Метод и средства доводки системы запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера
ВВЕДЕНИЕ ………………………………………………………………………………………………………. 3
1 АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ИССЛЕДУЕМОГО ВОПРОСА ………………………………. 11
2 МЕТОДИКА СОГЛАСОВАНИЯ РАБОТЫ ВСПОМОГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ
УСТАНОВКИ И ВОЗДУШНОГО ТУРБОСТАРТЕРА ……………………………………… 24
3 МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ РАСКРУТКИ РОТОРА ПРИ ЗАПУСКЕ
ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ………………………………………………………………… 36
3.1 Математическая модель раскрутки ротора …………………………………………………. 36
3.2 Анализ математической модели раскрутки ротора при запуске газотурбинного
двигателя ………………………………………………………………………………………………………… 44
4 АЛГОРИТМ И ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ
ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ………………………………………………. 54
5 ВАЛИДАЦИЯ ЧИСЛЕННЫХ МОДЕЛЕЙ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
И ПОЛУЧЕННЫХ С ИХ ПОМОЩЬЮ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИНЫ
ВОЗДУШНОГО ТУРБОСТАРТЕРА ………………………………………………………………… 74
6 МЕТОД РАСЧЕТНОЙ ДОВОДКИ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО
ДВИГАТЕЛЯ И ЕГО АПРОБАЦИЯ ………………………………………………………………… 98
6.1 Метод расчетной доводки системы запуска ГТД на базе воздушного
турбостартера с учетом режимных ограничений ……………………………………………… 98
6.2 Апробация метода расчетной доводки системы запуска газотурбинного
двигателя ………………………………………………………………………………………………………. 101
6.2.1 Расчетная доводка двухступенчатой турбины ТСВ со штатной ВСУ ……… 102
6.2.2 Расчетная доводка одноступенчатой турбины ТСВ со штатной ВСУ ……… 108
ЗАКЛЮЧЕНИЕ …………………………………………………………………………………………….. 124
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ………………………………………………………………………………. 126
Во введении дана общая характеристика работы, описаны объект и предмет исследова-
ния, сформулированы актуальность выбранной темы, цель и научная новизна исследований,
показана теоретическая и практическая значимость полученных результатов, представлены вы-
носимые на защиту научные положения, а также сведения об апробации работы и публикациях.
В первой главе приводится текущее состояние исследований в области систем запуска
авиационных ГТД. В публикациях уделяется внимание различным аспектам системы запуска.
Часть исследований посвящена проблемам определения характеристик осевого компрессора на
режимах запуска ГТД. В других рассмотрено изменение эффективности сгорания топлива при
переходных процессах в запускаемом двигателе, а также влияние нагрева конструкции двигате-
ля в процессе запуска на потери мощности. Следующая группа исследований была направлена
на разработку закона управления запуском ГТД с помощью ТСВ на основе его дроссельных ха-
рактеристик, но при этом не углублялись в процессы, происходящие в ТСВ. Также можно вы-
делить исследования, посвященные изучению рабочих процессов осевых неохлаждаемых тур-
бин, пусковых приводных турбин, а также оптимизации рабочих процессов лопаточных машин.
Однако в большинстве исследований не было рассмотрено влияние окружающих условий, чис-
ла Маха и высоты полета на характеристики ВСУ, которые определяют условия на входе в воз-
душный турбостартер. Также не были рассмотрены вопросы согласования работы ТСВ с ВСУ
на всех режимах работы вспомогательной силовой установки при контроле таких важных ре-
жимных параметров, как максимальный крутящий момент и время запуска.
Анализ исследований показал, что, несмотря на наличие работ, посвященных различным
аспектам функционирования систем запуска авиационных ГТД на базе ТСВ и их элементов, в
настоящее время нет единого комплекса методик и средств доводки этих систем, позволяющих
проводить согласование работы ВСУ и ТСВ, а также обеспечивать требуемые значения време-
ни запуска ГТД при ограничении величины наибольшего крутящего момента на валу ТСВ.
Цель исследования была сформулирована во введении, а на базе анализа технической
литературы в области разработки систем запуска авиационных ГТД поставлены
задачи исследования.
Во второй главе описана разработанная методика согласования работы вспомогатель-
ной силовой установки и воздушного турбостартера.
Методика согласования работы ВСУ с ТСВ предназначена для обеспечения совместной
работы этих устройств за счёт подбора их регулируемых и нерегулируемых режимных и гео-
метрических параметров, а также определения значений основных параметров воздушного по-
тока на выходе из ВСУ и входе в ТСВ при их совместной работе. Методика составлена на осно-
вании схемы взаимодействия ВСУ и ТСВ с учётом потерь в воздушной магистрали самолёта,
соединяющей эти устройства (рисунки 1 и 2).
В соответствии со схемой на вход ВСУ по-
ступает воздух с давлением H∗ и температурой H∗ .
От ВСУ сжатый воздух отбирается с давлением
∗∗
ВСУ , температурой ВСУ , расходом ВСУ и по маги-
страли самолёта подаётся на вход в ТСВ. При этом в
магистрали уменьшается полное давление потока
воздуха на Δ ∗ вследствие гидравлических потерь,
снижается полная температура на Δ ∗ из-за тепло-
отдачи
и имеют место утечки рабочего тела Δ . ПоэтомуРисунок 1 – Принципиальная схема си-
на вход в ТСВ поступает воздух с давлениемстемы запуска ГТД с помощью ТСВ
∗∗∗∗
ТСВ = ВСУ − р∗ , температурой ТСВ = ВСУ − ∗
и расходом ТСВ = ВСУ − Δ = ВСУ .
Рисунок 2 – Схема взаимодействия ВСУ и ТСВ с учётом потерь в магистралях самолёта
Расход воздуха через турбину ТСВ можно представить следующим образом:
∗
ТСВ гор СА
ТСВ = � гор СА �,(1)
∗
� ТСВ
где – коэффициент для определения расхода рабочего тела;
– коэффициент восстановления полного давления от входа в ТСВ до горла межлопаточ-
ных каналов соплового аппарата (СА) турбины ТСВ;
гор СА – суммарная площадь поперечных сечений межлопаточных каналов СА в области
горла;
гор СА и � гор СА � – приведённая скорость потока и газодинамическая функция ( ) в
горле межлопаточного канала СА.
Приведённое выражение позволяет получить параметр расхода как
∗
ТСВ � ТСВ
G ТСВ =∗= горСА � гор СА �,(2)
ТСВ
который является критериальным параметром, зависящим от степени понижения давления в
∗
ТСВ
ТСВ ТСВ =и приведенной частоты вращения вала турбины ТСВ т ТСВ ⁄�Т∗ТСВ , где
H
т ТСВ – частота вращения вала турбины ТСВ.
Зависимости G ТСВ = ( ТСВ ) при раз-
личных значениях параметра т ТСВ ⁄�Т∗ТСВ яв-
ляются расходными характеристиками ТСВ (ри-
сунок 3) и располагаются по степени понижения
давления ТСВ в диапазоне от 1 до предельного
значения ТСВ пред . В области от критического
значения ТСВ кр до ТСВ пред. параметр
т ТСВ ⁄�Т∗ТСВ слабо влияет на величину G ТСВ , а
при ТСВ < ТСВ кр зависимости G ТСВ =
( ТСВ ) только несколько расслаиваются с из-
менением величины т ТСВ ⁄�Т∗ТСВ .Рисунок 3 – Пример расходных характеристик ТСВ
Выражения G ТСВ и ТСВ можно представить через параметры на выходе из ВСУ с учётом по-
терь Δ ∗ , Δ ∗ , а также коэффициента утечек в магистрали. В этом случае их можно считать
параметрами комплекса «ВСУ – магистраль» и определить, соответственно, как
∗ − ∗
ВСУ � ВСУ
G ВСУ =∗,(3)
ВСУ − р∗
∗
ВСУ − р∗
ВСУ =.(4)
H
ХарактеристикиВСУдовольночастопредставляюткакзависимости
∗
ТВСУ
к∗ ВСУ= �GВСУ пр � и∗= � ВСУ пр � (рисунки 4 и 5) при различных значениях приведённой
ТH
частоты вращения ротора ВСУ ВСУ пр и угла установки входного направляющего аппарата
(ВНА) ВСУ ВНА . Зная величины р∗ , ∗ , , а также условия полёта самолета П и П (т.е. рH ,
ТH , H∗ и H∗ ), можно найти расходные характеристики комплекса «ВСУ – магистраль» в виде
зависимостей G ВСУ = ( ВСУ ) при различных фиксированных значениях ВСУ пр и ВНА .
