Исследование и прогнозирование газодинамических параметров потока камер сгорания авиационных ГТД

УДК 621.45.02

ИССЛЕДОВАНИЕ И ПРОГНОЗИРОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ПОТОКА КАМЕР СГОРАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГТД

А.Е. Кишалов, К.В. Маркина

Статья посвящена исследованию изменения основных газодинамических параметров на входе и выходе из основной и форсажной камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей различных схем в зависимости от года их разработки. Данные параметры позволяют оценить габаритные размеры камер сгорания, степень их совершенства, проанализировать параметры процесса горения (процессы подготовки топливно-воздушной смеси, стабилизации пламени и горения).

Проанализировано более 100 авиационных газотурбинных двигателей отечественного и зарубежного производства, различного типа, схем и принципов действия с 1948 года по настоящее время (ТРД, ТРДФ, ТРДДФ). Составлены их термогазодинамические модели в системе имитационного моделирования DVIGw, определены недостающие параметры.

В результате исследования определены аппроксимирующие зависимости основных параметров на входе и выходе из камер сгорания в зависимости от года разработки двигателя, которые позволяют спрогнозировать параметры камер сгорания для перспективных изделий.

Подобные исследования позволят уточнить применяемые в серийном и опытном производстве математические модели камер сгорания и двигателей в целом, что позволит ускорить цикл разработки новой авиационной техники гражданского и военного назначения, сократит объём экспериментально-доводочных исследований, позволит повысить эффективность эксплуатации проектируемой техники

Ключевые слова: термогазодинамическое моделирование, авиационные газотурбинные двигатели, горение, камера сгорания, основные параметры и характеристики

Авиационный газотурбинный двигатель (ГТД) - это сложный технический объект, сочетающий в себе последние достижения и разработки из многих отраслей науки и техники. Основным узлом ГТД является камера сгорания (КС), в которой осуществляется процесс преобразования химической энергии топлива в тепловую и потенциальную энергию рабочего тела. У двигателей для военных высокоманевренных самолетов обычно устанавливается форсажная камера (ФК), которая располагается за его турбинами. КС и ФК ГТД являются наиболее сложными и ответственными узлами, от степени совершенства которых во многом зависят основные параметры всего авиационного двигателя (АД), его надежность и ресурс. Сложность проектирования этих узлов заключается не только в чрезвычайно высоких температурах рабочего процесса, но и в сложности самих процессов: распыла, испарения, смешения топлива с воздухом и самого горения.

Процесс горения в значительной степени зависит от параметров на входе в КС. При изменении режима работы двигателя, при полёте с различными скоростями и на

Кишалов Александр Евгеньевич - УГАТУ, канд. техн. наук, доцент, e-mail: kishalov@ufanet ru Маркина Ксения Васильевна - УГАТУ, ассистент, e-mail: markina kseniya@mail.ru

различных высотах изменяются параметры горения и характеристики КС и ФК. По мере развития АД и совершенствования их конструкции, параметры на входе и выходе из «горячих» узлов также претерпевают изменение, что сказывается на конструкции КС и ФК и даёт толчок к применению новых технологий и подходов.

Целью статьи является анализ параметров потока КС и ФК в авиационных воздушно-реактивных двигателях (ВРД) прямой тяги с малой степенью двухконтурности (т = 0-2) в зависимости от года изготовления разработки на максимальном и форсированном взлётных режимах.

Прогноз газодинамических характеристик КС и ФК

Для анализа были исследованы параметры на входе в КС (на выходе из компрессора), которые определяют параметры процесса горения и характерные размеры КС (давление и температура), параметры на выходе из КС (температура, коэффициент избытка воздуха) [1]. Для ФК исследовались давление, температура, коэффициент избытка воздуха на входе; на выходе - температура и давление. Перечисленные параметры были получены в результате расчёта в системе имитационного моделирования (СИМ) DVIGw [2]. Анализируя изменения параметров потока в зависимости от года разработки и поколения двигателя можно предсказать соответствующие параметры для будущих поколений [3, 4].

