Удосконалення системи наддуву суднових дизельних установок

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Удосконалення системи наддуву суднових дизельних установок

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук

Загальна характеристика роботи

Актуальність теми. У сучасних технологічних умовах експлуатації судна системи повітряної вентиляції або нагнітання газів займають важливу частину. Суднові дизельні установки більшою мірою працюють при максимальній температурі продуктів згоряння палива і перехід двигуна з одного робочого режиму на інший повинен супроводжуватися незначною зміною його температурного стану. З технічної точки зору виконання подібної умови можливо реалізувати шляхом зміни кількості поступаючого на горіння палива та повітря. Співвідношення між їх витратами повинне завжди залишатися оптимальним. Надлишок або нестача повітря приводять до падіння величини середнього індикаторного тиску, ККД і як наслідок погіршення економічності всієї енергетичної установки. Тому є актуальним питання про сумісність характеристики повітряної мережі з характеристикою використовуваного повітряного нагнітача з метою одержання границь можливих діапазонів встановлених режимів.

У цей час у більшості світових виробників суднових дизельних установок відзначається чітка тенденція порівняння потужностей двигуна і газо-турбонагнітача. По оцінках фахівців, коли величина тиску наддуву досягне величини приблизно рівній 6 кг/см², навіть незначне збільшення ККД нагнітача може привести до одержання значної величини додаткової потужності всієї енергетичної установки.

Наведені та розглянуті приклади дозволяють зробити однозначний висновок про необхідність використання більш удосконаленої з технічної точки зору схеми повітропостачання головних суднових дизелів. Зміни повиннi відтворюватися на всіх ієрархічних рівнях сучасних систем наддуву: а) на глобальному - шляхом введення нових схем подачі повітря, тобто видозміни самої системи; б) на технологічному - шляхом розробки нових конструкцій нагнітачів; в) на локальному - шляхом зміни конкретних конструктивних параметрів вузлів нагнітача, наприклад, форми лопатки або її робочого кута.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Тема дисертаційної роботи відповідає програмам і планам виконання фундаментальних науково-дослідних робіт Міністерства освіти і науки України (наказ №633 від 05.11.2002 р.) і Одеської національної морської академії на період 2003-2007 рр., також результати проведених досліджень пов'язані з виконанням держбюджетній теми «Оптимізація роботи судна і енергетичної установки» (ДР №0194U002036), в якій автор був виконавцем розділу НДР, присвяченого оцінці техніко-економічної ефективності оптимізації режимів суднової енергетичної установки.

Мета і завдання дослідження. Мета дослідження - підвищення ефективності системи наддуву при експлуатації суднових головних двигунів на перехідних режимах.

Для досягнення мети дослідження було вирішене головне завдання дослідження - розробка нового технологічного рішення здатного забезпечити оптимальні режими роботи системи повітряного наддуву.

Для вирішення головного завдання було поставлено ряд допоміжних завдань:

- виконати аналіз існуючих технологічних схем та режимів роботи систем наддуву суднових дизельних установок;

- розробити методику дослідження аеродинамічних процесів у нагнітачі;

- виконати математичний опис фізичних процесів та моделі оптимізуємих елементів системи наддуву;

- дослідити процеси, що протікають в робочому колесі повітряного нагнітача шляхом експериментальних випробувань;

- виконати сінтез нового технологічного рішення на основі узагальнення результатов проведених досліджень.

Об'єкт дослідження - аеродинамічний процес, який протікає в системі наддуву суднових дизелів.

Предмет дослідження - удосконалення конструктивних характеристик вентилятора барабанного типу у системі наддуву суднових дизельних установок.

Методи дослідження. Для досягнення поставленної в роботі мети було використано: метод фізичного вимірювання у реальному часі - при встановленні основних характеристик суднового головного двигуна і системи наддуву на перехідних режимах; метод візуалізаціі - для дослідження характеру течіі в каналі між лопатками робочого колеса; метод дискретних вихрів - для дослідження характеру основного потоку повітря; кінцево-різницевий метод - для дослідження погранічного шару на поверхні лопатки; метод статистичної обробки резльтатів вимірювань.

