close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

The combustion action verification and estimate of combustion efficiency in aviation gas#turbine engine combustion chambers..pdf

код для вставкиСкачать
??? 544.45
?. ?. ?????????? (?.?.?., ????.) 1 , ?. ?. ?????? (?.?.?., ???.)2 , ?. ?. ??????? (?.?.?., ?.?.?.) 1
??????????? ???????? ??????? ? ?????? ??????? ????????
? ??????? ???????? ??????????? ????????????? ??????????
1
???????? ??????????????? ??????????? ??????????? ???????????,
??????? ??????????? ??????????
450000, ?. ???, ??.?. ??????, ?. 12; ???. (347) 2722215, email: baulinoa@mail.ru
2
???????? ??????????????? ???????? ??????????? ???????????,
??????? ?????????? ????? ? ????
450062, ?. ???, ??. ???????????, 1; ???. (347) 2431836
D. A. Ahmedzanov 1 , O. A. Baulin2 , A. E. Kishalov 1
The combustion action verification and estimate of combustion
efficiency in aviation gas#turbine engine combustion chambers
1
Ufa State Aviation Technical University
12, K. Marksa Str., 450000, Ufa, Russia; ph. (347) 2722215
2
Ufa State Petroleum Technical University
1, Kosmonavtov Str., 450062, Ufa, Russia; ph. (3472) 431836
Показаны результаты верификации моделирования процесса горения и оценки расчетной
полноты сгорания, полученной при моделировании. Описана математическая модель и допущения в ней. Приведена методика проведения расчетов процессов горения. Приведены результаты
моделирования, выполнен их сравнительный
анализ с результатами экспериментов. Оценена
погрешность математического моделирования
процесса горения по полноте сгорания в моделях с одно- и двухстадийной реакций горения.
Сделано заключение о возможности проведения
подобных расчетов в программном комплексе
ANSYS CFX.
Verification results of combustion action
simulating and estimate of calculation
combustion efficiency that was given by
simulating were shown. Mathematical model and
its assumption are described. Execution
calculations method was shown. Results of
simulating are shown; their comparative analyses
with results of experiment were executed.
Accuracy of combustion action mathematical
modeling by combustion efficiency in model with
one- and two-stage reactions of combustion was
estimated. The inference of conducting similar
calculations in the bundled software ANSYS CFX
possibility was made.
Ключевые слова: авиационные двигатели; верификация расчета; математическое моделирование; моделирование процесса горения; полнота сгорания.
Key words: mathematical simulation; aviation
engines; combustion action simulation; combustion efficiency; verification calculation.
Горение в основной и форсажной камерах
(ФК) сгорания ? наиболее сложный из процессов, протекающих в авиационных газотурбинных двигателях (ГТД). Обычно горение
происходит в условиях трехмерного турбулентного двухфазного течения. Одним из современных направлений изучения процессов, протекающих в различных узлах и элементах
авиационных двигателей, является их математическое (численное) моделирование. От корректного моделирования процессов горения во
многом зависит достоверность прогнозирования характеристик проектируемых изделий.
Для практического применения результатов
моделирования в программном комплексе для
3D численного термогазодинамического моделирования ANSYS 12.1 CFX необходимо оценить погрешность моделирования ? провести
верификацию расчета. В связи со сложностью
процесса горения, верификация проводится в
несколько этапов, на которых сравниваются с
экспериментальными различные параметры
процесса 1. В работах 2, 3 описываются процессы и результаты моделирования процесса горения, оценивается точность расчета скорости
распространения фронта пламени.
Дата поступления 02.09.11
230
?????????? ?????????? ??????. 2011. ??? 18. ? 4
ных вихря, длиной около двух размеров полки
V-образного стабилизатора.
На рис. 6 приведены поля полных температур на плоскости симметрии модели. Факелы пламени постепенно смыкаются, образуя
единый фронт.
На рис. 7?9, 11 приведены массовые доли
веществ (исходных веществ и продуктов сгорания) для одностадийной реакции.
Рис. 5. Поля векторов скоростей для одностадийной реакции на плоскости XOY в зоне стабилизаторов
Рис. 9. Поля массовых долей воды для одностадийной реакции на плоскости XOY
Рис. 6. Поля полных температур для одностадийной
реакции на плоскости XOY
Рис. 10. Изоповерхность температуры 1950 К
(фронт пламени) для одностадийной реакции
Рис. 7. Поля массовых долей кислорода для одностадийной реакции на плоскости XOY
В расчетах двухстадийной реакции в отличие от расчетов одностадийной реакции добавляется промежуточный продукт сгорания ?
оксид углерода, который затем окисляется до
диоксида углерода (рис. 12?13). Для одностадийной реакции характерно несколько более
быстрое смыкание фронтов.
Рис. 8. Поля массовых долей топлива для одностадийной реакции на плоскости XOY
На рис. 5 приведены векторы скоростей в
зоне за стабилизаторами на плоскости симметрии модели. За каждым V-образным стабилизатором расположены два характерных пар-
Рис. 11. Поля массовых долей углекислого газа для
одностадийной реакции на плоскости XOY
?????????? ?????????? ??????. 2011. ??? 18. ? 4
233
Рис. 12. Поля массовых долей оксида углерода для
двухстадийной реакции на плоскости XOY
Рис. 13. Поля массовых долей диоксида углерода
для двухстадийной реакции на плоскости XOY
Сравнение расчетных и экспериментальных данных по полям температур в различных
сечениях и полноты сгорания в зависимости от
расстояния от кромок стабилизаторов для одностадийной и двухстадийной реакции приведено на рис. 14?15.