Разработанные модели двигателей (рис. 1 и 2, табл. 1) в СИМ DVIGw были идентифицированы по данным открытых источников, на максимальном и форсированных взлётных режимах [5, 6].

а

V

7

Рис. 1. Топологическая модель ТРДДФ F119-PW-100

Рис. 2. Топологическая модель ТРДД АИ-25

Результаты моделирования АД в зависимости от года разработки и поколения двигателя представлены на рис. 3-9 [7, 8].

Анализ результатов моделирования

Из анализа проведенных результатов [9], представленных на рис. 3, видно, что полная температура на выходе из компрессора (ТК ) растет с увеличением года разработки и с ростом поколения. Температура выходе из компрессора увеличивается из-за увеличения степени повышения давления (пК), что можно увидеть увеличению по давления на выходе из компрессора (рК , рис. 4). Как правило, с увеличением года разработки и поколения двигателя увеличивается степень совершенства его узлов, а с ростом КПД компрессора (пк) температура немного падает. Максимальная температура и давление за компрессором - у двигателя F136.

Таблица 1

Поколения авиационных ГТД

Поколение (год разработки) Схема двигателя Двигатели

I (1948-1959 гг.) трд АМ-ТКРД-01, АМ-ТРД-02, АМ-3, ВД-7, АМ-5, АЛ-5

ТРДФ ВК-1Ф, GE1/J1A1, 356-34В

трддф ВК-3

II (1953-1970 гг.) ТРДФ Р11-300, Р11Ф-300, Р11Ф2-300, Р11Ф2С-300, Р15-300, АЛ-7Ф-1, GE4, GE4/J5, GE4/J5P, J85-13A, Е-300А, АЛ-7Ф2, АЛ-7Ф4, J85-15, Atar 9К-50, J85-21, J58-P- 4, J79-11A, J79-10, Р13-300, Р15Б-300, J79-19, J79-17

трд ВД-7Б, КРД-26, КР7-300

трдд НК-8-4, АИ-25, НК-8-2, АИ-25ТЛ, НК-8-2У

трддф Adour RT.172, М.53-02, М.53-5

III (1957-1979 гг.) трддф НК-6, НК-144, F100-PW-100, ИВ.199, НК-22/НК-23, F101-GE-100, Adour Мк.102, F101-GE-102, НК-144А, Adour 58, НК-144В, НК-32-1, F100-PW-220, F401-PW-400, М.53-Р2, Adour Мк.804, J79-GE-119

ТРДФ Р27-300, Р27Ф2-300, АЛ-21Ф, АЛ-21Ф-3, АЛ-21Ф-3А, Р29-300, Р25-300, Р29Б-300, ОНтрш 593 МК 602, Olimpus 593, J97

трдд ДВ-2, ДВ-2Б, НК-86, НК-8-4К

IV (1971-2008 гг.) трддф НК-25, F404-GE-400, НК-32, F110-GE-100, F110-GE-400, F404-GE-100, F125, Д-30Ф6, PW1120, М.85, F110-GE-129, F100-PW-229, АЛ-31Ф, F404.RM.12, EJ200, АЛ-41Ф, J101/SF, АЛ-55Ф

трдд АИ-222-25, АИ-222-28, АЛ-55

ГУ+ (1988-2000 гг.) трддф АЛ-31ФП, IPE-92, IPE-94, JSF119, F136, F110-GE-129EFE, F110-GE-132, F100-PW-229A

(2005 г.) трддф АЛ-41Ф-1

V (1991 - 2016 гг.) трддф F119-PW-100, F135, F414-GE-400, АЛ-41Ф2

Чем выше температура и давление (на входе в КС), тем проще организовать процесс горения (параметры приближаются к точке самовоспламенения топлива), топливо испаряется лучше, а требуемые габаритные размеры КС (для обеспечения заданной полноты сгорания) уменьшаются. С другой стороны, увеличение ТК дает сложности с охлаждением жаровой трубы, корпуса КС и лопаток турбин.