Наукова новизна одержаних результатів.

Підвищення енергетичної ефективності роботи дизеля на перехідних режимах забезпечується конструктивними особливостями наддувочного контуру, які максимально зменшують инерційність повітряного потоку.

Наукову новизну містять вперше встановлені результати:

- максимальна величина ККД нагнітача барабанного типу досягається при профілюванні поверхні лопаток за логарифмічним законом;

- мінімальні втрати тиску нагнітача спостерігаються при куті нахилу лопаток робочого колеса від 4⁰ до 7^0;

- на перехідних режимах роботи дизеля нестача повітря забезпечується у широкому діапазоні витрат паралельним підключенням повітряного нагнітача барабанного типу.

Дістало подальший розвиток рішення задачи оптимізації процесів наддуву на перехідних режимах суднових дизельних установок.

Практичне значення одержаних результатів полягає у:

- підвищенні живучості суднової енергетичної установки;

- можливості одержання максимальної економічності роботи суднового дизеля за рахунок забезпечення оптимальної роботи системи повітряного наддуву;

- підвищенні ККД центробіжного нагнітача з 60 до 80% за рахунок зміни конструктивної форми робочого колеса;

- можливості використання розробленої конструкторської методики проектування нагнітачів повітря для транспортного, технічного, рибопромислового флоту і берегових підприємств України.

Результати досліджень було використано: ЗАО судноплавна компанія «Укртанкер» при експлуатації суднових дизельних установок (Акт впровадження від 19.09.07); дочернім підприємством «Укрспецтехніка комплекс» при проектуванні нового обладнання (Акт впровадження від 20.09.07); в навчальному процесі Одеської національної морської академіі (Акт впровадження від 10.11.07).

Особистий внесок здобувача. У наукових статтях опублікованих у співавторстві здобувачу належить: [2] - проведення натурних експериментів і обробка результатів візуалізації течії потоку; [3] - проведення розрахунків, пов'язаних з вивченням пограничного шару на поверхні обтікаємої конструкції і систематизація отриманих результатів; [5] - аналіз існуючих суднових схем повітропостачання і опис нового технологічного рішення; [6] - оцінка похибок експериментального стенду і проведення експериментів.

Апробація результатів дисертації. Основні положення роботи і окремі її розділи доповідались і обговорювались, та отримали позитивний відгук на: XIV Международной конференции по вычислительной механике и современным прикладным системам. ВМПСС-2005, Алушта. 2005 г.; 6 Міжнародній науково-технічній конференції АС ПГП «Промислова гідравліка і пневматика», Львів 2005 р.; Міжнародній науковій та науково-методичній конференції «Сучасні проблеми суднової енергетики-2006», Одеса 2006; XIII Международной научно-технической конференции «Машиностроение и техносфера XXI века», Севастополь, 2006; Міжнародній науковій та науково-методичній конференції «Сучасні проблеми суднової енергетики-2007», Одеса 2007; XII Міжнародній науково-практичній конференції «Гідроаеромеханіка в інженерній практиці», Луганськ 2007 р.

Публікації. Основні положення, матеріали і результати досліджень опубліковані у шістьох друкованих роботах в спеціалізованих наукових виданнях, які входять до переліку затвердженого ВАК України.

Структура і об'єм роботи. дисертація складається з вступу і п'яти розділів. Повний обсяг роботи 172 стор., містить 46 мал. і 3 табл., список використаних джерел 110 найменувань.

Основний зміст роботи

нагнітач наддув аеродинамічний технологічний

У вступі наведена загальна характеристика роботи, у якій особливо виділена її актуальність і розкрита наукова та практична новизна отриманих результатів, а також поставлена мета роботи.

У першому розділі надано детальний огляд сучасних систем наддуву повітря суднових дизельних установок та наведено опис процесів, які в них протікають. Виконано аналіз і наведено відомі теоретичні та експериментальні дані, що описують суднові системи наддуву. Розглянути основні технічні питання та надано опис існуючих схем, що застосовуються в системах наддуву суднових дизелів. Сформульована постановка завдань досліджень і перераховані основні проблеми, рішення яких необхідно одержати.

Показано, що аеродинамічні процеси які мають місце у повітряних трактах в основному обумовлюються появою зон великої завихреності, які можуть утрудняти повітропостачання або взагалі служити причиною обмеження потужності дизеля. Головними параметрами, по яких судять про гідравлічні характеристики тракту реального суднового дизеля, є зміна температури і тиску повітря в ресивері. Зв'язок між цими величинами та всіма процесами в робочих циліндрах дизеля, системах подачі палива і наддуву повітря, як звичай, встановлюється емпіричним шляхом при аналізі даних теплотехнічних випробувань дизеля.

Додаткові електроприводні нагнітачі, що використовуються в цей час для підвищення тиску наддуву головних суднових малооборотних дизелів, встановлюються послідовно з газотурбонагнітачем. Додаткові компресори використовуються для повітропостачання дизеля в період його пуску та коли судно рухається малим та середнім ходами. При цьому на динамічних режимах, особливо при форсуванні потужності двигуна, кількості повітря завжди залишається недостатньо для якісного наповнення і продувки циліндрів.

Досягнення високих динамічних показників дизеля та мінімального часу перехідного процесу може бути забезпечено регулятором частоти обертання, який виконує різке збільшення подачі палива. При цьому для оптимального процесу горіння потрібна відповідність витрат палива та повітря. Таку умову забезпечують різними пристроями обмеження подачі палива. Миттєве збільшення витрати повітря забезпечити наявним додатковим електроприводним компресором неможливо, тому що необхідно або істотно збільшити діаметр робочого колеса компресора, або збільшити частоту обертання до величини порівняної із частотою обертання ротора газотурбонагнітача. Іншим технічним рішенням може бути розробка нової конструкції повітряного нагнітача, здатного забезпечити широкий діапазон витрат повітря при малих витратах потужності та прийнятній частоті обертання робочого колеса. У цьому випадку, для вдосконалення системи наддуву суднового дизеля, необхідно розробити універсальну методику розрахунку такого нагнітача. Вона повинна враховувати всі характеристики повітря, що нагнітається, і вимоги системи наддуву, що експлуатується.

На зниження тиску та витрати повітряного нагнітача впливають втрати в робочому колесі. Зменшити величину цих втрат можливо за рахунок вибору оптимальні форми й кута лопатки робочого колеса.

У другому розділі виконано огляд методів аерогідромеханіки, які можуть бути використані для розрахунку кінематичних параметрів повітряного потоку поблизу лопатці робочого колеса нагнітача. Сформульовано математичну постановку завдання про обтікання потоком повітря одиночної лопатки та системи профілів.

Для рішення аеродинамічного завдання по обтіканню одної лопатки або системи профілів повітряним потоком використовувалися метод дискретних вихрів і кінцево-різницевий метод. Такі методи дозволили в повному ступені визначити всі, як локальні, так і інтегральні аеродинамічні параметри потоку та лопатки.

При аналізі показано, що всі інші методи - метод конформних відображень, асимптотичний і блочно-панельні методи будуть приводити до результатів, що не відповідають реальній картині течії. В основному недоліки цих методів викликані зневагою ефектами, що виникають у прикордонному шарі на поверхні моделюємої лопатці.

Фізична картина руху повітря між лопатками робочого колеса нагнітача розглядалася як багатошарова, тобто як така, що складається із двох фізично обґрунтованих областей. Перша область відповідає грузлому прикордонному шару, де дифузійні ефекти є переважними, а друга конвективній течії у нев'язкому потоку. Границею їх розподілу є зовнішній контур прикордонного шару. Фактично було використано комбінований підхід об'єднуючий простоту методу дискретних вихрів, застосований до нев'язкого нестисливого основного потоку з точністю і найбільшою наближеністю до реальної фізичної картини кінцево-різницевого методу, застосованого до нестаціонарного грузлого прикордонного шару на поверхні лопатці.

