форсажные камеры сгорания (ФК). Основными направлениями модернизации ФК в настоящее время являются обеспечение высоких температур и высоких значений полноты сго-
рания топлива на меньшей длине, уменьшение гидравлических потерь в ФК и обеспечение устойчивого горения топлива на всех режимах работы двигателя. Для защиты корпуса ФК от конвективного и лучистого теплообмена в конструкции двигателей применяются теплозащитные экраны (ТЭ). Для компенсации термических расширений ТЭ ФК имеют гофрированную конструкцию, традиционно изготавливаемую из жаропрочных и жаростойких деформируемых материалов (ЭП99, ЭИ868) [1]. В данной статье рассматривается возможность замены ТЭ гофрированной конструкции на секционный экран чешуйчатой схемы, что позволит применять более современные литейные, в том числе монокристаллические, никелевые сплавы меньшей плотности и с более высокой рабочей температурой, разрабатываемые Всероссийским институтом авиационных материалов для применения в рабочих лопатках турбины [2]. Подобное изменение конструкции способно уменьшить гидравлические потери в ФК и массу конструкции ТЭ, что позволит повысить температуру экрана и уменьшить расход охлаждающего воздуха и положительно скажется на тяговых и массовых характеристиках двигателя [3].
Для модернизации ТЭ ФК выбран серийно изготавливаемый ТРДДФсм АЛ-31ФП, предназначенный в качестве силовой установки для экспериментального сверхманевренного истребителя 4-го поколения Су-37 [4], многоцелевого истребителя поколения 4+ Су-30 и его модификаций (Су-30СМ, Су-30МКИ) [5]. Более современные ТРДДФсм поколения 4++ для истребителя 5-го поколения, такие как АЛ-41Ф и АЛ-41Ф2, являются глубокой модернизацией этого двигателя [6].
Конструкция ТЭ ФК
Конструкция ТЭ двигателя-прототипа (рис. 1) содержит восемь секций, из которых четыре секции экрана фронтового устройства и ФК имеют гофры, а остальные секции поворотного реактивного сопла (РС) представляют собой плитки с выштампованными выпуклыми участками [7, 8].
ТЭ фронтового устройства состоит из двух секций, образующих с корпусом кольцевой канал подвода воздуха из наружного контура на охлаждение ФК и РС.
Первая секция имеет 22 гофра на входе и 44 гофра на выходе, следующие секции имеют по 44 гофра и одновременно являются антивибрационным экраном [9].
В данной статье рассматривается возможность модернизации ТЭ ФК путем изменения его материала со сплава ЭП708 на более жаростойкие, легкие и прочные сплавы, наподобие применяемых в конструкции современных рабочих лопаток турбины высокого давления.
Применяемые в ФК материалы должны выдерживать воздействие высоких температур и не допустить перегрева корпуса. Применяемые деформируемые сплавы уступают литейным сплавам, предназначенным для лопаток турбины, как по максимальной рабочей температуре (не более 1000 °С, тогда как у интерме-таллидных сплавов типа ВКНА рабочие температуры могут достигать 1250 К), так и по плотности (плотность сплава ЭИ868 больше, чем сплава ВКНА-4У, на 7 %) [10, 11]. Кроме того, на режиме полета с максимальной скоростью у земли происходит значительное увеличение степени двухконтурности, создающее высокий перепад значений давления на экране, вследствие чего на экраны действуют высокие напряжения, поэтому конструкция ТЭ также должна выдерживать большие напряжения при высоких температурах, а материал в подобных условиях должен иметь достаточную прочность и жесткость.
Конструкция модернизированного экрана представляет собой ТЭ, состоящий из большого количества перекрывающих друг друга в осевом и радиальном направлениях плиток (чешуек). На рис. 2 представлена геометрическая модель ФК, разработанная в CAD-системе Siemens NX. На рис. 3 и 4 представлена схема экрана, который состоит из восьми секций, по 44 плитки на каждую секцию.
Плитки имеют прямоугольную форму в плане и немного изогнутое поперечное сечение (см. рис. 4). Для исключения перегрева ТЭ также возможно применение термобарьерных покрытий на основе оксида циркония на внутренней и наружной поверхностях чешуйки [3]. Применение покрытия на пластинке небольших размеров способно сохранить его в рабочем состоянии на более длительный срок.
