Конструктивное совершенствование системы плёночного охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных турбин ГТД тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Матушкин, Антон Алексеевич

• Матушкин, Антон Алексеевич
• кандидат технических наук
• 2012

Оглавление диссертации кандидат технических наук Матушкин, Антон Алексеевич

Оглавление

Введение

Глава 1 . Анализ конструкций системы охлаждения лопаток рабочего колеса современных и перспективных высокотемпературных турбин высокого давления

1.1. Открытые системы воздушного охлаждения лопаток ТВД

1.2. Схемы подвода воздуха к рабочим лопаткам высокотемпературных турбин

1.3. Анализ конструкций охлаждения внутренней полости лопаток

Глава 2 . Методики расчёта теплового состояния лопаток ГТД

2.1. Численные методы. Метод конечных объёмов

2.2. Численные методы. Метод конечных элементов

2.3. Интегральные методы

Глава 3 . Система плёночного охлаждения лопаток ГТД и конструктивные способы её совершенствования

3.1. Особенности систем плёночного охлаждения

3.2. Варьирование формой каналов

3.3. Варьирование локальной интенсификацией выдува охлаждающего воздуха

3.4. Классификатор каналов плёночного охлаждения

Глава 4 . Методы и кретерии оценки эффективности плёночного охлаждения

4.1. Расчёт пластинки с плёночным охлаждением и его верификация

4.2. Расчёт плёночного охлаждения каналов различной формы

4.3. Проведение верификационных расчётов обтекания профиля лопатки ГТД

4.4. Расчёт плёночного охлаждения лопатки турбины

Глава 5 . Проведение экспериментальной работы

5.1. Создание экспериментальных моделей

5.2. Проведение модельного эксперимента

5.3. Проведение численного эксперимента

Заключение

Список использованной литературы

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Конструктивное совершенствование системы плёночного охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных турбин ГТД»

Введение

Газовые турбины относятся к числу самых напряженных узлов конструкции ГТД, ограничивающих в большинстве случаев надежность двигателя и его ресурс. Это связано с большими значениями температуры и давления газа перед турбиной и окружной скорости на среднем диаметре рабочих лопаток. В то же время должны обеспечиваться такие качества, как большая мощность при приемлемых габаритных размерах и массе, относительной простоте конструкции и возможности регулирования в достаточно широком диапазоне.

Повышение температуры газа перед турбиной является действенным фактором, способствующим снижению массы ВРД при заданном значении тяги или мощности. За длительный период проектирования ВРД отечественными и иностранными разработчиками максимальный уровень температур газа для двигателей новых поколений повысился до величин 1800...2200К.

Одним из требований к созданию двигателя нового поколения для магистрального самолета [1], является создание турбин с противовращением и камер сгорания, работоспособных при температурах газа перед турбиной на уровне 2000...2100К (двустенные конструкции, керамические сегменты, монокристаллические и гранулируемые никелевые сплавы нового поколения с повышенной температурой, новые технологии литья, газостатическое уплотнение и технологии ремонта монокристаллических лопаток, транспирационное охлаждение).

Непрерывное совершенствование и усложнение технологий охлаждения является обязательным условием реализации конкурентоспособной конструкции турбины - конструкции, в которой при увеличении температуры перед турбиной расход воздуха на охлаждение не перекрывает выигрыш в удельных параметрах двигателя, а ресурс деталей турбины соответствует требованиям заказчиков.

Рабочие и сопловые лопатки турбины работают в непосредственном соприкосновении с высокотемпературным газом. Наибольшую трудность представляет как обеспечение работоспособности конструкции турбины, при таких высоких значениях температур, так и надежности и ресурса сопловых и рабочих лопаток, особенно в турбине высокого давления. Ступени турбины высокого давления максимально подвержены термической усталости, вибрации, газовой коррозии и эрозии, действию газовых нагрузок. Кроме того, рабочие лопатки так же подвергаются действию центробежных сил. С учетом всего этого, для надежной работы и обеспечения ресурса средняя температура металла лопаток, при имеющихся материалах, не должна превышать 1000...1100°С. Уровень максимально допустимых рабочих температур газа на входе в турбину непосредственно зависит от характеристик применяемого материала лопаток и эффективности системы охлаждения.