У силу складності розглянутого завдання її вхідна постановка була сформульована як плоска. Дане припущення було обґрунтованим оскільки в течії, що відтворювалася переважним був конвективний перенос і виникаючі в результаті відриву прикордонного шару просторові ефекти не робили істотного впливу на одержувані поля швидкості і тиску.

При моделюванні зони грузлого прикордонного шару була прийнята гіпотеза про ламінарний режим руху потоку усередині цієї області. У такому випадку використовувалась система рівнянь

. (1)

Градієнт тиску уздовж поверхні моделюємої лопатці був знайдений з умови розподілу швидкості на зовнішній границі прикордонного шару шляхом застосування рівняння Бернуллі

. (2)

Розподіл швидкості V знаходився з рішення задачі про обтікання лопатки не грузьким та не стислим потоком. Рішення було здійснено ітераційним методом, товщина тіла (фотопараметр) нарощувалась на кожній ітерації на розраховану в попередній ітерації товщину пограншару. Початок рішення, тобто перша ітерація відповідала рішенню завдання про не грузьке обтікання моделюємої лопатки.

У ході створення кінцево-різницевої схеми дискретизація була виконана із другим порядком точності, як по простору, так і за часом. При проведенні розрахунків застосовано розрахунковий шаблон типу «хрест».

На підставі дискретизації застосовно до системи рівнянь (1) і (2) була складена розрахункова схема. Її центральні, ліво- і правосторонні аналоги мають такий вигляд:

- центрально-різницева розрахункова схема

;

- лівостороння розрахункова схема

;

- правостороння розрахункова схема

;

У кожній з наведених вище різницевих схемах вертикальна складова U_y швидкості повітря в прикордонному шарі визначалася залежно від розташування розрахункового вузла. Для її розрахунку були використані, як лівосторонні, так і правосторонні різниці. В остаточному підсумку різницева апроксимація рівняння нерозривності мала вигляд:

- лівосторонні різниці

;

- правосторонні різниці

.

При рішенні задачі розподілу грузлого прикордонного шару використовувалася рівномірна прямокутна сітка. Відповідно до такого підходу крок, як по горизонтальному х, так і вертикальному у напрямкам змінювався однаково. У середньому, як показали результати досліджень, мінімальне число вузлів розрахункової сітки повинне становити не менш 2000, а максимальне число можна обмежити 20000. Подальше зменшення сіткового кроку по висоті у практично не змінює одержувані результати.

При моделюванні зовнішньої зони течії повітря навколо лопатки використовувалися рівняння методу дискретних вихрів. Крім рішення завдання про відривне обтікання одиночної лопатки цей метод дозволяє зробити розрахунок і цілої системи лопаток.

У методі дискретних вихрів існують дві розрахункові схеми, що відрізняються між собою вхідною фізичною інтерпретацією і відповідно рівнем складності. У першій схемі (більше простій) вважається, що схід вихрів з поверхні лопатки відбувається в останній критичній точці. Дана розрахункова схема показана на рис. 1 (а). У другій розрахунковій схемі вважається, що вихри відходять від поверхні лопатки в точках відриву К₁ і К₂ відповідно. Ці точки відповідають місцям відриву прикордонного шару і їх розташування на поверхні лопатки на відміну від першої розрахункової схеми не є фіксованим. Воно визначається в результаті рішення рівнянь, які описують прикордонний шар. Дана розрахункова схема показана на рис. 1 (б).

Стосовно до плоскої постановки завдання рівняння поверхні лопатки вентилятора описувалося як

,

де R₁ величина радіус вектора; кут повороту радіус вектора; кут розкриття спіралі.