Равенства G ТСВ = G ВСУ и ТСВ = ВСУ являются условием совместной работы ВСУ и
ТСВ. Совмещая расходные характеристики G ВСУ = ( ВСУ ) и G ТСВ = ( ТСВ ) при фиксиро-
ванных режимах работы ВСУ и ТСВ, по точке их пересечения можно найти параметры сов-
местной работы - величины ВСУ с.р. = ТСВ с.р. и G ВСУ с.р. = G ТСВ с.р. (рисунок 6).
Если характеристики G ВСУ = ( ВСУ ) и G ТСВ = ( ТСВ ) не пересекаются, то ВСУ и
ТСВ не имеют совместного режима работы, и запуск ГТД невозможен.
5.11.80
nВСУпр2
αВНА1
4.61.75nВСУпр2
αВНА1αВНА1αВНА1
4.1αВНА2αВНА2
1.70
αВНА2
3.6αВНА31.65αВНА3αВНА2
αВНА3αВНА3
3.11.60nВСУпр1
nВСУпр1
2.61.55
0.60.811.21.41.61.80.60.811.21.41.61.8
Рисунок 4 – Зависимость к∗ ВСУ от GВСУ прТ∗ВСУ
Рисунок 5 – ЗависимостьТ∗H
от GВСУ пр
Следует отметить, что рабочий диапазон ТСВ обычно располагается в области от ТСВ кр
до ТСВ пред. , в которой параметр т ТСВ ⁄�Т∗ТСВ не влияет на величину G ТСВ . В этой области
расходные характеристики ВСУ и ТСВ пересекаются в одной точке при ВСУ с.р. = ТСВ с.р. и
G ВСУ с.р. = G ТСВ с.р. .
Поэтому без большой погрешности10.7
расчёта для определения точки совместной10.2nВСУпр2 αВНА1Совместная работа Несогласованная
работы ВСУ и ТСВ можно использовать9.7ВСУ и ТСВработа ВСУ и ТСВ
расходную характеристику турбины ТСВαВНА2
9.2
αВНА3
при т ТСВ = 0.8.7
В дальнейшем на режиме совмест-
KG ВСУ
8.2
ной работы ВСУ и ТСВ определяются дав-7.7αВНА1
ления р∗ВСУ с.р. и р∗ТСВ с.р. , температурыαВНА2
7.2
α ВНА2αВНА1
Т∗ВСУ с.р. и ТТСВ с.р., расходы ВСУ с.р. и ТСВ с.р.α ВНА3
αВНА3
6.7
на выходе из ВСУ и входе в ТСВ. Момент-6.2nВСУпр1nВСУпр3
0,5
ная характеристика турбины ТСВ находит-5.7
∗∗
ся на основании значений ТСВс.р. , р ТСВ с.р.
и1 1 234567
ππ
Т∗ВСУ с.р. . Она представляется в виде:Рисунок 6 - Пример совмещения расходных характе-
ристик ВСУ и ТСВ
Мт ТСВ max
Мт ТСВ = − т ТСВ = Мт ТСВ max − nт ТСВ ,(5)
т ТСВ М=0
где = Мт ТСВ max - максимальный крутящий момент на валу турбины ТСВ при частоте враще-
М
ния nт ТСВ = 0; = т ТСВ max ; т ТСВ М=0 – частота вращения вала ТСВ, при которой крутящий
т ТСВ М=0
момент на валу ТСВ равен нулю.
Найденная моментная характеристика турбины ТСВ необходима для построения мате-
матической модели раскрутки ротора ГТД.
В третьей главе приведена разработанная математическая модель раскрутки ротора
двигателя при его запуске. В первом разделе третьей главы описываются уравнения раскрутки
ротора ГТД с учётом особенной запуска двигателя в три этапа (рисунок 7). На первом этапе
раскрутка ротора осуществляется практически полностью за счёт ТСВ. Крутящий момент на
валу ГТД равен Мв ТСВ = Мт ТСВ , где - передаточное отношение в редукторе. В начале второго
этапа запуска двигателя при частоте вращения в = в1 возможен стабильный розжиг топливо-
воздушной смеси в камере сгорания ГТД. После розжига раскрутка ротора ГТД осуществляется
ТСВ и турбиной двигателя, работающей на горячем газе. На третьем этапе после отключения
ТСВ при частоте вращения в = в2 ротор ГТД продолжает раскручиваться только турбиной
ГТД вплоть до частоты вращения малого газа в3 = в МГ. При достижении этой частоты вра-
щения запуск ГТД считается завершённым.
Увеличение частоты вращения ротора происходит вследствие того, что крутящий мо-
мент Мв ТСВ больше момента сопротивления раскрутки вала МСОПР . Этот момент МСОПР равен
крутящему моменту, необходимому для вращения компрессора, привода агрегатов и преодоле-
ния трения в опорах и уплотнениях. МСОПР можно определить по формуле:
в2
МСОПР = МСОПР МГ � � ,(6)
в МГ
где в МГ - частота вращения ротора каскад на режиме малого газа;
МСОПР МГ - момент сопротивления раскрутки вала каскада на режиме малого газа.
Особенность разработанной математической модели раскрутки ротора ГТД заключается в
учете переходных процессов открытия заслонки воздушного стартера, розжига топливо-воздушной
смеси и снижения интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя при достижении
режима малого газа. Уравнения раскрутки ротора ГТД на земле имеют следующий вид.
Для первого этапа:
М′в ТСВ max в2 в
откр + ( Мт ТСВ max − 2 в )�1 − откр � − МСОПР МГ � � = 30.(7)
открв МГ
Для второго этапа:
в2 в2
Мт ТСВ max − 2 в − МСОПР МГ �� � − КМ max � � (1 − 2 ТМ )� +
в МГв МГ
′2
− 1 в1 в
+ МСОПР МГ � � 2 TМ = 30. (8)
1 ПЗв МГ
Для третьего этапа:
в2 в2 − 2′ в
МСОПР МГ �� � (КМ max − 1) 3 ТМ + � � (КМ max − 1) �1 − � (1 − 3 ТМ )� = 30. (9)
в МГв МГ2 ПЗ
Здесь, - момент инерции ротора каскада двигателя;
откр – время открытия воздушной заслонки;
М′в ТСВ - максимальный крутящий момент, создаваемый ТСВ на валу каскада ГТД в
момент полного открытия заслонки, когда = откр ;
- отношение крутящего момента на валу турбины каскада Мв Т и крутящего момента
МСОПР ;
1 ПЗ – интервал времени достижения равенства Мв Т = МСОПР , т.е = 1 (рисунок 7);
2 ПЗ – интервал времени уменьшения от до 1 на третьем этапе запуска ГТД;
- максимальное значение коэффициента (рисунок 8);
′
1′ и в1 - время и частота вращения достижения = 1;
′′′′
1 и в1 - время и частота вращения достижения = ;
2 и в2 - время и частота вращения отключения ТСВ;
′
2′ и в2 - время и частота вращения начала снижения от до 1 на третьем этапе
запуска ГТД;
откр , 2 ТМ , 3 ТМ – коэффициенты открытия воздушной заслонки, отключения ТСВ и
снижения интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя при достижении режима
малого газа.
Аналогичные уравнения составлены и для случая запуска ГТД с режима авторотации.
Рисунок 7 -Этапы запуска ГТДРисунок 8 – Изменение коэффициента
Во втором разделе третьей главы приводятся результаты анализа математической моде-
ли раскрутки ротора при запуске газотурбинного двигателя. Выполнена оценка влияния следу-
ющих переменных:
• времени открытия воздушной заслонки откр ;
• интервала времени 1 ПЗ достижения равенства Мв Т = МСОПР в момент времени 1′ ;
• коэффициента соотношения крутящего момента турбины и момента сопротивления раскрут-
ки вала M = вТ ⁄МСОПР = ( − 1 ), в т.ч. его максимального значения M max ;
• передаточного отношения в редукторе от вала турбины ТСВ к валу ГТД.
