Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Analiza wybranych wskaźników pracy silnika dwuprzepływowego z dwiema komorami spalania

Jakubowski R., Kuźniar M.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2016

|

R. 23, nr 12

100--105

PL

W artykule przedstawiono wyniki badań numerycznych porównujących efektywność pracy klasycznego silnika dwuprzepływowego oraz silnika dwuprzepływowego z dwiema komorami spalania. Na wstępie podano istotne informacje dotyczące konstrukcji silnika dwuprzepływowego z dodatkową komorą spalania usytuowaną pomiędzy turbiną wysokiego i niskiego ciśnienia i wynikające stąd korzyści eksploatacyjne silnika. Przedstawiono zasadnicze różnice w modelu silnika z dwiema komorami spalania oraz przeanalizowano ich wpływ na osiągi silnika. Wykonano symulacje komputerowe pracy silnika z dwiema komorami spalania i porównano je z wynikami dla klasycznego silnika dwuprzepływowego. Wskazano na istotne cech silnika dwukomorowego, które są związane z doborem parametrów obiegu silnika. Wykazano, że w odróżnieniu od klasycznego silnika dwuprzepływowego można wyznaczyć spręż całkowity silnika, dla którego spełnione będzie jednocześnie kryterium osiągnięcia minimum jednostkowego zużycia paliwa i maksimum ciągu jednostkowego. W wyniku obliczeń parametrów eksploatacyjnych wyznaczono przebiegi podstawowych parametrów pracy silnika dla różnych warunków lotu i wskazano występowanie zakresów konstrukcyjnych i eksploatacyjnych, w których silnik z dwiema komorami spalania będzie rozwiązaniem korzystniejszym niż klasyczny silnik dwuprzepływowy. Na podstawie wykonanych analiz sformułowano wnioski dotyczące porównania cech eksploatacyjnych obydwu typów silników.

EN

The results of numerical investigation of perfor-mance of the classical turbofan engine and a two-combustor turbofan are presented in the paper. The basic information of the two-combustor turbofan are presented in the beginning. The differences in the model of two-combustor turbofan engine vs. classical turbofan were presented and their influence on engine performance was discussed. The numerical simulation of compared engine performance was done. By this way it was presented that it was possible to establish two-combustor engine parameters that specific thrust is maximum and specific fuel consumption is minimum. This is impossible to fulfillment for classical turbofan engine. The simulation of engine performance vs. altitude and flight velocity was done. By this way it was demonstrated that two-combustor turbofan engine performance are close to performance of classical turbofan and that there are some flight condition, for with two-combustor engine could be better than classical turbo-fan.

2

Masowe kryteria wyboru punktu obliczeniowego silnika dwuprzepływowego do napędu samolotu wielozadaniowego

Wygonik P.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2015

|

R. 22, nr 12

1703--1708, CD

PL

W artykule przedstawiono model masowy oraz model zużycia paliwa zespołu napędowego samolotu wielozadaniowego. Oba modele na potrzeby artykułu powiązano z parametrami termogazodynamicznymi obiegu silnika. Wprowadzono pojęcie wskaźnika jednostkowej masy silnika jako sumy masy silnika i masy paliwa odniesionych do ciągu silnika w tzw. punkcie obliczeniowym. Zbadano jaki wpływ na zmianę wskaźnika masy mają wielkości definiujące punkt obliczeniowy (wysokość lotu, prędkość lotu). Zbadano również jak na przykładzie przyjętego modelu zmienia się wskaźnik masy gdy zmienia się (na etapie projektowania)parametry obiegu silnika jak: spręż sprężarki, temperatura spalin przed turbiną, stopień podziału strumienia. Uwzględniono również wpływ długotrwałości lotu samolotu, na charakterystyki masowego modelu obliczeniowego. Ustalono, że dla tzw. misji długotrwałych minimum wskaźnika masowego znajduje się blisko tzw. sprężu ekonomicznego, a dla misji krótkotrwałych przesuwa się w kierunku sprężu optymalnego. Bardzo ważnym wnioskiem jest stwierdzenie, że najlepsze wartości parametrów termogazodynamicznych obiegu silnika mają mniejsze wartości niż te, które charakteryzują jednostkowe zużycie paliwa, co ma istotne znaczenie dla wyboru parametrów optymalnych silnika. Wskaźnik całkowitej sumarycznej masy jednostkowej silnika jest jednym z kryteriów optymalizacji parametrów obiegu silnika z punktu widzenia wykonywanej misji lotniczej.