При моделюванні взаємодії робочої лопатки вентилятора з потоком повітря, що рухається, була використана наступна система рівнянь:

- основне рівняння

;

- додаткові рівняння

; ;

; ,

де: V_x, V_y відповідно безрозмірні поперечна та азимутальна проекції швидкості, що продукуються вихором одиничної інтенсивності; Г_{i, j} відповідно безрозмірна циркуляція дискретного вихору на поверхні тіла і в потоці; N, k константи; X_i, Y_i відповідно відстань по горизонталі та по вертикалі між двома сусідніми вихровими точками на поверхні тіла; X_j, Y_j відповідно відстань по горизонталі та по вертикалі між поточними вихровими точками на поверхні тіла і у потоці.

Як видно з рівнянь, швидкість, яку генерує дискретний вихор, є обратно пропорційною відстані до розглянутої точки у силу чого для спрощення чисельних розрахунків вплив на обтічне тіло далеко розташованих вихрів не враховувався.

При моделюванні лопатки та системи лопаток використовувався наступний закон розміщення дискретних вихрів:

, , i = 1, 2,…, (N+1), n>3.

При моделюванні взаємодії повітряного потоку із системою лопаток для розрахункових схем використовувалися співвідношення:

де s - номер лопатки в розглянутій системі лопаток.

На підставі результатів розрахункових експериментів, що базуються на розробленій математичній моделі, було отримано ряд нових і раніше невідомих результатів. На рис. 2 (а) для числа Рейнольдса моделюємого повітряного потоку Re=41580 представлена зміна положення крапки відриву К₂ (рис. 1. (б)) залежно від зміни кута атаки потоку. Даний графік відповідає прямій формі лопатки. На рис. 2 (б) представлені аналогічні дані, але для лопатки, що має ввігнуту форму і для числа Рейнольдса моделюємого потоку Re=10⁵.

Варто звернути особливу увагу на той факт, що в силу нестаціонарності рішення представлені на рис. 2 значення величини x/L є середніми величинами взятими для 20 часових кроків. Осереднення здійснювалося при отриманні квазістаціонарного режиму руху, що як правило відповідало моменту часу 8 - 10 с.

Аналіз отриманих графічних залежностей дозволяє зробити однозначний висновок про те, що найбільш адекватною для практичного використання є лопатка ввігнутої форми.

Більш затягнута до краю лопатки точка відриву прикордонного шару стабілізується починаючи з позитивних значень кута атаки потоку, а при значенні _АТ = 5⁰ і більше крапка відриву потоку залишається фіксованою. Оскільки розроблена математична модель дозволяє визначати, як локальні, так і інтегральні параметри моделюємої лопатки (системи лопаток), у ході чисельних експериментів була визначена залежність коефіцієнту місцевих втрат одиночної лопатки від кута атаки моделюємого потоку (рис. 3). Аналіз отриманої залежності вказує на оптимальний кінематичний діапазон експлуатації лопатки увігнутої форми усередині корпуса вентилятора. Кут атаки повітряного потоку повинен перебувати в межі від 4⁰ до 6⁰.

Необхідно відзначити, що у ході виконаних чисельних експериментів було отримано результат, який вказує на той факт, що збільшення густоти системи модельованих лопаток, за інших рівних умов збільшує час перехідного процесу. Цей ефект викликається тим, що при наближенні одної лопатки до другої збільшується інтенсивність вихорів, що генеруються на її поверхні. При сході цих дискретних вихрів із задньої кромки лопатки починає підсилюватися їх вплив на течію у тій частині потоку, що знаходиться безпосередньо між лопатками.

У третьому розділі представлено розроблену методику проведення експериментів, виконано огляд експериментальних методів, які можуть бути застосовані для вивчення аеродинамічних процесів, що відбуваються у нагнітачі, та наведено основні результати експериментальних досліджень.

Експериментальні дослідження проводилися на т/х «Vlіstborg», де як головний двигун використовується чотиритактний середньооборотний дизель марки 6L38 виробництва фірми Wartsіla. При проведенні експериментів була задійснена штатна система моніторингу параметрів роботи головного двигуна «Scana Moland».