На рис. 5 и 6 приведены температуры (ТКС ) и коэффициент избытка воздуха (акс) на выходе из КС. По мере увеличения года разработки и поколения двигателя температура за КС растет (что обеспечивается совершенствованием системы охлаждения лопаток турбины и применением новых материалов), а коэффициент избытка воздуха, соответственно, уменьшается. При разработке КС стараются обеспечить максимальную температуру за КС, которую могут выдержать элементы турбины (что увеличивает КПД цикла тепловой машины). Максимальная температура в КС у двигателей V поколения -F119-PW-100 и F135 (по данным открытых источников и результатов моделирования).

На рис. 7 и 8 приведены температуры и давления на входе в ФК. Оба параметра растут с увеличением года и поколения. Чем выше температура и давление, тем проще

организовать процесс горения (параметры приближаются к точке самовоспламенения топлива). Чем ниже температура на входе в ФК, тем больше энергии можно подвести к потоку и, соответственно, тем выше степень форсирования двигателя (что характерно для двигателей ранних поколений). Как правило, у одноконтурных двигателей температуры на входе в ФК выше. У двухконтурных двигателей за счет смешения воздуха внутреннего и наружного контуров температуры на входе в ФК ниже. Наличие смесителя перед ФК, как правило, усложняют конструкцию и ухудшает условия горения (за счет высокой неравномерности параметров потока в зоне горения). Минимальная температура на входе в ФК у двигателей ДВ-2Б, НК-25, F101-GE-100 и F101-GE-102 (ТРДДФ со степенью двухконтурности порядка т = 1,5-2,0). Максимальные температуры на входе в ФК - у ТРДФ II поколения - J85-21. Уровень давления на входе в ФК на порядок ниже, чем на входе в КС, из-за этого возникают дополнительные сложности с организацией процесса горения. Чем больше давление на входе в ФК, тем меньше габаритные размеры ФК. Максимальное давление у двигателя V поколения - F119-PW-100.

11  Fill SE-lOO | 1 F11D4SE-. {PE-92 AA fPf-; 29 A Fi3t i 1 T119-PW 100

-lOO-PW-li A HK-32 0  HK-25 É "  '-220 1 I PW112D ЪЕ-IQO FlûO-PW-i EJ200 IS 4W.12 A J A fwo-e -ngj.ii- 1OO 29_ • i F135

Fi Q1-5E-102* A ce U 199 "iM-SE-JÛ  ? L  755/25 Ж A aj -31ФП • АЛ-41Ф-1 AJ -55

A Hr:-i-i4 A J7Ï t/JSP HJ ЧЛ-21Ф-3 à !A <-23  L ti^iûe Obmpus S 93 MkSOS i 1 1 iioi/SF 1 AH-222-2 л, 55Ф

А нг:-5 J79-TS-iflBJJ ^P27-30 K'- fÎ79-17± "if OSmpus 59 ! МЛ6021 I АИ-222-2 3

| АЛ-7Ф-1 j I SE4-/S у 1 jfour RT.17 iKS-4 1 HKS 1   L Adour Mj 'S RT.17 Э13-300 f-se ?-5S Adour A M A .'7*-" t Adour M,1 53-P2 1j3 .HM

* I поколение в П поколение 1 Ш поколение  IV поколение А 1У+ поколение ♦ 1У++ поколение 4 V поколение -1-1-*

. к-з и Pi К- 7 п j амч / I-Sooff^ 11AH/6-30G 1 КРД-26 | J35-13: H5 ^ 1  'И55 A H М.Я27Ф2-- ли-25 2 A И&-. 5  " *  Ai 4 00 U HK-B-2 -8-2У -25ТЛ

ЛИ ++ ам-ТЩ i01 ♦ -5 КР7-3 U t- * M53 30 I Atsr9<-5 OOA щ 02 > 1155-300

и Р1 j-ЗОО

IPSO 1955 I960 1965 1970 1 97S 19S0 19S5 1990 1 99; 2000 2 005 Год раэраЗотки

Рис. 3. Температура на выходе из компрессора

^к. К

850 800 750 700 650 600 550 500 450

250

194? 1950 1 955 I960 1965 1 970 1 975 19S0 1 985 1 990 1 995 2000 2005 Год раэраЗотки