Рис. 1. Конструкция ФК и РС АЛ-31ФП: 1 - корпус смесителя; 2 - смеситель; 3 - фронтовое устройство; 4 - фланец; 5 - поворотное устройство; 6 - корпус ФК; 7 - теплозащитный экран; 8 - корпус РС; 9 - РС, 10 - кок-стекатель (центральное тело)
Рис. 2. Конструкторская модель ФК с измененным ТЭ
Рис. 3. Секции теплозащитных экранов
Рис. 4. Схема расположения чешуек в поперечном сечении
Крепление каждой чешуйки к корпусу осуществляется индивидуально и допускает температурную деформацию чешуек во всех направлениях.
Плитки располагаются по отношению друг к другу внахлест, причем в окружном направлении перекрытие плиток одной секции выдержано без зазора на величину р = 0,5 мм (см. рис. 4). В осевом направлении за счет расположения плиток соседних секций внахлест по отношению друг к другу между секциями образуется зазор, равный толщине плитки 8. Под действием высоких температур в ФК температурные деформации плиток ТЭ увеличивают величину их перекрытия. Размеры чешуек невелики, вследствие чего на них возникают малые усилия от газовых сил, а значит, есть возможность уменьшить массу их креплений.
В результате изменения формы экрана его масса составила 41 кг при использовании материала ЭП-708, что меньше, чем у двигателя-прототипа (45 кг) на 9 %. При применении материала с меньшей плотностью возможно получение большего выигрыша в массе.
Инженерная методика расчета
Для определения параметров двигателя составлена математическая модель двигателя в системе имитационного моделирования (СИМ) DVIGw [12, 13]. Математическая модель, выполненная в системе DVIGw (рис. 5), была идентифицирована по параметрам двигателя-прототипа на максимальном и полном форсированном режимах.
По результатам моделирования получены параметры на входе и выходе из ФК для дальнейшего моделирования, расходы охлаждающего воздуха, полнота сгорания топлива, а также состав и свойства рабочих тел.
Для выполнения гидравлического расчета ТЭ по инженерной методике ФК условно разделяется на 12 рабочих сечений от смесителя (см.) до критического сечения сопла (с. кр.) по числу секций экранов.
Исходные данные для расч
Геометрические характеристики рабочих сечений представлены в табл. 1, исходные данные для расчета по инженерной методике представлены в табл. 2.
По известным термогазодинамическим параметрам потока в каждом сечении определяются его газодинамические параметры: значения полного давления и температуры, приведенная скорость, статическое давление и расход воздуха в ФК [14].
Таблица 1
а по инженерной методике
№ п/п Параметр Значение
1 Расход газов на входе в ФК Осм, кг/с 113,61
2 Температура газов основного контура на выходе из смесителя Т см, К 849,91
3 Температура газов на выходе из форсажной камеры Т ФК, К 2080
4 Температура охлаждающего воздуха на выходе из смесителя Т охл, К 484,4
5 Полное давление на выходе из смесителя р см, Па 326 369
6 Полное давление на выходе из форсажной камеры р ФК, Па 298 787
7 Статическое давление на выходе из форсажной камеры рФК, Па 259 433
8 Коэффициент полного давления суммарный с2ФК 0,9155
9 Коэффициент полного давления «холодный» схол 0,95
Таблица 2
Геометрические характеристики форсажной камеры по сечениям
Сечение Параметр
мм2 ТО3 Ь, мм Дкорго мм Аго мм Ацт, мм ^ФК, мм2 1—т 2 ^охл, мм
см. - 0 890,0 890,0 420,4 483 291,4 0
0 - 76,5 890,0 862,0 418,6 445 923,8 38 527,4
1 1,299 444,0 1070,0 1033,6 217,0 802 056,3 60 136,9
2 2,635 217,5 1070,0 1047,6 0,0 861 922,2 37 253,7
3 2,424 203,5 991,0 963,7 0,0 729 391,7 41 910,2
4 2,381 129,0 970,6 946,6 0,0 703 736,5 36 137,3
5 2,389 235,0 970,0 949,7 0,0 708 375,0 30 665,7
6 2,515 116,5 1022,0 1000,0 0,0 785 375,0 34 936,6
7 2,214 123,5 902,4 880,2 0,0 608 470,9 31 080,2
8 2,224 99,0 897,0 884,0 0,0 613 736,0 18 183,8
9 2,114 87,0 815,4 840,5 0,0 554 767,7 14 563,2
с. кр. - 114 790,6 790,6 0,0 490 897,4 0,0
Для канала охлаждающего воздуха принята постоянной полная температура воздуха, с учетом этого рассчитаны значения скорости, статической температуры, статического давления, коэффициенты гидравлического сопротивления и значения расхода охлаждающего воздуха, после чего по перепаду значений давления между каналом охлаждения и ФК опре-
Результаты
делен расход охлаждающего воздуха (Ощ), проходящий через щели между плитками ТЭ в каждом сечении (^щ).
