Increasing efficiency of a gas-turbine engine propfan with an ultra-high bypass ratio

В роботі вперше розроблено науково-методичний апарат для забезпечення підвищення ефективності закапотованого гвинтовентилятора двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності, що включає в себе: - науково-обґрунтовані рекомендації щодо тягових характеристик відкритого та закапотованого гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності; - удосконалену методику аеродинамічного проєктування закапотованого гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності; - оцінку урахування опору капоту гвинтовентилятора при розрахунку ефективної сили тяги закапотованого гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності. Отримала подальший розвиток теорія теплових двигунів у напряму розрахунку параметрів та характеристик відкритих та закапотованих гвинтовентиляторів для газотурбінних двигунів з надвисоким ступенем двоконтурності. Практичне значення отриманих результатів полягає в тому, що застосування розробленого науково-методичного апарату в практиці створення авіаційних двигунів із відкритими та закапотованими гвинтовентиляторами дозволить підвищити ефективність гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності.For the first time, a scientific methodology has been developed aimed at increasing efficiency of a ducted propfan of the engine with an ultra-high bypass ratio, including: - scientifically based recommendations for the tractive characteristics of unducted and ducted propfan for the gas turbine engine with ultra-high bypass ratio; - improved methodology for aerodynamic designing of ducted propfan for the gas turbine engine with ultra-high bypass ratio; - evaluation of including the propfan duct drag in calculation of the effective thrust of ducted propfan for the gas turbine engine with ultra-high bypass ratio. The theory of thermal engines was further developed with calculation of parameters and performance of ducted and unducted propfans for the gas turbine engines with ultra-high bypass ratio. The method of aerodynamic design of a ducted propfan of a turbofan with ultra-high bypass ratio has been improved. The methodology allows to design the blade row of a ducted propfan taking into account preset parameters of the gas generator, evaluate the number of blades and assess the results obtained. Scientifically based recommendations pertaining to the number of blades in unducted and ducted engine propfan were obtained. The number of blades in a ducted propfan increased from 8 to 14 allows increasing the propfan thrust up to 57 % at cruise and up to 48 % in ground mode. The obtained results of flow simulation in unducted and ducted propfan show that the duct effects the increase of a propfan thrust and the character of streamlining. With duct the thrust at cruise increases by 23.2 thru 69.2 %, and at takeoff by 28.8 thru 77.2 %. The efficiency of a ducted propfan increases with increase of blades number., The efficiency of a ducted propfan at cruise increases by 4 thru 7 % with number of blades increased from 8 to 14, and, respectively, by 3 to 4 % at takeoff. The evaluation was made of including the propfan duct drag in calculation of the effective thrust of a ducted propfan. The results of studies showed that in ground mode at studied rotational speed of 1500 rpm to 1650 rpm and Mach number range at inlet of 0.5 to 0.8, the drag ranges from 6.9 to 29.3 % of the ducted propfan thrust. In flight mode at altitude of H=11 km, the values of drag force and percentage are decreasing as compared with operation of a ducted propfan on ground. At studied rotational speed within 1500 to 1650 rpm and Mach number at inlet ranging within 0.55 to 0.8, the drag makes 6.3 to 15.3 % of thrust of a ducted propfan. Visualization of stream lines flowing about unducted and ducted propfan demonstrates qualitative nature of a change in streamlining. A specific feature is observed in unducted propfan streamlining, such as existence of vortexes at blades outlet on the periphery. Visualization of stream lines flowing about the ducted propfan has a similar flow pattern. On the periphery there are higher velocity zones, however, no vortex activity zones are observed. Practical significance of obtained results is confirmed by Reports of implementation of the results in work at SE Ivchenko-Progress and SE Antonov

Визначення закономірностей впливу кількості лопатей закапотованого і відкритого гвинтовентилятора на тягу гвинтовентилятора

The efficiency of an aircraft engine is estimated by many parameters, one of which is the thrust force. Improving the efficiency of aircraft engines is an important task for engine building. However, questions remain regarding the effect of the number of blades on the change in the thrust of the ducted and unducted fans. In this work, the object of study is a propfan. 3 variants of the propfan with 8, 10, and 12 blades were investigated. The study was conducted by the method of numerical experiment. The aim of the work was to compile recommendations for choosing the number of blades in the ducted and unducted fans for motors with an ultra-high bypass ratio. That could make it possible to improve the efficiency of an aircraft engine with a propfan. Studies have shown that the number of blades in a propfan significantly affects the thrust force that it creates, as well as efficiency. With an increase in the blades of the ducted fan from 8 to 12, the thrust force increases to 38 %. With an increase in the blades of the propfan from 8 to 12, the thrust force increases to 36.9 %. An increase in the blades from 8 to 12 in the ducted fan leads to an increase in its performance, thereby improving efficiency by 2.4–5.7 %. When flowing around a propfan, it is possible to note the peculiarity that occurs when all three variants are streamlined – vortex traces of the blades in the peripheral parts. Visualization of current lines when flowing around an unducted fan with 8, 10, and 12 blades demonstrates a similar flow character. On the periphery, there are zones of higher speed but there are no zones with eddy formations. The resulting regularities of the influence of the number of blades on a change in the thrust of the ducted and unducted fans could improve the efficiency of the aviation power plant with an engine whose bypass ratio is ultra-high.Ефективність авіаційного двигуна оцінюється багатьма параметрами, одним із яких є сила тяги. Підвищення ефективності авіаційних двигунів є важливою проблемою двигунобудування. Залишаються до кінця не визначеними питання щодо впливу кількості лопатей на зміну тяги закапотованого і відкритого гвинтовентилятора. В роботі об’єктом дослідження є гвинтовентилятор. Досліджувалось 3 варіанти гвинтовентилятора з 8, 10 та 12 лопатями. Дослідження проводилось методом чисельного експерименту. Метою роботи є розробка рекомендацій щодо вибору кількості лопатей закапотованого і відкритого гвинтовентилятора для двигунів з надвеликим ступенем двоконтурності. Це дасть можливість підвищити ефективність авіаційного двигуна з гвинтовентилятором. Проведені дослідження показали, що кількість лопатей гвинтовентилятора суттєвого впливає на силу тяги, що він створює, та ККД. При збільшенні лопатей закапотованого гвинтовентилятора з 8 до 12 сила тяги зростає до 38 %. При збільшенні лопатей відкритого гвинтовентилятора з 8 до 12 сила тяги зростає до 36,9 %. Збільшення лопатей з 8 до 12 в закапотованому гвинтовентиляторі приводить до підвищення ефективності гвинтовентилятора, ККД зростає на 2,4–5,7 %. При обтіканні відкритого гвинтовентилятора можна відмітити особливість, що має місце при обтіканні всіх трьох досліджуваних варіантів – вихрові сліди за лопатями в периферійній частин. Візуалізація ліній току при обтіканні закапотованого гвинтовентилятора з 8, 10 та 12 лопатями має схожий характер обтікання. На периферії наявні зони підвищеної швидкості, однак при цьому не спостерігається зон з вихроутвореннями. Отримані закономірності впливу кількості лопатей на зміну тяги закапотованого і відкритого гвинтовентилятора дозволять підвищити ефективність авіаційної силової установки з двигуном з надвеликим ступенем двоконтурност