Исследование газодинамической эффективности системы межтурбинного переходного канала и диагонального соплового аппарата первой ступени турбины низкого давления тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Тощаков, Александр Михайлович

• Тощаков, Александр Михайлович
• кандидат наук
• 2014

Оглавление диссертации кандидат наук Тощаков, Александр Михайлович

ОГЛАВЛЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ

1.1. Закономерности изменения проточной части турбин современных авиационных ГТД

1.2. Аэродинамика межтурбинных переходных каналов ГТД

1.3. Аэродинамика лопаточных венцов современных турбин ГТД.. 25 1.4.0боснование выбора метода экспериментального исследования

1.5. Обоснование выбора метода численного исследования

1.5.1. Обзор существующих численных методов

1.5.2. Построение расчетных сеток

1.5.3. Модели турбулентности применяемые в численных методах

Выводы по главе 1

Задачи диссертационного исследования

ГЛАВА 2. ОПИСАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ УСТАНОВКИ И

МЕТОДИКИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА

2.1. Экспериментальный стенд для исследования аэродинамических характеристик решеток

2.2. Описание экспериментальной установки

2.3. Принципы организации измерений

2.4. Методика обработки результатов измерений

2.5. Погрешности измерений

2.6. Обоснование возможности исследования системы МПК-СА1

при низких скоростях потока

Выводы по главе 2

ГЛАВА 3. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ПРОДУВОК МОДЕЛЬНЫХ

УСТАНОВОК

3.1. Результаты продувок модельных установок при осевом потоке

3.2. Результаты продувок модельных установок при отрицательной закрутке

3.3. Результаты продувок модельных установок при положительной закрутке

3.4. Влияние входной закрутки на общие потери в моделях

Выводы по главе 3

ГЛАВА 4. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В

ЛОПАТОЧНОМ ВЕНЦЕ

4.1. Реализация численного решения

4.2. Результаты расчета и их анализ

4.2.1. Потери кинетической энергии в моделях при отсутствии входной закрутки

4.2.2. Влияние входной закрутки

4.3. Применимость численного расчета для оценки потерь при проектировании газовых турбин авиационных двигателей

4.4. Проверка полученных результатов

Выводы по главе 4

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

Т - температура, К; р — давление, Па;

с - скорость потока в абсолютном движении, м/с; - скорость потока в относительном движении, м/с;

*

л к£ — суммарная степень повышения давления в компрессоре; Си - окружная составляющая абсолютной скорости, м/с; и - окружная скорость, м/с; р - плотность, кг/м3;

0 - расход, кг/с;

С, - коэффициент потерь кинетической энергии; г) - коэффициент полезного действия; 5 - погрешность; Ь - хорда профиля, м;

1 - шаг решетки, м; а,- - ширина горла, м;

Ь - высота решетки, м;

(11 - диаметр входной кромки, м;

¿2 - диаметр выходной кромки, м;

а - угол закрутки потока,

[3] - угол входа потока в решетку,

Рг - угол выхода потока из решетки,

(32эф - эффективный угол выхода потока из решетки,

у - угол установки профиля,

Р1л - геометрический угол входа потока в решетку,

(32л - геометрический угол выхода потока из решетки,

х, у, г - декартовы координаты; X - приведенная скорость; Яе - число Рейнольдса;

М - число Маха; Рг - число Прандтля;

Надстрочные индексы:

* - параметры торможения;

Подстрочные индексы:

СА - параметры, относящиеся к сопловому аппарату;

РК - параметры, относящиеся к рабочему колесу;

пр - приведенные параметры к условиям стандартной атмосферы;

гг - параметры на выходе из газогенератора;

И — суммарный;

к — параметры на выходе из компрессора;

г — параметры на выходе из камеры сгорания;

опт - оптимальный;

отн - относительный;

вх - параметры на входе в компрессор.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование газодинамической эффективности системы межтурбинного переходного канала и диагонального соплового аппарата первой ступени турбины низкого давления»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы

Разработка современных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) связана с обеспечением требований предъявляемых к их основным показателям (удельная масса, удельный расход топлива), степени воздействия на окружающую среду, уровню безопасности и надежности. При этом требуемые характеристики ГТД в основном обеспечиваются проведением специальных мероприятий, направленных на улучшение показателей рабочего процесса.

Улучшение показателей турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) применяемых в гражданской авиации обеспечивается увеличением степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной и степени двухконтурности. В результате увеличения диаметра вентилятора необходимо ограничивать обороты каскада низкого давления из соображений прочности и шумовых характеристик двигателя. Это в свою очередь приводит к увеличению среднего диаметра турбины низкого давления (ТНД) и необходимости применения переходного канала между турбинами высокого и низкого давления. Такое конструктивное решение усложняет течение в проточной части турбины и осложняет задачу получения высокого коэффициента полезного действия (КПД) турбины и двигателя в целом. Межтурбинный переходный канал (МПК) обычно выполняется диффузорным, что является предпосылкой возникновения отрыва потока, сопровождающегося ростом потерь кинетической энергии. Потери кинетической энергии (далее потери) в МПК дополнительно возрастают по той причине, что в газогенераторах современных авиационных двигателей применяются высоконагруженные одноступенчатые турбины высокого давления (ТВД), на выходе из которых сохраняется остаточная закрутка потока. Применение МПК приводит к увеличению длины валов и расстояния между опорами каскадов низкого давления, что негативно сказывается на их динамических характеристиках. Для уменьшения длины МПК в современных ТНД ТРДД применяют диагональные ступени. При росте перепада диаметров в МПК уменьшаются радиальные размеры проточной части ТРДД, что приводит к

доминирующему влиянию на газодинамическую эффективность вторичных течений, образующихся на торцевых поверхностях проточной части.

