WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

   Добро пожаловать!


На правах рукописи

Дормидонтов Алексей Константинович

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ЗОЛОТНИКОВОЙ КАМЕРЫ ПЕРИОДИЧЕСКОГО СГОРАНИЯ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ЛОБОВОЙ ТЯГИ ПУЛЬСИРУЮЩИХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Специальность 05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Рыбинск – 2012

Работа выполнена в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева»

Научный консультант:

доктор технических наук, Богданов Василий Иванович.

Официальные оппоненты:

Яманин Александр Иванович, доктор технических наук, Ярославский государственный технический университет, профессор кафедры «Двигатели внутреннего сгорания»;

Кувтырев Дмитрий Владимирович, кандидат технических наук, ОАО «Сатурн – Газовые турбины», ведущий конструктор.

Ведущая организация: закрытое акционерное общество «ЭНИКС», г. Казань

Защита состоится 23 мая 2012 г. в 15 часов на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева» по адресу: 152934, г. Рыбинск, Ярославская область, ул. Пушкина, 53, ауд. Г-237.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева» Автореферат разослан 23 апреля 2012 г.

Ученый секретарь диссертационного совета Конюхов Борис Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Реактивные двигатели с камерой периодического сгорания для летательных аппаратов (ЛА), использующие термодинамически высокоэффективный цикл с подводом теплоты при постоянном объеме (цикл Гемфри), издавна привлекали внимание исследователей. В цикле Гемфри заложена возможность значительного повышения давления в процессе сгорания топлива, вследствие чего либо совсем не требуется сжатие воздуха, либо можно ограничиться применением компрессора со значительно меньшей степенью повышения давления к*, чем у газотурбинных двигателей (ГТД), использующих цикл с подводом теплоты при постоянном давлении (цикл Брайтона). При этом, как показали результаты теоретических исследований, переход от цикла Брайтона к циклу Гемфри может обеспечить повышение термического КПД цикла на 15…40 % в зависимости от к*.

В 1908 г. русским инженером В.В. Караводиным, одним из первых, запатентована, построена и испытана газотурбинная установка (ГТУ) периодического сгорания. До 1925 г. в Германии ряд опытных ГТУ периодического сгорания был создан Г. Хольцвартом. В 1930 г. одноклапанная камера сгорания резонансного типа разработана П. Шмидтом для пульсирующего реактивного двигателя. Впоследствии она была применена на беспилотных самолетахснарядах "Фау-1". Несмотря на высокие для того времени параметры, такие двигатели имели ряд недостатков:

- неудовлетворительные габаритно-массовые характеристики (в частности, низкая лобовая тяга) из-за прерывистого течения газа и низкая надежность из-за сложной системы клапанов;

- низкий КПД процесса расширения в сопле или турбине из-за пульсирующего течения газа.

Эти недостатки, определившие научно-техническую проблему и не позволившие реализовать преимущества цикла Гемфри – с одной стороны и успехи в создании реактивных двигателей, использующих цикл Брайтона (заключавшиеся, главным образом, в существенном усовершенствовании лопаточных машин), – с другой стороны привели к тому, что в настоящее время двигатели, использующие цикл Гемфри, серийно не производятся. Анализируя современное состояние развития авиадвигателестроения, необходимо отметить:

- замедление прогресса в характеристиках реактивных двигателей, использующих цикл Брайтона;

- рост стоимости научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию двигателей, а также их изготовления.

В связи с этим в качестве перспективного направления развития рассматриваются возможности разработки реактивных силовых установок периодического сгорания. Эти двигатели имеют простую конструкцию, низкую стоимость и могут использоваться в качестве силовых установок (тягой до 2 кН), в первую очередь, на беспилотных ЛА специального назначения. Актуальность работы подтверждается исследовательскими работами, проводимыми Исследовательским центром Гленна НАСА и ведущими двигателестроительными компаниями, такими как Rolls-Royce, General Electric и Pratt & Whitney.

Целью работы является совершенствование золотниковой камеры периодического сгорания, в которой реализуется цикл с подводом теплоты при постоянном объеме, для повышения лобовой тяги пульсирующих реактивных двигателей.

