Вибір та обґрунтування схеми наддуву дизеля авіаційного призначення

Скорочена інформація про документ
dc.contributor.authorПрохоренко, Андрій Олексійовичuk
dc.contributor.authorКравченко, Сергій Сергійовичuk
dc.contributor.authorГрицюк, Олександр Васильовичuk
dc.contributor.authorКузьменко, Анатолій Петровичuk
dc.date.accessioned2021-10-27T10:02:01Z
dc.date.available2021-10-27T10:02:01Z
dc.date.issued2021
dc.description.abstractУ 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.).uk
dc.description.abstractThe 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.).en
dc.identifier.citationВибір та обґрунтування схеми наддуву дизеля авіаційного призначення / А. О. Прохоренко [та ін.] // Авіаційно-космічна техніка і технологія. – 2021. – № 1 (169). – С. 75-83.uk
dc.identifier.doidoi.org/10.32620/aktt.2021.1.08
dc.identifier.orcidhttps://orcid.org/0000-0003-1325-4176
dc.identifier.orcidhttps://orcid.org/0000-0003-3250-8645
dc.identifier.orcidhttps://orcid.org/0000-0002-5596-6254
dc.identifier.orcidhttps://orcid.org/0000-0002-4029-4010
dc.identifier.urihttps://repository.kpi.kharkov.ua/handle/KhPI-Press/54635
dc.language.isouk
dc.publisherНаціональний аерокосмічний університет ім. М. Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут"uk
dc.subjectлітальні апаратиuk
dc.subjectгазотурбінні двигуниuk
dc.subjectприводні компресориuk
dc.subjectпотужністьuk
dc.subjectaircraft diesel engineen
dc.subjectboost systemen
dc.subjectdrive compressoren
dc.subjectengine poweren
dc.subjectflight altitudeen
dc.titleВибір та обґрунтування схеми наддуву дизеля авіаційного призначенняuk
dc.title.alternativeSelection and justification of aircraft diesel boost system schemeen
dc.typeArticleen

Файли

Контейнер файлів
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз
Назва:
AKTT_2021_1_Prokhorenko_Vybir.pdf
Розмір:
992.85 KB
Формат:
Adobe Portable Document Format
Завантажити
Ліцензійна угода
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз недоступний
Назва:
license.txt
Розмір:
11.25 KB
Формат:
Item-specific license agreed upon to submission
Опис:
Завантажити

Зібрання

Кафедра "Двигуни та гібридні енергетичні установки"