Результаты расчета ФК во всех сечениях, канала охлаждения и параметров воздуха, проходящего через щели в теплозащитном экране, приведены в табл. 3.
Таблица 3
расчета ФК
Параметр
Сечение Дрщ, Па ^охл, м/с Оохл, кг/с Р, Па Ощ, кг/с * Р г1, Па Т*г, К Ог, кг/с Рг, Па
см. - 205,8 40,71 303 861 - 326 369 849,9 113,6 303 861
0 - 93,6 7,95 303 861 - 326 369 849,9 113,6 299 536
1 46 59,4 7,95 308 770 0,1730 317 655 1000,0 110,8 308 708
2 2771 95,2 7,78 302 115 0,6178 308 967 1200,0 110,9 299 345
3 15723 77,5 7,16 304 359 0,7368 306 343 1500,0 111,6 288 636
4 22382 81,0 6,43 303 223 0,8205 303 741 1800,0 112,3 280 840
5 23778 84,4 5,60 298 852 0,8404 301 162 2000,0 113,1 275 074
6 25337 62,6 4,76 301 712 0,8595 298 604 2080,0 113,9 276 375
7 47347 57,6 3,90 301 976 0,9496 296 068 2080,0 114,8 254 629
8 47418 75,1 2,96 298 985 0,9713 293 554 2080,0 115,8 251 567
9 66131 62,9 1,98 299 986 - 290 769 2080,0 116,7 233 855
с. кр. - - - - - 288 009 2092,6 118,7 164 950
ЭБ-численное моделирование в программном комплексе Лп8у8 СЕХ
Произведен расчет модернизированного ТЭ ФК в СЛБ-системе Лшу8 СБХ. При помощи СЛБ-системы КХ 9.0 построен сектор модели ФК, составляющий 1/22 ее объема, для ускорения расчетов (рис. 6). Для уменьшения влияния граничных условий входная зона уда-
лена от расчетной области. Расчетная модель построена до критического сечения сопла, поскольку поток за критическим сечением является сверхзвуковым и не влияет на параметры до критического сечения. Последние секции теплозащитного экрана ФК расположены у поворотного узла РС (рис. 7, сечение 6) и переходят в ТЭ РС.
Рис. 6. Заданные поверхности на модели
Рис. 7. Расчетная модель форсажной камеры с указанием сечений
Последняя секция ТЭ РС перекрывает дозвуковую створку на 1/3 ее длины.
При создании сетки использован метод разбиения модели на тетраэдрические элементы. На каждой твердой поверхности модели выполняется замельчение сетки со средним размером элемента от 0,8 до 8 мм. На поверхностях, являющихся твердыми стенками, для качественного моделирования пограничного слоя также построены структурированные слои из призматических элементов в количестве 35 слоев [15]. Максимальная толщина слоев от 0,4 до 2 мм. Построенная конечно-элементная модель приведена на рис. 8. Общее число элементов сетки составило 3 566 678 элементов.
В ФК авиационного двигателя реализуется реакция горения топлива - авиационного керосина - с продуктами сгорания, поступающими в ФК из-за турбины, и воздухом, поступающим из «холодного» кармана смесителя, куда он попадает из наружного контура. Принято, что в разработанной модели ФК реализован процесс горения авиационного керосина ТС-1, применяемый наиболее часто в авиаци-
онных двигателях и описываемый реакцией окисления [16].
Плотность ТС-1 в жидкой фазе составляет 775 кг/м3 при 20 °С, молярная масса Мтс-1 = 138,16 кг/кмоль. Принято, что воздух, поступающий через наружный контур двигателя и перетекающий в канал охлаждения, образованный корпусом ФК и ТЭ, состоит из 23,2 % кислорода и 76,8 % азота. Принято, что во внутренний контур поступают продукты сгорания топлива из турбины низкого давления. На выходе из модели задано ссылочное давление рс. кр = 165 140,8 Па. Модель теплоперено-са - Total Energy, модель турбулентности -ks [17].