По характеру полей температур (рис. 14)
можно сделать вывод, что полученные в расчете поля температур несколько «шире» экспериментальных. На расстоянии 10 мм от кромок
стабилизаторов экспериментальное поле тем-
ператур достигает температуры 550 К на расстоянии 15 мм (по оси OY), в расчете та же
температура получена на расстоянии 18 мм.
Это говорит о том, что в расчете температурный слой смешения «уже», чем был получен в
эксперименте. Расчеты по одно ? и двухстадийным реакциям дают примерно одинаковые
результаты.
Расчетные поля температур на различных
расстояниях от кромки стабилизаторов качественно совпадают с экспериментальными значениями. Максимальная относительная погрешность поля температур на расстоянии
10 мм от кромки стабилизаторов достигает
17% (?3 мм по оси OY); на расстоянии 66 мм
? 27% (?3 мм); на расстоянии 110 мм ? 38%
(?3.5 мм).
По характеру изменения полноты сгорания по длине выгорания можно сделать аналогичный вывод: расчетная кривая выгорания
более крутая, чем в эксперименте. По сравнению с одностадийной реакцией, двухстадийная дает более близкие значения к эксперименту. На длине 750 мм (по оси ОХ) расчеты одно
? и двухстадийной реакции дают примерно
одинаковое значение полноты сгорания (выходят на полку): 0.93706 и 0.94824 соответственно. Экспериментальное значение полноты сгорания на данной длине составляет 0.94059.
Таким образом, согласно проведенному
исследованию, моделирование процесса горения гомогенной бензино-воздушной смеси за
двумя V-образными стабилизаторами в ANSYS
12.1 CFX показывает качественное, а по ряду
параметров и количественное соответствие результатов расчета и экспериментальных данных (по полям температур и по полноте сгора-
Рис. 14. Сравнение рассчитанных полей полных температур в различных сечениях для одно ? и двухстадийной реакции с данными эксперимента
234
?????????? ?????????? ??????. 2011. ??? 18. ? 4
Рис. 15. Сравнение расчитанной полноты сгорания для одно ? и двухстадийной реакции с данными эксперимента
ния). В дальнейшем следует продолжить верификацию расчетов процесса горения и обратить внимание на корректность моделирования
течений в температурных слоях смешения, исследовать погрешность при моделировании испарения топлива.
9.
10.
??????????
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
Кишалов А. Е., Халиуллин Р. С., Харитонов В. Ф./
ВНТК молодых ученых и специалистов «Новые
решения и технологии в газотурбиностроении».
Сб. тезисов и докладов. Москва, ЦИАМ.?
2010.? С.167.
Кишалов А. Е., Ахмедзянов Д. А., Шарафутдинов Д. Х. // Журнал «Молодой ученый»,
Чита, 2009.? №12.? С.36.
Кишалов А. Е., Шарафутдинов Д. Х. // Вестник УГАТУ.? Т.14, №3 (38).? 2010.? С. 131.
Раушенбах Б. В., Белый С. А., Беспалов И. В.
и др. Физические основы рабочего процесса в
камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей.? М.: Машиностроение, 1964.? 526 с.
Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД:
пер с англ.? М.: Мир, 1986.? 566 с.
Идельчик И. Е. Справочник по гидравлическим
сопротивлениям. Под редакцией М. О. Штейнберга.? 3-е изд.? М.: Машиностроение.?
1992.? 672 с.
Варгафтик Н. Б., Филиппов Л. П., Тарзиманов
А. А. и др. Справочник по теплопроводности
жидкостей и газов.? М.: Энергоатомиздат,
1990.? 352 с.
Дубовкин Н. Ф., Маланичева В. Г., Массур Ю.
П. и др. Справочник: Физико-химические и эк-
11.
12.
13.
14.
15.
16.
17.
сплуатационные свойства реактивных топлив.?
М.: Химия, 1985.? 240 с.
Аксенов А. Ф. Авиационные топлива, смазочные материалы и специальные жидкости.
Транспорт, 1970.? 256 с.
Варгафтик Н. Б. Теплофизические свойства некоторых авиационных топлив в жидком и газообразном состоянии / Труды МАИ им. С. Орджоникидзеинститута.? Выпуск 132.? М.: ОБОРОНГИЗ, 1961.? 161 с.
Стандарт организации. Методика оценки пожаровзрывоопасности систем местных отсосов.
СТО Газпром РД 1.2-138-2005. Дата введения
2005-2-11.? 89 с.
Новиков О. Н. Химические свойства предельных углеводородов (алканов). Экологическая
группа.? Ангарск, 2005.? 9 с.
Шейн В. П. Закономерности термоконтактного
пиролиза углеводородного сырья: Автореф. ...
канд. техн. н.? Уфа: УГНТУ, 2002. ? 24 с.
Dryer F. L. High-temperature oxidation of CO
and CH4. F. L. Dryer, J. Classman. 14-th Symposium on Combustion. The Combustion Institute,
Pittsburgh, 1972.? P. 987.
Ахметов С. А. Технология глубокой переработки переработки нефти и газа.? Уфа: Гилем,
2002.? 672 с.
Товарные продукты, свойства и применение.
Справочник. Под редакцией В. М. Школьникова.? 2-е изд.? М.: Химия, 1978.
Рахманкулов Д. Л., Долматов Л. В. Товароведения нефтяных продуктов. Т 2. Моторные топлива.? М.: Интер, 2006.? 612 с.
?????????? ?????????? ??????. 2011. ??? 18. ? 4
235
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
5
Размер файла
852 Кб
Теги
efficiency, estimates, pdf, action, aviation, engine, gas, verification, combustion, chamber, turbina
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа