Выбор типа газотурбинного двигателя и параметров его рабочего процесса для использования на БПЛА

УДК 621.431.75

ВЫБОР ТИПА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ПАРАМЕТРОВ ЕГО РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ДЛЯ ИСПОЛЬЗОВАНИ НА БПЛА

© 2012 Г. М. Попов, А. Ч. Мамедов, Ю. Д. Смирнова

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва

В статье обосновывается выбор типа газотурбинного двигателя для использования его на беспилотном летательном аппарате. Найдены оптимальные, с точки зрения топливной экономичности, сочетания параметров цикла для всех рассмотренных типов двигателей. Показано, что с точки зрения массы силовой установки наиболее предпочтительным типом ГТД для БПЛА является одновальный ТРД классической схемы.

Беспилотный летательный аппарат, силовая установка, параметры рабочего процесса, термогазодинамический расчёт.

Важнейшей составной частью БПЛА является силовая установка, поскольку уровень её технического совершенства позволяет обеспечить необходимые тактикотехнические характеристики аппарата.

Наиболее часто в БПЛА применяются поршневые или электрические двигатели. Однако в последнее время стали появляться образцы БПЛА, использующие в силовой установке малоразмерные турбореактивные двигатели (ТРД).

Главными требованиями, предъявляемыми к двигателю БПЛА, являются малый вес и стоимость. Этим обусловлено максимальное упрощение конструкции таких двигателей. Обычно ГТД для использования на БПЛА имеет одноступенчатый центробежный компрессор, упрощенную камеру сгорания и одноступенчатую неохлаждаемую турбину (рис. 1). Указанные особенности приводят к тому, что такие ГТД имеют малые КПД узлов и посредственные параметры цикла (степень сжатия 7ГК не более 5, температура газов перед турбиной Тг - не более 1200К) и по этой причине не способны показывать хорошую топливную экономичность.

Рис. 1. Принципиальная схема типового ГТД для БПЛА: К- компрессор; КС - камера сгорания; Т- турбина

Для уменьшения расхода топлива было предложено внедрить в конструкцию ГТД рекуперативный теплообменник, в котором воздух за компрессором подогревался бы теплом выхлопных газов (рис. 2).

Рис. 2. Принципиальная схема ГТД для БПЛА с рекуперативным теплообменником: К - компрессор;

КС - камера сгорания; Т- турбина;

Р - рекуперативный теплообменник

Для того, чтобы оценить эффективность предлагаемой схемы ТРД, было проведено расчётное исследование влияния параметров рабочего процесса (степени сжатия в компрессоре к к и температуры газов перед турбиной Тг) на топливную экономичность двигателей обеих схем (рис. 1, 2). В ходе исследования температура газов перед турбиной менялась в интервале Тг =900...1200К, а степень повышения давления в интервале пк*=2... 8.

В результате для каждого варианта исполнения двигателя была получена зависимость удельного расхода топлива СУд от степени сжатия компрессора пк для различных значений Тг (рис. 3, 4). С помощью полученных графических зависимостей можно

0.2

0 19

0 18

с 017

0 16

0.15 0 14

найти оптимальное с точки зрения топливной экономичности сочетание параметров цикла для обеих рассмотренных схем. При анализе следует учитывать требование простоты конструкции, предъявляемое к БПЛА, которое накладывает ограничение на выбор параметров рабочего процесса по графикам 3 и 4. В частности, из-за желания использовать одноступенчатый центробежный компрессор величина степени сжатия не должна превышать жк = 5 - максимально достижимой величины для малорасходных одноступенчатых центробежных компрессоров. Для уменьшения числа ступеней турбины степень расширения в ней не должна превы-*

шать жт =3. В противном случае в межлопа-точных каналах будут иметь место большие сверхзвуковые скорости, что приведёт к существенному падению и так невысокого КПД. В проектируемом двигателе применяется дозвуковое сопло, поэтому максимальная степень расширения, которая может быть в нем достигнута - 7ГС=1,83. Кроме того, для упрощения конструкции, снижения затрат на проектирование и доводку лопатки турбины должны быть выполнены неохлаж-даемыми, что ограничивает максимальную температуру газов перед турбиной величиной Т*=1200 К.