Для анализа математической модели раскрутки ротора в качестве образца были взяты
параметры каскада высокого давления ГТД НК-36СТ: откр = 6 секунд; 1 ПЗ = 18 с;
M max = 1,1; = 20 Н ∙ м ∙ с2 ; МСОПР МГ = 5 кН ∙ м.
В результате анализа математической модели раскрутки ротора ГТД получены следую-
щие выводы.
1. Увеличение откр приводит к увеличению времени запуска ГТД запуск . Для НК-36СТ
значение запуск увеличивалось приблизительно на 50% от откр . Увеличение времени откр
можно использовать для обеспечения условия М′в ТСВ max < Мв ТСВ пред .
2. Интервал времени 1 ПЗ достижения равенства Мв Т = МСОПР не следует делать больше не-
которого значения 1 ПЗ пред для каждого конкретного двигателя, так как при 1 ПЗ > 1 ПЗ пред
время запуска ГТД может оказаться довольно большим – более допустимого по ТЗ. Для
НК-36СТ 1 ПЗ не следует задавать более 20 с, так как в этом случае время запуска ГТД оказы-
вается более 1 мин.
3. Существует рациональный диапазон значений коэффициента M max . В области меньше
этого диапазона время запуска оказывается больше установленного ТЗ, а в области больше это-
го диапазона – снижение времени запуска незначительно. В рассматриваемом примере при
M max < 1,02 время запуска становится более 1 мин, а при M max > 1,15 снизить время запус-
ка удается не более чем на 1 – 2 с.
4.Существует оптимальное значение переда-
точного отношения опт , при котором время запуска
ГТД минимально (рисунок 9).
5.Использовать ТСВ необходимо даже в случае,
когда запуск ГТД возможен с частоты авторотации
без использования ТСВ. Это позволяет снизить
время запуска ГТД на 10 – 30%.Рисунок 9 – Влияние i на запуск
В четвертой главе представлен подробный алгоритм расчёта параметров запуска ГТД.
Алгоритм расчёта времени запуска 3 и максимального крутящего момента на валу турбины
ТСВ МТ′ ТСВ max в общем виде представлен на рисунке 10.
На основе разработанного
алгоритма была составлена про-
грамма расчёта параметров за-
пуска ГТД, на которую получено
свидетельство о государственной
регистрации№ 2019663216
(рисунок 11).
В пятой главе дано опи-
сание способа формирования
численных моделей рабочего
процесса турбин воздушных тур-
бостартеров. Приведены резуль-
таты валидации характеристик
пусковых турбин, полученных с
помощью моделей их рабочего
процесса.
Исследованиевлияния
настроекконечно-элементных
моделей и моделей турбулентно-
сти на характеристики турбин
ТСВ было проведено на основе
методики формирования числен-
ных моделей рабочего процесса Рисунок 10 – Алгоритм расчёта основных параметров програм-
неохлаждаемых турбин с аэроди-мы запуска ГТД
намически длинными лопатками.
Были созданы сеточные модели с количеством 2,23 млн. и 9,52 млн. Численное модели-
рование выполнялось с помощью следующих моделей турбулентности: Spalart_Allmaras (SA),
k-epsilon Low Re Yang Shin (ke), Shear Stress Transport (SST) и k-omega (kw).
Рисунок 11 – Интерфейс разработанной программы расчёта параметров запуска ГТД
Сравнение характеристик турбины с использованием различных конечно-элементных
моделей и моделей турбулентности (см. примеры на рисунках 12 и 13) свидетельствует о сов-
падении характеристик между собой. В дальнейшем для проведения расчётной доводки турбин
применялась сеточная модель с 2,23 млн. элементов вместе с моделью турбулентности SA. Это
позволило, как минимум в два раза, сократить время счёта, по сравнению с другими рассмот-
ренными моделями рабочего процесса турбин.
Для верификации численных моделей рабочих процессов турбин воздушного турбостар-
тера были использованы экспериментальные данные для двухступенчатой турбины, предостав-
ленные ПАО «ОДК-Кузнецов». Предельная относительная погрешность экспериментального
определения мощности не превышала 3,0 %, а расхода воздуха – 2,5 %. Для сравнения с экспе-
риментальными данными использовалась численная модель рабочего процесса турбины с уве-
личенным количеством элементов и моделью турбулентности SA.
Как видно из рисунков 14 и 15, рассчитанные мощностные и расходные характеристики
качественно повторяют экспериментальные зависимости. При этом отличие расчётных и экспе-
риментальных данных по мощности не превышает 2,5 %, а по расходу – 2 %. Это свидетель-
ствует об адекватности результатов численного моделирования экспериментальным характери-
стикам и возможности использования полученных рекомендаций для формирования численных
моделей рабочего процесса турбин турбостартеров.
В шестой главе представлен разработанный метод расчётной доводки системы запуска
газотурбинного двигателя. В первом разделе шестой главы приведено описание этого метода с
учётом режимных ограничений. Метод расчётной доводки системы запуска ГТД базируется на
методике согласования работы ВСУ и ТСВ, математической модели раскрутки ротора каскада
двигателя, способе формирования численных моделей рабочего процесса пусковых турбин, ал-
горитме и программном обеспечении для определения моментных характеристик ТСВ и расчё-
та времени запуска ГТД.
Метод расчётной доводки системы запуска ГТД на базе воздушного турбостартера был
разработан с учётом того, что характеристики ВСУ и ТСВ определялись раздельно друг от дру-
га, а согласование характеристик ВСУ и ТСВ осуществлялось по параметру расхода G .
В соответствии с этим методом первоначально на основании исходных данных оценива-
ется возможность совместной работы ТСВ и ВСУ. Если расходные характеристики ВСУ и ТСВ
не пересекаются, то осуществляется корректировка характеристик ВСУ за счёт изменения ВНА
и ВСУ . Возможна также и корректировка характеристик ТСВ за счёт изменения площади
гор СА .
1.20
Название1.20
1.001.00
0.800.80
0.600.60
0.400.40
0.200.20
0.000.00
0.000.200.400.600.801.001.201.400.000.200.400.600.801.001.201.40
CFD норм. кол. эл.CFD ув. кол. эл.CFD ТСВ SACFD ТСВ kwCFD ТСВ SSTCFD ТСВ ke
Рисунок 12 – Зависимость относительной мощностиРисунок 13 – Зависимость относительного КПД
турбины ТСВ отн от относительной частоты враще-турбины ТСВ отн от относительной частоты вра-
ния ротора ТСВ отн с использованием разных се-щения ротора ТСВ отн с использованием различ-
точных моделейных моделей турбулентности
1.201.05
1.001.00
0.800.95
0.600.90
0.400.85
0.200.80
0.000.75
0.200.400.600.801.001.201.40.200.400.600.801.001.201.4
ЭкспериментCFD ТСВЭкспериментCFD ТСВ
Рисунок 14 – Сравнение рассчитанной и экспери-Рисунок 15 – Сравнение рассчитанной и экспери-
ментальной мощностной характеристикментальной расходных характеристик
После этого проводится расчёт параметров ТСВ при совместной работе с ВСУ и опреде-
ляется моментная характеристика турбины ТСВ. На основании моментной характеристики тур-
бины ТСВ находится значение М′т ТСВ max при = откр . Если М′т ТСВ max > Мт ТСВ пред , то в
первую очередь целесообразно увеличить время откр с целью уменьшения крутящего момента
Мт′ ТСВ max , если есть такая возможность. Если возможность увеличения времени откр использо-
вана полностью, то следует уменьшать суммарную площадь поперечных сечений межлопаточ-
ных каналов СА гор СА за счёт уменьшения высоты лопаток соплового аппарата или угла уста-
новки СА гор СА и перепрофилирования его лопаток, добиваясь выполнения условия
Мт′ ТСВ max ≤ Мт ТСВ пред.
