PRACA DYPLOMOWA STUDIA WYŻSZE. Temat: Model przepływowy turbinowego silnika odrzutowego D-18. fizyka techniczna. kierunek studiów

W O J S K O W A AK A D E M I A T E C H N I C Z N A

im. Jaros ława Dąbrowskiego

PRACA DYPLOMOWA

STUDIA WY ŻSZE

Temat : Model przep ływowy turbinowego silnika odrzutowego D-18

ppor. Rados ław PRZYSOWA

stopień, imię i nazwisko dyplomanta

Wydzia ł Inżynierii Chemii i Fizyki Technicznej fizyka techniczna

kierunek studiów

termodynamika przep ływów

specjalność

p łk dr hab. inż. Tadeusz OPARA, prof. WAT

kierownik pracy

WARSZAWA 2001

Pragn ę serdecznie podziękować

dr in ż. Wojciechowi Pawlakowi

z Instytutu Lotnictwa za pomoc

udzielon ą przy wykonywaniu tej

5

Spis tre ści

Wykaz najważniejszych oznaczeń 7

Wstęp 8

Rozdzia ł 1. SILNIKI ODRZUTOWE - WPROWADZENIE

1.1. Obieg porównawczy silników odrzutowych 9

1.2. Działanie i budowa silników jedno- i dwuprzepływowych 10 1.3. Podstawowe parametry silników odrzutowych 12

1.4. Porównanie parametrów silników jedno- i dwuprzepływowych 14 1.5. Rozwój rodziny silników PZL SO-3, K-15, D-18 18

1.6. Silnik D-18 20

Rozdzia ł 2. OPIS PROCESÓW GAZODYNAMICZNYCH W KANALE PRZEP ŁYWOWYM SILNIKA ODRZUTOWEGO

2.1. Wprowadzenie 23

2.2. Wlot silnika 24

2.3. Sprężarka 25

2.4. Komora spalania 28

2.5. Turbina 28

2.6. Dysza wylotowa 30

2.7. Zespół wirnikowy 33

Rozdzia ł 3. MODELOWANIE SILNIKÓW TURBINOWYCH

3.1. Modelowanie systemów rzeczywistych 34

3.2. Projektowanie silnika i układu sterowania 35

3.3. Modelowanie silników odrzutowych 37

3.4. Charakterystyki sprężarek i turbin 38

3.5. Zgodność modeli symulacyjnych silników z obiektami rzeczywistymi 41

Rozdzia ł 4. MODEL SYMULACYJNY SILNIKA DWUPRZEPŁYWOWEGO D-18

4.1. Założenia 42

4.2. Model matematyczny 43

4.3. Stałe modelu 48

4.4. Charakterystyki podzespołów silnika D-18 49

4.5. Modelowanie charakterystyk 54

4.6 . Metody numeryczne 55

4.7 . Model cyfrowy 59

Rozdzia ł 5. WYNIKI BADAŃ NUMERYCZNYCH

5.1. Stany ustalone 61

5.2. Badanie stanów nieustalonych 67

5.3. Akceleracje i deceleracje silnika 70

5.4. Weryfikacja modelu 75

Podsumowanie 76

Wnioski końcowe 77

Literatura 78

7

Wykaz najwa żniejszych oznaczeń

A - pole przekroju a - prędkość dźwięku

cj - jednostkowe zużycie paliwa c_p - ciepło właściwe powietrza c_p’ - ciepło właściwe spalin H - wysokość lotu

h - entalpia właściwa

J - biegunowy masowy moment bezwładności K - ciąg silnika

kj - ciąg jednostkowy

k - wykładnik izentropy powietrza

k’ - wykładnik izentropy mieszaniny gazów (spalin i powietrza) M - moment obrotowy

m& - masowe natężenie przepływu czynnika roboczego mj - masa jednostkowa

n - prędkość obrotowa wirnika p - ciśnienie bezwzględne Q - ilość ciepła

qpal - wydatek masowy paliwa P - moc

R - stała gazowa powietrza R’ - stała gazowa spalin Re - liczba Reynoldsa

T - temperatura bezwzględna t - czas

u - składowa obwodowa prędkości przepływu v - prędkość lotu

W - wartość opałowa paliwa

w - składowa osiowa prędkości przepływu

π - spręż (sprężarki, wentylatora, obiegu cieplnego, silnika) ε - rozpręż turbiny, dyszy