Наиболее распространённой системой охлаждения современных турбин является схема открытого (с выпуском охладителя в проточную часть турбины) воздушного охлаждения. Для охлаждения турбины может использоваться воздух, отбираемый за КВД или за одной из его ступеней. Для наружного охлаждения корпусов турбины (и управления радиальными зазорами) используется воздух из-за КНД или из-за вентилятора. С точки зрения общей эффективности турбины в двигателе обычно необходимо проектировать систему охлаждения, во-первых - с минимальным расходом охлаждающего воздуха, а во-вторых - с использованием, по мере возможности, отбора воздуха из-за промежуточных ступеней компрессора.

Уменьшение расхода воздуха на охлаждение турбины может быть достигнуто:

- формированием оптимальной радиальной эпюры температуры газа за

КС;

- уменьшением окружной неравномерности температуры за КС;

- применением аппарата закрутки для закрутки воздуха в направлении вращения диска на входе в ротор ТВД (при этом снижается температура охлаждающего воздуха);

- предварительным охлаждением воздуха в воздухо - воздушном теплообменнике, установленном в наружном контуре ТРДД (такая схема реализована на двигателях Д-30Ф6 и АЛ-31Ф)

- уменьшением утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины;

- увеличением эффективности системы охлаждения лопаток;

- уменьшением потерь давления охлаждающего воздуха при подводе к лопаткам (это позволяет сохранить и эффективно использовать потенциал давления охлаждающего воздуха непосредственно в лопатках) [2].

Из условия работы охлаждающих лопаток рабочего колеса турбины наиболее важными являются следующие факторы, влияющие на интенсивность охлаждения:

- переменная температура газа на входе в рабочее колесо по высоте лопатки Тг*= ^Ь)

- повышение давления на входе в каналы пленочного охлаждения за счет действия центробежной силы

Р = т ■ аз2 ■ И (1)

- заброс температур газа при запуске двигателя;

- требования ресурса и надежности, обуславливающие запас по максимальной величине, т.е. приращение Тг*~70... 1000С.

Актуальность темы. Газовые турбины относятся к числу самых напряженных узлов конструкции ГТД, ограничивающих в большинстве случаев надежность двигателя и его ресурс. Это связано с большими значениями температуры и давления газа перед турбиной и окружной скорости на среднем диаметре рабочих лопаток. Повышение температуры газа перед турбиной является действенным фактором, способствующим снижению

массы ВРД при заданном значении тяги или мощности. За длительный период проектирования ВРД отечественными и иностранными разработчиками максимальный уровень температур газа для двигателей новых поколений повысился до величин 1800...2200К. Рабочие и сопловые лопатки турбины работают в непосредственном соприкосновении с высокотемпературным газом. Наибольшую трудность представляет как обеспечение работоспособности конструкции турбины, при таких высоких значениях температур, так и надежности и ресурса сопловых и рабочих лопаток, особенно в турбине высокого давления. Ступени турбины высокого давления максимально подвержены термической усталости, вибрации, газовой коррозии и эрозии, действию газовых нагрузок, кроме того, рабочие лопатки так же подвергаются действию центробежных сил. С учетом всего этого, для надежной работы и обеспечения ресурса средняя температура металла лопаток, при имеющихся материалах, не должна превышать 1000...1100°С, при этом уровень максимально допустимых рабочих температур газа на входе в турбину непосредственно зависит от характеристик применяемого материала лопаток и эффективности системы охлаждения. Наиболее распространённой системой охлаждения современных турбин является схема открытого (с выпуском охладителя в проточную часть турбины) воздушного охлаждения. Новые поколения охлаждаемых лопаток турбин проектируются на увеличенные значения температуры газа перед турбиной, поэтому без повышение интенсивности системы охлаждения лопаток и, в частности, системы плёночного охлаждения турбин, новые поколения двигателей быть созданы не могут

Объектом исследования в настоящей работе являются рабочие лопатки турбин высокого давления современных и перспективных авиационных ГТД, температура газа на входе которых равна 1700<Тг<1900 К с внутренним конвективным и наружным плёночным охлаждением профиля на его вогнутой стороне, а так же конструктивные элементы системы плёночного охлаждения

наружных вогнутых поверхностей рабочих лопаток.. В работе рассмотрены форма и ориентация каналов (щели) плёночного охлаждения, оптимизированные с целью возможного повышения их эффективности.