0 21

Учитывая наложенные ограничения, из графика на рис. 3 видно, что для двигателя БПЛА, выполненного по классической схеме (рис. 1), наименьший удельный расход топлива будет достигаться при Тг =1100К и степени сжатия жк =4,5. Для данного типа двигателя увеличение температуры газов до 1200К приведёт к увеличению расхода топлива. При выбранном сочетании параметров цикла ожидаемая величина удельного расхода топлива Суд составит 0,1398кг/кг-Н-ч.

Из графика на рис. 4 видно, что для двигателя БПЛА, выполненного по рекуперативной схеме (рис. 2), с увеличением температуры газов перед турбиной расход топлива двигателя с рекуператором снижается, а степень сжатия имеет минимум при жк =4. Для двигателя такого типа с учётом принятых допущений наиболее рациональное сочетание параметров цикла: Тг =1200К, жк =4. При этом величина удельного расхода топлива Суд составит 0,093 кг/кг-Н-ч. Величина расхода топлива при использовании рекуперативной схемы в 1,5 раза меньше, чем у двигателя обычной схемы (рис. 5). Улучшение экономичности двигателя объясняется тем, что за счёт применения рекуператора снижается доля тепла цикла, выбрасываемого в атмосферу с выхлопными газами.

Як

-Ш-Тг*=900 —Тг*=1000 ----------Тг*=1100 —*—Тг*=1200

Рис. 3. Зависимость удельного расхода топлива Су0 ТРД для БПЛА обычного цикла от степени сжатия компрессора пк* для различных значений Тг*

Тг*=900

-Тг*=1000

Пк

~—Тг*=] 100

•Тг*=1200

Рис. 4. Зависимость удельного расхода топлива Су0 ТРД для БПЛА, выполненного по рекуперативнії схеме от степени сжатия компрессора пк* для различных значений Тг*

О 18

С

3.5

4

Як*

4.5

5.5

— Тг*=1000_без!_рек\н——Тг*=1100_без_рек\п—*—Тг*=1200_без_рекуп ~Тг*=1000_с_рекуп —* ~Тг*=1100_с_рекуп —• -Тг*=ПОО_с_рекуп

Рис. 5. Сопоставление зависимостей удельного расхода различных значений Тг* полученных для

Анализируя рабочий процесс двигателя с рекуператором (рис. 2), можно заключить, что из-за снижения температуры выхлопных газов (часть тепла отдается воздуху за компрессором), энергия рабочего тела на входе в сопло у такого двигателя будет ниже, чем у

топлива Су0 от степени сжатия компрессора пк* для обычного ТРД и ТРД с рекуператором

ГТД обычного цикла. Это, в свою очередь, обуславливает пониженную скорость истечения газа из сопла сс и удельную тягу двигателя Руд при внедрении рекуператора.

В результате для получения заданной тяги двигатель, выполненный по рекупера-

23

21

19

17

15

9

Тг*=1000К  Тг*=1100К Тг*=1200К Тг*=1300К

15 ------Тг*=1400К

Тг*=1000К_с _рек.

Тг*=1100К_с _рек.

11 ------Тг*=1200К_с _рек.

------Тг*=1300К_с _рек.

------Тг*=1400К_с _рек.

2.0 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0

71к

Рис. 6. Сопоставление ТРД с рекуператором и без него по массе силовой установки при разных значениях параметров цикла:--------------------------ТРД без рекуператора;---------------ТРД с рекуператором

тивной схеме, потребует большего расхода воздуха С,; и, как следствие, будет иметь большие габаритные размеры (его размеры увеличатся за счёт установки рекуператора).

Проведённое исследование не позволяет однозначно выбрать тип ГТД для использования его на БПЛА. ТРД с рекуператором имеет малый расход топлива, но отличается большей собственной массой. ТРД обычного цикла имеет посредственный расход топлива, но малую массу.