В настоящее время имеются экспериментальные данные и разработаны методы расчета осевых и центростремительных ступеней. Информация по диагональным ступеням в открытой печати практически полностью отсутствует, поэтому газодинамическое исследование аэродинамических характеристик диагональной ступени является актуальной задачей проектирования современных турбин. Сопловые аппараты первой ступени ТНД, устанавливаемые на выходе из МПК, работают в условиях неравномерного поля параметров как в окружном направлениях (переменная закрутка потока), так и в радиальном (развитые пограничные слои и отрывные зоны на образующих переходного канала), а также в условиях взаимодействия вторичных течений в межлопаточном канале. Поэтому возникает необходимость проведения исследования системы МПК -сопловой аппарат первой ступени ТНД (далее система МПК — CAI) в плане установления характера влияния ее геометрических и аэродинамических параметров на потери энергии потока в системе и на КПД турбины.

Цель работы

Разработка расчетного метода оценки газодинамической эффективности системы МПК - CAI для сокращения сроков газодинамической доводки ТНД ТРДД.

Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:

1. Выполнить расчетное и экспериментальное исследование течения в системе МПК - CAI с целью определения характера влияния конструктивного исполнения CAI и закрутки потока на входе в МПК на газодинамическую эффективность системы.

2. Разработать способ построения обобщенной характеристики системы МПК — CAI для оценки ее газодинамической эффективности на ранних стадиях аэродинамического проектирования турбины.

3. Разработать рекомендации для использования среды ANSYS CFX на ранних стадиях проектирования для расчета потерь энергии в системе МПК - CAI с осевым и диагональным сопловым аппаратом.

Научная новизна

1. Получены газодинамические характеристики диагональной системы МГЖ — CAI с наклоном проточной части до 10°, позволяющие оптимизировать по газодинамической эффективности осевое расстояние между турбинами высокого и низкого давления на этапе проработки конструктивно-схемного решения турбины ТРДЦ.

2. Построена обобщенная характеристика системы МПК - CAI для оценки ее газодинамической эффективности на этапе увязки и согласования параметров турбины и установлены ее определяющие параметры, позволяющие определять потери для различных сочетаний геометрических параметров МПК и CAI.

3. Разработан способ повышения точности оценки потерь энергии в системе МПК-CAI рассчитанных с помощью коммерческого пакета ANSYS CFX.

На защиту выносятся

1. Результаты исследования аэродинамики модельных кольцевых сопловых аппаратов с диагональной формой проточной части в меридиональном сечении.

2. Экспериментальная зависимость потерь энергии в системе МПК-СА1 с диагональным сопловым аппаратом от угла атаки и толщины профиля лопатки.

3. Обоснование и реализация способа оценки газодинамической эффективности системы МПК - CAI с помощью трёхмерного расчёта в среде ANS YS CFX.

Практическая полезность и реализация результатов

Результаты работы позволяют сформулировать рекомендации по проектированию системы МПК - CAI для выбора оптимального конструктивного исполнения проточной части турбины ТРДЦ с целыо повышения ее газодинамической эффективности. Результаты работы могут быть использованы для настройки вычислительного комплекса при проведении оптимизационных численных расчетов течения газа в системах МПК - CAI ТНД.

Достоверность и обоснованность результатов

Обеспечивается за счет применения сертифицированного измерительного оборудования, средств для обработки экспериментальных данных и проведения численного анализа, соблюдением критериев подобия. Подтверждается соответствием

полученных результатов известным достоверным данным, описаниям и наблюдениям других авторов.

Апробация работы

Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях:

- Международная молодежная конференция «XXXVIII ГАГАРИНСКИЕ ЧТЕНИЯ», Москва, МАТИ, 2012г.

- Молодежная конференция «Новые материалы и технологии для ракетно-космической и авиационной промышленности», Звёздный городок, 2012г.

- Всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития авиации и авиастроения в России», Уфа, УГАТУ, 2013 г.

- XVIII Международный конгресс двигателестроителей. 14-19 сентября, Рыбачье - Украина, 2013 г.

Личный вклад автора

1. Проведены экспериментальные исследования и численное моделирование течения в системе МПК - CAI.

2. Предложен и реализован способ построения обобщенной характеристики системы МПК - CAI.

3. Разработаны рекомендации по повышению точности расчета потерь энергии потока в исследуемой системе при использовании программного комплекса ANSYS CFX.

Публикации

Основные материалы диссертации опубликованы в 6-и статьях из них 4 в журналах, рекомендованных ВАК.

Структура и объем работы

Диссертация изложена на 145-и страницах и включает в себя 123 иллюстрации, 11 таблиц. Работа состоит из введения, 4-х глав, выводов, заключения и списка литературы из 54-х наименований.

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ

1.1. Закономерности изменения проточной части турбин современных

авиационных ГТД

За все время существования авиационных газотурбинных двигателей от поколения к поколению наблюдается тенденция повышения параметров их

рабочего процесса, а именно - степени повышения давления в компрессоре п*^ и

*

температуры газа перед турбиной Т г (рисунок 1.1).

