Методы совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД при различных схемах подвода газа тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Осипов, Евгений Владимирович

• Осипов, Евгений Владимирович
• кандидат технических наук
• 2011

Оглавление диссертации кандидат технических наук Осипов, Евгений Владимирович

ОГЛАВЛЕНИЕ

С.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1 СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ

ТУРБИН ГТД

1.1 Аналитический обзор работ по исследованиям и оптимизации лопаточных аппаратов турбин ГТД

1.2 Аналитический обзор работ по процессам, методам расчетов и выбору оптимальной формы межтурбинных диф-фузорных каналов

1.3 Аналитический обзор работ по течению в диффузорных каналах с закруткой потока на входе и обтеканию элементов, размещенных внутри проточной части

1.4 Аналитический обзор работ по нетрадиционным схемам проточной части (боковой подвод газа к турбине)

1.5 Выводы по первой главе

ГЛАВА 2 РАЗРАБОТКА ЧИСЛЕННОГО МЕТОДА ОПТИМИЗАЦИИ

ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИН ГТД. ПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ

АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК КОЛЬЦЕВОГО ДИФФУЗОРА

2.1 Метод оптимизации элементов проточной части турбин на основе расчетов трехмерных вязких течений и теории планирования эксперимента

2.2 Результаты численных экспериментов и оптимизации ступени турбины

2.3 Параметрический анализ аэродинамических характеристик диффузоров

2.4 Математическое моделирование кольцевого диффузора

2.5 Выводы по второй главе

ГЛАВА 3 РАЗРАБОТКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ СТЕНДОВ И МЕТОДИК ИССЛЕДОВАНИЙ

ЗЛ Экспериментальный стенд для исследований газодинамических характеристик межтурбинных переходных диффузоров и турбин с боковым подводом газа

3.2 Экспериментальная установка межтурбинного переходного диффузора с расположенным на выходе СА турбины

3.3 Методика испытаний и обработки экспериментальных данных межтурбинного переходного диффузора с расположенным на выходе СА турбины

3.4 Экспериментальная установка и методика испытаний турбины с несимметричным боковым подводом газа

3.5 Экспериментальная установка и методика испытаний турбины с боковым радиальным и тангенциальным подводом газа в распределяющий по окружности тороидальный и улиточный каналы

3.6 Современные высокоэффективные способы создания экспериментальных моделей и проведения газодинамических исследований

3.7 Выводы по третьей главе

ГЛАВА 4 АПРОБАЦИЯ РАЗРАБОТАННЫХ МЕТОДОВ И ОБОБЩЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕ-

ДОВНИЙ

4.1 Исследование газодинамических характеристик и особенностей течения в межтурбинном коническом переходном диффузоре и системе "переходной диффузор - СА турбины"

4.1.1 Характеристики входного устройства

4.1.2 Распределение углов потока по высоте канала на входе и выходе из переходного диффузора

4.1.3 Распределение статического давления на наружном

и внутреннем обводах переходного диффузора

4.1.4 Газодинамические характеристики и особенности течения потока в коническом переходном диффузоре, влияние стоек и обтекателей

4.1.5 Газодинамические характеристики и особенности течения потока в системе "переходной диффузор - СА турбины", влияние стоек и обтекателей

4.2 Улучшение газодинамических характеристик конического переходного диффузора с расположенным на выходе СА турбины, исследование особенностей течения

4.2.1 Метод улучшения газодинамических характеристик конического переходного диффузора с СА турбины

4.2.2 Анализ по расходным характеристикам вариантов переходного диффузора с СА турбины

4.2.3 Газодинамические характеристики и особенности течения в переходном диффузоре с С А турбины

4.2.4 Газодинамические характеристики и особенности течения в переходном диффузоре

4.2.5 Исследование влияния углов установки стоек и обтекателей на потери в переходном диффузоре с СА турбины

4.3 Улучшение газодинамических характеристик осевой турбины ГТД с несимметричным боковым радиальным подводом газа

4.3.1 Метод улучшения газодинамических характеристик осевой турбины ГТД с несимметричным боковым радиальным подводом газа

4.3.2 Экспериментальные исследования исходного и модернизированного С А турбины

4.4 Исследование и выбор оптимальной схемы подвода газа к турбине

4.4.1 Метод выбора опт имальной с хемы подвода газа к турбине

4.4.2 Экспериментальные исследования радиальной и тангенциальной схем подвода газа к турбине в распределяющий по окружности тороидальный и улиточный каналы

4.5 Обобщение полученных результатов и выработка рекомендаций по их применению при проектировании проточной части турбин ГТД

4.6 Выводы по четвертой главе

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ Условные обозначения

О - массовый расход воздуха, кг/с;

впр - приведенный массовый расход воздуха, ( кг • л/К • м 2) /(с • кгс); N - мощность ГТД, МВт;

;?ст - коэффициент полезного действия ступени; q(A,) - приведенная плотность потока;

