Вибір та обґрунтування схеми наддуву дизеля авіаційного призначення
Вантажиться...
Дата
2021
DOI
doi.org/10.32620/aktt.2021.1.08
Науковий ступінь
Рівень дисертації
Шифр та назва спеціальності
Рада захисту
Установа захисту
Науковий керівник
Члени комітету
Видавець
Національний аерокосмічний університет ім. М. Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут"
Анотація
У статті дано обґрунтування раціональної схеми системи наддуву авіаційного дизеля ХАДІ-100А для забезпечення його висотності з точки зору найменших втрат ефективної потужності двигуна. Запропоновано методику оцінки втрати потужності авіаційного дизеля в залежності від висоти польоту. Розглянуто три варіанти схеми системи наддуву: з одним вільним турбокомпресором; паралельним приводним компресором і вільним турбокомпресором; послідовним приводним компресором і вільним турбокомпресором. В результаті виконання розрахункового дослідження показано, що у випадку застосування одного вільного турбокомпресору на висоті h > 1500 м нормальний робочий процес дизеля реалізований бути не може, оскільки при цьому коефіцієнт надлишку повітря падає нижче критичної для дизеля величини α < 1,4. Навіть за умови підтримки постійного коефіцієнту надлишку повітря ефективна потужність двигуна, з одним вільним турбокомпресором, зі збільшенням висоти польоту падає приблизно на 6...11 кВт на кожні 1000 м. У схемах з приводним компресором якість паливо-повітряної суміші з висотою змінюватися не буде, а втрати потужності на їх привід порівняно незначні – в межах 1...2 кВт на 1000 м висоти підйому та можуть бути компенсовані збільшенням циклової подачі палива без втрати якості робочого процесу. В результаті проведення розрахункового дослідження зроблено висновок, що найбільш раціональною з точки зору найменших витрат потужності є схема з послідовним приводним компресором та вільним турбокомпресором, витрата потужності на привід компресора на висоті 5000 м на 1,4 кВт менше, ніж у схемі з паралельним приводним компресором та становить максимальну величину 8,5 кВт. Запропоновано використання електроприводного компресора, оскільки в такому випадку агрегат отримує гнучкість керування для вибору оптимального режиму роботи та є можливість використання альтернативних приводному електрогенератору джерел енергії (сонячні батареї, акумулятори, термоелектрогенератори та ін.).
The article provides the substantiation of the rational scheme of the boost system of the aircraft diesel engine KhADI-100A to ensure its altitude from the point of view of the lowest losses of the effective engine power. A method is proposed for assessing the power loss of an aircraft diesel engine depending on the flight altitude. Three variants of the supercharging system are considered: with one free turbocharger; parallel drive compressor and free turbocharger; sequential drive compressor and free turbocharger. As a result of the computational study, it was shown that in the case of using one free turbocharger at an altitude of h > 1500 m, the normal operating process of a diesel engine cannot be realized, since in this case, the excess air ratio falls below the critical value for a diesel en-gine α <1.4. Even if a constant excess air ratio is maintained, the effective engine power, with one free turbocharger, decreases by about 6 ... 11 kW per 1000 m with an increase in flight altitude. In schemes with a driving compressor, the quality of the fuel-air mixture will not change with altitude, and the power losses for their drive are insignificant in comparison - within 1 ... 2 kW per 1000 m of lifting height and can be compensated by increasing the cycle fuel supply without losing the quality of the working process. As a result of the computational study, it was concluded that the most rational from the point of view of the least power consumption is the scheme with a sequential drive compressor and a free turbocharger, the power con-sumption for the compressor drive at an altitude of 5000 m is 1.4 kW less than in the scheme with a parallel drive compressor and is the maximum value of 8.5 kW. The use of an electrically driven compressor is proposed since in this case the unit gains control flexibility to select the optimal operating mode and the possibility of using alternative energy sources for the drive electric generator (solar batteries, accumulators, thermoelectric generators, etc.).
The article provides the substantiation of the rational scheme of the boost system of the aircraft diesel engine KhADI-100A to ensure its altitude from the point of view of the lowest losses of the effective engine power. A method is proposed for assessing the power loss of an aircraft diesel engine depending on the flight altitude. Three variants of the supercharging system are considered: with one free turbocharger; parallel drive compressor and free turbocharger; sequential drive compressor and free turbocharger. As a result of the computational study, it was shown that in the case of using one free turbocharger at an altitude of h > 1500 m, the normal operating process of a diesel engine cannot be realized, since in this case, the excess air ratio falls below the critical value for a diesel en-gine α <1.4. Even if a constant excess air ratio is maintained, the effective engine power, with one free turbocharger, decreases by about 6 ... 11 kW per 1000 m with an increase in flight altitude. In schemes with a driving compressor, the quality of the fuel-air mixture will not change with altitude, and the power losses for their drive are insignificant in comparison - within 1 ... 2 kW per 1000 m of lifting height and can be compensated by increasing the cycle fuel supply without losing the quality of the working process. As a result of the computational study, it was concluded that the most rational from the point of view of the least power consumption is the scheme with a sequential drive compressor and a free turbocharger, the power con-sumption for the compressor drive at an altitude of 5000 m is 1.4 kW less than in the scheme with a parallel drive compressor and is the maximum value of 8.5 kW. The use of an electrically driven compressor is proposed since in this case the unit gains control flexibility to select the optimal operating mode and the possibility of using alternative energy sources for the drive electric generator (solar batteries, accumulators, thermoelectric generators, etc.).
Опис
Ключові слова
літальні апарати, газотурбінні двигуни, приводні компресори, потужність, aircraft diesel engine, boost system, drive compressor, engine power, flight altitude
Бібліографічний опис
Вибір та обґрунтування схеми наддуву дизеля авіаційного призначення / А. О. Прохоренко [та ін.] // Авіаційно-космічна техніка і технологія. – 2021. – № 1 (169). – С. 75-83.