*

П К£ 60

50

40

30

20

10

0

1000 1200 1400 1600 1800 Т*Гмакс, К

Рисунок 1.1 — Параметры цикла пяти поколений ГТД [1]

При увеличении температуры Т*г снижается удельная масса двигателя, увеличивается его удельная и лобовая тяга. Но для того, чтобы обеспечить снижение удельного расхода топлива необходимо одновременно с повышением Т г увеличивать я*к2. Поэтому для улучшения топливной экономичности двигателей, тенденция которой представлена на рисунке 1.2, в двигателях начиная с четвёртого и в последующих поколения реализовали высокую суммарную степень повышения давления (от 25 до 40) при степени двухконтурности т от 4,5 до 8, что позволило снизить расход топлива только за счет увеличения КПД

лопаточных машин, в первую очередь компрессоров. Так политропический КПД компрессоров высокого давления достиг уровня 0,89...0,9. Таким образом, повышение параметров ТРДЦ (см. рисунок 1.3), а также достижение близких к предельным значений КПД лопаточных машин привели к значительному уменьшению высот лопаток первой ступени турбин высокого давления и последних ступеней компрессоров.

CR.P, кг/кгс ч 1.0

0,9

0,8

0,7

0,6

0,5

0,4

2 поколение

РД-ЗМ

Avon 29

JT3C

УРЁз»

JT3D®

I

3 поколение

IJT8D-11

Д-30

HK82ysJy • Д-зокп

Д-ЗОКУ

4 поколение

| CFM56-3 Д-18 >С

PW20371

PW4000

Д-436

® 5 поколение

-Э0А

Trent 700

V2500

Trent SOtr' Ä

GE90 • w ф

Trent 500 GP7000

:EM56-5 ПС-Э0,

U • T

V2SOO Wj

1950

1960

1970

1980

1990

2000

Годы

Рисунок 1.2 - Изменение удельного расхода топлива на крейсерском режиме по годам создания двигателей [1]

Наиболее эффективным способом разрешения этого противоречия оказалось уменьшение среднего диаметра каскада высокого давления при одновременном увеличении его угловой скорости вращения. Каскад низкого давления, при увеличении массового расхода воздуха через вентилятор, необходимо размещать на повышенном диаметре как в области компрессора (для обеспечения объёмной производительности), так и в области турбины (для обеспечения значительно возросшей потребной мощности при минимальном увеличении числа ступеней). Таким образом, в двигателях четвёртого поколения

m

12

S

4

0

1100 1300 1500 1700 , К

12

8

4

0

появился новый значимый элемент конструкции - межкаскадный переходный канал, который не просто соединяет проточную часть каскадов низкого и высокого давления, а во многом определяет уровень газодинамической эффективности всего двигателя. Семейство ТРДД четвёртого поколения с межкаскадными переходными каналами показано на рисунке 1.4.

•

■ ■ ■■Ь -в- ■ Ii ш от? 1 • •

А 1 А Ь А А А А j|U ▲ "Vtfi ' и я *

•

< • л

• •

п ■ JL | gu .......... | ► • t 1 . •••

>•3 гШЩЙТЗГ« t • "W9 "Ш................,

AIA А А

А А А А

10 20 30 40

Рисунок 1.3 - Параметры последних поколений ТРДД [2]: • - поколение V; ■ - поколение IV+; ■ - поколение IV; ▲ - поколение III

б)

В)

Рисунок 1.4 - Двигатели четвёртого поколения семейства Р\У4000 [3]: а-Р\\^4052; б-Р\У4168; в-PW4090

На рисунке отчётливо видно, что каждая модификация двигателя имеет межкаскадные каналы индивидуальной геометрии, что является следствием проработки аэродинамики проточной части.

За счет аэродинамического совершенствования элементов проточной части удалось добиться снижения удельного расхода топлива в двигателях пятого поколения на 10-15% (см. рисунок 1.2) по сравнению с двигателями четвёртого поколения, что изначально планировалось осуществить повышением уровня

параметров цикла и степени двухконтурности соответственно до значений 7Т* = *

40, Тг = 1750К и т = 11. В результате параметры пятого поколения остались на

уровне параметров четвёртого поколения, но существенно изменилась проточная часть каскадов низкого давления.

Рисунок 1.5 - Изменение облика проточной части у двигателей пятого поколения (вЕих) по сравнению с четвёртым поколением (СР6-80С2) [3]

Ужесточение норм по шуму вынуждает либо применять редукторный привод вентилятора, сохраняя высокую окружную скорость в турбине низкого давления, либо для сохранения окружной скорости увеличивать диаметр турбины низкого давления и тем самым усиливать роль межтурбинного переходного канала. Усложнение формы и конструкции межкаскадных каналов и всей формы проточной части двигателей пятого поколения отчётливо видно на рисунке 1.5. Особенно сильно это проявляется в конструкции турбины низкого давления.

В этих условиях газодинамическое совершенство межтурбинных переходных каналов играет значительную роль, потому что для современных двигателей снижение в межтурбинном переходном канале потерь полного давления на 1% приводит к снижению удельного расхода топлива на 1 - 1,5%.

При этом от поколения к поколению наблюдается снижение приведенной размерности газогенераторов ТРДД (см. рисунок 1.6), которая представляет собой величину массового расхода воздуха через газогенератор, приведенного по параметрам на выходе из компрессора высокого давления:

С —С

^гг.пр.вых ^ГГ.ВХ

Р т

к вх

вх

т:

(1.1)

или в зависимости от проектных параметров двигателя:

а

2 пр

гг.пр.вых

/6 '

(1.2)

кг с • кН

0,10 --

0,05

У2500-5С4

СР7200

СРМ56-2

У2500-А1 /

СРМ56-7

PW4098 / Трент 500 ср7100

прогноз

СЕ90-115В

1950 1960 1970 1980 1990 2000 2010 Годы

Рисунок 1.6 - Тенденция изменения приведенной размерности газогенератора ТРДД [3]

