MERKISZ Jerzy 1 MARKOWSKI Jarosław GALANT Marta KARPIŃSKI Dominik STANISŁAWSKI Łukasz Analiza wpływu zmian prędkości powietrza przed wlotem na wartości ciągu modelowego silnika lotniczego GTM-120 WSTĘP Silniki lotnicze stanowią obecnie podstawę funkcjonowania współczesnych środków transportu zamieniając energię pierwotną zawartą w paliwie na pracę użyteczną. Głównymi problemami, przed którymi stoją konstruktorzy silników lotniczych, to osiągnięcie wysokiej sprawności, przy uzyskaniu jak najniższej masy jednostkowej układu napędowego. Istotną rolę pełni również niezawodność, która przyczynia się do bezpieczeństwa eksploatacji statków powietrznych. Zbudowanie lotniczych silników spalinowych o dostatecznie dużej mocy oraz możliwie lekkiej konstrukcji zadecydowało o rozwoju i osiągach samolotów. Silniki lotnicze jako wysoce złożone zespoły napędowe są poddawane różnego rodzaju testom w celu uzyskania charakterystyk pracy. Charakterystyki te uzyskuje się przy pomocy metod analitycznych i doświadczalnych [4]. Jednym z trendów rozwojowych silników turboodrzutowych jest zmniejszanie ich wymiarów zewnętrznych. Miniaturyzacja silników turboodrzutowych była ogólnie związana z zastosowaniami hobbistycznymi lub określonymi celami militarnymi, jednak ostatnio można zauważyć gwałtowny wzrost zainteresowania tego typu silnikami. Spowodowane jest to możliwościami zastosowania ich do napędu bezzałogowych statków powietrznych jak również małych generatorów prądowych czy też napędów hybrydowych. Istotną kwestią w kategorii miniaturowych silników odrzutowych jest ich masa, która maleje wraz ze zmniejszaniem wymiarów zewnętrznych. Na przestrzeni ostatnich lat stosunek ciągu do ciężaru silników turbinowych ma tendencję wzrostową (rys.1). Rys. 1. Stosunek ciągu do ciężaru wybranych miniaturowych silników turbinowych [2] Silniki uzyskują tą samą lub większą siłę ciągu przy mniejsze masie własnej. Jest to rezultatem zastosowania relatywnie lekkich stopów żarowytrzymałych podczas produkcji poszczególnych elementów silnika. W przypadku miniaturowych silników turboodrzutowych najczęściej wykorzystywane są jednostki napędowe wyposażone w jednostopniową sprężarkę osiową. Wielostopniowe rozwiązania stają się w tym przypadku mało efektywne na skutek tarcia w warstwie przyściennej kanałów przepływowych, powodującego straty ciśnienia [2]. W lotnictwie komercyjnym wykorzystującym silniki turboodrzutowe, poza stosowaniem nowoczesnych materiałów, szerokie 1 Politechnika Poznańska, Wydział Maszyn Roboczych i Transportu, Instytut Silników Spalinowych i Transportu; 60-965 Poznań, ul. Piotrowo 3. Tel: + 48 665 22 07, Fax: + 48 665 22 04, office_ice@put.poznan.pl 4287
zastosowanie mają konstrukcje dwuprzepływowe. Poza zapewnieniem lepszych parametrów lotu, takich jak większy ciąg, przyczyniają się w dużym stopniu do ograniczania emisji spalin i hałasu. W celu oszacowania osiągów możliwych do wykorzystania przy zastosowaniu określonego typu silnika turboodrzutowego, wymagane jest prowadzenie czasochłonnych badań. Dotyczą one zarówno wytrzymałości poszczególnych elementów silnika oraz mają na celu określenie parametrów eksploatacyjnych we wszystkich warunkach możliwej eksploatacji napędów. Jednym spośród prowadzonych badań jest ocena zmian parametrów eksploatacyjnych silnika w wyniku zmian parametrów czynnika na wlocie silnika. Prowadzi się badania silnika przy zmianie wilgotności czynnika, udziałem rozpylonej wody, zmianach prędkości przepływającego powietrza oraz z udziałem ciał obcych wrzucanych do wlotu silnika symulujących przypadki zassania ptaków. W przedstawionych badaniach podjęto ocenę zmian wartości siły ciągu wynikających ze zmiany prędkości statku powietrznego, którą symulowano zmianą prędkości powietrza napływającego na wlot silnika. 