Направление исследований Для достижения цели необходимо решить следующие задачи:

- создание системы топливоподачи, обеспечивающей высокую частоту вращения золотника (частоту рабочих пульсаций);

- разработка и создание камеры периодического сгорания с четырехполостным золотником и дежурным факелом пламени;

- исследование камеры периодического сгорания с самовращающимся четырехполостным золотником на экспериментальной установке;

- разработка камеры периодического сгорания с продольным золотником;

усовершенствование физико-математической модели рабочего процесса указанной камеры и проведение на ней расчетных исследований;

- сравнительная оценка стоимости пульсирующего реактивного двигателя, выполненного на базе камеры периодического сгорания, и малоразмерных турбореактивных двигателей (ТРД);

- расчетно-исследовательские проработки двигателей, выполняемых на базе камеры периодического сгорания, определение области их применения.

Методы исследований Расчетно-теоретические исследования проводились с использованием сертифицированных программных комплексов Unigraphics NX, ANSYS, Delphi, Mathcad. Экспериментальные исследования проведены в ОАО «НПО«Сатурн».

Достоверность и обоснованность полученных результатов базируется на применении основных законов сохранения, подтверждается совпадением расчетных данных с опытными, полученными с использованием аттестованного измерительного оборудования, и результатами расчетных исследований, выполненных в ЦИАМ имени П.И. Баранова.

На защиту выносятся:

1. Результаты экспериментальных исследований камеры периодического сгорания с низконапорной системой непрерывной подачи топлива.

2. Расчетное исследование камеры периодического сгорания с продольным золотником. Результаты исследования.

3. Расчетно-исследовательская проработка двигателя с камерой периодического сгорания с продольным золотником. Возможность реализации более высокого уровня лобовой тяги по сравнению с малоразмерными ТРД и сверхзвуковой скорости полета.

Научная новизна работы состоит в:

- усовершенствовании физико-математической модели рабочего процесса камеры периодического сгорания с различными исполнениями золотника и результатах расчетного исследования, проведенного с помощью указанной модели;

- полученных результатах экспериментальных исследований камеры периодического сгорания с самовращающимся четырехполостным золотником, на основе которых разработана камера периодического сгорания с продольным золотником для повышения лобовой тяги;

- в обосновании и экспериментальном подтверждении простой низконапорной системы непрерывной подачи топлива.

Практическая полезность 1. Для проведения предварительных расчетов по определению облика камеры периодического сгорания с продольным золотником может быть использована усовершенствованная физико-математическая модель.

2. Возможность создания на базе разработанной камеры периодического сгорания с продольным самовращающимся золотником (патент Российской Федерации № 2440501) пульсирующего реактивного двигателя.

3. Конструкторские решения, отработанные на одно- и четырехполостной камерах сгорания, могут быть использованы в дальнейшем при создании подобных камер.

Апробация работы. Основные положения и результаты выполненной работы докладывались и обсуждались на следующих конференциях: 8-я международная конференция «Авиация и космонавтика – 2009» (МАИ, 2009 г.); всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении» (ЦИАМ им. П.И. Баранова, 2010 г.); XXXVI Академические чтения по космонавтике (МГТУ им. Н.Э.

Баумана, 2012 г.).

Публикации Список публикаций по теме диссертации содержит 10 наименований, в том числе 3 – в изданиях, рекомендованных ВАК РФ, 1 – патент на изобретение Структура и объем работы. Диссертация изложена на 139 страницах и включает в себя 96 рисунков, 1 таблицу. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников из 68 наименований.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность диссертационной работы, формулируются цели и задачи исследования, отмечается научная новизна и практическая значимость полученных результатов.

В главе 1 содержится обзор научно-исследовательских и экспериментальных работ, проводимых в Великобритании, США, Японии, Франции и России и направленных на практическое применение пульсирующего рабочего процесса в энергодвигательных установках. При этом остается проблема получения лобовой тяги на уровне, соответствующем традиционным воздушнореактивным двигателям.

Глава 2 посвящена разработке системы топливоподачи низкого давления и четырехполостной камеры периодического сгорания.

