Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

1 Czarnecki M.

1 2015

Znaleziono wyników: 1

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: propeller engine

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Ograniczenia w projektowaniu mikroturbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych

Czarnecki M.

TTS Technika Transportu Szynowego

2015

R. 22, nr 12

2445--2449, CD

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.

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.