Рис. 4. Давление на выходе из компрессора

^кс= К 1 900

1 800

1 700

1 600

1 500

1 400

1300

1200

1100

1 000

1945 1 950 1 955 1 960 1965 1970 1975 1980 1985 1990 1995 2000 2005 Гад разработки

Рис. 5. Температура на выходе из КС

) \ * I поколение  П поколение * Ш поколение  IV поколение А IV— поколение * 1У++ поколение Ф V поколение №6-92 AA (Pf-i A F136 t ,A fioo-p Fiio-6j V-223A

HX-3i FUI F401-PI/ -5E-1Q0 ! 1 -220 çwa-pw-i 1 FiiJ-iy- 29 '.29 лП-ilV < 1 FilASE* k fiio-ee- 00 JSfff - " " ^ 1 '139

F; г- OI-SE-IOO 01-5E-10T -ICO-OW-ll AA SI  .чк-25 ™  0 .199 A 1 i-ÎF-diJD Al rim F404- 1 PW1120 PW-220 jE-iao  E12BO A AJ '-зтп

y Л 125 1 1 1101/5F 1 1 An-222-2, AJ ' "A/ -55 55V

А нк-6 А НК-144 АЛ-21 М-23Ш ym- UiW / i 9-ÉfP t HK-144B Qftmpui : A A C*n д DUmpus 2 —5-26 93 Mkea21 ¡us 593 мк y 93 Jif 1¡602 A J79-GE- ilO 119 1 1 AI+222-2 г

(  м fi-з ад АЛ-7Ф-2 E1/J1*Ijj '-зоо WF: 192C-J0D 1 FeiS  l^fis2 и , A'27-30 Ta m yAàour M} , R T. 17   чз-зЛ 02 AU S6 il 02 AJ ¿-58 А&Ш -300 25ГЛ r^eaur Mi 53-92 .SOi

А1И-71 + + ЛМ-ТИРу + ж AJ /5 "'Г -5 f ï и щ .KP7-Î II1: 1 ЛОГЯК-! MA  и f 0 0155-300 -*

\ 1 Ï119-9W-

A №f-i IPE-92 S Afl36 АЛ-А1Ф2

FlOQ-PW-2 1 -"^i-£/200 VJ-ilv 19 ÏE-129 < JJf no

FJ г oi-SE-iao 01-SE-102* fwo-ew-n F. A FJO&-P lO-CE-WO "Jt-fj  fmî Ш20 11101/5F П

SF4/  et 5 A us 4/J5P hW-3J 199 53-P2 1 АИ-222-21 А1 -55

1 rfaur nr. 17 SE4 А.Щ-2Ж  iii У 1л (Aiiii7! J7SH5E Фтт Мкб021 119 --10 1 ал 35

1<РЪ* AL Af hiî-J ' Р27Ф2-3 и -E s a H 1 JJ&JF JS7 1

♦ поколение

. f lri-3 / m wdi5\ 10  1BI 185-15 1 1 ' [ '-g 2: A -257Г, нкцамиг D П поколение Ш поколение  IV поколение A IV- поколение * IV++ поколение • V поколение 1 1 ъ

fifrl am-t1 ++ îWm- 0+A M 1-300 и 3  'llv-500 Ï36-3ÎS ^ л  A ¡4-25 1ш i-s-гу A  h jj •r-36

'"7 вд.