При испытаниях с дизельной системой подачи топлива была обеспечена работоспособность однополостной камеры до уровня рабочих пульсаций в 1Гц. Получено значение степени повышения давления при сгорании =7. Для дальнейшего улучшения габаритно-массовых и скоростных характеристик необходимо повышение рабочей частоты пульсаций (частоты вращения n золотника). Анализ показал, что при n4000 об/мин время задержки воспламенения топливовоздушной смеси (ТВС) от стенок камеры достаточное для полного перекрытия окна в золотнике к моменту воспламенения, т.е. выброс пламени на вход в камеру исключен. Поэтому задача повышения частоты вращения решена с помощью простой системы непрерывной подачи топлива низкого давления 0,4…0,8 МПа во входной патрубок (рис. 1). В ходе испытаний созданная система топливоподачи с центробежными форсунками обеспечила стабильную работу камеры до 190 Гц (рис. 2). При этом максимальная температура сгорания Tz превышала 2000 К, а по уровню лобовой тяги двигатель, выполненный на базе однополостной камеры, может соответствовать малоразмерным ТРД.

Рис. 1. Однополостная камера с подачей Рис. 2. Изменение давления сгорания в топлива во входной патрубок:

однополостной камере по углу 1 – камера сгорания (объем 310 см3);

поворота золотника 2 – входной патрубок; 3 – выходной патрубок;

(частота вращения n=10000 об/мин) 4 – топливные форсунки; 5 – свеча зажигания На базе однополостной камеры разработана четырехполостная камера периодического сгорания (рис. 3). Переход на такую камеру обусловлен несколькими причинами: а) повышение лобовой тяги за счет увеличения частоты вращения золотника с сохранением характеристик сгорания (благодаря разделению рабочего пространства на полости меньшего объема); б) увеличение частоты пульсаций позволит снизить вибронагрузки на аппаратуру ЛА; в) возможность организации дежурного факела пламени.

При работе камеры, при вращении золотника последовательно в каждой из полостей происходят процессы: наполнение ТВС, воспламенение и сгорание в постоянном объеме, истечение газов и продувка. Вращающий момент на золотнике создается за счет действия реактивной струи на плече, образующемся между осью вращения и осью выходного устройства. На основных рабочих режимах воспламенение ТВС осуществляется от продуктов сгорания (дежурным факелом), заполняющих пламеперебрасывающие каналы 6.

Рис. 3. Четырехполостная камера периодического сгорания (объем 400 см3):

1 – корпус; 2 – входное устройство; 3 – выходное устройство; 4 – свеча зажигания;

5 – датчик измерения давления сгорания; 6 - пламеперебрасывающие каналы;

7 – подшипники; 8 – золотник; 9 – лабиринтное уплотнение;

10 – сопловые аппараты; 11 – индуктор; 12 – датчик частоты вращения;

13 – штуцеры подвода сжатого воздуха; 14 – центробежные топливные форсунки Из-за отсутствия предварительного сжатия температура воздуха в камере низкая и может быть близка к атмосферной, что обуславливает проблему воспламенения и сгорания ТВС не только на запуске, но и на рабочих режимах.

При наличии только свечи зажигания искровой разряд как мгновенный точечный источник тепла нагревает небольшой шаровой объем ТВС до Т~104 К. Затем фронт пламени распространяется по всему объему полости. При этом скорость распространения фронта пламени зависит от температуры и давления ТВС, которые в рассматриваемой камере невелики. Дежурный факел пламени представляет собой продукты сгорания с температурой около 2000 К (температурой пламени данной ТВС). На границе вытекающего со звуковой скоростью факела происходит интенсивное смешивание продуктов сгорания с ТВС в полости, в результате чего она воспламеняется одновременно во всем объеме, что обеспечивает качественное уменьшение времени сгорания.

В связи с повышением рабочей частоты вращения выполнена прочностная оценка четырехполостного золотника: запас местной прочности на режиме 20000 об/мин более 10, запас по разрушающей частоте вращения более 3.

0, Проведена количественная кс 0,оценка влияния зазора в лабиринт0,ных уплотнениях на потери давле0,ния из-за утечек (рис. 4): лабиринт0,ные уплотнения эффективны при 0,частотах вращения более 1400,об/мин, при этом коэффициент со0,хранения полного давления 0,кс>0,95.