η - sprawność

μ - stopień podziału strumienia σ - współczynnik strat ciśnienia τ - stała czasowa

ω - prędkość obrotowa Indeksy:

* - parametr spiętrzenia nc - niskiego ciśnienia wc - wysokiego ciśnienia d - dyszy

kr - krytyczny H - otoczenia W - wentylatora

Wst ęp

Do napędu samolotów bojowych, transportowych, pasażerskich oraz śmigłowców są obecnie powszechnie wykorzystywane silniki turbinowe. Ich zadaniem jest wytworzenie siły (ciągu) o wielkości umożliwiającej start, lot i lądowanie statku powietrznego w określonych warunkach zewnętrznych. Napęd turbinowy wyparł z lotnictwa silniki tłokowe ze względu na swe korzystne parametry. Pozwolił na zwiększenie udźwigu samolotów, ponieważ charakteryzuje się większym ciągiem w stosunku do masy silnika.

Ze względu na wymagania bezpieczeństwa, złożoność konstrukcji, konieczność wykorzystywania zaawansowanych technologii i wysoki koszt turbinowe silniki lotnicze są produkowane przez nieliczne firmy tylko w kilku krajach świata (również w Polsce). Prace rozwojowe w tej dziedzinie techniki trwają wiele lat, a nowe produkty są rozwinięciem wcześniejszych wersji lub wykorzystują w wysokim stopniu doświadczenia zdobyte przy eksploatacji szczególnie udanych konstrukcji.

Większość współcześnie wykorzystywanych w lotnictwie jednostek napędowych to układy dwuprzepływowe. Ich zaletą w porównaniu do jednoprzepływowych jest wysoka sprawność ogólna i wynikające stąd istotnie niższe jednostkowe zużycie paliwa. Do tej grupy należy silnik D-18, który jest przedmiotem badań w tej pracy.

System automatycznej regulacji powinien gwarantować wytwarzanie przez jednostkę napędową wymaganej wartości ciągu oraz zapewniać jej stabilną pracę w ustalonych i przejściowych zakresach pracy. Do zaprojektowania takiego układu sterowania, dzięki któremu osiągi silnika będą najkorzystniejsze, konieczna jest znajomość jego własności dynamicznych. Jest on obiektem nieliniowym, trudno je więc analizować i przewidywać.

Najlepiej można je poznać podczas kosztownych eksperymentalnych badań prototypu.

Sposobem na zredukowanie zakresu tych badań jest symulacja numeryczna całego układu przepływowego i elementów sterujących jego działaniem. Celem tej pracy jest poznanie właściwości dynamicznych silnika D-18 przy pomocy cyfrowego modelu symulacyjnego.

W opracowaniu tym zawarto krótkie wprowadzenie do napędów turbinowych (rozdział 1) i ogólne rozważania na temat ich modelowania (rozdział 3). W rozdziale drugim przestawiono opis matematyczny zjawisk przepływowych. Stanowi on podstawę do zaprojektowania algorytmów i napisania programu symulacyjnego (rozdział 4). Pozwoli on na wykonanie eksperymentów numerycznych, których wyniki zostaną poddane interpretacji (rozdział 5).