4,9

4,4

3,9

3,4

2,9

2А

Щд- IB ♦ I поколение   поколение А Ш поколение  IV поколение А 1У+ поколение ♦ 1У++ поколение ♦ V поколение

HKS 1 A л j

AM-TPt > Abi Я pi \ АЛ-7Ф-1  -5 ::.?эзИ р 56-3« ♦  ИФ-ЗОО  ЩЛИ-25 .'75-  Hl 1A

АМ-ТКР. i НИ К-3 Р К-7 в  ¡звезда : 1/JlA^ 1 JU^Jit ОСИ ^ W-S-2 UHlüi* JS7j A 2SÏ77 L HftÄJJi

♦ ек^кр Mi J ï-заа FiOO-PW .АЛ-21/1 -100 I a15t30C ДВ-2  cc Dßmpui 5 'J^DUE 53U эик? abn ¡3 Mk602Il Mk602i sus 593 Mk f-220 HO AJ -55

AÖOUT RT. 1 г  JÜP7-3 Fl \72 1  öl 74 SFi/J^1 и A pl7* ll-SE-102 j ЩВ J5S-J M53 1-300 tiltgi t^dourraj _4 .4K-2SJ = КГ. Ii L J Sf-400 F125 m-220 ei1 1 1 1 AU-222-2. 1 AU-222-21

A M W-ïî- 1  м.и IpÎÂÏwJ E1200 AЛ-dlv ti1 JïÙiTî» 5jfPf-92 - Ж rpf-i 0 J f i H FiiO-бС ^FlOO-PU 9-pw-iea <  АЛ-41Ф-1 29EFÊ '-229А f АЛ-ИФ2 ___* t F135 -*

1,9

194; 1950 19==

i960 196; 1970 1975 19S0 198; 1990 1 99; 2000 2D05 Год разраЗотки

Рис. 6. Коэффициент избытка воздуха на выходе из КС

1225

1150

1 075

1 000

925

850

775

700

625

JS5-. 1

♦ ЗК-1 р  JS5--3.  J5B-J -i

Ш SI  SF4J 1 SF4  W5P A AMI. 'Î5&-3ÎW АЛ-41Ф2 •

А PZ7-30 Ofimpus i 9&а>ьал S'.'.Tipuj SMUZQJ ]U£ 553 MJ* 1 W.tiOii  M Л1  A ÎPE-9J Lil h fiii-SF-Aj5FlJ LM * 9 »

А * М-ТКРД-01 > лп  Г-5 1  02-300 Ш F- 1 А 1 J85-15 79-10 % ООА "г !P F4Ö4-1 J 79-17m  1 «wiiîn  Elan

догыоо \-300 ш AJ ЦЗ-ЗОО юо . Ш-14ЛВ SE-iao AJ79-GE-  F4CU ззет-з^г  A AJ F 10-6 E-1291 i 4 ff

-—— АЛ-7&-1  М53 И ЛИ 55 02 A P25- 5 j

А ян FlOO-PW-l а 4. лв-л. 0  q-ЗОФб 1 him-pw-i 1 F33MF- js a F lût F110-GÉ 132 н AJ

♦ I поколение  П поколение £ Ш поколение  IV поколение 4 Г\т+ поколение ф г\т++ поколение • V поколение

а №141 ldDUr.iT 3; а' 2Ш j Я7. 172-5 l ллзиг mj <-23 : .Aöoijf j и Fiii l AiJour m -SF-JÖD 4SF-JOD .S04

a ii .199 я ИЧ-321

F Fi 01-SE-100 Э1-5Е-102' l a ЦБ-2Б

1945 1 950 1 955 I960 1965 1970 1 975 1 980 1985 1 990 1 99 5 2 000 2 005 Год разраЗоткк

Рис. 7. Температура на входе в ФК

Рис. 8. Давление на входе в ФК

.'53-0 ^3-300 4 °25-3 ТО ЕЛОА-* 5Е-100 щ  11101/5У е ^-¿гяА

+ вкчг ♦   Jя3-33.' Л Ямы--- л»-: 1 ИД лв 1 033^300 175-1А Р2 * ™МН 199 _ ОО  АЛ й-ЕОФ5 АЛ-ЗЗ  ЛГ- 31ФП Щ Г404- 29 1ф _ - - Грс-32 00 1 ^ло-ее 132

- иФХ-зоа Р11Ф2 АЛ 1  Р1 ?.Т 1« 5£4 <^300 Г^Ией? ' М53 й^е-зоз : 02 00 1Л-21Ф-ЗА í к ^гЗ&Р. 119 А \9-PW-100 5 ' -55