0,5000 10000 15000 n, об/мин 200За основу для расчетных исследований четырехполостной каРис. 4. График зависимости кс от частоты вращения n:

меры взята разработанная с учетом 1 – для зазора 0,10 мм; 2 – для зазора 0,15 мм;

опыта МГТУ имени Н.Э. Баумана 3 – для зазора 0,20 мм; 4 – для зазора 0,25 мм;

одномерная физико5 – уровень ГТД; 6 – с учетом математическая модель для одноизменения зазора при работе камеры полостной камеры: для расчета процессов сгорания и газообмена используются системы уравнений (1) и (2) соответственно:

UКС(i) UКС(i-1) HU g x(i) QW(i) UКС(i) T(i) (1), C (i) (i) R T G (i) КС(i) P (i) V * * UКС(i) UКС(i-1) iВХ(i) GВХ(i) iВЫХ(i) GВЫХ(i) QW(i) GКС(i) GКС(i-1) GВХ(i) GВЫХ(i) UКС(i) T(i) (2), C (i) (i) R T G (i) КС(i) P (i) V где U – внутренняя энергия рабочего тела; HU – низшая теплотворная способmность топлива; g – расход топлива за рабочий цикл; x 1 exp(C(t /t ) )– уравZ нение выгорания И.И. Вибе с коэффициентами C=6,8 (постоянная выгорания) и m=2,1 (показатель характера сгорания, значение 2,1 соответствует искровому зажиганию), t – текущее время, tz – время, необходимое для сгорания ТВС; QW тепло, переданное стенкам КС; Р, V, T, Gкс, R параметры газа в камере: давление, объем, температура, масса и газовая постоянная соответственно; С – теплоемкость газов при текущей температуре в КС; – количество газов в камере;

* * i,i энтальпия заторможенного потока в минимальном сечении впускного ВХ ВЫХ и выпускного окон соответственно; G,G массы газов, прошедших через ВХ ВЫХ впускное и выпускное окна соответственно за один шаг (i-1)(i); (i) – текущий расчетный шаг, (i-1) – предыдущий расчетный шаг.

Допущения, применяемые при расчете камеры, соответствуют допущениям, используемым в теории двигателей внутреннего сгорания (ДВС):

1) течение газа в камере сгорания одномерное и квазистационарное;

2) утечки через зазоры в уплотнениях камеры не учитываются;

3) диссоциация газов при сгорании не учитывалась;

4) в качестве рабочего тела принят идеальный газ;

5) при расчете процесса продувки использовалась гипотеза послойного вытеснения.

В связи с изменением конструкции золотника камеры сгорания (четыре полости вместо одной) проведено усовершенствование физико-математической модели. Влияние дежурного факела учитывалось с помощью показателя характера сгорания m, который входит в уравнение выгорания Вибе. Для расчетного исследования выбрано значение m=0,3, соответствующее в теории ДВС самовоспламенению от сжатия (для дизельных двигателей m=0…0,7). Исходя из опыта доводки однополостной камеры, время задержки воспламенения выбиралось из диапазона 0…0,004 с. Учитывая меньший объем полости в четырехполостном варианте, а также наличие дежурного факела, принято =0,0005 с.

Для определения расхода газов через входное и выходное окна был задан закон изменения площадей проходных сечений по углу поворота золотника .

С помощью усовершенствованной физико-математической модели, предназначенной для определения параметров рабочего цикла в одной из полостей за один оборот золотника, выполнено расчетное исследование. Падение наполняемости камеры и увеличение количества остаточных газов проявляется при частотах вращения более 140н , об/мин и при 17000 об/мин составля0,ет 6 % и 3 % соответственно (рис. 5).

н (4) Для сравнения расчетное исследова0,н (1) ние выполнено для двух различных 0,источников воспламенения: искрово (1) (4) го зажигания и дежурного факела 0,(рис. 6), которое показало необходимость последнего на больших частооб/мин 6000 10000 14000 180тах вращения (n>10000 об/мин).

Рис. 5. Изменение коэффициентов На рис. 7 и 8 соответственно наполнения н и остаточных газов показано изменение удельной тяги и (при перепаде давлений Р=50 кПа):

тяги по частоте вращения золотника н(4), (4) – для четырехполостной камеры;

н(1), (1) – для однополостной камеры (для для камеры как для двигателя.