Таким образом, цель данной работы состоит в следующем: разработка новых и совершенствование известных конструктивных способов повышения эффективности плёночного охлаждения наиболее горячих участков наружной поверхности рабочих лопаток ГТД, для снижения их температурных градиентов, увеличения надёжности и ресурса.

В рамках указанной цели были сформулированы и решены следующие задачи:

1. Определение влияния формы и ориентации охлаждающих каналов на эффективность образования защитной плёнки на наружной вогнутой поверхности лопатки.

2. Разработка конструктивных мер по снижение температуры потока газа омывающего вогнутую часть поверхности лопатки.

Научную новизну работы составляют:

1. Разработка методики проектирования формы, размеров и расположения щели, обеспечивающей эффективную защитную плёнку на вогнутой поверхности охлаждаемой лопатки.

2. Разработка классификатора дискретных каналов плёночного охлаждения, отличающихся уровнем их эффективности.

Достоверность и обоснованность результатов исследования подтверждена данными модельных экспериментов, проведённых автором, а так же данными экспериментов взятыми из открытых источников, в том числе зарубежных.

Практическая ценность работы. Полученные результаты позволяют рекомендовать комбинированную систему охлаждения, состоящую из локальных отверстий малого диаметра, расположенных на входной кромке лопатки рабочего колеса турбины, а также на выпуклой поверхности профиля

пера (при наличии такой необходимости), а также щели (щелей), располагаемых на вогнутой поверхности пера вдоль высоты лопатки, с целью снижения уровня градиентов температур между выпуклой и вогнутой стороной лопатки и повышения интенсивности охлаждения её вогнутой стороны, что позволяет на этапе проектирования создать лопатку с повышенной эффективностью, относительно плёночного охлаждения, реализуемого системой дискретных каналов, направляющих поток охлаждающего воздуха под углом к траектории горячего газа, обтекающего профиль пера охлаждаемой лопатки рабочего колеса ТВ Д. Систематизировано и рекомендовано к применению множество конструктивных форм комбинированных каналов цилиндрической формы, которые позволяют повысить эффективность охлаждения профильной части лопатки по сравнению с системой одиночных каналов, применяемых в настоящее время.

Использование результатов. Результаты работы могут использоваться в организациях, занимающихся проектированием авиационных ГТД при проектировании рабочих лопаток высокотемпературных турбин. Так же результаты могут использоваться в учебном процессе, для профилирования турбинных решёток. В настоящее время результаты работы используются в научных исследованиях и учебном процессе кафедры конструкции и проектирования авиационных двигателей летательных аппаратов Московского авиационного института (национального исследовательского университета).

Апробация работы. Результаты диссертационной работы были доложены на молодёжная аэрокосмической школе 2009г. (г. Алушта, Украина), 8-й международной конференции "Авиация и космонавтика 2009" (г.Москва, Россия), X Всероссийской научно-технической конференции и школы молодых учёных, аспирантов и студентов "Научные исследования в области транспортных, авиационных и космических систем АКТ-2009" (г.Воронеж, Россия), заочной научно-технической конференции "Перспективные разработки в авиадвигателестроении, «климовские чтения"

(г.Санкт-Петербург, Россия), 3-ей международной научно-техническая конференции "Авиадвигатели XXI века" (г.Москва, Россия). В результате работы было выполнено два гранта П678 и 14.740.11.1286.

Личный вклад автора. Автором проведены следующие работы:

1. Выполнены расчёты по истечению газа из каналов различной формы в спутный поток и верификация получаемых результатов расчётов.

2. Разработаны математические модели рабочих лопаток с различными системами плёночного охлаждения, включая новую модель с системой щелевого охлаждения, где охлаждающий воздух выпускается на поверхность вогнутой части пера лопатки параллельно основному потоку, обеспечивая тем самым повышенный уровень эффективности охлаждения наружной поверхности лопатки и дальнобойности защитной плёнки.

3. Проведена экспериментальная работа по проливкам лопаток с щелевым охлаждением и применяемым в нвстоящее время плёночным охлаждением.

4. Выполнены 3D расчёты по взаимодействию струи охлаждающего воздуха со спутным потоком газа обтекающим профильную часть лопаток с щелевым охлаждением и плёночным охлаждением, осуществляемым через цилиндрические каналы под углом к поверхности профиля.

Основные положения, выносимые на защиту:

- Методика проектирования щелей, расположенных на вогнутой стороне провиля лопаток ТВД с высокой температурой газа перед турбиной 1700...1800К без теплообменника, снижающего температуру охлаждающего воздуха.