1. METODYKA BADAŃ Celem badań była symulacja warunków rzeczywistej eksploatacji miniaturowego silnika turbinowego GTM-120 wynikających z prędkości lotu statku powietrznego oraz określenie ich wpływu na wybrane parametry jego pracy. Badany silnik zbudowany jest z jednostopniowej sprężarki promieniowej, napędzanej za pomocą jednostopniowej turbiny osiowej. Silnik wyposażony jest w pierścieniową komorę spalania, a paliwo dostarczane jest do parownic. Do rozruchu silnika wykorzystywany jest rozrusznik elektryczny. Podczas rozruchu silnik zasilany jest gazem LPG a po uzyskaniu odpowiednich parametrów termodynamicznych następuje przełączenie na zasilanie paliwem właściwym. Na stanowisku badawczym zainstalowano zestaw elektroniki sterującej, której zadaniem jest realizacja wszystkich funkcji sterujących pracą silnika łącznie z automatycznym rozruchem i studzeniem. Sterowanie silnikiem realizuje się przez regulację wydatku pompy paliwa. Na stanowisku dokonuje się pomiaru prędkości obrotowej wału silnika, temperatury spalin w dyszy wylotowej silnika oraz siły ciągu. Wartości parametrów technicznych silnika zostały zebrane w tabeli 1. Tab. 1. Parametry silnika turbinowego GTM 120 [3] Ciąg statyczny [N] 120 Obroty minimalne [obr/min] 33 000 Obroty wirnika przy mocy max. 120 000 [obr/min] Waga silnika [g] 1500 Paliwo podstawowe JET A-1 +3% oleju MOBILE JET OIL II Zużycie paliwa [g/min] 340 Wymiary silnika [mm] L = 340, L= 115 Masowe natężenie przepływu powietrza przez silnik [kg/s] Stanowisko badawcze, zainstalowane w hali laboratoryjnej, składało się z trzech podstawowych elementów (rys. 2): a) silnik odrzutowy GTM-120 zamocowany na stanowisku pomiarowym (rys. 3a), b) dmuchawa wytwarzająca strumień powietrza (rys. 3b), 0,37 4288
1 4 2 3 Rys. 2. Schemat usytuowania głównych elementów stanowiska badawczego; 1 dmuchawa, 2 silnik odrzutowy, 3 tensometryczny czujnik siły, 4 przyrząd do pomiaru prędkości powietrza napływającego na wlot silnika a) b) Rys. 3. Widok głównych elementów stanowiska badawczego; a silnik odrzutowy, b dmuchawa, Badanie polegało na wykonaniu pomiarów parametrów pracy silnika w dwóch niezależnych cyklach badawczych. Wartościami mierzonymi były: n prędkość obrotowa wału turbiny, W siła działająca na tensometryczny czujnik siły, T s temperatura spalin na wylocie z silnika, G e sekundowe zużycia paliwa. Pomiary zrealizowano w dwóch cyklach pomiarowych. Pomiary pierwszego cyklu wykonano dla przypadku, gdy prędkość strumienia powietrza na wlocie do silnika była równa zeru, tj. silnik samoczynnie zasysał niezbędne do pracy powietrze (pomięto prezentację tychże wyników). Następnie pomiary powtórzono przy dostarczeniu dodatkowego strumienia powietrza na część wlotową silnika, o prędkości strumienia równej V WL1 = 50 m/s za pomocą dmuchawy (otrzymane wyniki zostały zestawione w tabeli 2). W trakcie obu cykli pomiarowych, dla tych samych wartości prędkości obrotowej turbiny, zmierzono takie parametry jak: siłę działająca na tensometryczny czujnik siły W, temperaturę spalin T s oraz sekundowe zużycie paliwa G e. Podczas badań panowały następujące warunki otoczenia: temperatura otoczenia t o = 15 20 [ C], ciśnienie otoczenia p o = 1015 [hpa], wilgotność względna powietrza 40 60 [%]. Do pomiaru prędkości napływającego powietrza wykorzystano przenośny analizator multifunkcyjny AMI 300 firmy Kimo (rys. 4), umożliwiający pomiar wielkości takich jak prędkość przepływu, temperatura, ciśnienie atmosferyczne. 4289