сравнения) P1,, МПа 1а 1,2а 0,3а 0,4а 0,0,0,, ° 0 40 80 120 160 200 240 280 320 3а) 30 T, К 1а 25 2а 203а 154а 1050 40 80 120 160 200 240 280 320 , ° 3 б) Рис. 6. Изменение давления (а) и температуры (б) по углу поворота золотника (=1,3):

искровое зажигание воспламенение от дежурного факела 1 – для n=6000 об/мин (m=2,1); 1а – для n=6000 об/мин (m=0,3);

2 – для n=10000 об/мин (m=2,1); 2а – для n=10000 об/мин (m=0,3);

3 – для n=14000 об/мин (m=2,1); 3а – для n=14000 об/мин (m=0,3);

4 – для n=18000 об/мин (m=2,1); 4а – для n=18000 об/мин (m=0,3) Глава 3 посвящена экспериментальным исследованиям четырехполостной камеры периодического сгорания (рис. 9). При испытаниях для регулирования частоты вращения золотника использовался управляемый электропривод мощностью 400 Вт. Аэродинамический тормозящий момент на радиальных стенках золотника, определенный позднее расчетным исследованием ЦИАМ, не позволил выйти на частоты вращения более 13500 об/мин.

уд, R, Н R81Н с 1 2а кг 711а 161 54 300 об/мин об/мин 6000 8000 10000 12000 14000 16000 18000 6000 8000 10000 12000 14000 16000 180Рис. 7. Изменение удельной тяги в Рис. 8. Изменение тяги в зависимости зависимости от частоты вращения: от частоты вращения:

1 – при давлении наддува 0,15 МПа 1 – с учетом входного импульса (соответствует М=0,8; вх=1,0); (соответствует М=0,8; вх=1,0);

2 – при давлении наддува 0,20 МПа 1а – без учета входного импульса (соответствует М=1,05; вх=0,9) (на стенде);

2 – с учетом входного импульса На рис. 10 представлены экспери(соответствует М=1,05; вх=0,9);

2а – без учета входного импульса ментальные зависимости. При испытани(на стенде) ях зафиксированы пульсации давления на входе в камеру – график 2. При этом отмечено снижение давления в рабочих полостях относительно давления наддува. Для повышения наполняемости полостей путем снижения уровня пульсаций на входе в камеру проведен ряд конструктивных мероприятий: а) к проставке с топливными форсунками в качестве присоединенного объема был пристыкован металлорукав; б) в разъемы простав- Pz =0,7 МПа Рис. 10. Экспериментальные зависимости давления сгорания и пульсаций по углу Рис. 9. Установка для испытаний:

поворота золотника (n=6000 об/мин):

1 – объект испытания (камера сгорания);

1 – сигнал датчика частоты вращения;

2 – рама; 3 – входное устройство (проставка с 2 – пульсации на входе в камеру (ЛХ-610);

форсунками); 4 – силоизмерительный датчик;

3 – давление сгорания Pz в КС (AVL) 5 – рычаг; 6 – выходное устройство ки устанавливались дроссельные шайбы с металлической сеткой. В комплексе указанные доработки дали некоторое снижение уровня пульсаций, однако для полного решения проблемы необходима специальная газодинамическая настройка входной системы. График 3 (рис. 10) показывает зависимость давления сгорания по углу поворота золотника. Несмотря на пульсации и утечки рабочего тела, получено давление при сгорании Рz=0,7 МПа, что соответствует значению степени повышения давления при сгорании =4,7 (f=400 Гц). В ходе испытаний подтверждена эффективность дежурного факела как источника воспламенения. Также опробована подача топлива непосредственно в камеру, что дало некоторое повышение параметров рабочего процесса. Наработка четырехполостной КС составила 1,5 часа.

В главе 4 рассмотрена концепция двигателя с запатентованной многополостной камерой периодического сгорания с продольной осью вращения золотника (рис. 11). Такое конструктивное решение позволяет повысить лобовую тягу за счет увеличения длины камеры при умеренной частоте вращения золотника с сохранением преимуществ четырехполостной камеры. По принципу работы камера аналогична четырехполостной камере. Для воспламенения ТВС также предусмотрен дежурный факел пламени – продукты сгорания, заполняющие каналы 9 и 10. Отличие состоит в том, что вращающий момент на золотнике создается за счет соответствующим образом спрофилированных выходных участков радиальных стенок полостей, которые работают как лопатки турбины.

Для расчетных исследований камеры (с наружным диаметром 250 мм и объемом 15550 см3) с многополостным (пятиполостным) продольным золотником использована апробированная Рис. 11. Компоновочная схема пульсирующего реактивного двигаматематическая теля c камерой периодического сгорания с продольным золотником:

модель четырехпо1 – входное устройство; 2 – электрогенератор; 3 – передний лостной камеры.