А ♦ М-ТКРД-01 А и)оиг КТ.1? А я А  Я7. ^72-55 АЛжг 1 к Лйоиг м) .зол

А; А -7кч А АЛ-2И к Айоцг М| 1 А НК-144 .102

* I поколение В П поколение А Ш поколение  П" поколение А П + поколение ♦ П"++ поколение • V поколение 1 1

и !-300 А ЭктриБ. 59: оатри$ 5 НК-1ИВ лмявз ?3 М*ЯН1 ИД 333 мй НО

А Ц)-21Ф-3

1945 1950 1 955

1960 1965 1970 1975 1980 1985 1990 Рис. 9. Температура на выходе из ФК

1995 2 000 2 005 Год разработки

В табл. 2 представлены полученные аппроксимирующие зависимости и прогноз значений рассчитанных параметров для т = 2020 год.

Изменение данных параметров было проанализировано на взлетном максимальном и форсированном режимах [9]. При проектировании КС и ФК необходимо обеспечить устойчивое горение во всем диапазоне режимов, высот и скоростей. При полётах на больших высотах и с различными скоростями параметры на входе в данные узлы могут меняться значительно. Для дальнейшего более точного анализа изменения параметров КС и ФК необходимо провести расчеты высотно-скоростных характеристик данных двигателей.

По рассмотренным параметрам двигателей в зависимости от года разработки построены аппроксимирующие зависимости (табл. 2). Относительные погрешности

аппроксимирующих зависимостей для двигателей 1У-У поколений составили порядка 30%. Определены прогнозные значения соответствующих параметров потока в КС и ФК для перспективного двигателя, который будет разработан в т = 2020 г.

Таблица 2 Прогноз на 2020 год

Параметр Формула Прогноз Относительная погрешность прогноза для IV - У поколений

Тем-ра на выходе из компрессора, К Тк *= -0,069т2+ 282т - 284212 853 0,2...19,0 %

Давление на выходе из компрессора, кПа Рк *= -0,571т2+ 2307т - 2326144 2930 0,7...68,7 %

Тем-ра на выходе из КС, К Ткс= -0,105т2+ 427т - 433503 1890 0,2.17,8 %

Коэф-т избытка воздуха на выходе из КС «кс = -0,0003т2+ 1,185т - 1207 2,0 0,2.37,8 %

Тем-ра на входе в ФК, К Т * 1-21 О 0,00097т Т вхФК = 133,86 947 0,2.32,9 %

Давление на входе в ФК, кПа РвхФк*= -0,055т2+ 222т - 224896 474 0,4.36,3 %

Тем-ра на выходе из ФК, К Тфк*= -0,012т2+ 55т - 59172 2110 0,1.32,3 %

Выводы

В результате исследования проведено моделирование 112 авиационных ВРД прямой тяги с малой степенью двухконтурности (ТРД, ТРДД, ТРДФ и ТРДДФ) 1-У поколений отечественного и зарубежного производства. Проанализировано изменение параметров потока в КС и ФК, в зависимости от поколения и года разработки двигателя. Установлены аппроксимирующие зависимости

соответствующих параметров, даны

прогнозные значения для перспективного двигателя.

На рис. 9 приведены температуры на выходе из ФК, уровень которых значительно выше температур за КС. Это связано с тем, что за ФК нет таких теплонапряжённых высоконагруженных узлов, как турбина. С увеличением года разработки и поколения двигателя наблюдается рост температур на выходе из ФК. Чем выше температура, тем выше эффективность цикла, больше тяга и большие скорости истечения из сопла (что позволяет достичь больших скоростей полета). При этом возникают сложности с охлаждением корпуса и жаровой трубы ФК, элементов реактивного сопла. Параметры смеси приближаются к стехиометрическим, что вызывает дополнительные сложности при организации процесса горения. Большая величина теплоподвода в ФК вызывает уменьшение теплового коэффициента полного давления. Максимальная температура у двигателя - F100-PW-229A. Также можно отметить, что у двигателей для гражданской и транспортной авиации значения суммарной степени повышения давления выше, а температуры за КС ниже, чем у двигателей для военных высокоманевренных самолетов.