Rys. 4. Miernik wielofunkcyjny AMI 300 z rurką pitota typu L 2. ANALIZA WYNIKÓW Wyniki zamieszczone w tablicy 2 oraz dane dla pomiaru bez dmuchawy zaprezentowano, w postaci graficznej, na rysunku 5. Przedstawiono wartości siły ciągu, zużycia paliwa, prędkości oraz temperatury spalin w funkcji prędkości obrotowej wału turbiny. Rozkłady punktów w pomiarowych zostały uzupełnione o linię regresji. Na rysunku 6 przedstawiono zależność sekundowego zużycia paliwa G e od siły W. Tab. 2. Wyniki pomiarów podstawowych parametrów silnika cykl drugi (z dmuchawą) n W T G L.p. e [tys. obr/min] [N] [⁰C] [g/s] 1 34,0 0,4 562 5,32 2 50,0 7,2 557 7,72 3 60,2 18,4 554 9,32 4 68,00 27,2 549 10,85 5 74,0 36,0 545 11,78 6 80,2 48,0 553 13,24 7 85,9 60,0 557 14,72 8 89,2 66,0 554 15,16 9 92,8 76,0 561 16,26 10 96,8 85,4 572 17,27 11 101,0 97,0 585 18,66 12 104,0 106,0 598 19,22 4290
Rys. 5. Zależność siły (W), sekundowego zużycia paliwa (G e ), temperatury spalin na wylocie (T s ) od prędkości obrotowej wału turbiny silnika Rys. 6. Zależność sekundowego zużycia paliwa Ge od siły W Ciąg silnika odrzutowego K w uproszczony sposób można zdefiniować jako różnicę iloczynu strumienia masy spalin i jego prędkości wypływu z dyszy wylotowej v 2 względem iloczynu strumienia masy powietrza i jego prędkości przed wlotem silnika v 1 zgodnie z równaniem: (1) Zgodnie z powyższą zależnością wraz ze zwiększeniem prędkości powietrza na wlocie do silnika, siła ciągu maleje. Uzyskane wyniki (rys. 5 6) potwierdzają tę zależność, ale prowadząc głębszą analizę należy zastanowić się nad innymi czynnikami występującymi podczas badań, które również mogą sprzyjać zjawisku zmniejszenia siły ciągu. W związku z powyższym dokonano analizy układu mechanicznego wpływającego na wartość uzyskiwanej siły ciągu oznaczoną jako siłę wypadkową W. Siła ta jest pośrednim wskaźnikiem wartości siły ciągu jaką uzyskuje silnik. Jest to siła wypadkowa jaka działała na ruchomą podstawę montażową silnika (rys. 7). Zatem siła W odpowiada sile ciągu efektywnego silnika K e i jest określana zależnością: 4291
W = K e = K F zew, (2) gdzie: K siła ciągu wewnętrznego silnika; F zew wypadkowa sił oddziaływania strumienia powietrza na zewnętrzną powierzchnię obudowy silnika (siła oporu powietrza). Rys. 7. Rozkład sił działających na silnik na stanowisku pomiarowym; 1 tensometryczny czujnik siły, 2 podstawa montażowa silnika, K siła ciągu wewnętrznego silnika, W siła wypadkowa, działająca na tensometryczny czujnik siły, Fzew siła oporu powietrza Dla pierwszego cyklu pomiarowego (bez dmuchawy) wartość siły oporu powietrza wynosiła F zew = 0. Zatem siła z jaką podstawa montażowa działała na czujnik siły była równa sile ciągu wewnętrznego silnika: W = K (3) Dla pierwszego cyklu pomiarowego (bez dmuchawy) wartość siły oporu F zew była równa zeru, dlatego zależność (2) jest prawidłowa. W przypadku cyklu drugiego (z dmuchawą) część uzyskiwanej siły ciągu była niwelowana siłami oporu F zew jakie powodowała konstrukcja silnika, na którą działała struga powietrza. Im większa była prędkość powietrza przed silnikiem, tym większa była siła oporu F zew. Przy założeniu, że pole powierzchni czołowej silnika, współczynnik oporu oraz gęstość powietrza są jednakowe dla obu cykli pomiarowych, to zmiany siły F zew są w przybliżeniu proporcjonalne do kwadratu prędkości lotu V, co wynika ze wzoru na siłę oporu powietrza (w literaturze oznaczana często jako P x ) [5]: gdzie: ρ gęstość powietrza, V prędkość lotu, A pole powierzchni czołowej silnika, C x współczynnik oporu. (4) Ze względu na brak odpowiednich przyrządów pomiarowych siła oporu F zew nie została precyzyjnie zmierzona. Jej orientacyjna wartość dla V WL1 = 50 m/s wyniosła ok. 14 N. Podane wartości są słuszne przy założeniu, że dodatkowy strumień na wlocie nie wpływa znacząco na wartości siły ciągu wewnętrznego silnika K. Założenie to można uznać za prawdopodobne, bowiem wartości zużycia paliwa oraz temperatury spalin na wylocie były zbliżone, wobec tego procesy termodynamiczne zachodzące w silniku przebiegały w sposób podobny dla obu przypadków. W 4292