9

1. Silniki odrzutowe - wprowadzenie

1.1. Obieg porównawczy silników odrzutowych

Lotnicze napędy turbinowe należą do cieplnych maszyn przepływowych. W ich wnętrzu, w stałej objętości roboczej przebiegają w sposób ciągły procesy termodynamiczne, które teoretycznie opisuje porównawczy obieg Braytona. Tworzą go następujące przemiany:

1-2 izentropowe sprężanie realizowane w sprężarce, a także we wlocie,

2-3 izobaryczne doprowadzanie ciepła qd opisujące efekt spalenia paliwa w komorze spalania,

3-4 izoentropowe rozprężanie realizowane głównie w turbinie oraz w dyszy, 4-1 izobaryczne odprowadzanie ciepła qod, zastępujące usuwanie spalin z silnika.

Rys. 1.1. Porównawczy obieg Braytona

Parametrami obiegu Braytona są:

•spręż π = p₂ / p1 , opisujący zwiększenie się ciśnienia podczas sprężania,

•stopień podgrzania Δ = T₃ /T₁, czyli stosunek temperatury najwyższej T3 do najniższej T1,

•sprawność termiczna:

η ^{= − = −} π

−

− = − = −

1 1

1 1 1

3 2

1 2

1

| | ( )

( )

q q

c T T c T T

T T

od d

p p

k k

( 1.1 )

Z zależności powyższej można wyciągnąć wniosek, że zamiana ciepła na pracę w silnikach przepływowych jest efektywna wyłącznie, gdy zapewnimy wydajne sprężanie powietrza.

Uzasadnia to wykorzystanie sprężarek oraz starania o powiększenie ich wydajności.

W silnikach turbinowych sprężanie i rozprężanie przebiega według politropowych przemian nieodwracalnych, a dostarczanie ciepła odbywa się przy zmniejszającym się ciśnieniu. Przemiany takie tworzą tzw. rzeczywisty obieg Braytona.

1.2. Działanie i budowa silników jedno- i dwuprzepływowych

Najstarszą i najprostszą formę konstrukcyjną silników turbinowych stanowią układy jednoprzepływowe, jednowirnikowe (rys. 1.2). Sprężanie powietrza przebiega w części wlotowej silnika, a następnie w sprężarce. W komorze spalania przeprowadza się ciągłe spalanie wtryskiwanego paliwa. Spaliny są rozprężane w turbinie napędzającej sprężarkę, a następnie w części wylotowej, zwykle ukształtowanej jako dysza. Ciąg wytwarzany przez silnik jest osiową składową wypadkowej sił ciśnienia działających na powierzchnie kanału przepływowego.

Rys. 1.2. Schemat jednoprzepływowego silnika odrzutowego

Poszukiwanie napędu, który byłby bardziej ekonomiczny doprowadziło do skonstruowania silnika dwuprzepływowego. Strumień powietrza rozdzielany jest w nim pomiędzy dwa odrębne kanały: wewnętrzny (I) i zewnętrzny (II), co opisuje współczynnik podziału strumienia:

μ = &

&

m m

II I

( 1.2 )

Kanał wewnętrzny jest odpowiednikiem silnika jednoprzepływowego. Sprężarka 2-3 napędzana jest turbiną wysokiego ciśnienia 4-5 (TWC). Elementy te tworzą wirnik wysokiego ciśnienia. W kanale zewnętrznym pracuje wentylator 1-2, napędzany oddzielną turbiną, tzw.

turbiną niskiego ciśnienia 5-6 (TNC), usytuowaną w kanale wewnętrznym, za turbiną TWC.

Oba zespoły wirnikowe nie są połączone mechanicznie, jednak występuje pomiędzy nimi ęź kinematyczna, realizowana gazodynamicznie.

11

Rys. 1.3. Schemat silnika D-18 - przykład układu dwuprzepływowego, dwuwirnikowego, bez mieszalnika.