Затем определяется время раскрутки ротора до режима малого газа 3 . Если найденное
значение 3 превышает предельную величину 3 пред , то в первую очередь осуществляется по-
пытка снижения значения 3 за счёт корректировки параметров программы запуска: M max ,
1 ПЗ и 2 ПЗ . Если добиться желаемого результата не удаётся, то следует оценить возможность
снижения 3 за счёт увеличения гор СА.
Если и в этом случае решения не находится, то придётся провести анализ исходных дан-
ных с целью их возможной корректировки за счёт увеличения Мт ТСВ пред и 3 пред , или сниже-
ния и МСОПР МГ .
Разработанный метод расчётной доводки системы запуска ГТД на базе воздушного турбо-
стартера можно использовать когда:
1) 3 > 3 пред , а М′т ТСВ max < Мт ТСВ пред (вариант увеличения крутящего момента ТСВ);
2) 3 < 3 пред , а М′т ТСВ max > Мт ТСВ пред (вариант уменьшения крутящего момента ТСВ).
Во втором разделе шестой главы приведены результаты апробации разработанного метода
расчётной доводки системы запуска ГТД при модернизации одного из двигателей ПАО «ОДК-
Кузнецов». Для запуска двигателя были проработаны варианты применения одноступенчатого и
двухступенчатого ТСВ со штатной ВСУ. В качестве режимных ограничений были заданы макси-
мальный крутящий момент на валу ТСВ М′в ТСВ max < Мт ТСВ пред и время запуска ГТД
3 < 60 с.
При использовании двухступенчатого ТСВ совместная работа с ВСУ обеспечивалась не
на всех режимах работы ВСУ. Также максимальный крутящий момент был больше предельного
значения М′в ТСВ max > Мт ТСВ пред. В ходе проведённых поисковых исследований было рассмот-
рено 24 варианта геометрии первого соплового аппарата ТСВ и рассчитаны их характеристики.
Была определена геометрия СА первой ступени, которая удовлетворяла всем требованиям ТЗ.
Модифицированный вариант первого СА двухступенчатого ТСВ по сравнению с исходной гео-
метрией имел угол установки лопаток на 6° меньше первоначального, а высота лопаток была
снижена на 15%.
В случае использования одноступенчатой турбины совместная работа ТСВ с ВСУ обес-
печивалась для всех режимов и всех условий функционирования ВСУ. Крутящий момент
Мт′ ТСВ max был меньше Мт ТСВ пред , однако время запуска 3 оказалось больше предельно допу-
стимого.
Для оценки возможности запуска ГТД использовались следующие параметры: относи-
′
тельный максимальный крутящий момент М� кр max = Мт ТСВ max ; относительное время запуска
Мт ТСВ пред
3
̅3 = �G =
, где 3 ТЗ – предельное время запуска по ТЗ; относительный параметр расхода
3 ТЗ
G
, где G пред. – наименьшее значение из всех максимальных величин G ВСУ max расходных
G пред.
характеристик ВСУ. Для исходной геометрии одноступенчатой турбины ТСВ значения этих
параметров составляли М�G = 0,77.
� кр max = 0,65, ̅3 = 1,13
Модернизация одноступенчатого ТСВ была направлена на повышение параметра расхо-
да турбины ТСВ за счёт изменения СА. Вначале были выполнены параметрические исследова-
ния, в процессе которых изменялся угол установки лопаток СА и осуществлялась подрезка вы-
ходных кромок сопловых лопаток. Ни одно из этих мероприятий не позволило обеспечить тре-
бования ТЗ.
Дальнейшие расчётные исследования изменения конфигурации лопаток СА были про-
должены с помощью метода математической оптимизации. Цель оптимизации проточной части
одноступенчатого ТСВ состояла в насколько возможном сокращении относительного времени
запуска двигателя в области ̅3 < 1 при обеспечении ограничений М� кр < 1 и �G < 1.
Изменение геометрии лопаток СА выполнялось в двух контрольных сечениях: втулоч-
ном и периферийном. Каждое сечение описывалось 14 независимыми переменными. Всего для
описания геометрии лопатки СА ТСВ было использовано 28 переменных. Для проведения оп-
тимизации был разработан алгоритм с использованием программного комплекса Numeca
(AutoBlade, AutoGrid, FineTurbo) и программы-оптимизатора IOSO.
В результате оптимизации был получен1.10
1.05Максимальноезначение
фронт Парето оптимальных решений по двум1.00
Максимальное значение
параметрам ̅3 и М� кр , из которого в качестве0.95
окончательного был принят вариант c мини-0.90
Оптимальный вариант
Выбранный оптимальный вариант
0.85
мальным значением относительного времени0.80Исходный
запуска0.75
вариант
Исходный вариант
� кр = 0,831 и
̅3 = 0,988 при М�G = 0,978 . Та-0.70
0.65
ким образом, поставленная цель оптимизации0.60
проточной части одноступенчатой турбины0.98 1.00 1.02 1.04 1.06 1.08 1.10 1.12 1.14 1.16
ТСВ была достигнута. Параметр расхода KG
�
был увеличен за счёт уменьшения хорды и тол- Рисунок 16 - Фронт Парето «Мкр - ̅3 » односту-
щины лопатки.пенчатого ТСВ
В процессе модернизации рассмотренных ТСВ крутящий момент и мощность односту-
пенчатого ТСВ повышались, а двухступенчатого – снижались. При этом масса модернизиро-
ванных ТСВ изменялась незначительно относительно исходных вариантов. Масса одноступен-
чатого ТСВ оказалась, естественно, меньше массы двухступенчатого ТСВ. В связи с этим, ис-
пользование модернизированного варианта одноступенчатого ТСВ было признано наиболее
предпочтительным.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Решена научная задача повышения эффективности системы запуска авиационного га-
зотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера за счёт разработки метода расчётной
доводки системы запуска с использованием численных моделей рабочего процесса пусковых
турбин.
1. Составлена методика согласования работы вспомогательной силовой установки и воз-
душного турбостартера, отличающаяся способом представления расходных характеристик ВСУ
и ТСВ, и позволяющая определить на этом режиме значения их основных режимных и термо-
динамических параметров.
2. Разработана математическая модель раскрутки ротора ГТД, отличающаяся от извест-
ных учетом переходных процессов открытия заслонки воздушного стартера, розжига топливо-
воздушной смеси и снижением интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя
при достижении режима малого газа.
3. На базе математической модели раскрутки ротора газотурбинного двигателя разрабо-
тан алгоритм расчёта основных параметров запуска ГТД, позволяющий определять время за-
пуска двигателя и максимальный крутящий момент на валу ТСВ. На основе разработанного ал-
горитма создано программное обеспечение.
4. Проведена валидация численных моделей рабочего процесса и полученных с их по-
мощью характеристик турбин воздушных турбостартеров. Установлено, что отличие расчетных
и экспериментальных данных по расходу не превышает 2,0%, а по мощности – 2,5%.
5. Впервые установлена зависимость длительности запуска ГТД от параметров модели
раскрутки ротора ГТД (времени открытия воздушной заслонки откр , интервала времени 1 ПЗ
достижения равенства крутящего момента турбины ГТД и момента сопротивления раскрутки
вала, максимального значения коэффициента соотношения крутящего момента на валу турбины
и момента сопротивления раскрутки вала M max , передаточного отношения в редукторе i).
6. Разработан метод расчетной доводки системы запуска ГТД с учетом ограничений ре-
жимного и геометрического характера. Предложенный метод возможно использовать как для
параметрических исследований, так и для оптимизации геометрии проточной части турбин ТСВ
с целью обеспечения требований по величинам времени запуска 3 и максимального крутящего
момента на валу турбины ТСВ М′т ТСВ max .
7. Апробация разработанного метода позволила осуществить доводку ТСВ на базе одно-
ступенчатой и двухступенчатой пусковых турбин под требования к модернизируемой системе
запуска ГТД. При этом время запуска ГТД в случае одноступенчатого ТСВ удалось сократить
на 14% (оно стало на 1,2% меньше предельно допустимого), обеспечив стабильную совместную
работу ВСУ с ТСВ и не нарушив требования по уровню максимального крутящего момента на
валу пусковой турбины. В случае двухступенчатого ТСВ время запуска ГТД было увеличено на
4,0% по сравнению с первоначальным значением и стало на 4,0% меньше предельно-
допустимой величины.