wyniku oporu stawianego przez dodatkowy strumień powietrza w cyklu drugim, zapotrzebowanie silnika na paliwo było większe w stosunku do cyklu pierwszego (rys. 6). Innymi słowy w celu osiągnięcia tych samych wartości siły W, silnik musiał wytworzyć większą siłę ciągu wewnętrznego K podczas cyklu drugiego. W związku z tym prędkość obrotowa turbiny i co za tym idzie zużycie paliwa, dla poszczególnych punktów pomiarowych, wzrosło. WNIOSKI Przeprowadzone badania i analiza uzyskanych wyników, związanych ze zmianą siły ciągu silnika wynikającą ze zmiany prędkości powietrza napływającego na silnik, wskazują na konieczność uwzględnienia dwóch czynników. Pierwszym jest zmiana prędkości powietrza napływającego na silnik a drugą jest siła oporu aerodynamicznego konstrukcji silnika. Ich wzajemny udział w zmianach siły ciągu można ocenić na podstawie wartości prędkości wypływających spalin z dyszy wylotowej. Pomiary tej wartości nie zostały przeprowadzone. W związku z powyższym w kolejnym etapie należy przeprowadzić badania uzupełniające, które umożliwią określenie względnego udziału wyznaczonych parametrów decydujących o uzyskiwanej sile ciągu. Streszczenie Osiąganie dużych prędkości lotu wymaga wykorzystanie napędu lotniczego cechującego się dużą mocą silnika, czemu nie mogły sprostać tłokowe silniki lotnicze. Dlatego w miarę postępu technologicznego w lotnictwie zaczęto stosować silniki odrzutowe umożliwiające uzyskiwanie bardzo dużych mocy przy małym ciężarze własnym. W celu oceny własności silnika oraz jego możliwości w różnych warunkach niezbędne jest prowadzenie licznych badań naukowych. Sporządzanie charakterystyk w locie należy do zadań skomplikowanych i kosztownych, dlatego prowadzone są badania stacjonarne, przy zapewnieniu warunków w jak największym stopniu odzwierciedlających rzeczywiste warunki lotu. W artykule przedstawiono badania mające na celu określenie wpływu powietrza dostarczonego z określoną prędkością do wlotu, na zmianę wartości ciągu modelowego silnika odrzutowego. Analysis of the impact of changes inlet velocity on the model engine GTM-120 propulsive thrust Abstract Achieving high-speed flight requires the use of an air propulsion characterized by high engine power, why could not cope with piston aircraft engines. Therefore, as technology advances in aviation began to use jet engines which allow to obtain very high power and low weight own. In order to evaluate properties of the engine and its features in different conditions it is necessary to carry out numerous scientific studies. Preparation characteristics of the fly is a complicated and expensive task, which is why research is stationary, while ensuring the utmost reflecting actual flight conditions. The article presents a study to determine the effect of air supplied at a certain speed to the inlet, on the change in value over a model of a jet engine. BIBLIOGRAFIA 1. Dzierżanowski P., Kordziński W., Łyżwiński M., Otyś J., Szczeciński S., Wiatrek R., Turbinowe silniki odrzutowe, Wyd. KiŁ, Warszawa 1983 2. Gieras M., Obliczenia parametrów użytkowych lotniczych silników lotniczych turbinowych, Oficyna Wydawnicza PW, Warszawa 2013 3. http://www.jetpol.home.pl 4. Lewitowicz J., Kustroń K.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych (tom 2); Wyd. ITWL, Warszawa 2003. 5. Milkiewicz A., Praktyczna aerodynamika i mechanika lotu samolotu odrzutowego, w tym wysokomanewrowego, Wydawnictwo ITWL, Warszawa 2009. 4293