Zaznaczono przekroje obliczeniowe: 0-1 wlot, 1-2 wentylator, 2-3 sprężarka, 3-4 komora spalania, 4-5 turbina napędzająca sprężarkę, 5-6 turbina napędzająca wentylator, 2-8 kanał wylotowy przepływu zewnętrznego z dyszą, 6-7 kanał wylotowy przepływu wewnętrznego z dyszą; H - powietrze atmosferyczne, Q - wydatek paliwa

Oba kanały silnika wytwarzają ciąg. W wewnętrznym realizowany jest rzeczywisty obieg Braytona z wydzieleniem ciepła w komorze spalania. Sprzężony z nim obieg kanału zewnętrznego wykonywany jest bez wydzielenia ciepła, kosztem energii strumienia kanału wewnętrznego^. Mieszanie powietrza wypływającego z kanału zewnętrznego ze spalinami wypływającymi z kanału wewnętrznego odbywa się za silnikiem, w atmosferze. Innym rozwiązaniem jest tzw. mieszalnik w układzie wylotowym, w którym mogą łączyć się oba strumienie.

Rys. 1.4. Obieg Braytona silnika dwuprzepływowego w układzie entalpia h - entropia s

a) kanał wewnętrzny, b) kanał zewnętrzny; le- praca efektywna odpowiednich elementów silnika, v - prędkość lotu, c - prędkość spalin qd - ciepło dostarczone do obiegu, qod - ciepło oddane

Analizę obiegu silnika dogodnie jest rozpatrywać w układzie h-s (entalpia - entropia), gdyż wówczas praca, ciepło i energia kinetyczna strumienia gazów reprezentowane są przez rzuty na oś rzędnych odpowiednich odcinków wykresu opisujących przemiany.

Powietrze wpływające do silnika jest dynamicznie sprężane przy locie na określanym pułapie (rys. 1.4, przemiana H-1). W warunkach pracy w hamowni naziemnej następuje we wlocie (0-1) pewien spadek ciśnienia strumienia. Wstępne sprężanie powietrza realizowane jest w wentylatorze (1-2). Następnie strumień dzielony jest na dwie części: jedna trafia do kanału wewnętrznego i przepływa przez sprężarkę (2-3), natomiast druga do kanału zewnętrznego i jest rozprężana do ciśnienia atmosferycznego (2-8).

1.3. Podstawowe parametry napędów odrzutowych

Przedstawione zostaną wielkości stosowane do oceny osiągów silników i porównywania poszczególnych konstrukcji:

• Ciąg

Efektem pracy silnika odrzutowego jest wytworzenie siły napędzającej samolot. Zwykle nazywa się ją ciągiem K i wyraża w newtonach [N] lub dekanewtonach [daN]. Jest to najistotniejszy parametr silnika, określający jego przydatność do napędu płatowca.

Przyrost pędu p przepływającego czynnika roboczego oznacza, że silnik działa na strumień gazów siłą równą: F = ^dpdt =m w&g d −m v&p H, gdzie wd jest prędkością czynnika opuszczającego dyszę, vH - prędkością lotu, &mg- natężeniem przepływu mieszaniny gazów (spalin), natomiast &m_p- powietrza wlotowego. Zgodnie z III zasadą dynamiki Newtona strumień musi działać na silnik siłą F’ przeciwnie skierowaną, takiej samej wartości.

Ponadto należy uwzględnić fakt, że najczęściej w układzie wylotowym nie dochodzi do pełnego rozprężenia czynnika roboczego (pd > p_H , punkt 2.5 pracy). Działa wówczas na silnik dodatkowa siła: F2 = A ( p_d - p_H ) wynikająca z różnicy ciśnień. Po jej uwzględnieniu relacja na ciąg ma postać:

K =m w&_{g d} −m v&_{p H} + A p( _d − p_H) ^{( 1.3 )} W zależności tej ciąg jest uwikłaną funkcją prędkości lotu, która z kolei zależy od wartości ciągu. Można więc zauważyć, że jako wielkość autonomiczna ciąg występuje jedynie w przypadku pracy napędu w hamowni naziemnej lub podczas postoju samolotu na ziemi.

Ciąg dwuprzepływowego silnika odrzutowego o dwóch współosiowych dyszach ą ciągów obu kanałów K