EN

The presented model of the masses of the engine, and the fuel consumption model which are the functions of thermodynamic parameters were described in the article. In the paper specific total engine mass index was introduced. This index is equal to total engine-fuel mass divided by thrust in design point. Impact of the choice of the design point (Mach velocity and altitude H) on the total mass index of the engine and the fuel used up was presented for different airplane mission. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temper-ature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions. A very important parameter that plays the part in fuel consumption is airplane flight time. For long-lasting mission minimum of specific mass is occurs for compression ratio near his economic value (for specific fuel consumption). For short missions minimum of specific mass occurs for smaller compression ratio (near 20-30), but greater than for those giving maximum specific thrust. A little change in minimum value of specific mass gives a big difference in compression ratio. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption. Specific total engine-fuel mass is a very important figure of merit for parameters optimization at the first step of aircraft engines design.

3

Evaluation of performance properties of two combustor turbofan engine

Jakubowski R.

Eksploatacja i Niezawodność

|

2015

|

Vol. 17, no. 4

575--581

EN

This article presents issues connected with modification of a bypass engine with an additional combustion chamber placed between the high pressure and low pressure turbines. At the beginning, on the basis of scientific literature analysis possible benefits were pointed out which follow from modification of a turbofan aircraft engine. First of all, the attention was drawn to a possibility to limit the gas temperature in the exhaust area of a combustion chamber, which helps to reduce NOx in relation to currently used aircraft engines. Then, a design solution scheme of a two combustor engine was presented. It was discussed how this solution modifies the engine cycle. The assumptions and the adopted limitations in the stage of preparing a numerical model of the engine were presented. The main parameters of the engine operating which were used to estimate its functional qualities were characterized. On the bases of an existing high bypass ratio turbofan engine and the assumptions concerning the influence of the mentioned modification of the engine to its internal characteristics performance properties of a two combustor engine in variable performance conditions were determined: for different speeds and flight altitudes. The results were graphically illustrated in the charts in the form of dependences of thrust, specific thrust, fuel consumption and specific fuel consumption vs. the flight speed for different altitudes. In the discussion of the obtained results performance characteristics for standard a high bypass ratio turbofan engine were referred to. On this basis possible benefits which follow from exploitation of the two combustor engine were shown. This engine is characterized by better performance characteristics in comparison to a conventional turbofan engine in the range of transonic velocity. It was pointed out that despite a little higher specific fuel consumption in take-off conditions it can be more economic in further exploitation cycle, which in the case of the aircraft for which it is dedicated, takes place mostly at a transonic velocity at the altitude of about 11 km.

PL

W artykule przedstawiono zagadnienia związane z modyfikacją silnika dwuprzepływowego o dodatkową komorę spalania usytuowaną pomiędzy turbiną wysokiego i niskiego ciśnienia. Na wstępie, na podstawie analizy literatury, wskazano możliwe korzyści wynikające z zastosowania takiej modyfikacji lotniczego silnika dwuprzepływowego. Przede wszystkim zwrócono uwagę na możliwość ograniczenia maksymalnej temperatury spalin w przekroju wylotowym komory spalania w silniku tego typu, przez co istnieje możliwość istotnej redukcji NOx w odniesieniu do współcześnie eksploatowanych silników lotniczych. Następnie przedstawiono schemat rozwiązania konstrukcyjnego silnika z dwiema komorami spalania. Omówiono, jak takie rozwiązanie modyfikuje obieg silnika. Przedstawiono założenia i przyjęte ograniczenia na etapie przygotowywania modelu numerycznego silnika oraz scharakteryzowano główne parametry pracy silnika, które wykorzystano do oceny jego właściwości eksploatacyjnych. Na bazie danych istniejącego silnika dwuprzepływowego o dużym stopniu dwuprzepływowości oraz przyjętych założeń odnośnie wpływu omawianej modyfikacji silnika na jego charakterystyki wewnętrzne, wyznaczono osiągi silnika z dwiema komorami spalania w zmieniających się warunkach eksploatacji tj. dla różnej prędkości i wysokości lotu. Wyniki zilustrowano graficznie na wykresach w postaci zależności ciągu, ciągu jednostkowego, zużycia paliwa i jednostkowego zużycia paliwa od prędkości lotu dla różnych wysokości. W dyskusji uzyskanych wyników odniesiono się do charakterystyk eksploatacyjnych dla standardowych silników dwuprzepływowych o dużym stopniu dwuprzepływowości. Na tej podstawie wykazano możliwe korzyści wynikające z eksploatacji silnika z dwiema komorami spalania. Silnik ten cechuje korzystniejszy przebieg charakterystyk eksploatacyjnych od klasycznego silnika dwuprzepływowego w zakresie prędkości okołodźwiękowych. Zaznaczono, że pomimo nieco wyższych wartości jednostkowego zużycia paliwa w warunkach startowych, może on być ekonomiczniejszy w całym cyklu eksploatacyjnym, który w przypadku statków powietrznych do których jest dedykowany, odbywa się w zdecydowanej większości czasu z prędkością okołodźwiękową na wysokości ok 11 km.