- Конструкция и форма щели, выпускающей охлаждающий воздух на вогнутую поверхность лопатки параллельно стенки профиля

- Результаты расчётов модели охлаждаемой лопатки с дискретными каналами, обеспечивающими струйное охлаждение и выпускающих охлаждающий воздух под углом к поверхности профиля и лопатки с

щелевыми каналами, расположенными на вогнутой поверхности профиля и вдув охлаждающего воздуха в пограничный слой газа на поверхности лопатки.

- Экспериментальные результаты проливки моделей лопатки с дискретными каналами, и лопаток с одной и двумя щелями, на её вогнутой поверхности, подтверждающими примерное равенство расходов через дискретные каналы и щель в выполненных конструкциях.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Матушкин, Антон Алексеевич

Заключение

В работе рассмотрены конструкции охлаждаемых рабочих лопаток ГТД, а так же рахзличные способы снижения температуры газа, омывающего наружный контур лопатки ТВ Д.

Выполнен анализ конструкции лопаток имеющих комбинированную систему охлаждения: на корыте применена новая система щелевого охлаждения, при которой охлаждающий воздух вдувается в пограничный слой лопатки и наиболее эффективно обеспечивает снижение её температуры; на входной кромке и выпуклой поверхности профиля может применена система струйного охлаждения с малым диаметром охлаждающих отверстий, порядка 0,35-0,5мм, где охлаждающие струи выпускаются под углом к охлаждающей поверхности, но на этих поверхностях нельзя охлаждать система щелевого охлаждения, в которой охлаждающий воздух подаётся в пограничный слой лопатки.

1. В результате применения конструкции лопатки с щелевым охлаждением неравномерность температурного состояния выпуклой и вогнутой стороны профиля может быть существенно уменьшена, за счёт более эффективного охлаждения корыта профиля.

2. В результате сравнительного анализа различных конструкций каналов струйного охлаждения лопаток турбин, было получено, что эффективность струйного охлаждения может быть повышена, если использовать каналы типа Anti-vortex, представляющего собой комбинацию из основного канала и двух дополнительных каналов малого диаметра, подвод воздуха через которые компенсирует отрыв основного потока от поверхности лопатки. Однако эта система технологически более трудно выполнима, чем система состоящая из одиночного канала.

3. Повышение эффективности плёночного охлаждения, связанное с ростом охлаждающего воздуха через лопатку, ограничивается возможностью пропустить воздух через замок лопатки, поэтому должны проектироваться конструкции, обеспечивающие индивидуальный подвод воздуха к каждому каналу системы через поверхность ножки лопатки или её торцевые поверхности.

4. Численные эксперименты качественно подтверждают сделанные выше выводы, однако количественную оценку снижения температуры вогнутой поверхности лопатки необходимо получить на основе экспериментальных исследований натурных образцов лопаток.

5. Использование лопатки с щелевым охлаждением даёт выигрыш по температуре газа на поверхности лопатки порядка 111С, при этом создавая равномерно распределённую пелену охлаждающего воздуха, без локальных мест перегрева и больших градиентов температуры, как это наблюдается на лопатки с охлаждением в виде цилиндрических каналов. Среднее распространение пелены охлаждающего воздуха (с температурой до 1060С) составляет порядка 5 мм на лопатке с цилиндрическими каналами охлаждения и 10мм на лопатке с щелевым охлаждением. Расход охлаждающего воздуха для лопатки с щелевыми каналами, составил 0,0277 кг/сек, а для лопатки с цилиндрическими каналами 0,0282 кг/сек.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Матушкин, Антон Алексеевич, 2012 год

Список использованной литературы

1. Скибин В.А. и др. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний по созданию перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор) / под ред. В.. Скибин, В.И. Солонин. Москва: ЦИАМ, 2004.

2. Иноземцев A.A., Нахамкин М.., Сандрацкий B.JI. Газотурбинные двигатели. Пермь: Авиадвигатель, 2007.

3. Иванов В.Л. и др. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок / под ред. А.И. Леонтьва. Москва: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004.

4. Жирицкий Г.С. Авиационные газовые турбины. Москва: Оборонгиз,

1950.

5. Швец И.Т., Дыбан Е.П. Воздушное охлаждение деталей газовых турбин. Киев: Наукова думка, 1974.

