Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Исследуются газодинамические параметры на входе и на выходе в камеру сгорания, которые существенно изменяются в переходных режимах работы авиационного двигателя, при учете значительной пространственной неоднородности потока на срезе диффузора камеры сгорания, которая определяется характером потока в компрессоре и индивидуальна для каждого режима работы конкретного газогенератора [1]. В данной работе представлено исследование влияния радиальных и окружных неоднородностей параметров потока на характеристики кольцевой камеры сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) классом тяги 3 т с помощью инструментов моделирования ANSYS CFX. Рассматривается впрыск для кольцевой камеры сгорания с одним рядом форсунок. Учитывается, что воздух, подводимый из компрессора высокого давления во второй контур, изменяется на маршевом режиме в расчетном диапазоне. Воздух, подводимый во внутренний контур, задается фиксированным значением давления на входе. Топливная зависимость рассматривается из постоянных стехиометрических характеристик [2].
В качестве расчетной области был выбран 2D-сектор, содержащий контур камера и ряд форсунок в количестве 16 штук внешнего ряда. Расчеты проводились в программном пакете ANSYS CFX с реализацией графического анализа [3]. Неоднородность на входе в диффузор была задана как полином шестой степени, который был получен в результате численного моделирования компрессорного узла. Форма профиля скорости способствует динамическому давлению воздушного потока на стенки модели, чем при использовании равномерного профиля скорости воздуха [4, 5].
Остаточное вращение потока от компрессора приводит к меньшему влиянию на общий перепад давления и распределение воздуха в жаровой трубе. Полученные результаты показали, что при проектировании камеры сгорания необходимо учитывать неравномерность распределения параметров на ее входе. Также необходимо учитывать плотность материала стенок.
Для предоставления относительное распределения теплового излучения и неравномерности процесса факельного горения на этапе анализа заложены данные температуры на выходе камеры сгорания (Ткс = 1430 К, с учетом неравномерности Ткс = 1600 К) и на входе (Тквд = 950 К) [6].
По итогам моделирования были получены данные температурного и массового расхода в области потока камеры сгорания. Авторами были сделаны выводы о том, что проектируемая камера сгорания выдерживает заданные расчетные характеристики.
Анализ показывает, что при работе на маршевом режиме горячие точки внутренней температуры камеры сгорания уменьшаются на срезе выходного контура, а пламя первичной зоны имеет тенденцию стабилизироваться ближе к инжектору, что может повлиять на выбор оптимальной геометрии при проектировании кольцевой связи [6].
Авторы утверждают, что на основе испытанной модели, выбор материалов низкого качества не повлияет на газодинамические характеристики, а лишь ссылают на оптимизацию первичной геометрии. Такое исследование позволит перейти к сравнению камер сгорания авиадвигателей с смоделированными критическими условиями поломки для последующей оптимизации [1, 6].