В результате проведенного расчета модели ФК в CAE-системе получены значения параметров потока во всех сечениях, а также картины распределения этих параметров по длине ФК. В табл. 4 представлены значения некоторых параметров расчетной модели, сопоставленные с аналогичными значениями из термогазодинамического расчета в системе DVIGw.
Рис. 8. Модель сетки конечных элементов в Ansys
Таблица 4
Параметры форсажной камеры
Параметр
Система * Р см, Па * Р фк, Па * Р с.кр, Па Т* V Т с.кр, К °2ФК Сс.кр, кг/с
моделирования
DVIGw 326 368,7 298 787,0 288 007,6 2092,6 0,9155 118,7
Ашуэ СБХ 311 648,8 294 901,8 284 581,8 2077,9 0,9463 118,7
Погрешность, % 4,5 1,3 1,2 0,7 3,0 0,0
Погрешность определения полного давления в сечении за смесителем можно объяснить как неточностью моделирования свойств воздуха и газов, так и параметрами конечно-элементной сетки. Погрешность определения полного давления в сечении на выходе из ФК (р ФК) объясняется изменением коэффициента полного давления в ФК по сравнению с моделью в DVIGw. Суммарный коэффициент полного давления в камере двигателя-прототипа по результатам термогазодинамического расчета ОхФК = 0,9155. Для модернизированного двигателя суммарный коэффициент полного давления
294 901,8 °уФК =-= 0,9463.
2ФК 311648,8
Рассчитанное значение суммарного коэффициента полного давления разделено между гидравлической и тепловой составляющими, с учетом того, что коэффициент, связанный с тепловыми потерями, не изменился по сравнению с инженерной методикой расчета. Тогда коэффициенты полного давления Охфк = 0,9463, Охол = 0,9820, ате1Ш = 0,9637.
На рис. 9 представлено распределение температуры газов по длине модели ФК.
На рис. 10 представлена изоповерхность температуры газов в ФК (1800 К).
Отметим, что реальная температура материала ТЭ будет отличной от температуры газов, с которыми он контактирует. Кроме того, в расчетах не учитывалась теплопроводность материала, из которого изготовлен ТЭ, и, соответственно, лучистый теплообмен экрана с корпусом ФК, перегрев которого недопустим.
Суммарный расход воздуха, отбираемый на охлаждение ТЭ, на модели в Ansys CFX составил GoXл = 6,94 кг/с, что меньше принятого при ручном расчете значения и составляет 6 % от общего массового расхода газов. Расход воздуха, поступающий на охлаждение створок сопла, составляет 2,72 кг/с, что больше значения, полученного в инженерном расчете, где этот расход составил 1,98 кг/с. Уменьшение расхода охлаждающего воздуха на охлаждение ТЭ ФК позволяет увеличить расход воздуха, поступающего на охлаждение створок РС сопла, что улучшит их теплозащиту и позволит увеличить ресурс сопла, который на сегодняшний день в три раза меньше, чем ресурс всего двигателя.
Рис. 9. Распределение полной температуры газов в ФК в процессе горения
Рис. 10. Изоповерхность полной температуры, равной 1800 К, в ФК
Разница значений расхода охлаждающего воздуха, проходящего через щели в каждом сечении, по результатам моделирования и расчета по инженерной методике связана, во-первых, с тем, что при расчете по инженерной методике не учитывались местные потери на входе в щель, поскольку они пренебрежимо малы, однако Ansys CFX учитывает эти потери при выполнении расчета. Во-вторых, возможно, это связано с упрощениями, принятыми в инженерном расчете и при построении геометрической модели и разбиении ее на конечно-элементную сетку.
На рис. 11, а представлена картина распределения концентрации кислорода по длине ФК, а на рис. 11, б - вытекание охлаждающего воздуха через щели в каждом сечении. Охлаждающий воздух, просачивающийся через щель, образованную двумя секциями экранов, образует защитную пленку на поверхности плитки и смешивается с газами в ФК ниже по потоку и
размывается на длине, соответствующей примерно 1/3 длины чешуйки.