Результаты диссертационной работы использованы при расчетной доводке воздушных
турбостартеров модернизированного двигателя ПАО «ОДК-Кузнецов», а также внедрены в
учебный процесс института двигателей и энергетических установок Самарского национального
исследовательского университета имени академика С.П. Королева.
Дальнейшее проведение исследований связано с усовершенствованием математиче-
ской модели раскрутки ротора ГТД, в частности, за счет учета в процессе запуска газодинами-
ческой устойчивости компрессора, а также с решением задач оптимизации пусковых турбин в
многодисциплинарной постановке.
Актуальность темы исследования. Запуск авиационного газотурбинного
двигателя (ГТД) является важным режимом, который во многом определяет
безопасность, эффективность эксплуатации и надежность двигателя и летательного
аппарата в целом. Запуск авиационного ГТД представляет собой раскрутку ротора
двигателя от неподвижного состояния в наземных условиях или от режима
авторотации в полете до режима малого газа.
Для запуска ГТД применяется комплекс, включающий в себя пусковую
систему и систему запуска камеры сгорания, взаимодействующий с топливной
системой, системой автоматического управления (САУ) и системой
энергоснабжения двигателя.
На подавляющем большинстве отечественных и зарубежных пассажирских и
транспортных самолетах для запуска двигателей применяется воздушная система
на базе турбинных пусковых устройств (воздушных турбин). Для ее
функционирования используется сжатый воздух, отбираемый либо от
вспомогательной силовой установки (ВСУ) самолета, либо от ранее запущенного
двигателя, либо от аэродромной установки воздушного запуска. В состав
турбинного пускового устройства входят турбостартер воздушный (ТСВ), а также
регулирующая и отсечная заслонки.
К турбинным пусковым устройствам предъявляются следующие основные
требования:
– обеспечение возможности совместной работы ВСУ и ТСВ во всем
диапазоне условий их эксплуатации;
– обеспечение раскрутки ротора ГТД до частоты вращения малого газа за
определенный небольшой период времени;
– выполнение конструкции в виде одного или двух отдельных агрегатов,
допускающих быструю замену в процессе технического обслуживания;
– обеспечение безопасной эксплуатации, ограничение максимального
крутящего момента на выходном валу турбины ТСВ и ее максимальной частоты
вращения;
– наличие аварийной системы отключения при возникновении нештатных
условий и параметров работы;
– обеспечение минимальных массы и габаритов;
– низкая стоимость изготовления и технического обслуживания.
Приведенные выше требования необходимо учитывать при создании,
модернизации и доводке современных конкурентноспособных турбинных
пусковых устройств.
Таким образом, при модернизации и доводке турбинных пусковых устройств
необходимо предусмотреть взаимное влияние разнообразных факторов на
совместную работу ВСУ и ТСВ, ограничения на максимальные величины
крутящего момента и частоты вращения вала ТСВ, а также на время раскрутки
ротора ГТД до частоты вращения режима малого газа.
Поскольку в процессе доводки авиационного ГТД создаются различные
модификации двигателя, то для каждого варианта двигателя приходится находить
свое время запуска 3 . Причем определение времени 3 необходимо выполнять на
всех режимах работы ВСУ при различной высоте полета, температуре окружающей
среды, углах установки входного направляющего аппарата ВСУ. При
экспериментальной доводке это очень трудоемкий процесс, который требует
использования специальных высотных установок. Снизить трудоемкость
указанного процесса могут позволить технологии расчетной доводки. Исходя из
вышесказанного, актуальной является задача разработки метода расчетной доводки
системы запуска авиационного ГТД на базе воздушного турбостартера,
позволяющего обеспечивать необходимые значения параметров системы запуска
за приемлемое время и без больших материальных затрат.
Степень разработанности темы. Проведенный анализ литературы показал,
что в настоящее время выполнено довольно большое количество исследований, так
или иначе связанных с определением параметров системы запуска авиационного
ГТД на базе воздушного турбостартера. Следует отметить работы коллективов
фирм и университетов ПАО «ОДК-САТУРН», ПАО «ОДК-КУЗНЕЦОВ», ЦИАМ
им. П.И. Баранова, АО «ОДК-АВИАДВИГАТЕЛЬ», АО «ОДК-СТАР», РГАТУ,
УГАТУ, Самарского университета, Пхоханского университета науки и технологии
(Республика Корея), Нанкинского университета аэронавтики и астронавтики
(Китай) и других. Проблемам определения характеристик осевого компрессора в
области запуска ГТД посвящены труды авторов Червонюк В.В., Мухаммедова
Н.А., Гайдай М.С., Добродеева Н.А. и других. Существенный вклад в изучение
рабочих процессов пусковых приводных турбин внесли Быков Н.Н., Емин О.Н.,
Митрохин В.Т., Шерстюк А.М., Зарянкин А.Е., Наталевич А.С., Тихонов Н.Т.,
Матвеев В.Н. и другие. Задачами запуска ГТД занимались Иноземцев А.А.,
Сандрацкий В.И., Кривошеев И.А. и другие. В последние годы проблеме
оптимизации рабочих процессов лопаточных машин уделяли большое внимание
Егоров И.Н., Федечкин К.С., Попов Г.М., Чарльз Хирш и другие.
Тем не менее, анализ отечественных и зарубежных исследований показал,
что, несмотря на наличие работ, посвященных определению параметров системы
запуска авиационного ГТД, немного исследований посвящено системам запуска
при использовании воздушного стартера. В настоящее время отсутствует
однозначная методика согласования работы ВСУ и ТСВ, также как и работы по
доводке систем запуска газотурбинных двигателей на базе воздушных
турбостартеров. Основная причина этого заключается в том, что системой запуска
ГТД занимаются по остаточному принципу, в результате чего
применяемые сегодня на ГТД турбостартеры далеки от совершенства: обладают
недостаточной надежностью, эффективностью, мощностью и повышенной массой.
Цель работы: Повышение эффективности системы запуска авиационного
газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера за счет разработки
метода и средств расчетной доводки системы запуска с использованием численных
моделей рабочего процесса пусковых турбин.
Задачи работы:
1 Создать методику согласования работы вспомогательной силовой
установки и воздушного турбостартера.
2 Разработать и проанализировать математическую модель раскрутки
ротора газотурбинного двигателя и создать программное обеспечение расчета
основных параметров запуска ГТД.
3 Разработать численные модели рабочего процесса турбин воздушных
турбостартеров, позволяющих определять характеристики пусковых турбин,
и провести их валидацию.
4 Создать метод расчетной доводки системы запуска ГТД.
5 Апробировать разработанный метод расчетной доводки системы
запуска ГТД на примере воздушных турбостартеров ГТД семейства НК.
Объект и предмет исследования. Объект исследования – процессы
в системе запуска ГТД. Предмет исследования – система запуска авиационного
газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера.
Научная новизна:
1 Разработана методика согласования работы вспомогательной силовой
установки и воздушного турбостартера, отличающаяся видом представления
расходных характеристик ВСУ с магистралью и ТСВ. Расходная характеристика
ТСВ применяется в виде зависимости параметра расхода от степени понижения
давления турбины при неподвижном роторе. Расходная характеристика ВСУ с
воздушной магистралью представляет собой зависимость параметра расхода,
вычисляемого по значениям расхода, полного давления и полной температуры на
выходе из магистрали, от отношения полного давления на выходе из воздушной
магистрали к атмосферному давлению.
Методика позволяет оценивать возможность совместной работы ВСУ и ТСВ.
В случае отрицательной оценки предлагаются пути обеспечения совместной
работы ВСУ и ТСВ, а в случае положительной – находятся значения параметров
воздушного потока в системе запуска.
2 Разработана математическая модель раскрутки ротора ГТД,
отличающаяся от известных учетом переходных процессов открытия заслонки
воздушного стартера, розжига топливо-воздушной смеси и снижением
интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя при достижении
режима малого газа.