Для того, чтобы окончательно определиться с выбором типа двигателя для БПЛА, оба рассмотренных типа двигателя были сравнены по массе силовой установки. Она складывалась из массы непосредственно двигателя, найденной по статистической зависимости, и массы топлива, расходуемого за два часа полёта. Принятая продолжительность полета является типовой для аппаратов с уровнем тяги двигателя 100... 5ООН.

Расчёт массы двигателя вёлся по следующей статистической зависимости:

мГТД = в-с? -к*0-286 -1Г -кт, •крес-кс,

где Ов и як - максимальные значения параметров ГТД при Н=0, М„=0, САУ;

25

В, т}, пъ - безразмерные коэффициенты (для 0,5<0В<5К^/: В=20,9; п?1= 0,8; т 2=0,5)',

Крес - коэффициент, учитывающий влияние ресурса на массу двигателя, ориентировочно принимаемый из диапазона 0,9...1,0 (принят равным 1);

Кс - коэффициент, характеризующий снижение массы двигателя за счёт внедрения новых высокопрочных материалов и конструктивно-технологических мероприятий (принят равным 1);

Ктг* - коэффициент, учитывающий влияние охлаждения турбины на массу ГТД. Турбина рассматриваемых ГТД неохлаждае-мая и поэтому коэффициент равен 1.

Масса топлива находилась как произведение расхода топлива на время работы. Для упрощения расчётов полагалось, что двигатель работает на одном режиме в течение всего полёта.

Были получены зависимости массы силовой установки двигателя с рекуператором и без него при различных сочетаниях параметров цикла (степени сжатия пк и температуры газов перед турбиной Тг*) (рис. 6).

Из графиков видно, что по массе силовой установки с учётом двухчасового полёта ТРД обычного цикла превосходит ТРД с рекуператором. Из рис. 6 следует, что с увеличением Тг* разница масс двигателей с рекуператором и без него снижается. Например, при Гг*=1000К и 7гк=4 - АМсу=5,55ш', а при Гг*=1200К и пк=Л-АМсу=Ъ,9¥т.

Масса поршневого двигателя того же уровня тяг составляет 12кг. Из рис. 6 можно заключить, что масса поршневого двигателя тягой 100...500Н больше массы ТРД вместе с топливом.

Таким образом, несмотря на то, что двигатель обычного цикла имеет худшую топливную экономичность по сравнению с ТРД с рекуператором, он позволяет достиг-

нуть меньшей массы силовой установки. По этой причине для установки на БПЛА рекомендуется простейший одновальный ТРД со следующими парамерами цикла: Тг =1100К;

Пк= 4.

Работа была выполнена на средства, выделенные по программе «Умник».

Библиографический список

1. Кулагин, В.В. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок [Текст]: учебное пособие / В.В. Кулагин. - М.: Машиностроение, 2002. -616 с.

REDUCTION OF CIRCUMFERENTIAL VARIATION IN THE FINAL STAGE OF IPC

© 2012 G. M. Popov, A. C. Mamedov, Y. D. Smirnova

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov

Circumferential variation of the flow in final stage rotor wheel, caused by the support racks at the exit of the IPC, is evaluated by means of intermediate pressure of compressor of workflow 3D model. The methods of reducing the circumferential variation of flow by changing final stage’s guide vanes angles.

Full-size blade row model, boundary condition, circumferential nonuniformity.

Информация об авторах

Попов Григорий Михайлович, инженер кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: grishatty@mail.ru. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, рабочие процессы ВРД.

Мамедов Азад Чингиз оглы, студент факультета двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, агрегаты наддува ДВС.

Смирнова Юлия Дмитриевна, студент факультета двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: pirajock@ya.ru. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, агрегаты наддува ДВС.

Popov Grigory Mikhailovich, engineer of the Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: grishatty@gmail.com. Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.

Mamedov Azad Chingiz ogly, student of the Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.

Smirnova Yulia Dmitrievna, student of the Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: pirajock@ya.ru. Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.