Если рассматривать наиболее распространенные двигатели двух последних поколений, которые на рисунке 1.6 обозначены тёмными значками, то темп уменьшения приведенной размерности за последние тридцать лет остаётся

неизменным и составляет примерно 0,033 кг/с расхода воздуха на 1 кН тяги в год. Исходя из данной тенденции, такой же темп уменьшения приведенной размерности газогенераторов будет характерен для двигателей шестого поколения. В проведённых исследованиях и разработках для двигателей шестого поколения рассматриваются различные схемы двигателей с параметрами рабочего процесса в диапазоне температуры газа 2100... 2350К, степени повышения давления в компрессоре 50...80, степени двухконтурности 10...40. Двигатели с такими параметрами планируется устанавливать после 2030 - 2035 года на самолёты следующего поколения с кардинально улучшенными лётно-техническими характеристиками и значительно сниженными уровнями шума и эмиссии вредных веществ.

Дальнейшее развитие ГТД подразумевает повышение эффективности двигателя как «тепловой машины», характеризуемой термическим коэффициентом полезного действия цикла, который обуславливается ростом температуры газа и степени повышения давления.

Теоретически термический КПД может расти до уровня КПД цикла Карно, который для предельно достижимых на сегодняшний день температур составляет примерно 0,848. Но с учётом реальных технических и экологических (по допустимой эмиссии оксидов азота) ограничений на температуру газа максимальный достижимый уровень термического КПД авиационного двигателя ожидается в районе 0,55.

В этом направлении будут преимущественно развиваться ТРДД для широкофюзеляжных дальнемагистральных пассажирских и транспортных самолётов, характерные особенности которых показаны на рисунке 1.7, где выделены рамкой направления развития двигателей непосредственно или косвенно связанные с проблемами межтурбинных переходных каналов и изменением формы проточной части.

Поскольку современные газовые турбины авиационных ГТД имеют переходный канал, отличительной особенностью облика проточной части

перспективных двигателей будет применение диагональных сопловых аппаратов в первых ступенях ТНД.

Малоэмиссионная СУ с изменяемым

камера сгорания рабочим процессом

Композиционные материалы в "холодной" части двигателя

Весь компрессор конструкции блиск

Общий

газогенератор

Интеллектуальная САУ

Перспективная система управления тепловым состоянием

Газогенератор снизкой массой и высокими характеристиками на базе военного двигателя

Революционные

металлические

материалы

Сверхвысокая степень

двухконтурности

Электрический двигатель

КМ на осноме керамической матрицы в "горячей" части двигателя

Двухрядный вентилятор Газогенератор с пульсирующим Аэродинамика с отсосом с разделением потоков детонационным горением пограничного слоя

Рисунок 1.7 - Двигатели шестого поколения для широкофюзеляжных магистральных

самолётов.

1.2. Аэродинамика межтурбинных переходных каналов ГТД

Переходные каналы турбин современных авиационных ГТД работают в условиях входной закрутки потока. Даже если среднее значение угла выхода потока из турбины высокого давления а,.вд = 90°, то втулочные и периферийные области проточной части переходного канала неизбежно попадут в область неосевого потока. Так в двухступенчатых турбинах высокого давления угол выхода потока составляет атвд= 85°...95°, а в одноступенчатых среднеперепадных турбинах высокого давления осевой выход потока (рисунок 1.8) реализовать достаточно сложно, поэтому минимальные значения угла выхода потока лежат в диапазоне 75°...80°.

сДи

и

^0<ТВД

Рисунок 1.8 - Развертка меридионального сечения ступени ТВ Д.

Повышение параметров рабочего процесса, ужесточение требований к массе и габаритам современных и перспективных газотурбинных двигателей при обеспечении их высокой эффективности стали основными причинами применения в газогенераторах высокоперепадных одноступенчатых турбин [1,4,5]. Как показывают исследования В.И. Веревского и В.Д. Бенедиктова [1,4] в случае высокоперепадных одноступенчатых турбин высокого давления угол выхода потока может достигать ахвд= 41°...77°.

Таким образом, входная закрутка потока в межтурбинном переходном канале может варьироваться в пределах 0°...60°. Причем распределение закрутки по радиусу канала может существенно различаться (рисунок 1.9).

При осевом входе потока в кольцевой диффузорный канал при любом соотношении геометрических и режимных параметров направление вектора скорости при прохождении потока через проточную часть канала остаётся неизменным. При наличии входной закрутки потока вектор скорости в пределах канала изменяется и по величине и по направлению. Распределение углов закрутки потока по высоте в выходном сечении исследованных диффузоров показано на рисунках 1.10-1.14 [3,6], где я = Р2/Р] - степень диффузорности, а Р] и Р2 -соответственно площади на входе и на выходе из канала. Изменение угла

1 отн 0,8 0,6 0,4 0,2 О

—:-

(/ ' 1

1 ft

/ Турбины ГТД: авиационных морских наземных

i 1

f\\

—' у ■

ч

1 отн ■

0,8

0,6 0,4 0,2 О

1 п

Г

{ 1

к

-—5 ь к

°>7 0,9 1,1 1,3 атвд/атвдср а)

60 70 80 90 ССтв д, град, б)

Рисунок 1.9 - Распределение выходной закрутки потока по радиусу ступени турбины: а - расчётное распределение; б - эксперимент, о , ▲ - данные БИТМ [7]; □ - данные МЭИ [8].

закрутки потока в пределах диффузорного канала показано на рисунке 1.15. Сопоставление этих данных показало, что выравнивающая способность кольцевых диффузоров (смещение направления течения к осевому положению), увеличивается с ростом радиальной составляющей диффузорности.