3 Составлен алгоритм расчета основных параметров запуска ГТД,
отличающийся применением разработанной математической модели раскрутки
ротора, и позволяющий определять время запуска двигателя и максимальный
крутящий момент на валу пусковой турбины.
4 Впервые установлена зависимость длительности запуска от параметров
модели раскрутки ротора ГТД, а именно:
– времени открытия воздушной заслонки ТСВ;
– интервала времени достижения равенства крутящих моментов на валу
турбины и компрессора двигателя после розжига камеры сгорания;
– максимального значения коэффициента соотношения крутящего момента
на валу турбины и компрессора двигателя;
– передаточного отношения редуктора между валом турбокомпрессора и
валом турбины ТСВ.
5 Разработан метод расчетной доводки системы запуска ГТД,
отличающийся методикой согласования работы ВСУ и ТСВ, математической
моделью раскрутки ротора и алгоритмом определения основных параметров
системы запуска ГТД.
Теоретическая и практическая значимость работы. Теоретическая
значимость результатов работы заключается в развитии методов моделирования
процессов системы запуска авиационных ГТД на базе воздушных турбостартеров,
в частности, процесса раскрутки ротора двигателя и рабочего процесса пусковых
турбин.
Применение созданного метода на практике дает возможность определять
параметры рабочего процесса воздушных стартеров при совместной работе с
существующими и перспективными вспомогательными силовыми установками.
Разработанный метод позволяет осуществлять расчетную доводку с учетом
режимных ограничений за небольшое время при наличии проблем обеспечения
показателей системы запуска авиационного ГТД, установленных техническим
заданием (ТЗ).
На программное обеспечение, разработанное для определения параметров
совместной работы ВСУ с ТСВ с целью нахождения моментной характеристики
турбины ТСВ и времени запуска ГТД, получено свидетельство о государственной
регистрации программы для ЭВМ № 2019663216.
Результаты работы были использованы при комплексной модернизации
системы запуска одного из газотурбинных двигателей ПАО «ОДК-Кузнецов». Для
запуска двигателя было проработано применение одноступенчатого и
двухступенчатого ТСВ со штатной ВСУ. Созданный метод расчетной доводки
системы запуска ГТД на базе воздушного турбостартера был внедрен в учебный
процесс на кафедре теории двигателей летательных аппаратов имени
В.П. Лукачева Самарского национального исследовательского университета имени
академика С.П. Королева.
Методы исследования. Для решения поставленных задач использованы
методы теории турбомашин, математического моделирования и вычислительной
математики. Численное моделирование рабочего процесса пусковых турбин
выполнялось в программном комплексе вычислительной газовой динамики c
использованием осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса в
пространственной постановке. Процесс оптимизации осуществлялся с помощью
программного комплекса IOSO, основанного на технологии Indirect Optimization on
the base of Self-Organization (непрямая оптимизация на основе самоорганизации).
Положения, выносимые на защиту:
1 Методика согласования работы вспомогательной силовой установки и
воздушного турбостартера.
Решена научная задача повышения эффективности системы запуска
авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера за счёт
разработки метода расчётной доводки системы запуска с использованием
численных моделей рабочего процесса пусковых турбин.
1 Составлена методика согласования работы вспомогательной силовой
установки и воздушного турбостартера, отличающаяся способом представления
расходных характеристик ВСУ и ТСВ, и позволяющая определить на этом режиме
значения их основных режимных и термодинамических параметров.
2 Разработана математическая модель раскрутки ротора ГТД, отличающаяся
от известных учетом переходных процессов открытия заслонки воздушного
стартера, розжига топливо-воздушной смеси и снижением интенсивности роста
крутящего момента турбины двигателя при достижении режима малого газа.
3 На базе математической модели раскрутки ротора газотурбинного
двигателя разработан алгоритм расчёта основных параметров запуска ГТД,
позволяющий определять время запуска двигателя и максимальный крутящий
момент на валу ТСВ. На основе разработанного алгоритма создано программное
обеспечение.
4 Проведена валидация численных моделей рабочего процесса и полученных
с их помощью характеристик турбин воздушных турбостартеров. Установлено, что
отличие расчетных и экспериментальных данных по расходу не превышает 2,0%, а
по мощности – 2,5%.
5 Впервые установлена зависимость длительности запуска ГТД от
параметров модели раскрутки ротора ГТД (времени открытия воздушной заслонки
откр , интервала времени 1 ПЗ достижения равенства крутящего момента турбины
ГТД и момента сопротивления раскрутки вала, максимального значения
коэффициента соотношения крутящего момента на валу турбины и момента
сопротивления раскрутки вала M max , передаточного отношения в редукторе i).
6 Разработан метод расчетной доводки системы запуска ГТД с учетом
ограничений режимного и геометрического характера. Предложенный метод
возможно использовать как для параметрических исследований, так и для
оптимизации геометрии проточной части турбин ТСВ с целью обеспечения
требований по величинам времени запуска 3 и максимального крутящего момента
на валу турбины ТСВ М′т ТСВ max
7 Апробация разработанного метода позволила осуществить доводку ТСВ на
базе одноступенчатой и двухступенчатой пусковых турбин под требования к
модернизируемой системе запуска ГТД. При этом время запуска ГТД в случае
одноступенчатого ТСВ удалось сократить на 14% (оно стало на 1,2% меньше
предельно допустимого), обеспечив стабильную совместную работу ВСУ с ТСВ и
не нарушив требования по уровню максимального крутящего момента на валу
пусковой турбины. В случае двухступенчатого ТСВ время запуска ГТД было
увеличено на 4,0% по сравнению с первоначальным значением и стало на 4,0%
меньше предельно-допустимой величины.
Результаты диссертационной работы использованы при расчетной доводке
воздушных турбостартеров модернизированного двигателя
ПАО «ОДК-Кузнецов», а также внедрены в учебный процесс института двигателей
и энергетических установок Самарского национального исследовательского
университета имени академика С.П. Королева.
Дальнейшее проведение исследований связано с усовершенствованием
математической модели раскрутки ротора ГТД, в частности, за счет учета в
процессе запуска газодинамической устойчивости компрессора, а также с
решением задач оптимизации пусковых турбин в многодисциплинарной
постановке.
1ОСТ 1 01023-81Системызапускаавиационныхгазотурбинных
двигателей. – Введ. 1983-01-01. – М.: Стандартинформ. 1981. – 17 с.
2Иноземцев А.А. Газотурбинные двигатели. Основы конструирования
авиационных двигателей и энергетических установок / А.А. Иноземцев,
М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. – М.: Машиностроение, 2008. – Т. 3. – 227 с.
3Кац Б.М. Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей /
Б.М. Кац, Э.С. Жаров, В.К. Винокуров. – М.: Машиностроение, 1976. – 220 с.
4Zoccoli Michael J. Development of the Next Generation Gas Turbine Based
Jet Air Start Unit for the US Navy / M.J. Zoccoli, W.H. Cheeseman // Proceedings of the
ASME 1998 International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. –
Stockholm: Sweden. – 1998. – 13 p. DOI 10.1115/98-GT-084.
5Von Flue R.J. Pneumatic starting systems // Proceedings of the ASME 1967
Gas Turbine Conference and Products Show. -Houston: USA. – 1967. – 7 p.
DOI 10.1115/67-GT-15.
6Авиационные правила. Часть 33. Нормы летной годности двигателей
воздушных судов. – М.: МАК. -2012. – 95 с.
7Червонюк В.В. Источники неопределенности при проектировании
пусковых устройств авиационных газотурбинных двигателей / В.В. Червонюк,
М.Ю. Рыженко, Н.А. Мухаммедов // Вестник УГАТУ – 2018. – Т. 19, № 2 (68). –
С. 93-99.
8ЧечулинА.Ю.,КривошеевИ.А.Методикаучетамощности,
затрачиваемой на вращение ротора авиационного двигателя, в нелинейной
динамической модели запуска авиационного газотурбинного двигателя // Bестник
ПНИПУ. Аэрокосмическая техника, 2017. №2 (49).
9МухаммедовН.А.Моделированиезапускаавиационного
газотурбинного двигателя / Н.А. Мухаммедов, В.В. Червонюк // Вестник УГАТУ. –
2016. – №1 (71).