6. Швец И.Т., Дыбан Е.П. Воздушное охлаждение роторов газовых турбин. Киев: Киевский университет, 1959.

7. Уваров В.В. Газовые турбины и газотурбинные установки. Москва: Высшая школа, 1970.

8. Соколов B.C. Газотурбинные установки. Москва: Высшая школа,

1986.

9. Смоленский А.Н. Паровые и газовые турбины. Учебник для техникумов. Москва: Машиностроение, 1977.

10. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория конструкция и расчёт. Москва: Машиностроение, 1991. Вып. 4.

11. Деревянко А.Д. и др. Основы проектирования турбин авиадвигателей /под ред. С.З. Копелев. Москва: Машиностроение, 1988.

12. Манушин Э.А., Барышникова Э.С., Лурье В.А. Системы охлаждения турбин высокотемпературных газотурбинных двигателей. : ВИНИТИ, 1980.

13. Галицейский, Б.М. Совершённый, В.Д. Формалёв В.Ф., Чёрный М.С. Тепловая защита лопаток турбин. Москва: МАИ, 1996.

14. Крюков А.И. Некоторые вопросы проектирования ГТД. Москва: МАИ, 1993.

15. Haley J.. The gas turbine of the future [Электронный ресурс]. URL:

http://soliton.ae.gatech.edu/people/lsankar/MITE_Workshop_2000/presentations/Phi lip.Haley.pdf (дата обращения: 20.11.2011).

16. Вьюнов С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / под ред. Д.В. Хронин. Москва: Машиностроение, 1989.

17. Матушкин A.A., Нестеренко В.Г. Конструктивные методы совершенствования системы пленочного охлаждения рабочих лопаток турбин ВРД // электронный журнал "Труды МАИ." 2010. Т. 39.

18. Нагога Г.М. Обобщение опыта охлаждения турбин высокотемпературных авиационных ГТД. Технический отчёт 001.4010 КМЗ. Куйбышев: , 1977.

19. Грязнов Н.Д. и др. Теплообменные устройства газотурбинных и комбинированных установок. Москва: Машиностроение, 1985.

20. Манушин Э.А. Газовые турбины проблемы и перспективы. Москва: Энергоатомиздат, 1986.

21. Манушин Э.А., Михальцев В.Е., Чернобровкин А.Б. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок. Москва: Машиностроение, 1977.

22. Кулагин В.В. и др. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. Книга 1-2 / под ред. В.В. Кулагин. Москва: Машиностроение, 2003. Вып. 2.

23. Сиротин H.H. и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок. Книга 1. Москва: Наука, 2011.

24. Кулагин В.В. и др. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. Книга 3 / под ред. В.В. Кулагин. Москва: Машиностроение, 2005. Вып. 2.

25. Патанкар С. Численные методы решения задач теплообмена и динамики жидкости. Москва: Энергоатомиздат, 1984.

26. Ferziger J.H., Peric M. Computational methods for fluid dynamics. : Springer, 2002.

27. Мышкис А.Д. Лекции по высшей математике. Москва: Наука, 1973. Вып. 4.

28. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Численные методы газовой динамики. Москва: Высшая школа, 1987.

29. Киреев В.И., Войновский A.C. Численное моделирование газодинамических течений. Москва: МАИ, 1991.

30. Аникеев A.A., Молчанов A.M., Янышев Д.С. Основы вычислительного теплообмена и гидродинамики. Учебное пособие. Москва: УРСС, 2009.

31. Андерсон Д., Таннехил Д.С., Плетчер Р. Вычислительная гидромеханика и теплообмен. В 2-х томах, т.2. Москва: Мир, 1990.

32. Андерсон Д., Таннехил Д.С., Плетчер Р. Вычислительная гидромеханика и теплообмен. В 2-х томах, т.1. Москва: Мир, 1990.

33. Роуч П. Вычислительная гидродинамика. Москва: Мир, 1980.

34. Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. Москва: Мир,

1975.

35. Сегерлинд Л.Ж. Применение метода конечных элементов. Москва: Мир, 1979.

36. Оден Д. Конечные элементы в нелинейной механике сплошных сред. Москва: Мир, 1976.

37. Образцов И.Ф., Савельев Л.М., Хазанов Х.С. Метод конечных элементов в задачах строительной механики летательных аппаратов. Учебное пособие для студентов авиационнх спечиальностей вузов. Москва: Высшая школа, 1985.