Исследование выполнено при финансовой поддержке РФФИ в рамках научного проекта № 16-38-00077 мола.

Литература

1. Обзор и анализ параметров потока в основных узлах авиационных двигателей [Текст] / Д.А. Ахмедзянов, А.Е. Кишалов, Ю.А. Шабельник, К.В. Маркина, Н.И. Полежаев // Молодежный Вестник УГАТУ. - 2012.- № 4 (5) - С.25-36.

2. Кривошеев, И.А. Имитационное моделирование работы авиационных ГТД с элементами систем управления [ТЕкст] / И.А. Кривошеев, Д.А. Ахмедзянов, А.Е. Кишалов // Вестник УГАТУ. - 2008. - №2 (29) Сер. Машиностроение. - С. 3-11.

3. Кишалов, А.Е. Моделирование и анализ характеристик ТРДДФсм для самолётов V поколения в системе DVIGw [Текст] / А.Е. Кишалов, Н.А. Ключев // Мавлютовские чтения: материалы Х Всерос. молодёжной науч. конф. - Уфа: УГАТУ, 2016. - С.199-203.

4. Krivosheev I.A. The Thermo-Gas-Dynamic Modeling of Afterburning Turbofan Engine for High Maneuverable Aircraft Combined with Its Automatics [Text] / I.A. Krivosheev, A.E. Kishalov, D.G. Kozhinov // 2nd International Conference on Industrial Engineering (ICIE-2016) Procedia Engineering. - 2016, vol. 150, рр. 126-131.

5. Кишалов, А.Е. Параметрическая идентификация математической модели ГТД в системе DVIGwp [Текст] / А.Е. Кишалов, Е.С. Власова // Мавлютовские чтения: материалы Всерос. науч. конф. - Уфа: УГАТУ, 2007. -Т.1. - С. 56-57.

6. Кривошеев, И.А. Использование методов идентификации на различных этапах жизненного цикла

технических систем [Текст] / И.А. Кривошеев, Д.А. Ахмедзянов, А.Е. Кишалов, К.Е. Рожков // Вестник ИрГТУ - Иркутск, 2013. - С. 25-33.

7. Прогноз основных характеристик ТРДДФсм для перспективных авиационных комплексов [Текст] / В.С. Жернаков, И.А. Кривошеев, Д.А. Ахмедзянов, А.Е. Кишалов, К.В. Маркина, В.Д. Липатов // Вестник УГАТУ. - 2015. №2 (68). - С.56-62.

8. Ахмедзянов, Д.А. Моделирование переходных процессов, протекающих при отладке автоматики при испытаниях ТРДДФ [Текст] / Д.А. Ахмедзянов, А.Е. Кишалов // Вестник Воронежского государственного технического университета. - 2011. Т.7. - № 8. -С.152-158.

9. Кишалов, А.Е. Анализ газодинамических параметров камер сгорания авиационных ГТД [Текст] / А.Е. Кишалов, К.В. Маркина // Молодой ученый. - 2016. -№24 (128). - С. 79-84.

Уфимский государственный авиационный технический университет

RESEARCH AND PREDICTION OF THERMAL GAS PARAMETERS FLOW COMBUSTION CHAMBERS OF AVIATION GTE

A.E. Kishalov, Candidate of Technical Sciences, associate Professor, Ufa State Aviation Technical University, Ufa, Russian Federation, mail: kishalov@ufanet.ru

K.V. Markina, assistant, Ufa State Aviation Technical University, Ufa, Russian Federation, e-mail: markina_ks eniya@mail. ru

The article investigates the changes of gas-dynamic parameters at the inlet and outlet of the main combustion chamber and afterburner aircraft gas turbine engines various schemes depending on the year of their development. These parameters allow assess the dimensions of the combustion chambers, the degree of their perfection, to analyze the parameters of the combustion process (the processes of preparing the fuel-air mixture, flame stabilization and combustion processes).

