Ograniczenia w projektowaniu mikroturbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych

• Autorzy: Czarnecki M.

Warianty tytułu

EN

Restrictions in preliminary design of microgasturbie turboprop and turboshaft engines

• Języki publikacji: PL

Abstrakty

PL

Prezentowany artykuł porusza kwestię identyfikacji parametrów konstrukcyjnych i termogazodynamicznych w dla mikroturbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych. Obiektem badań jest mikroturbinowy silnik w układzie konstrukcyjnym z jednostopniową sprężarką odśrodkową i jednostopniową osiową turbiną sprężarki oraz jednostopniową turbiną napędową (1R-1T-1T). Cechą charakterystyczną układu uproszczonego jest zastosowanie gotowych wirników pochodzących z kompletów remontowych turbosprężarek samochodowych. Na podstawie danych z katalogu turbosprężarek firm BorgWarner oraz Garret zidentyfikowano parametry konstrukcyjne wirników odśrodkowych sprężarek w skali mikro. Zgromadzone dane wprowadzono do zbudowanego modelu termogazodynamicznego turbinowego silnika śmigłowego/śmigłowcowego. Jako zmienne decyzyjne przyjęto masowe natężenie przepływu 0,1-0,5 kg/s, oraz temperaturę spalin przed turbiną 800÷1200 K. Obliczono rozpręż stopnia turbiny jaki wymagany do utrzymania zespołu w równowadze mechanicznej i termogazodynamicznej. Dla układu o jednym stopniu turbiny przyjęto rozpręż graniczny = 1,92 jako ograniczenie o charakterze jawnym. Obliczono pozostałe parametry charakteryzujące zespół turbiny napędowej przy założeniu że prędkość obrotową wirnika turbiny napędowej zredukowano do poziomu 6000 obr/min. Uzyskane wyniki pozwalają na szybką identyfikację parametrów konstrukcyjnych na etapie wstępnym projektowania silnika (uniknięcie błędu grubego). Umożliwiają przejście do kolejnych etapów projektowania komory spalania i turbiny z pominięciem budowy modelu termogazodynamicznego.

EN

The research object consists study of simplified turboprop / turboshaft engine. Simplified layout is related to single centrifugal compressor and single axial turbine design(gasgenerator) and single power turbine(1R-1T-1T). Input data for further calculations was taken from BorgWarner and Garret turbo systems compressor performance maps. Total pressure and total to static stage efficiency was assumed from map of contours at maximum stage efficiency. Additional data from database was taken to determine rotational speed of the compressor rotor. Collected data was applied to gasturbine thermogasdinamics model. Decision variables : mass flow rate from 0,1 ÷ 0,5 kg/s range, and exhaust gas temperature from 800 ÷ 1200 K range was taken into account. Turbine expansion ratio was calculated for compressor and power turbine. Calculated engine thrust and specific fuel consumption was presented in reference to Jetcat SPT5 turboprop. Presented results allow to rapid identification of key design parameters for preliminary design.

Słowa kluczowe

PL

silnik mikroturbinowy; silnik śmigłowy; silnik śmigłowcowy

EN

microturbine engine; propeller engine; helicopter engine

• Wydawca: Instytut Naukowo-Wydawniczy "TTS" Sp. z o.o
• Czasopismo: TTS Technika Transportu Szynowego
• Rocznik: 2015
• Tom: R. 22, nr 12
• Strony: 2445--2449, CD
• Opis fizyczny: Bibliogr. 7 poz., rys.

Twórcy

autor

Czarnecki M.

• Politechnika Rzeszowska – Katedra Samolotów i Silników Lotniczych

Bibliografia

• 1. Armfield, S., Numerical investigation of a small gas turbine compressor,p.965, ISBN: 978-1-61839-468-2 , 16th Australasian Fluid Mechanics Conference 2007
• 2. Mustapha, H., Zelesky, M., Baines, N., Japikse, D., Axial and radial turbines, Concepts NREC 2005,
• 3. Kamps, T., Model Jet Engines, Traplet Publications, Worcestershire 2005,
• 4. Muszyński, M., Orkisz, M., Modelowanie turbinowych silników odrzutowych, IL, Warszawa 1997.
• 5. Saravanamuttoo, H., Gas turbine theory, Pearsons education limited 2001,
• 6. Schreckilng, K., Home Built Model Turbines, Traplet Publications, Worcestershire 2005,
• 7. Garret, Garret Turbochargers Catalogue, 2008.