10Пат. 2 626 181 РФ, МПК F02C 9/26. Способ управления расходом
топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя / В.В. Червонюк
(РФ), Н.А. Мухаммедов (РФ). – № 2 016 105 661 / 17, заявл. 05.07.05; опубл.
24.07.2017, Бюл. № 21. – 5 c.
11Selection of Parameters for 3D Finite-volume Mesh for CFD Simulation of
Axial Turbines / G. Popov, V. Matveev, O. Baturin, J. Novikova, D. Kolmakova,
A. Volkov // MATEC Web of Conferences. – 2018. – V. 220. – Article number 07001. –
6 p. DOI 10.1051/matecconf/201822007001.
12Marchukov E.Y. Gas Dynamic Modernization of Axial Uncooled Turbine
by Means of CFD and Optimization Software / E.Y. Marchukov, I.N. Egorov // IOP
Conference Series: Materials Science and Engineering. – 2018. – V. 302, № 1. – Article
number 012027. – 8 p. DOI 10.1088/1757-899X/302/1/012027.
13Marchukov E.Y. Multidisciplinary optimization of the working process of
uncooled axial turbine according to efficiency and strength criteria / E.Y. Marchukov,
I. Egorov, G. Popov, A. Salnikov, E. Goriachkin, D. Kolmakova // Proceedings of the
ASME Turbo Expo 2017. – 2017. – Article number GT2017-64843. – 13 p.
DOI 10.1115/GT2017-64843.
14Salnikov A. Multidisciplinary design optimization of a bladed disc for small-
size gas-turbine engines / A. Salnikov, M. Danilov // Proceedings of the ASME Turbo
Expo2019. –2019. -ArticlenumberGT2019-90974. –9p.
DOI: 10.1115/GT2019-90974.
15Ferrand A. High Fidelity Modeling of the Acceleration of a Turboshaft
Engine During a Restart / A. Ferrand, M. Bellenoue, Y. Bertin, R. Cirligeanu, P. Marconi,
F. Mercier-Calvairac // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2018: Turbomachinery
Technical Conference and Exposition. – 2018. – Article number GT2018-76654. – 11 p.
DOI 10.1115/GT2018-76654.
16Tian T. Turbo Engine Starting Control Law Design and Process Simulation
/ T. Tian, C. Yu-chun, M. Xin-yue, Z. Chao // Proceedings of the 2018 9th International
Conference on Mechanical and Aerospace Engineering (ICMAE). -2018. – p. 546-551.
DOI 10.1109/ICMAE.2018.8467712.
17JaeHyeon P. Design of an Air-Starter Turbine and Starting Performance
Prediction Through the Numerical Analysis / P. JaeHyeon, P. Sooyoung, B JeHyun //
Proceedings of the ASME Turbo Expo 2015: Turbine Technical Conference and
Exposition. –2015. -ArticlenumberGT2015-43062. –8p.
DOI 10.1115/GT2015-43062.
18Быков Н.Н. Выбор параметров и расчет маломощных турбин для
привода агрегатов / Н.Н. Быков, О.Н. Емин – М.: Машиностроение. – 1972. – 228 с.
19Зарянкин А.Е. Радиально-осевые турбины малой мощности /
А.Е. Зарянкин, А.М. Шерстюк. – М.: Машгиз. – 1963. – 248 с.
20Емин О.Н. Воздушные и газовые турбины с одиночными соплами /
О.Н. Емин, С.П. Зарицкий. – М.: Машиностроение. – 1975. – 216 с.
21Шерстюк А.Н. Радиально-осевые турбины малой мощности /
А.Н. Шерстюк, А.Е. Зарянкин. – М.: Машиностроение. – 1976. – 208 с.
22Митрохин В.Т. Выбор параметров и расчет центростремительной
турбины на стационарных и переходных режимах. – М.: Машиностроение. – 1974. –
226 с.
23Наталевич А.С. Воздушные микротурбины. – М.: Машиностроение. –
1979. – 192 с.
24Матвеев В.Н. Влияние фактора масштабности на КПД осевых и
центростремительных воздушных микротурбин / В.Н. Матвеев, Н.Ф. Мусаткин //
Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей. – КуАИ. –
1989. – С. 54-59.
25Матвеев В.Н. Экспериментальное определение влияния фактора
масштабностинаКПДмикротурбин/В.Н. Матвеев,Н.Ф. Мусаткин,
Н.Т. Тихонов // Изв. вузов. Авиационная техника. – 1977. – № 2. – С. 65-69.
26Информационный бюлетень №26. Пермские авиационные двигатели.
Август 2012 г. Режим доступа: http://www.pmz.ru/pr/other/aviadv/IB_26A (дата
обращения: 17.05.2021).
27Зубанов В.М. Метод согласования совместной работы воздушного
стартера и вспомогательной силовой установки / Г.М. Попов, В.М. Зубанов,
В.Н. Матвеев, О.В. Батурин, А.И. Корнеева // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая
техника. – 2020. – № 63. – С. 5-13.
28Тихонов Н.Т. Теория лопаточных машин авиационных газотурбинных
двигателей / Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткин, В.Н. Матвеев// Самар. гос. аэрокосм.
ун-т, Самара, 2001. – 155 с.
29Зубанов В.М. Доводка воздушного турбостартера авиационного
газотурбинного двигателя с учетом его совместной работы со вспомогательной
силовой установкой / В.М. Зубанов, В.Н. Матвеев, Г.М. Попов, Ю.Д. Новикова //
Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии им.
П.А. Соловьева. – 2020. – №4(51). – С. 27-32.
30ЗубановВ.М.Методсогласованиясовместнойработы
вспомогательной силовой установки и турбостартера и определения времени
запуска газотурбинного двигателя / Попов Г.М., Батурин О.В., Новикова Ю.Д.,
Зубанов В.М., Волков А.А., Корнеева А.И. // Вестник Самарского университета.
Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. – 2020. – Т. 19. – №3. –
C. 39-50.
31Александров В.Л. Воздушные винты [Текст] / В.Л. Александров //
М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1951. – 447 с.
32Munson B.R. Fundamentals of Fluid Mechanics / B.R. Munson,
D.F. Young, T.H. Okiishi. – New York: John Wiley & Sons, Inc., 1998. – 796 p.
33Sexton W. A method to control turbofan engine starting by varying
compressor surge valve bleed. Master of Science Thesis. – Blacksburg Virginia. – 2001. –
112 p.
34Gaudet, S.R. Development of a dynamic modeling and control system design
methodology for gas turbines [Текст] / S.R. Gaudet // Carleton University, Ottawa,
Ontario, Canada, 2007. – 312 p.
35ПАО «ОДК-Кузнецов»: [сайт]. – URL: http://www.kuznetsov-motors.ru/
(дата обращения: 28.09.18).
36Перепрофилированиетрехступенчатогоосевогокомпрессорас
помощью методов математической оптимизации / Батурин О.В., Попов Г.М.,
Горячкин Е.С. и др. // Труды МАИ. — 2015. — № № 82. — С. 1-33.
37Рихтер Д. CLR via C#. Программирование на платформе Microsoft.NET
Framework 4.5 на языке C#. – М.: Питер. -2016. – 896 c.
38Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ
№ 2019663216.Программаопределениявременизапускатурбомашины
Turbomachine Start Time Calculation / В.М. Зубанов, Г.М. Попов, Е.С. Горячкин и
др. Заявка № 2019661995. Дата поступления 30 сентября 2019 г. Зарегистрировано
в Реестре программ для ЭВМ 11 октября 2019 г.
39Гарбарук А.В. Течение вязкой жидкости и модели турбулентности:
методы расчета турбулентных течений: кон. лекций. – СПб.: изд. СПбГПУ, 2010. –
127 с.
40Попов Г.М. Методы формирования численных моделей рабочего
процесса осевых неохлаждаемых авиационных турбин: дис. канд. техн. наук:
05.07.05 / Попов Григорий Михайлович. – Самара, 2018. – 176 с.
41Никущенко Д.В. Исследование течений вязкой незжимаемой жидкости
на основе расчетного комплекса FLUENT: учеб. пособие. – СПб.: Изд. СПбГМТУ. –
2004. – 94 с.