0

10

ауст=0 град 5 град. 10 град. 15 град. 20 град. 25 град.

15

20

а2, град.

Рисунок 1.10 - Распределение закрутки потока по высоте кольцевого канала диффузора в

выходном сечении

0,8 0,6 0,4 0,2 0

0 5 10 15 20 25 а2, град. Рисунок 1.11— Распределение закрутки потока по высоте кольцевого канала диффузора в

! 1 1 к к П 1 т 1 1 1

о ¿ О J к 1 к □ 1 1 6

—о— а.уст=0 град_ —ь— 5 град. —10 град, -о— 15 град. —■— 20 град, —о— 25 град. Ч-1-

" )

/

О [ / / /

выходном сечении я=1,3

0

10

15

20

25

30

35 а2, град.

Рисунок 1.12 — Распределение закрутки потока по высоте кольцевого канала диффузора в

выходном сечении я=1,6

0 5 10 15 20 25 30 35 сь, град. Рисунок 1.13 — Распределение закрутки потока по высоте кольцевого канала диффузора в

выходном сечении я=1,9

О 5 10 15 20 25 30 35 оь. град. Рисунок 1.14 - Распределение закрутки потока по высоте кольцевого канала диффузора в

выходном сечении ц=2,2

Приведенные на рисунке 1.15 данные подтверждают зависимость выравнивающей способности от степени диффузорности канала [9], где Ла=а1-а2 изменение закрутки потока, и а2 - осредненные по площади поперечного сечения канала углы потока на входе и выходе из диффузора. Откуда видно, что наибольшей склонностью к выравниванию потока обладает диффузор ц=1. В диффузоре я=1,9 закрутка потока практически не меняется. Диффузор я=2,2 не выравнивает, а наоборот закручивает поток.

Эквивалентный угол раскрытия на характеристике диффузоров (рисунок 1.16) определяется по формуле:

УЖв = 2 • arctg

2-L/k

(1.3)

где L - осевая длина диффузора, hi - высота входного сечения. На основании данных J. Н. Howard [10] нанесена граница начала отрыва в кольцевых диффузорах. А линия, которой соответствует максимальный коэффициент восстановления статического давления, нанесена по данным М.Е. Дейча [11]. Где рядом с точками заключенными в скобках указано значение величины относительного изменения среднего значения входного угла Аа/а\. Очевидно, что в безотрывных диффузорах, геометрические характеристики которых проходят ниже границы начала отрыва, поток выравнивается, а выше этой границы - в условиях отрывного течения, поток дополнительно закручивается. При этом полученные результаты согласуются с экспериментальными данными различных

ауст=0 5 град. 10 град. 15 град.

исследователей, для которых в скобках также указано относительное изменение угла потока в диффузоре.

Рисунок 1.15 — Зависимость закрутки потока на выходе от угла потока на входе в кольцевом

диффузоре

Уэкв, град. 20 15 10 5 0 -5

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 L/h,

Рисунок 1.16 - Изменение углов потока по длине кольцевого диффузора в зависимости от его

геометрических характеристик: 1 - максимум по коэффициенту восстановления статического давления (М. Е. Дейч); 2 - граница начала отрыва (J.H. Howard) о - данные О.О. Карелина [12]; Д, ▲ - данные С. А. Довжика [13]; ■ - данные Р.П. Лохманна [14]; • - данные JI. М. Дыскина [15] (значение величины Да/ои

указано в скобках).

(-0,2* (-0,0! ..............

V (-0, 5) ( П 161

/ 2 у' (0,1), О 4 • 1

' ° го.п

° (0,32) -о- 1 г(0.2)

(0.43) 1 i

3,0

2,0 1,8 1,6

1,4

1,2

1,1

Рисунок 1.17 - Характеристики осекольцевых диффузоров (G. Sovran, Е. Klomp)

G. Sovran и Е. Klomp [16] провели исследование более 100 диффузоров, отношения радиусов кольцевого входа у которых варьировались в диапазоне от 0,55 до 0,70. Исследования производились при одном и том же профиле скорости на входе с числом Маха М < 0,3 и числом Рейнольдса Re = (4,8...8,5)-105. По результатам данных исследований были построены линии постоянных значений КПД диффузора (рисунок 1.17), который определяется по формуле:

2iEiZh1, (1.4)

Р- ргс2

где рь р2 - статические давления газа на входе и на выходе из диффузора; рь р2 — плотности газа; сь с2 - скорости потока.

Я

5,0

4.0

Таким образом, оптимальная геометрическая форма кольцевых диффузоров определяется в основном величинами и q. Так при постоянной длине стенки оптимальная форма диффузора соответствует определенному значению степени

расширения, которая не зависит от комбинации значений отношения радиусов входа и углов стенок, что упрощает выбор геометрии кольцевого диффузора.

Переходные каналы по своим характеристикам можно разделить на раскручивающие поток или неагрессивные в которых закрутка Да уменьшается и закручивающие или агрессивные в которых закрутка потока растет. Данные свойства межтурбинных переходных каналов показаны на рисунке 1.18, где коэффициент восстановления статического давления Ср определяется по формуле:

/> , ? к1--7;

Р\ ~Рх

*

где р! ир] — соответственно полное и статическое давление на входе в диффузорный канал; р2 - статическое давление на выходе из диффузорного канала.

/

у ✓ у

у /

/

агрес сивнь не IV П1 ( *

4

О

х- I

е; зг р ее сив нь 1€ I > мпн

1 > !