Для улучшения температурного состояния ТЭ возможна оптимизация габаритных размеров секций, выпуск дополнительного воздуха в промежуточных сечениях и организация дополнительной пленочной защиты ТЭ.
По результатам расчета модели двигателя с модернизированным ТЭ ФК выполняется уточняющий термогазодинамический расчет в СИМ DVIGw. Результаты расчета новой математической модели сравнены с результатами расчета модели двигателя-прототипа на максимальном и форсажном режимах (табл. 5).
В результате модернизации двигателя уменьшились потери полного давления в ФК, вследствие чего увеличилась тяга. Прирост тяги на максимальном режиме составил АРмакс = 1,26 %. Прирост тяги на полном форсированном режиме составил АРпф = 1,35 %.
б
Рис. 11. Распределение концентрации кислорода: а - по длине ФК, б - в щели сечения № 1
а
Таблица 5
Параметры двигателя-прототипа и модернизированного двигателя на максимальном и полном форсированном режимах
Параметр Значение у прототипа Значение у модернизированного Изменение, %
Максимальный режим
Коэффициент полного давления «холодный» 0,95 0,982 3,25
Тяга двигателя, кН 75,934 76,892 1,26
Удельная тяга, кНс/кг 0,677 983 0,686 536 1,26
Удельный расход топлива, кг/(Нч) 0,0767 0,0757 -1,30
Полный юрсированный режим
Тяга двигателя, кН 124,189 125,868 1,35
Удельная тяга, кНс/кг 1,1088 1,1238 1,26
Удельный расход топлива, кг/(Нч) 0,1953 0,1927 1,30
Выводы
В ходе работы предложен вариант модернизации конструкции ТЭ ФК ТРДДФсм поколения 4+ АЛ-31ФП. Только в результате изменения формы экрана его масса уменьшилась на 9 %, что дает возможность при замене материала ТЭ получить большее уменьшение массы.
За счет изменения конструкции ТЭ расход воздуха, поступающего на охлаждение ТЭ, для модернизированного двигателя составил 6-7 %, что меньше, чем у двигателя-прототипа, для которого это значение достигает 10 %. Оставшийся воздух поступает в ФК и принимает участие в горении топлива, что по-
зволяет поднять температуру при сохранении а^ или повысить полноту сгорания топлива и устойчивость горения на высотных режимах.
В результате модернизации ТЭ ФК уменьшились потери полного давления и увеличилась тяга. Согласно результатам моделирования, прирост тяги на максимальном режиме составил АРмакс = 1,26 %. Прирост тяги на полном форсированном режиме составил АРпф = 1,35 %. Полученные результаты показывают, что изменение схемы и замена материала ТЭ, применяемого в настоящее время в двигателях, позволит улучшить эксплуатационные характеристики и удельные параметры двигателя.
Библиографический список
1. Амирханова Н.А., Хамзина А.Р. Повышение коррозионной стойкости сплава ЭП648 к высокотемпературной газовой коррозии // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2014. - № 36. - С. 38-48.
2. Литейные жаропрочные сплавы [Электронный ресурс]. - URL: https://viam.ru/-cast_heat_resistant_alloys (дата обращения: 15.12.2020).
3. Шайдурова Г.И., Васильев И.Л., Карманова Л.И. Разработка и подтверждение работоспособности ремонтного состава для наружного теплозащитного покрытия // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2014. - № 36. - С. 49-63.
4. Истребитель Су-37 [Электронный ресурс]. - URL: http://contract-army.ru/info/istrebitel-su-37/ (дата обращения: 16.10.2020).
5. Сверхманевренный многофункциональный истребитель Су-30СМ: сайт. - URL https://structure.mil.ru/structure/forces/air/weapons/aviation/more.htm?id=12103277@morfMilitaryModel (дата обращения: 16.10.2020).
6. АЛ-31ФП Турбореактивный двухконтурный двигатель с общей форсажной камерой и поворотным реактивным соплом [Электронный ресурс]. - URL: http://www.umpo.ru/Good27_16_140.aspx (дата обращения: 25.10.2020).
7. Авиационный двухконтурный ТРД АЛ-31Ф. Атлас деталей и узлов / ОАО «НПО «Сатурн». - М.: Изд-во МАИ, , 2008. - 20 с.
8. Назаров А.П. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания АЛ-31Ф / ВВИА им. Жуковского. - М., 1987. - 363 с.