На двигуні та у системі наддуву були встановлені первісні перетворювачі температури та тиску 1-5. Передача інформації від датчиків здійснюється безупинно в бінарному коді на частоті 2 і 10 Гц. Сигнали надходили на блок 6, що містить аналого-цифрові перетворювачі в результаті роботи яких оброблені сигнали надходили на дисплей оператора. У ході перевірки робочих параметрів головного двигуна на режимі повного ходу судна (подача палива становила 90% від максимального значення) було встановлено, що:

максимальне відхилення величини температури відпрацьованих газів від середньої по циліндрах не перевищувало 20 ⁰С або 5%;

відхилення величини максимального тиску продуктів згоряння від середньої по циліндрах значення не перевищувало 3 МПа або 2%.

У ході дослідницьких робіт на режимі пуску були оцінені основні характеристики двигуна і системи наддуву. Результати подібних вимірів представлені на рис. 5, де показані динамічні характеристики роботи двигуна. На всіх експлуатаційних діаграмах відображена зміна в часі: витрат палива, тиску наддуву, температури газів перед ГТН, середньої температури газів у колекторі та оборотів двигуна.

При проведенні експериментів підвищення значення тиску повітря наддуву після пуску двигуна зазвичай відбувалося з затримкою не менше 2 хв. Так, рис. 5 відображає, що в момент часу, який відповідає пуску двигуна різкий стрибок витрати палива не приводить до миттєвого росту тиску повітря. Інерційність у поведінці системи повітряного наддуву на пусковому режимі також проявлялася і у тому, що вихід величини тиску наддуву повітря на технологічно необхідне стале значення відбувався тільки за 6 хв. після пуску двигуна.

Наведені експериментальні діаграми пускових характеристик вказують на необхідність введення до використаної технологічної схеми наддуву додаткового повітряного нагнітача. Такий вентилятор повинен використовуватися на тимчасовому інтервалі, який відповідає всьому періоду роботи двигуна на режимах малого і середнього хода, що обмежуються діапазоном від 0 до 50% номінальної потужності двигуна.

Для одержання чіткої картини зміни динамічних параметрів роботи головного дизеля при маневруванні судна в увагу приймалися стрибкоподібні збільшення навантаження на двигун, що викликані різкою зміною кута розвороту лопатть гвинта регульованого кроку (ГРК). У цьому випадку затримка в досягненні сталої величини тиску повітря наддуву при маневруванні судна на режимах малої і середньої ходи із зміною кута розвороту лопатть ГРШ і збільшення подачі палива, як правило, перебувала в інтервалі від 10 до 15 с.

На діаграмах відображено, що система наддуву повітря характеризується повною відсутністю можливості миттєвого регулювання величини тиску повітря, що подається. На рис. 7 показана експериментальна діаграма, що відповідає режиму роботи головного двигуна з нульовим кроком ГРК. У цьому випадку, при проведенні замірів, судно рухалося за інерцією, а навантаження двигуна змінювалося винятково за рахунок збільшення відбору потужності валогенератором, який у маневреному режимі судна забезпечує електроенергією тільки один споживач - носовий підрулюючий пристрій. На цьому графіку за аналогією з попередніми діаграмами проглядається один загальний недолік - відсутність миттєвого регулювання величини тиску повітря, що нагнітається.

При проведенні експериментальних робіт, пов'язаних з виміром залежності зміни коефіцієнта місцевих втрат вентилятора від кута входу лопатки було використано диференційний манометр, схема підключення якого показана на рис. 8, де цифрами позначено: 1 - диференційний манометр; 2 - корпус вентилятора; 3 - вхідний патрубок. При переміщенні потоку усередині вхідного патрубка 3 відбувався його стиск з одночасним вирівнюванням епюри швидкості. Потім потік через патрубок, надходив на робоче колесо вентилятора 2. У місці входу потоку було підключено диференційний манометр 1, одна із трубок якого приєднувалася до вхідного патрубка вентилятора. Місце підключення відповідало виходу з робочого колеса. У ході проведення експериментів одержуваний перепад тисків відповідав втраті енергії потоку з обліком на ефекти стискальності подаваного повітря. На рис. 9 показана експериментальна залежність коефіцієнту місцевих втрат вентилятора від кута атаки потоку на вході в робоче колесо.