* / ^ V /д

max Срша ¿\ 7° □ 10э О 15°

0,5 1 2 5 10 20 L/h1

Рисунок 1.18 - Характеристики межлопаточных каналов [17]: ----граница разделяющая агрессивные и неагрессивные переходные каналы

При этом граница, разделяющая переходные каналы по способности закручивать или раскручивать, практически совпадает с границей отрыва потока

(ЛИНИЯ Сршах).

Исходя из выше сказанного, параметры потока на выходе из межтурбинного переходного канала могут быть распределены крайне неравномерно и их изменение в переходном канале зависит от конструктивных параметров канала. Закрутка потока на выходе из ТВД в МПК может не только уменьшаться, но и увеличиваться, следовательно, лопатка первого соплового аппарата ТНД будет работать в условиях неравномерного распределения параметров потока по входу.

1.3. Аэродинамика лопаточных венцов современных турбин ГТД

Для газовых турбин современных авиационных ГТД характерна тенденция уменьшения высоты лопаток (рисунок 1.20).

11СА1/Ъ

1--

1960

Р\¥4000 \ У2500

ПС90А_ ^ЗЕ90

СЕМ56-5В

О

СШ5б-5С^

Р\¥545,

X)

БаМ146

\

РЛ¥6000

г ^Р\¥305;Р\\'306 СР34-10Е /

1970

1980

1990

2000

2010

Годы

Рисунок 1.20 - Тенденция уменьшения высоты лопаток турбины

Среди основных причин уменьшения высоты турбинных лопаток можно выделить:

1. Уменьшение расхода воздуха через внутренний контур двигателей дозвуковых самолетов вследствие повышения их степени двухконтурности;

2. Снижение суммарного расхода воздуха через ТРДД из-за роста удельной тяги вследствие повышения температуры газов перед турбиной;

3. Уменьшение высоты проточной части и объемного расхода воздуха через внутренний контур, при том же самом массовом расходе, вследствие роста суммарной степени повышения давления в двигателе.

Уменьшение высоты лопаток в значительной степени усложняет обеспечение требуемых высоких значений КПД в лопаточных машинах, что вызвано следующими причинами: 1) усилением влияния вторичных течений на характер течения газа в решетке; 2) увеличением относительного радиального зазора между лопатками рабочего колеса и корпусом статора; 3) применением открытого воздушного охлаждения и как следствие дополнительными потерями. Данные причины напрямую связаны с особенностями вторичных течений в лопаточных венцах турбомашин, что во многом объясняет увеличение интереса к вторичным течениям за последние десятилетия. Выше сказанное подтверждается данными исследовательской программы проводимой в США с участием фирм «Дженерал Электрик» и «Пратт-Уитни» направленной на улучшение топливиой экономичности перспективных авиационных ТРДД [4]. Данная программа предусматривает снижение удельного расхода топлива в авиационных двигателях на 15 процентов, при этом в среднем 10 процентов снижения удельного расхода топлива предполагается обеспечить только благодаря совершенствованию турбин и компрессоров с короткими лопатками.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Тощаков, Александр Михайлович, 2014 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Скибин, В.А. Основные результаты научно - технической деятельности [Текст]: в 2 т. - Т. 1 / Под. общ. ред. В.А. Скибина, В.И. Солонина, М.Я. Иванова. - М.: ЦИАМ, 2005. - 472 с.

2. Ремизов, А.Е. Формирование облика проточной части базового ТРДД семейства на ранней стадии проектирования [Текст] / А. Е. Ремизов, В. А. Пономарев. - Рыбинск: РГАТА, 2008. - 172 с.

3. Ремизов, А.Е. Геометрические и аэродинамические характеристики межкаскадных переходных каналов авиационных ТРДД и энергетических ГТУ [Текст] / А.Е. Ремизов, И.А. Кривошеев, О.О. Карелин, Е.В. Осипов // Москва: Машиностроение, 2012. - 216 с.

4. Скибин, В.А. Научный вклад в создание авиационных двигателей [Текст]: в 2 т. - Т.1 / Под. общ. ред. В.А. Скибина, В.И. Солонина. - М.: Машиностроение, 2000. - 725 с.

5. Соркин, Л.И. Иностранные авиационные двигатели [Текст] / Под ред. Л.И. Соркина. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2005. - 534 с.

6. Ремизов, А.Е. Влияние входной закрутки потока на аэродинамическую эффективность диффузорных каналов [Текст] / А. Е. Ремизов, И. В. Поляков, О. О. Карелин // Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений: мат. международной школы-конференции молодых ученых, аспирантов и студентов им. П. А. Соловьева и В. Н. Кондратьева. — Рыбинск: РГАТА, 2006. - С. 30-33.

7. Гоголев, И.Г. Аэродинамические характеристики ступеней и патрубков тепловых турбин [Текст] / И. Г. Гоголев, А. М. Дроконов. - Брянск: Брянское областное издательство «Грани», 1995. — 258 с.

8. Дейч, М.Е. Газодинамика диффузоров и выхлопных патрубков турбомашин [Текст] / М. Е. Дейч, А. Е. Зарянкин. - М.: Энергия, 1970. - 384 с.

9. Поляков, И.В. Влияние входной закрутки потока на параметры течения в модельном межтурбинном переходном канале [Текст] / И. В. Поляков,

А. Е. Ремизов // Справочник. Инженерный журнал. - М.: Машиностроение. -2007. - № 8 (125). - С. 35-38.

10. Howard, J.H. Performance and flow regimes for annular diffusers [Text] / J. H. Howard, A. B. Thornton-Trump, H. J. Henseler // ASME. Paper 67-WA/FE-21.