9. Фалалеев С.В. Конструкция ТРДДФ АЛ-31Ф. - Самара, 2013. - 246 с.
10. Новый литейный сплав ВКНА-4У для лопаток ГТД / В.А. Дубровский, Е.Н. Каблов, В.В. Герасимов, В.П. Бунтушкин // Авиационная промышленность. - 1994. - № 7. - С. 26-30.
11. Бунтушкин В.П., Каблов Е.Н., Базылева О.А. Новый литейный сплав ВКНА-1В // Авиационная промышленность. - 1991. - № 12. - С. 4.
12. Разработка методики идентификации математической имитационной сетевой модели ГТД в системе моделирования DVIGw / И.А. Кривошеев, И.М. Горюнов, К.Е. Рожков, Д.А. Кривцов // Современные проблемы науки и образования. - 2013. - № 4. - С. 39.
13. Кишалов А.Е., Ключев Н.А. Моделирование высотно-скоростных характеристик ТРДДФсм для самолетов V поколения в СИМ DVIGw // Молодежный вестник Уфимского государственного авиационного технического университета. - 2017. - № 2 (17). - С. 188-192.
14. Сергель О.С. Прикладная гидрогазодинамика: учеб. для авиац. вузов. - М.: Машиностроение, 1981. - 374 с.
15. Туснин А.В., Шаламов С.А., Августинович В.Г. Методика построения конечно-элементной сеточной модели на примере камеры сгорания газотурбинного двигателя // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2013. - № 35. - С. 31-48.
16. Кишалов А.Е., Маркина К.В. Моделирование горения авиационного керосина ТС-1 в ANSYS CFX // Молодежный вестник Уфимского государственного авиационного технического университета. -2012. - № 2 (3). - С. 60-67.
17. Кудоярова В.М., Кишалов А.Е. Решение прикладных задач теплообмена и гидрогазодинамики в пакете ANSYS: учеб. пособие / РИК Уфим. гос. авиац. техн. ун-та. - Уфа, 2016. - 219 с.
References
1. Amirkhanova N.A., Khamzina A.R. Povysheniye korrozionnoy stoykosti splava EP648 k vysokotemperaturnoy gazovoy korrozii [Increasing the corrosion resistance of the EP648 alloy to high-temperature gas, corrosion]. PNRPU Aerospace engineering Bulletin, 2014, no. 36, pp. 38-48.
2. Liteynyye zharoprochnyye splavy [Foundry heat-resistant alloys]. URL: https://viam.ru/-cast_heat_resistant_alloys (accessed 15 December 2020).
3. Shaidurova G.I., Vasiliev I.L., Karmanova L.I. Razrabotka i podtverzhdeniye rabotosposobnosti remontnogo sostava dlya naruzhnogo teplozashchitnogo pokrytiya [Development and confirmation of the serviceability of the repair composition for the external heat-shielding coating]. PNRPU Aerospace engineering Bulletin, 2014, no. 36, pp. 49-63.
4. Fighter Su-37, available at: http://contract-army.ru/info/istrebitel-su-37/ (accessed 16 October 2020).
5. Sverkhmanevrennyy mnogofunktsionalnyy istrebitel Su-30SM [Super-maneuverable multifunctional fighter Su-30SM]. URL: https://structure.mil.ru/structure/forces/air/weapons/aviation/-more.htm?id=12103277@morfMilitaryModel (accessed 16 October 2020).
6. AL-31FP Turboreaktivnyy dvukhkonturnyy dvigatel s obshchey forsazhnoy kameroy i povorotnym reaktivnym soplom [AL-31FP Turbojet bypass engine with a common afterburner and a rotary jet nozzle]. URL: http://www.umpo.ru/Good27_16_140.aspx (accessed 25 October 2020).
7. Aviatsionnyy dvukhkonturnyy TRD AL-31F. Atlas detaley i uzlov [Aviation double-circuit turbojet engine AL-31F. Atlas of parts and assemblies]. Moscow: Moscow Aviation Institute (National Research University), JSC NPO Saturn, 2008, 20 p.
8. Nazarov A.P. Turboreaktivnyy dvukhkonturnyy dvigatel s forsazhnoy kameroy sgoraniya AL-31F [Turbojet bypass engine with afterburner AL-31F combustion chamber]. Moscow: Air Force Engineering Academy named after Zhukovsky, 1987, 363 p.