38. Норри Д., Фриз Ж. де. Введение в метод конечных элементов. Москва: Мир, 1981.

39. Бате К. Д., Вил сон Е.Л. Численные методы анализа и метод конечных элементов. Москва: Стройиздат, 1982.

40. Стренг Г., Фикс Д. Теория метода конечных элементов. Москва: ,

1977.

41. Бруяка В.А. и др. Инженерный анализ в ANSYS WORKBENCH. Учебное пособие. Самара: СамГТУ, 2010.

42. Зенкевич О., Морган К. Конечные элементы и аппроксимация. Москва: Мир, 1986.

43. Формалёв В.Ф. Метод конечных элементов в задачах теплообмена. Москва: МАИ, 1991.

44. Копелев С.З. Охлаждаемые лопатки газовых турбин. Москва: Наука,

1983.

45. Копелев С.З., Тихонов Н.Д. Расчёт турбин авиационных двигателей. Москва: Машиностроение, 1974.

46. Копелев С.З., Слитенко А.Ф. Конструкция и расчёт систем охлаждения ГТД. Харьков: Основа, 1994.

47. Andreopoulos J., Rodi W. Experimental investigation of jets in a crossflow//Journal of Fluid Mechanics. 1984. T. 138.№-1.C. 93-127.

48. Crabb D., Durao D.F.G., Whitelaw J.H. A Round Jet Normal to a Crossflow // Journal of Fluids Engineering. 1981. T. 103. № 1. C. 142-153.

49. Moussa Z.M., Trischka J.W., Eskinazi S. The near field in the mixing of a round jet with a cross-stream // Journal of Fluid Mechanics. 1977. T. 80. № 01. C. 49-80.

50. Green J. Micro-scale film cooling for gas turbine applications // 2007.

51. Goldstein R.J., Eckert E.R.G., Burggraf F. Effects of hole geometry and density on three-dimensional film cooling. // International Journal of Heat and Mass Transfer. 1974. T. 17. № 5. C. 595-607.

52. Ammari H.D., Hay N., Lampard D. The Effect of Density Ratio on the Heat Transfer Coefficient From a Film-Cooled Flat Plate // Journal of Turbomachinery. 1990. Т. 112. № 3. C. 444-450.

53. Eriksen V.L., Goldstein R.J. Heat Transfer and Film Cooling Following Injection Through Inclined Circular Tubes // Journal of Heat Transfer. 1974. T. 96. №2. C. 239-245.

54. Goldstein R.J., Yoshida T. The Influence of a Laminar Boundary Layer and Laminar Injection on Film Cooling Performance // Journal of Heat Transfer. 1982. T. 104. № 2. C. 355-362.

55. Liess C. Experimental investigation of film cooling with ejection from a row of holes for the application to gas turbine blades // ASME, Gas Turbine Conference and Products Show. Zurich:, 1974. C. 7.

56. Hyams D.G., Leylek J.H. A Detailed Analysis of Film Cooling Physics: Part III— Streamwise Injection With Shaped Holes // Journal of Turbomachinery. 2000. T. 122. № l.C. 122-132.

57. Ammari H.D., Hay N., Lampard D. Effect of Acceleration on the Heat Transfer Coefficient on a Film-Cooled Surface // Journal of Turbomachinery. 1991. T. 113. №3.C. 464-471.

58. Pedersen D.R., Eckert E.R.G., Goldstein R.J. Film Cooling With Large Density Differences Between the Mainstream and the Secondary Fluid Measured by the Heat-Mass Transfer Analogy // Journal of Heat Transfer. 1977. T. 99. № 4. C. 620-627.

59. Leylek J.H., Zerkle R.D. Discrete-Jet Film Cooling: A Comparison of Computational Results With Experiments // Journal of Turbomachinery. 1994. T. 116. № 3. C. 358-368.

60. Seo H.J., Lee J.S., Ligrani P.M. The effect of injection hole length on film cooling with bulk flow pulsations // International Journal of Heat and Mass Transfer. 1998. T. 41. № 22. C. 3515-3528.

61. Bons J.P. The Effect of High Freestream Turbulence on Film Cooling Effectiveness. // 1994.

62. Al-Hamadi A.K., Jubran B.A., Theodoridis G. Turbulence intensity effects on film cooling and heat transfer from compound angle holes with particular application to gas turbine blades // Energy Conversion and Management. 1998. T. 39. № 14. C. 1449-1457.