стоечный узел; 4 – кожух; 5 – задний стоечный узел; 6 – выходное устройство; 7 – продольный золотник с рабочими полостями;

Закон изменения 8 – топливная форсунка; 9,10 – пламеперебрасывающие каналы;

площадей проход11 – лабиринтные уплотнения; 12 – пиросвеча ных сечений по углу поворота золотника задан по аналогии с четырехполостной камерой.

На рис. 12 представлены результаты расчетного исследования – графики изменения давления и температуры по углу поворота золотника на высоте Н= для трех режимов полета:

, МПа P2,М=0,4, М=0,8 и М=1,5 при час- 1,1,тоте вращения золотника n=611,об/мин (uокр=80 м/с), а также из1,менение коэффициентов про1,дувки п, наполнения н и оста0,точных газов по числу М при 0,0,Н=0 (рис. 13). Видно, что при 0,увеличении перепада давлений 0,происходит улучшение характе , ° 0 40 80 120 160 200 240 280 320 3ристик рабочего процесса: по а) 30 T, K вышается максимальное давление, уменьшается количество 2500 остаточных газов и улучшается 20наполняемость камеры.

Построены зависимости 15удельных параметров и тяги от 10числа М полета (рис. 14). Одновременно с привлечением 5ЦИАМ выполнялось предварительное расчетное исследование 0 40 80 120 160 200 240 280 320 , ° 3в трехмерной постановке с учеб) том трения, перетекания и теп- Рис. 12. Изменение давления (а) и температуры (б) в одной из полостей лоотвода на высоте Н=0 для репо углу поворота золотника (=1,3):

жимов полета с числами 1 – для М=0,4; 2 – для М=0,8; 3 – для М=1,М=0,25, 0,8 и 1,5. На рис. представлена сравнительная оценка ре- 1,2, п н, зультатов вычислительных эксперимен- 1,тов в квазистационарной и трехмерной 0,постановках для лобовой тяги. 0,н п Анализ зависимостей на рис. 14 и 0, 15 показывает: 0,1) На режиме Н=0, М=0,8 двигатель 0, М с продольным золотником по предвари- 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,тельной оценке может обеспечить в 1,Рис. 13. Изменение коэффициентов раза большую лобовую тягу (Rлоб не мепродувки, наполнения и остаточных газов в зависимости от М (Н=0) нее 30 кН/м2) по сравнению с малоразмерными ТРД (TJ100A, МД120), при этом Rуд=680 Н·с/кг.

2) На режиме Н=0, М=1,5 получено расчетное значение Rлоб около кН/м2, при этом экономичность двигателя близка к экономичности ТРДФ.

кг C0,, уд 8Н с Н ч R, уд кг 0,70,6500 0,40, М 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,М 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,а) б) 30Рис. 14. Зависимость удельной тяги (а), R, Н удельного расхода топлива (б) и тяги (в) от М:

251 – для Н=0; 2 – для Н=3000; 3 – для Н=6020 3) Слабое влияние входного 15импульса на тягу (с увеличением М, в 1000 отличие от ТРД, она растет), что объясняется высокой степенью подогре5ва газа и сгоранием топлива при постоянном объеме (высокой эффекМ 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,тивностью цикла Гемфри).

в) R, 4) Несовпадение кривых на рис.

ло 70б кН/м 1 15 можно объяснить тем, что при расчете в трехмерной постановке учитывался эффект волнового присоединения дополнительной массы при истечении газа, увеличивающий тягу двигателя.

Актуальность и перспективность выполненной работы подтверМ 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,ждена выполняемыми в НАСА исслеРис. 15. Изменение лобовой тяги дованиями так называемого волновопо числу М полета (Н=0):

го ротора внутреннего сгорания, кон1 – в трехмерной постановке (ЦИАМ);

2 – в квазистационарной постановке структивно близкого к камере периодического сгорания с продольным золотником.

В главе 5 проведена сравнительная оценка стоимости двигателя, выполненного на базе золотниковой камеры сгорания, и малоразмерных ТРД: при одинаковой тяге с ТРД указанный двигатель имеет в 5 раз меньшую стоимость, в основном, за счет отсутствия лопаточных машин. Рассмотрены возможности применения золотниковой камеры в ДВС (в качестве выносной камеры) и авиационных ГТД (в сочетании с роторно-поршневой расширительной машиной).