11. Дейч, M.E. Техническая газодинамика [Текст] / M. Е. Дейч. - M.JL: Госэнергоиздат, 1961. - 669 с.

12. Карелин, О.О. Экспериментальное исследование газодинамической эффективности и кинематических параметров переходных каналов различной степени расширения в условиях входной закрутки потока [Текст] / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // Фундаментальные и прикладные проблемы техники и технологии. -№2-Орел, 2011.-С. 51-57.

13. Довжик, С.А. Экспериментальное исследование влияния закрутки потока на эффективность кольцевых каналов и выходных патрубков осевых турбомашин [Текст] / С. А. Довжик, В. М. Картавенко // Промышленная аэродинамика. - Вып. 31. - 1974. - С. 94-109.

14. Лохманн, Р.П. Закрученное течение в кольцевых диффузорах с коническими стенками [Текст] / Р. П. Лохманн, С. И. Марковски, Е. Т. Брукман // Теоретич. основы инженерных расчетов. - 1979. -№ 2. - С. 143-149.

15. Дыскин, Л.М. Течение закрученного потока в кольцевом диффузоре [Текст] / Л. М. Дыскин // Изв. Вузов. Энергетика. - 1971. - № 8. - С. 118-122.

16. Sovran, G. Experimentally determined optimum geometries for rectilinear diffuser with rectangular, conical or annular cross-section [Text] / G. Sovran, E. D. Klomp // Fluid Mechanics of Internal Flow. - Elsevier, New York. - 1967. - P. 270 -319.

17. Grasel, J. Parametric interturbine duct design and optimization [Text] / J. Grasel, M. Pierre, J. Demolis // 25th ICAS, 2006. - P. 5-16.

18. New, W.R. An Investigation of Energy Losses in Stream - Turbine Elements by Impact - Traverse Static Test with Air at Subacoustic Uelocities [Text] / W.R. New // Trans. ASME. - 1940 - Vol. 62. - № 6. - P. 45-51.

19. Богомолов, E.H. Гидродинамика вторичных течений в турбомашинах

[Текст]: - В 2-х ч. - 4.1: Возникновение и свойства вторичных течений / E.H. Богомолов. - Рыбинск: РГАТА, 1998. - 78 с.

20. Ремизов, А.Е. Экспериментальное исследование турбинных решеток при доминирующем влиянии вторичных течений с целыо усовершенствования методов аэродинамического проектирования энергонапряженных газотурбинных двигателей [Текст]: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05. / Ремизов Александр Евгеньевич - Рыбинск: РАТИ. - 1994. - 254 с.

21. Богомолов, E.H. Визуальное исследование отклонения потока при входе в турбинные решетки малой высоты [Текст] / Е. Н. Богомолов,С. И. Ежелин, А. Е. Ремизов, А. В. Шмаков // Изв. вуз. Авиационная техника, 1994. -№4. - С. 83 - 86.

22. Богомолов, E.H. Визуальные исследования пространственного пристеночного течения на входе в турбинную решетку [Текст] /Е. Н. Богомолов, В. В. Лебедев // Изв. вуз. СССР. Энергетика, 1988. - №4. - С. 68 - 72.

23. Дейч, М.Е. Исследования и расчеты ступеней осевых турбин [Текст] / М. Е. Дейч, Б.М. Трояновский. - М: Машиностроение, 1964. - 628с.

24. Гостелоу, Дж. Аэродинамика решеток турбомашин [Текст] / Дж. Гостелоу. -М.: Мир, 1987.-392 с.

25. Августинович, В.Г. Численное моделирование нестационарных явлений в газотурбинных двигателях: Научное издание [Текст] / В.Г. Августинович, Ю. Н. Шмотин и др. — М.: машиностроение, 2005. - 536 с.

26. Андерсон, В. Вычислительная гидромеханика и теплообмен [Текст] / В. Андерсон. Дж. Таннехилб, Р. Плетчер. - М.: Мир, 1990. - 728 с.

27. Фрик, П.Г. Турбулентность: подходы и модели [Текст] / П. Г. Фрик. — Москва / Ижевск: Институт компьютерных исследований, 2003. - 292 с.

28. Прандтль, Л. Гидроаэромеханика [Текст] /Л. Прандтль.- Ижевск: НИЦ Регулярная и хаотическая динамика, 2000. — 576 с.

29. Weinerfelt, Per. Prediction of lift losses due to surface roughness by means of a 2D Navier-Stokes solver [Text] / Per Weinerfelt // ICAS - 2000 CONGRESS.-W. C, 2000. - P 2113.1 - 2113.10.

30. CFX-TASCflow computation fluid dynamics software. Theory documentation Version 2.11 [Text]. Turbulence Closure Models // AEA Technology. - W. C, 2001. - P. 25-73.

31. Колмогоров A.H. Уравнения турбулентного движения несжимаемой жидкости [Текст] / А.Н. Колмогоров. - Изв. АН СССР. Сер. физ., 1942, т. 6, № 12, С. 56-58.

32. Wilcox, D.C. Multiscale Model of Turbulent Flows [Text] ID. C. Wilcox -AIAA 24th Aerospace Sciences Meeting, 1986. - P. 24 - 30.

33. Vieser, W. Heat transfer predictions using advanced two-equation turbulence models [Text] / W. Vieser, T. Esch, F. Menter // CFX Validation Report 10/0902, 2000.-66 p.

34. Зайков, JT.A. Сравнение возможностей дифференциальных моделей турбулентности с одним и двумя уравнениями при расчете течений с отрывом и присоединением течение в каналах с обратным уступом [Текст] / JI. А. Зайков, M. X. Стрелец, M. JI. Шур // Теплофизика высоких температур. - 1996. - Т. 34, №5. - С. 724-736.