42NumecaFineTurbo,Режимдоступа:
https://www.numeca.com/product/fineturbo (дата обращения 28.09.18).
43Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ
№ 2013617453. Программное средство создания и модификации компьютерных
моделей лопаток турбомашин Profiler / Шаблий Л.С. Заявка № 2013614900. Дата
поступления 17 июня 2013 г. Зарегистрировано в Реестре программ для ЭВМ
14 августа 2013 г.
44Popov G. Selection of Parameters for Blade-To-blade Finite-volume Mesh
for CFD Simulation of Axial Turbines / G. Popov, V. Matveev, O. Baturin etc. // MATEC
Web of Conferences. — 2018. — Vol. 220. – 8p.
45Popov G. Selection of Parameters for 3D Finite-volume Mesh for CFD
Simulation of Axial Turbines / G. Popov, V. Matveev, O. Baturin etc. // MATEC Web of
Conferences. — 2018. — Vol. 220. – 6 p.
46Matveev V. The Best Settings of Numerical Models of Axial Gas Turbines
for Obtaining Reliable Results and Optimization / V. Matveev, A. Volkov, V. Zubanov,
Y. Novikova and D. Dmitriev // XXI International Conference Complex Systems: Control
and Modeling Problems (CSCMP). – 2019. – pp. 529-534.
47Marchukov E. Numerical Modeling of the Axial Turbine Work-flow to
Improve Its Efficiency [Текст]/ E. Marchukov, I. Egorov, E. Goriachkin, V. Zubanov and
A. Volkov// XXI International Conference Complex Systems: Control and Modeling
Problems (CSCMP). – 2019. – pp. 509-513.
48Овсянников Б. В. Теория и расчет турбомашин: учебное пособие для
студентов высш. учеб. заведений РФ, обучающихся по специальности 160302
“Ракетные двигатели” направления подгот. дипломир. специалистов 160300
“Двигатели летательных аппаратов” / Б. В. Овсянников, М. В. Краев, В. В.
Черваков. – Электрон. текстовые дан. – Красноярск: СибГАУ; Москва: МАИ. –
2012. – 224 с.
49Dixon S.L. Fluid Mechanics and Thermodynamics of Turbomachinery. –
C. Hall 7th Edition. — Butterworth-Heinemann, Elsevier. – 2014. – 537 p.
50Lewis R. I. Turbomachinery performance analysis. – Elsevier Science &
Technology Books Pub. – 1996. – 329 p.
51Popov G. Optimization of an air turbo starter considering its joint work with
an auxiliary power unit / G. Popov, V. Zubanov, O. Baturin, D. Kolmakova, Y. Novikova,
A. Volkov // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2020. – 2020. – V. 2C-2020. – paper
№ V02CT35A050.
52Popov G. Optimization of a single-stage air starter turbine / G. Popov,
O. Baturin, V. Zubanov, D. Kolmakova, A. Korneeva, A. Volkov // Proceedings of the
10th International Conference on Simulation and Modeling Methodologies, Technologies
and Applications (SIMULTECH 2020). – 2020. – pp. 155-162.
53Popov G.M. The method of matching the joint work of the auxiliary power
unit and turbostarter and determining the start time of the gas turbine engine /
G.M. Popov, O.V. Baturin, V.M. Zubanov, Y.D. Novikova, A.I. Korneeva, I.N. Egorov //
Proceedings of the AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum. – 2020. – pp. 1-10.
54Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и
энергетическихустановок:Учебникдлястудентоввузов,обучающихся
по специальности “Авиационные двигатели и энергетические установки”
направления подготовки дипломированных специалистов “Двигатели летательных
аппаратов” / В. В. Кулагин, С. К. Бочкарев, И. М. Горюнов [и др.]; Под редакцией
В.В. Кулагина. – Москва: Научно-техническое издательство “Машиностроение”,
2005. – 464 с. – ISBN 5217032030.
55Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ
№ 2019612388.Программаавтоматизированнойобработкирезультатов
численного моделирования и оценки колебаний параметров Estimation of Integral
Parameters and Non-uniformity / Зубанов В.М., Попов Г.М., Батурин О.В. и др.
Заявка № 2018664454. Дата поступления 14 декабря 2018 г. Зарегистрировано в
Реестре программ для ЭВМ 19 февраля 2019 г.
56Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ
№ 2019612699.Программаавтоматизированнойобработкирезультатов
численного моделирования турбомашин CFPost Radial / Горячкин Е.С., Попов Г.М.,
Батурин О.В. и др. Заявка № 2018665025. Дата поступления 24 декабря 2018 г.
Зарегистрировано в Реестре программ для ЭВМ 26 февраля 2019 г.
57ГОСТ 4401-81 Атмосфера стандартная. Параметры [Текст]. –Введ.
1982-01-07. – М.: Стандартинформ, 1981. – 180 с.
58IOSO Optimization Technology. Точка доступа: http://www.iosotech.com.
59Marchukov E. Optimization of a three spool axial compressor to increase the
efficiency of a gas turbine engine / E. Marchukov, I. Egorov, G. Popov, O. Baturin,
E. Goriachkin, Y. Novikova // IOP Conference Series: Materials Science and
Engineering. –2019. -V. 604,№ 1. -Articlenumber012048. –12p.
DOI 10.1088/1757-899X/604/1/012048.
60Marchukov E. Optimization of geometry blade for modern high pressure
compressor / E. Marchukov, I. Egorov, G. Kretinin, B. Karonic, K. Fedechkin // IOP
Conference Series: Materials Science and Engineering. – 2019. – V. 604, № 1. – Article
number 012049. – 8 p. DOI 0.1088/1757-899X/604/1/012049.
61Buyukli T. High-loaded compressor blisk-type impeller multidisciplinary
optimization / T. Buyukli, A. Salnikov, Y. Fedorchenko // Proceedings of the ASME
TurboExpo2017. –2017. –Charlotte:UnitedStates. –12p.
DOI: 10.1115/GT2017-64116.
62NumecaAutoBlade,Режимдоступа:
https://www.numeca.com/product/finedesign3d (дата обращения 28.09.18).
63Zubanov V.M. Optimization of an air turbostarter of a launch system for gas
turbine engine / V.M. Zubanov, G.M. Popov, A.A. Volkov, I. Egorov, E. Marchukov //
Proceedings of the AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum. – 2020. – pp. 1-9.
64Kuzmenko M.L. Optimization of the gas turbine engine parts using methods
ofnumericalsimulation/M.L.Kuzmenko,Yu.N. Shmotin,I.N. Egorov,
K.S. Fedechkin // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2007. – 2017. – Montreal:
Canada. – Article number GT2007-28205. – pp. 425-431. DOI 10.1115/GT2007-28205.
65Zubanov V. Method for determining the applicability of an air turbine for
operation in a gas turbine engine launch system / V. Zubanov, G. Popov, I. Egorov, E.
Marchukov, Y. Novikova // Proceedings of the 10th International Conference on
Simulation and Modeling Methodologies, Technologies and Applications (SIMULTECH
2020). – 2020. – pp. 147-154.
66Popov G. Improving the start-up parameters of a gas turbine engine by
adaptation the air turbine starter / G. Popov, V. Matveev, V. Zubanov, Y. Novikova, D.
Kolmakova, A. Korneeva // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering.
– 2020. – V. 904(1). – paper № 12006.
67Popov G.M. A method for checking the possibility of joint work of the
auxiliary power unit and the starter / G.M. Popov, V.M. Zubanov, Y.D. Novikova, V.N.
Matveev, O.V. Baturin // Journal of Physics: Conference Series. – 2021. – V. 1891(1). –
paper № 012010.
Публикации автора в научных журналах
Помогаем с подготовкой сопроводительных документов
Хочешь уникальную работу?
Больше 3 000 экспертов уже готовы начать работу над твоим проектом!
5 (18 отзывов)
4.8 (2878 отзывов)
5 (145 отзывов)
4.5 (80 отзывов)
4.2 (25 отзывов)
4.8 (373 отзыва)
4.8 (30 отзывов)
4.9 (522 отзыва)
4.6 (30 отзывов)