4

Symulacja charakterystyk eksploatacyjnych silnika dwuprzepływowego z wykorzystaniem wirtualnej hamowni silnika - WESTT CS/BV

Jakubowski R.

Logistyka

|

2014

|

nr 6

4762-4770

PL

W pracy zwrócono uwagę na przygotowanie charakterystyk zespołu napędowego ze względu na jego implementację i wykorzystanie do oceny właściwości eksploatacyjnych statku powietrznego. We wstępie krótko scharakteryzowano rolę charakterystyk zespołu napędowego w zależności od rodzaju modelowanego samolotu i etapu prowadzenia prac badawczych lub projektowych. Zwrócono uwagę, że na etapie doboru zespołu napędowego oraz obliczeń samolotów komunikacyjnych wystarczą jedynie charakterystyki statyczne. Natomiast dla samolotów wysokomanewrowych istotne są również charakterystyki dynamiczne zespołu napędowego. W następnej części omówiono stanowisko WESTT CS/BV. Przedstawiono jego właściwości użytkowe oraz metodykę działania w celu generowania charakterystyk statycznych i dynamicznych dwuprzepływowego silnika odrzutowego o ciągu 250 daN. W kolejnym rozdziale przedstawiono metodę pozyskiwania i obróbki wygenerowanych wyników badań silnika oraz zaproponowano metodykę przygotowania charakterystyk ze względu na ich dalsze zaimplementowanie do modelu samolotu. Zaprezentowano i omówiono przykładowe charakterystyki statyczne i dynamiczne. Odniesiono się do istniejącego stanu wiedzy prezentowanego w literaturze z tej tematyki. W podsumowaniu zwrócono uwagę, że prezentowane stanowisko może być bardzo przydatne jako narzędzie badawcze przy projektowaniu i badaniu właściwości użytkowych lekkich samolotów odrzutowych, bowiem pozwala ono na możliwie dokładne odtworzenie charakterystyk małego dwuprzepływowego silnika odrzutowego.

EN

In the paper the attention was drawn to the characteristics of the propulsion unit for its implementation to evaluate the flight characteristics of the aircraft. In the introduction it was briefly characterized the role of the characteristics of the propulsion unit depending on the type of the modeled aircraft and the stage of conducting research or design. It was noted that at the stage of selection of the propulsion unit for the aircraft and the calculation of aircraft performances as a part of transport system only the static characteristics are of importance. However, for multi-manoeuvre aircrafts there are also important dynamic characteristics of the power unit. In the next section the WESTT CS / BV test stand was described. There were presented its properties and operation methodology to generate static and dynamic characteristics of turbofan jet engine with over 250 daN. The next chapter presents a method of obtaining and processing of the generated engine test results and it was proposed a methodology to prepare characteristics due to their further implementation for the aircraft model. There were presented and discussed examples of static and dynamic characteristics. Reference was made to the existing state of knowledge presented in the literature of the subject. In summary, it was noted that the presented test stand can be very useful as a research tool for the design and study on the performance of light jet aircraft, because it allows accurate reproduction of possible characteristics of a small turbofan jet engine.

5

Modelowanie charakterystyk dwuprzepływowych turbinowych silników odrzutowych

Orkisz M., Wygonik P.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2007

|

z. 71 [238]

457-464

PL

W artykule przedstawiono sposoby wyznaczania charakterystyk silników dwuprzepływowych. W oparciu o zadane wartości podstawowych parametrów obiegu porównawczego silnika (spręż całkowity sprężarki, temperatura spalin przed turbiną, stopień dwuprzepływowości) przedstawiono metody modelowania charakterystyk: obrotowej, prędkościowej i wysokościowej. Przedstawiono uproszczone formuły służące do wyznaczania masy, oraz geometrii silnika.

EN

In the present paper the problem of engine basic performance was described. Authors presented the simple methods for estimating mass, geometry and thrust of Iow and high by-pass aircraft engines. Presented performances are functions of thermodynamics engine cycle parameters like total compressor pressure ratio, total turbine inlet temperature, by-pass ratio.