Кондряков Артур Дмитриевич, аспирант и ассистент кафедры конструкции и проектирования двигателей , начальник бригады статора конструкторского отдела компрессоров
г. Москва
Arthur D. Kondryakov, Postgraduate Student and Assistant of the 203 Chair “Engine Design and Engineering”; The Head of the Stator Subdepartment in the Compressor Design Department
Moscow
Представлена работа по сравнительному анализу проточной части промежуточного корпуса газотурбинного двигателя с встроенным на вал ротора стартер-генератором в концепции более электрического двигателя. В ходе работы была обозначена необходимость изменения конструкции и газодинамического исследования промежуточного корпуса двухкаскадного компрессора газотурбинного двигателя, дано описание конструкции промежуточного корпуса двигателя прототипа и были построены несколько вариантов геометрии проточной части увеличенного по осевому габариту переходного канала, а также выполнено изменение конструкции в части окружного расположения стоек, их формы, назначения и количества в сравнении с промежуточным корпусом двигателя прототипа. На базе проекта конструкции разработаны расчетные модели, которые были посчитаны в газодинамическом модуле импортного расчетного программного обеспечения на определенном режиме работы двигателя. Для построения геометрии и расчетных моделей, а также для задания граничных условий использовались методики известных специалистов с учетом рекомендаций по изменению площадей, форме канала, углам наклона, моделям турбулентности, качеству сетки, заданий условий на входе и выходе из переходного канала. В качестве результатов были получены градиенты скоростей и давлений в продольном и поперечном направлениях. По полученным данным были посчитаны потери полного давления в каждый из каскадов двигателя. На основе исследования выделены направления по необходимому изменению конструкции существующих промежуточных корпусов в случае установки в газотурбинный двигатель интегрированного стартер-генератора вместе с центральным коническим приводом и улучшению параметров течения в канале для обеспечения минимальных потерь полного давления на входе в газогенератор.
The paper presents a flow part comparative analysis of a gas turbine engine intermediate casing with a starter-generator integrated onto the rotor shaft based on a more electric aircraft engine concept. This paper identified the need for design modifications and a gas-dynamic study of the intermediate casing of a two-stage compressor in a gas turbine engine. A description of the prototype engine’s intermediate casing design was provided, and several flow path geometry variants were constructed for a transition channel with an enlarged axial dimension. The design was also modified in terms of the circumferential arrangement of the racks, their shape, purpose, and quantity, compared to the intermediate casing of the prototype engine. Based on the design, computational models were developed and calculated in the gas-dynamic module of imported computational software at a specific engine operating mode. To construct the geometry and computational models, as well as to define the boundary conditions, we used methods developed by renowned experts, taking into account recommendations for changing the area, channel shape, inclination angles, turbulence models, mesh quality, and specifying conditions at the inlet and outlet of the transition channel. The velocity and pressure gradients in the longitudinal and transverse directions were obtained as the results. Based on the data obtained, the total pressure losses in each of the engine stage were calculated. Based on this research, areas for necessary modifications to the design of existing intermediate casings were identified when installing an integrated starter-generator with a central bevel drive in a gas turbine engine, as well as improvements to the channel flow parameters to ensure minimal total pressure losses at the gas generator inlet.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.