Зміна кута атаки потоку здійснювалося шляхом зміни кута нахилу лопатки на робочому колесі вентилятора. У ході експериментів поворот здійснювався на 2 ⁰ у діапазоні від -10 ⁰ до 0⁰ і на 1 ⁰ у діапазоні від 0⁰ до 10 ⁰. На графіку показана експериментальна залежність, яка підтверджує отриманий у ході теоретичних досліджень висновок про те, що з погляду втрат напору оптимальним кутом атаки потоку є величина від 5^о до 7^о. Відповідно до отриманих експериментальних результатів, мінімум отриманої кривої доводився на кут 6 ^о.

У четвертому розділі приведені результати досліджень і сформульована повна методика конструктивного розрахунку барабанних нагнітачів повітря для систем наддуву суднових дизелів. Сама методика є ітераційною і складається з 124 формул, 6 графіків і номограм, та містить у собі на різних стадіях 4 умови перевірки отриманих результатів.

Основні етапи використання розробленої методики базуються на сукупності конструктивного та акустичного розрахунків. При цьому акустичний розрахунок містить у собі також повний розрахунок спектральних параметрів рівня звукової потужності.

При проведенні конструктивного розрахунку виконується визначення всіх необхідних геометричних і динамічних характеристик потоку. У цьому випадку розраховуються:

- робоча площа вихідного перетину;

- середня швидкість із урахуванням коректування на стискальність повітря;

- параметр Рейнольдса;

- втрати тиску в аксиально-радіальної частини перед входом до вентилятору і величина повних втрат потоку;

величина динамічного та статичного тиску у вентиляторі;

- відносні швидкість обертання та діаметр (вхідний й вихідний) робочого колеса;

- всі значення кутових та радіальних швидкостей потоку уздовж робочих лопаток;

- безрозмірні коефіцієнти швидкості та тиску;

- всі робочі геометричні і кінематичні параметри потоку (у мінімальній і максимальній ділянках робочого колеса, у патрубках вентилятора й на робочих лопатках) відповідні випадку відсутності при роботі вентилятора процесів генерування структурних неоднорідностей потоку;

- розраховуються всі кути, що відповідають входу потоку у вентиляторі його гідродинамічне поводження уздовж лопаток;

- визначаються оптимальна форма всіх прямуючих апаратів і оптимальна форма й кількість лопаток робочого колеса.

На цьому етапі здійснюється ітераційне перерахування всіх кінематичних характеристик робочого потоку. Надалі, для оптимізованої геометрії вентилятора проводиться визначення наступних параметрів:

коефіцієнтів тиску робочого потоку в прямуючих апаратах і уздовж лопаток робочого колеса;

на підставі отриманих значень величини тиску в конструкцію вентилятора закладається запас міцності для збільшення надійності його наступної експлуатації;

виконується розрахунок ступеня нагрівання робочого потоку при проходженні через вентилятор;

з урахуванням отриманих коефіцієнтів тиску робочого потоку, а також залежно від типу та розмірів отриманих у розрахунку робочих лопаток виконується визначення всіх геометричних характеристик корпусу;

визначається необхідна кількість секцій барабанного вентилятора з обліком необхідних у цьому випадку навантажень з міцності;

визначається кут ковзання та коефіцієнт неоднорідності при сході потоку з лопаток робочого колеса;

виконується ітераційний перерахунок величини втрати тиску в підводах та відводах вентилятора, а також визначається ступінь залежності місцевих втрат від геометрії підводу та відводу вентилятора;

виконується розрахунок всіх коефіцієнтів потужності та визначається величина тертя на краях дисків робочих секцій;

виконується ітераційний розрахунок координації роботи робочого колеса (створеного з складальних секцій) щодо корпуса вентилятора з перерахуванням всіх кінематичних характеристик робочого потоку та динамічних характеристик робочого колеса і корпуса вентилятора;

з урахуванням отриманих характеристик робочого потоку визначаються часткові та повний ККД вентилятора;

визначається коефіцієнт потужності.