63. Mayhew J. The effect of freestream turbulence on film cooling adiabatic effectiveness // International Journal of Heat and Fluid Flow. 2003. T. 24. № 5. C. 669-679.

64. Dhungel A. Film Cooling from a Row of Holes Supplemented with Anti Vortex Holes//2007. C. 61.

65. Lu Y. Effect of Hole Configurations on Film Cooling from Cylindrical Inclined Holes for the Application to Gas Turbine Blades // 2007.

66. Tanimitsu H. h zip. Development of Simple and High-Performance Technology for Turbine // IHI engineering review. T. 41. № 1. C. 20-31.

67. Kenichiro Т. и др. Study on the Thermal and Flow Fields of Shaped Film-Cooling Holes // Heat Transfer Research. 2011. T. 42. № 1.

68. Bunker S.R. Film Cooling: Breaking the Limits of Diffusion Shaped Holes // Heat Transfer Research. 2010. T. 41. № 6.

69. Heidmann J.D. A Numerical Study of Anti-Vortex Film Cooling Designs at High Blowing Ratio // Volume 4: Heat Transfer, Parts A and B. : ASME, 2008. C. 789-799.

70. Gritsch M., Schulz A., Wittig S. Adiabatic Wall Effectiveness Measurements of Film-Cooling Holes With Expanded Exits // Journal of Turbomachinery. 1998. T. 120. № 3. C. 549.

71. Кутателадзе C.C. Основый теории теплообмена. Москва: Атомиздат,

1979.

72. Ekkad S.V., Zapata D., Han J.C. Heat Transfer Coefficients Over a Flat Surface With Air and C02 Injection Through Compound Angle Holes Using a Transient Liquid Crystal Image Method // Journal of Turbomachinery. 1997. Т. 119. № 3. C. 580.

73. Ligrani P.M. и др. Film-cooling from holes with compound angle orientations. Part 1: Results downstream of two staggered rows of holes with 3d spanwise spacing // ASME Transactions Journal of Heat Transfer. 1994. T. 116. C. 341-352.

74. Скибин B.A., Солонин В.И., Иванов М.Я. ЦИАМ 2001-2005. Основные результаты научно-технической деятельности. Том 2. Москва: ЦИАМ, 2005.

75. Goldstein, R.J. Erckert, Е. Ericsrn, V. Ramsey J. Film cooling following injection through inclined circular tubes, NASA-CR-72612 // 1969.

76. Матушкин А.А. Расчёт системы плёночного охлаждения в ANSYS FLUENT // ANSYS Advantage. Русская редакция. 2011. № 15. С. 46-49.

77. Матушкин А.А. и др. Отчёт по государственному контракту №П679. Совершенствование системы охлаждения лопаток турбин. 4.1. Москва:, 2009.

78. Hylton L.D. и др. Analytical and experimental evaluation of the heat transfer distribution over the surfaces of turbine vanes NASA-CR-168015 // AAS/Division of Dynamical Astronomy Meeting. 1983. Т. -1.

79. Матушкин A.A. и др. Отчёт по государственному контракту №11679. Совершенствование системы охлаждения лопаток турбин. ч.2. Москва: ,2010.

80. Техническая справка №42.603.1343-2010ТС. Верификация расчётной модели ОКС 042.31.9120 с горением для программы ANSYS по результатам испытаний. Санкт-Петербург: ,2010.

81. Техническая справка 42.641.0122-2010ТС. Результаты замера температуры и поля газа на входе в CA ТНД и замеров давлений и перепадов по газовому тракту турбин. Санкт-Петербург: ,2010.

82. Техническая справка №42.641.0137-2010ТС. Расчёт эпюры температуры газа на выходе из ОКС, по результатам замеры температуры газа на CA ТНД. Санкт-Петербург: ,2010.

83. Техническая справка №42.603.1347-2010ТС. Обоснование изменений в ОКС 042.31.9120 по результатам 3D расчётов с горением в программе ANS YS. Санкт-Петербург: ,2010.

84. Матушкин A.A., Терентьев В.В., Яковлев A.A. Создание моделей выходных устройств ГТД сложной формы // Научно технический вестник Поволжья. 2011. Т. 5. С. 205-208.

85. Отчёт по контракту №02.749.11.0159 "Исследование рабочего процесса и создание узлов и элементов авиационных двигателей новых поколений." , 2009.