Were analyzed more than 100 aircraft gas turbine engines native and foreign production of various types of schemes and principles of action from 1948 to the present time (turbojet engine, afterburning turbojet engine, afterburning turbofan engine). Compiling them termal-gas model simulation system DVIGw, are defined the missing parameters.

A result of research are defined the main parameters approximate depending on the input and output of the combustion chambers, depending on the engine, the design, which allows to predict parameters for combustion chambers for perspective products.

Such research will allow to specify applicable in serial and pilot production mathematical models of combustion chambers and the engine as a whole, which will accelerate the development cycle of new aircraft of civil and military purposes, reduce the amount of experimental and finishing research, will enhance the operational efficiency of the designed technology

Key words: thermal gas modeling, aviation gas turbine engines, combustion, combustion chamber, main parameters and characteristics

References

1. Akhmedzyanov D.A., Kishalov A.E., Shabelnik J.A., Markina K.V., Polezhaev N.I. Obzor i analiz parametrov potoka v osnovnyh uzlah aviacionnyh dvigatelej [Review and analysis of flow parameters in the main nodes aviation engines] // Youth herald USATU - Ufa: USATU, 2012. No. 4 (5) - pp.25-36.

2. Krivosheev I.A., Akhmedzyanov D.A., Kishalov A.E. Imitacionnoe modelirovanie raboty aviacionnyh GTD s jelementami sistem upravlenija [Imitation modeling of gas turbine engines with controls systems] // Vestnik UGATU. -Ufa: USATU, 2008. No. 2 (29) - pp. 3-11.

3. Kishalov A.E., Klyuchev N.A. Modelirovanie i analiz harakteristik TRDDFsm dlja samoljotov V pokolenija v sisteme DVIGw [Simulation and analysis performance for afterburning turbofan engine airplanes V generation system DVIGw] // Mavlyutovskie readings: Materials of All-Russian Youth Scientific Conference « Mavlyutovskie readings ». - Ufa: USATU, 2016. - pp.199-203.

4. Krivosheev I.A., Kishalov A.E., Kozhinov D.G. The thermo-gas-dynamic modeling of afterburning turbofan engine for high maneuverable aircraft combined with its automatics // 2nd International Conference on Industrial Engineering (ICIE-2016) Procedia Engineering. 2016. - vol. 150. - pp. 126-131.

5. Kishalov A.E., Vlasova E.S. Parametricheskaja identifikacija matematicheskoj modeli GTD v sisteme DVIGwp [Parametric identification of the mathematical model of gas turbine engine system in DVIGwp] // All-Russian NTK «Mavlyutovskie readings». - Ufa: USATU, 2007. T.1. - pp.56-57.

6. Krivosheev I.A., Akhmedzyanov D.A., Kishalov A.E., Rozhkov K.E. Ispol'zovanie metodov identifikacii na razlichnyh jetapah zhiznennogo cikla tehnicheskih sistem [The use of methods of identification at various stages of the life cycle of technical systems] // Proceedings of Irkutsk State Technical University - Irkutsk, 2013. - pp.25-33.

7. Zhernakov V.S., Krivosheev I.A., Akhmedzyanov D.A., Kishalov A.E., Markina K.V., Lipatov V.D. Prognoz osnovnyh harakteristik TRDDFsm dlja perspektivnyh aviacionnyh kompleksov [Prediction the main characteristics of afterburning turbofan engine for promising aircraft systems] // Vestnik UGATU. - Ufa: USATU, 2015. No. 2 (68). -pp.56-62.

8. Akhmedzyanov D.A., Kishalov A.E. Modelirovanie perehodnyh processov, protekajushhih pri otladke avtomatiki pri ispytanijah TRDDF [Modelling of transients occurring when you debug automation at afterburning turbofan engine test] / The Bulletin of VSTU. - Voronezh, 2011. vol.7(8). - pp.152-158.

9. Kishalov A.E., Markina K.V. Analiz gazodinamicheskih parametrov kamer sgoranija aviacionnyh GTD [Analysis of the gas-dynamic parameters GTE combustion chambers] / Young scientist - Chita, 2016. No. 24(128) -pp. 79-84.