35. Ковалева, Н.Н. Исследование влияния системы завесного охлаждения лопаток на газодинамические характеристики сопловых аппаратов с целью совершенствования методов проектирования газовых турбин [Текст]: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05. / Ковалева Наталья Николаевна - Рыбинск: РГАТУ. -2012.-147 с.

36. Поляков, И.В. Исследование влияния остаточной закрутки потока на аэродинамику межтурбинных переходных каналов ГТД с целыо повышения их газодинамической эффективности [Текст]: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05. / Поляков Илья Викторович - Рыбинск: РГАТА. - 2007. - 154 с.

37. Сивердинг. Влияние числа Маха и охлаждения торцевой стенки на вторичные течения в прямой сопловой решетке [Текст] / Сивердинг, Вилпут // Труды американского общества инженеров-механиков: Энергетические машины и установки. - 1981. - №2. - С. 1 - 9.

38. Карелин, О.О. Определение меридиональной диффузорности межтурбинных переходных патрубков газотурбинных двигателей на стадии формирования облика [Текст] / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // XXXIV Гагаринские чтения: материалы междунар. науч. конф. - Москва: МАТИ-РГТУ, 2008. - С. 29 -30.

39. Заботин, В.Г. Теплотехнические измерения в двигателях летательных аппаратов [Текст] / В. Г. Заботин,А. Н. Первышин. - Куйбышев: КуАИ, 1990. -67с.

40. Преображенский, В.П. Теплотехнические измерения и приборы: Учебник для вузов по специальности «Автоматизация теплоэнергетических процессов» [Текст] / В. П. Преображенский. - М.: Энергия, 1978. - 704 с.

41. Петунии, А.Н. Измерение параметров газового потока (приборы для измерения давления, температуры и скорости) [Текст] / А. Н. Петунин. - М.: Машиностроение, 1974. -260 с.

42. Венедиктов, В.Д. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых газовых турбин [Текст] / А. В. Грановский, А. М. Карелин, А.Н. Колесов, М.Х. Мухтаров. - ЦИАМ, 1990. - 393с.

43. Карелин, О.О. Исследование влияния диффузорности на эффективность межтурбинных переходных каналов газотурбинных двигателей в условиях переменной по радиусу входной закрутки [Текст]: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05. / Карелин Олег Олегович - Рыбинск: РГАТА имени П.А. Соловьева. - 2007. - 149 с.

44. Карелин, О.О. Анализ результатов численного исследования течения в кольцевых диффузорных каналах с различной степенью диффузорности в условиях входной закрутки потока [Текст] / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // Авиационные двигатели и энергетические установки: материалы междунар. науч.-техн. конф. - Рыбинск: РГАТА, 2009. - С. 8 -13.

45. Ремизов, А.Е. Геометрические и аэродинамические характеристики межкаскадных переходных каналов авиационных ТРДД и энергетических ГТУ [Текст] / А.Е. Ремизов и др. - М.: Машиностроение, 2012. - 262 с.

46. Карелин, О.О. Экспериментальное исследование влияния закрутки потока на эффективность кольцевых диффузоров [Текст] / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // XVII Туполевские чтения: материалы междунар. науч. конф. - Казань: КГТУ, 2009. - С. 269-270.

47. Богомолов, E.H. Гидродинамика вторичных течений в турбомашинах [Текст]: - В 2-х ч. - 4.2: Возникновение и свойства вторичных течений / E.H. Богомолов. - Рыбинск: РГАТА, 1998. - 75 с.

48. Карелин, О.О. Течение в диффузорных каналах с входной закруткой. Анализ данных применительно к проточной части ГТД [Текст] / О.О. Карелин // Актуальные проблемы авиации и космонавтики: материалы всероссийской науч.-практ. конф. - Красноярск: СибГАУ, 2007. - С. 45-46.

49. Ковалев, С.А. Расчетное исследование влияния формы наклонных обводов межлопаточного канала соплового аппарата турбины на потери от вторичных течений [Текст] / С. А. Ковалев, В. В. Вятков // Сборник материалов научно-практической конференции студентов и аспирантов в рамках Всероссийской студенческой олимпиады по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки». — Рыбинск, РГАТА, 2009. - С. 85 - 89.

50. Ковалев, С.А. Совершенствование методов проектирования сопловых аппаратов турбин ГТД на основе профилирования торцевых поверхностей [Текст]: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05. / Ковалев Сергей Анатольевич - Рыбинск: РГАТУ.- 2013,- 135 с.

51. Кащеева, П.В. Совершенствование методов выбора параметров при газодинамическом проектировании многоступенчатой неохлаждаемой турбины авиационных газотурбинных двигателей [Текст]: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05. / Кащеева Полина Витальевна - Рыбинск: РГАТА. - 2009. - 215 с.

52. Абианц, В.Х. Теория авиационных газовых турбин [Текст] / В.Х. Абианц. - М.: Машиностроение, 1979. - 246 с.

53. Осипов, Е.В. Методы совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД при различных схемах подвода газа [Текст]: дис. ...

канд. тех. наук: 05.07.05. / Осипов Евгений Владимирович - Уфа: УГАТУ. -2010.- 177 с.

54. Gier, J. Designing low pressure turbines for optimized airfoil lift [Text] / J. Gier, M. Franke, N. Hübner, Т. Schröder // Journal of Turbomachinery ASME. - 2010 -Vol. 132. — №3— P. 85-96