ВЫВОДЫ 1. Создана система непрерывной подачи топлива низкого давления для однополостной камеры периодического сгорания. Испытаниями подтверждена работоспособность камеры до уровня частоты рабочих пульсаций 190 Гц. Это дает возможность вдвое увеличить лобовую тягу (до уровня, соответствующего малоразмерным ТРД) и качественно упростить систему подачи топлива.

2. Разработана четырехполостная камера периодического сгорания. Расчетные исследования показали:

- возможность работы с высокой частотой циклов (до 1200 Гц);

- достаточную эффективность лабиринтных уплотнений в золотниковом устройстве при частотах вращения золотника более 14000 об/мин, кс>0,95;

- целесообразность введения пламеперебрасывающих каналов.

3. Создана камера периодического сгорания с четырехполостным газораспределительным устройством золотникового типа, дежурным факелом пламени, низконапорной системой непрерывной подачи топлива и стенд для проведения ее испытаний.

4. При испытаниях четырехполостной камеры сгорания на стенде:

- выявлен аэродинамический тормозящий момент на радиальных стенках золотника, ограничивший его частоту вращения;

- подтверждена эффективность дежурного факела как источника воспламенения; опробована прямая подача топлива в камеру, обеспечившая повышение параметров рабочего процесса.

5. Разработана многополостная камера периодического сгорания с продольным золотником с осью вращения по полету применительно к пульсирующему реактивному двигателю и усовершенствованная физико-математическая модель рабочего процесса. На режиме, соответствующему Н=0, М=0,8, расчетная лобовая тяга Rлоб составляет не менее 30 кН/м2 (в 1,5 раза выше, чем у малоразмерных ТРД), при этом Rуд=680 Н·с/кг; на режиме Н=0, М=1,5 Rлоб=60 кН/м2, а удельный расход топлива приближается к уровню, соответствующему ТРДФ.

6. Пульсирующий реактивный двигатель, выполненный на базе золотниковой камеры периодического сгорания, при одинаковой тяге с малоразмерными ТРД имеет в 5 раз меньшую стоимость.

7. Предварительными расчетными исследованиями показана перспективность использования камеры периодического сгорания в:

- поршневых двигателях: повышение экономичности, многотопливность;

- авиационных ГТД: повышение экономичности в полетных условиях, упрощение конструкции.

Основные публикации по работе:

1 Богданов, В. И. Повышение эффективности воспламенения и сгорания топливовоздушной смеси в реактивных двигателях с пульсирующим рабочим процессом [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Вестник РГАТА им.

П.А. Соловьева. – 2010. – № 1. – С. 84–88.

2 Богданов, В. И. Повышение эффективности малоразмерных ТРДД за счет сгорания топлива при постоянном объеме [Текст] / В. И. Богданов, А. К.

Дормидонтов // Конверсия в машиностроении. – 2008. – № 2. – С. 19–21.

3 Богданов, В. И. Влияние входного импульса и потерь в турбине на экономичность ТРДД с периодическим сгоранием топлива [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Изв. вузов. Авиационная техника. – 2009. – № 3. – С. 73– 74.

4 Пат 2440501 Российская Федерация, МПК F 02 C5/02 (2006.01). Камера сгорания реактивного двигателя [Текст] / Богданов В. И., Дормидонтов А.

К.; заявитель и патентообладатель ОАО «НПО «Сатурн». – № 2010121010/06;

заявл. 24.05.10; опубл. 20.01.12, Бюл. № 2. – 2 с.

5 Богданов, В. И. Некоторые вопросы экспериментальной отработки четырехполостной золотниковой камеры сгорания постоянного объема [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // 8-я международная конференция «Авиация и космонавтика – 2009»: тез. докл. – М.: МАИ-ПРИНТ, 2009. – С. 125.

6 Богданов, В. И. Пульсирующий ВРД с многополостной камерой сгорания V=const [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов, К. С. Пьянков, М. Н.

Топорков // Труды XXXVI Академических чтений по космонавтике. – М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2012. – С. 433–434.

7 Богданов, В. И. Применение выносной камеры сгорания в поршневых двигателях [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Турбины и дизели. – 2009. – № 6. – С. 10–12.

Зав. РИО М. А. Салкова Подписано в печать 23.04.2012 г.

Формат 6084 1/16. Уч.-изд.л. 1. Тираж 100. Заказ 96.

Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева (РГАТУ имени П. А. Соловьева) 152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, Отпечатано в множительной лаборатории РГАТУ имени П. А. Соловьева 152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина,






© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.