У п'ятому розділі представлено конкретний приклад використання розробленої універсальної методики розрахунку суднових вентиляторів. Виконано конструктивний розрахунок компактного малогабаритного центробіжного нагнітача барабанного типу. Такі вентилятори призначені для створення та/або підтримки необхідного тиску наддуву повітря суднового дизеля. Сформульовані рекомендації з використання емпіричних співвідношень для попереднього розрахунку основних конструктивних параметрів вентилятора. Також наведені рекомендації з виготовлення, монтажу і експлуатації суднових нагнітачів у системах наддуву суднових дизелів.

Висновки

У дисертації одержано теоретичне узагальнення і нове рішення задачі підвищення ефективності системи наддуву суднових дизельних установок.

1. Доказана можливість збільшення загального ККД експлуатації СЕУ за рахунок використання додаткових вентиляторів барабанного типу з складальною кількістю секцій, які здатні забезпечити оптимальні режими роботи системи. повітряного наддуву.

2. Показана доцільність використання для рішення задачі про взаємодію повітряного потоку з лопаткою нагнітача метода дискретних вихрів. Будучи простим у своєму використанні він дозволяє отримувати всі інтегральні і локальні характеристики досліджуваного потоку.

3. Обосновано, на підставі результатів чисельних експериментів, що найбільш доцільною для практичного використання є ввігнута лопатка із профілем, що описується логарифмічним законом.

4. Розроблено методику розрахунку центробіжного повітряного нагнітача, яка не залежно від його конструкції дозволяє виконувати чисельну оцінку всіх оптимальних параметрів його роботи. Вона надає можливість розрахунку необхідних конструктивних розмірів вентилятора і забезпечує узгоджену роботу робочого колеса з корпусом.

Основний зміст дисертації опублікований в наступних статтях

Бачериков В.А. Влияние скорости на эффективность работы судна // Интенсификация работы морского транспорта. - М.: В/О «Мортехинформреклама», 1988. С. 49 55 [ОИИМФ].

Малахов А.В., Калуев А.Г., Бачериков В.А., Леонов В.В. Сторожев В.П., Рублев А.В. Гидромеханические гасители энергии потока в системах гидропривода судов. Прогресивні технології і системи машинобудування: Міжнародний зб. наукових праць. - Донецьк: ДонНТУ, 2005. Вип.32. - С. 157-161.

Малахов А.В., Бачериков В.А. Пространственные особенности поведения ограниченного потока вблизи куба. // Вестник Российской академии наук, «Математическое моделирование», т. 18, №9, 2006, с. 107-112.

Бачериков В.А. Методология использования систем подачи воздуха в судовых дизельных установках. Вісник Одеського національного моського університету: Збірник науковх праць. - Випуск 21. - Одеса: ОНМУ, 2006. С. 71-76.

Малахов А.В., Харин В.М., Бачериков В.А. Усовершенствование технологической схемы системы воздухоснабжения судовой дизельной установки. Вісник Східноукраїнського національного університету імені Володимира Даля, №3 (109), 2007, Ч. 1. - С. 169-174.

Малахов А.В., Стрельцов О.В., Бачериков В.А., Леонов В.В. Экспериментальное исследование ограниченного потока вблизи жестких поверхностей. Збірник наукових праць/ Одеський ордена Леніна Інститут Сухопутних військ. Вип.13 - Одеса: ООЛIСВ, 2007. - С. 94-96.

Размещено на Allbest.ru