9. Falaleev S. V. Konstruktsiya TRDDF AL-31F [Design of TRDDF AL-31F]. Ministry of Education of Science of the Russian Federation, Samara, 2013, 246 p.
10. Dubrovsky V. A., Kablov E. N., Gerasimov V. V., Buntushkin V. P. Novyy liteynyy splav VKNA-4U dlya lopatok GTD [New casting alloy VKNA-4U for GTE blades]./ Aviation industry, 1994, no. 7, pp. 26-30.
11. Buntushkin V.P., Kablov E.N., Bazyleva O.A. Novyy liteynyy splav VKNA-1V [New casting alloy VKNA-1V]. Aviation industry, 1991, no. 12, 4p.
12. Krivosheev I.A., Goryunov I.M., Rozhkov K.E., Krivtsov D.A. Razrabotka metodiki identifikatsii matematicheskoy imitatsionnoy setevoy modeli GTD v sisteme modelirovaniya DVIGw [Development of a method for identifying a mathematical simulation network model of a gas turbine engine in the DVIGw modeling system]. Modern problems of science and education, 2013, no. 4, 39 p.
13. Kishalov A.E., Klyuchev N.A. Modelirovaniye vysotno-skorostnykh kharakteristik TRDDFsm dlya samoletov V pokoleniya v SIM DVIGw [Modeling of altitude and speed characteristics of turbofan engines for V generation aircraft in SIM DVIGw]. Molodezhnyy Vestnik Ufmskogo gosudarstvennogo aviatsionnogo tekhnicheskogo universiteta, 2017, no. 2 (17), pp. 188-192.
14. Sergel O.S. Prikladnaya gidrogazodinamika: Uchebnik dlya aviatsionnykh vuzov [Applied fluid dynamics: Textbook for aviation universities]. Moscow: Mashinostroyeniye, 1981, 374 p.
15. Tusnin A. V., Shalamov S. A., Avgustinovich V. G. Metodika postroyeniya konechno-elementnoy setochnoy modeli na primere kamery sgoraniya gazoturbinnogo dvigatelya [The method of constructing a finite element mesh model using the example of a combustion chamber of a gas turbine engine]. PNRPU Aerospace engineering Bulletin, 2014, no. 36, pp. 31-48.
16. Kishalov A.E., Markina K.V. Modelirovaniye goreniya aviatsionnogo kerosina Ts-1 v ANSYS CFX [Modeling of combustion of aviation kerosene TS-1 in ANSYS CFX]. Molodezhnyy Vestnik Ufimskogo gosudarstvennogo aviatsionnogo tekhnicheskogo universiteta, 2012, no. 2 (3). pp. 60-67.
17. Kudoyarova V.M., Kishalov A.E. Resheniye prikladnykh zadach teploobmena i gidrogazodinamiki v pakete ANSYS: ucheb. posobiye. [Solution of applied problems of heat transfer and fluid dynamics in the ANSYS package: tutorial]. Ufa, RIK USATU, 2016, 219 p.
Об авторах
Кишалов Александр Евгеньевич (Уфа, Россия) - кандидат технических наук, доцент кафедры «Авиационная теплотехника и теплоэнергетика», ФГБОУ ВОУ УГАТУ (450008, г. Уфа, ул. Карла Маркса, д. 12; e-mail: kishalov@ufanet.ru).
Золотухин Антон Сергеевич (Уфа, Россия) - магистрант кафедры «Авиационная теплотехника и теплоэнергетика», ФГБОУ ВО УГАТУ (450008, г. Уфа, ул. Карла Маркса, д. 12; e-mail: zolotuhinant@yandex.ru).
About the authors
Alexander E. Kishalov (Ufa, Russian Federation) - CSc in Technical Sciences, Associate Professor of Aviation Heat Engineering and Heat Power Engineering Department , Ufa State Aviation Technical University (12, Karl Marx st., Ufa, 450008, Russian Federation; e-mail: kishalov@ufanet.ru).
Anton S. Zolotukhin (Ufa, Russian Federation) - Postgraduate Student of the Aviation Heat Engineering and Heat Power Engineering Department, Ufa State Aviation Technical University (12, Karl Marx st., Ufa, 450008, Russian Federation; e-mail: zolotuhinant@yandex.ru).
Получено 04.03.2021