а2 - угол выхода потока из направляющего аппарата или угол входа в переходной диффузор (отсчет от оси ГТД), град;

аэ - угол эквивалентного раскрытия переходного диффузора, град;

в - угол полураствора диффузора с прямолинейными стенками, град;

20 - полный угол раствора диффузора, град;

ф - окружной угол СА, град;

у - угол установки стоек и обтекателей, град;

Р] (ВХ) - кольцевая площадь на входе в переходной диффузор, м ;

Гг (вых)- кольцевая площадь на выходе из переходного диффузора, м2;

Еэф - эффективная площадь проходного сечения лопаточного аппарата, см ;

п (АН) - степень диффузорности; Ь (Ы) - длина переходного диффузора, м;

<![ - втулочный (внутренний) диаметр переходного диффузора на входе, м; О, - периферийный (наружный) диаметр переходного диффузора на входе, м; И^ - ширина переходного диффузора на входе, м; /г - высота лопатки, мм; /г - относительная высота лопатки;

Ъх - осевая ширина лопатки, мм;

А г относительный радиальный зазор над лопаткой рабочего колеса, %;

ЛР - избыточное статическое давление, кгс/см ;

1 2 АР* - избыточное полное давление, кгс/см ;

Р* - абсолютное полное давление, кгс/см2;

Р - статическое давление, кгс/см ;

В - атмосферное давление, кгс/м ;

Рг - относительное статическое давление вдоль наружного и внутреннего обводов переходного диффузора;

Р,- - текущее статическое давление на обводе, кгс/м ; Т* - полная температура, К;

О г^

/я - температура воздуха в помещении, С;

Р РЕС - полное давление в стендовом ресивере, кгс/м ;

грес - температура в стендовом ресивере, С;

п - частота вращения турбины, об/мин;

К1 - коэффициент моделирования по линейным размерам;

а - конструктивный угол входа в сопловой аппарат, град;

О К

~ конструктивные углы входа и выхода потока из рабочего колеса,

град;

г - углы атаки на лопатках, град;

Я - радиус входной кромки лопатки, мм;

Сшах - максимальная толщина профиля лопатки, мм;

о - коэффициент восстановления полного давления;

АР - относительные потери полного давления;

ср - коэффициент скорости соплового аппарата;

ттГА пг - проектная степень расширения газа в сопловом аппарате;

М - число Маха;

X - приведенная скорость потока;

Яад - адиабатическая скорость истечения газа;

С0 - осевая составляющая скорости, м/с;

С - скорость потока на входе, м/с;

Су (У) - окружная составляющая скорости в турбине, м/с;

иг - среднемассовая скорость в горловине диффузора, м/с;

СР = .Г1 - коэффициент суммарного восстановление статического давления;

Р± ЬГГ /2

(Р,* ~ р_ 1 1 ,т. 2) - коэффициент внутренних потерь энергии в канале; С - коэффициент сопротивления входного патрубка;

- толщина пограничного слоя, мм; р - плотность потока, кг/м3; Не - число Рейнольдса; У - кинематическая вязкость, м2/с; ^ - газовая постоянная рабочего тела, Дж/(кг-К); т - степени двухконтурности;

мн (м) - коэф фициент, учитывающий теплофизические свойства натурного (модельного) рабочего тела, ((кг-К)/Дж)0 5;

ЬД - густота решетки;

г - число лопаток.

Сокращения

АД - авиационный двигатель;

ГТД - газотурбинный двигатель;

ГТУ - газотурбинная установка;

ТРДД- турбореактивный двухконтурный двигатель;

ТВ - турбина вентилятора;

ТНД - турбина низкого давления;

КПД - коэффициент полезного действия;

СА - сопловый аппарат;

РК - рабочее колесо;

НА - направляющий аппарат;

НИЛ - научно-исследовательская лаборатория;

КС - камера сгорания;

ЖТ - жаровая труба;

САПР-Д - системы автоматизированного проектирования двигателей;

СИТ - средство измерительной техники;

ТПЭ - теория планирования эксперимента;

НПП - научно-производственное предприятие;

НТС - научно-технический совет;

ЭВМ - электронно-вычислительная машина.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Методы совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД при различных схемах подвода газа»

ВВЕДЕНИЕ

При разработке современных газотурбинных двигателей (ГТД) используются экспериментально-теоретические методы оптимизации геометрии и газодинамических характеристик элементов проточной части, в то же время имеется возможность и необходимость дальнейшего совершенствования и развития этих методов.

В частности, в настоящее время развиты недостаточно методы оптимизации геометрии переходных каналов и ступеней турбин (по коэффициенту полезного действия (КПД) и другим критериям) в зависимости от режимов, формы каналов, формы лопаток с применением методов 3D CAD/CAE - численного моделирования.

В турбореактивных двухконтурных двигателях (ТРДД) с большой степенью двухконтурности и при конвертации авиационных ГТД в наземные газотурбинные установки (ГТУ) часто используется кольцевой межтурбинный переходной диффузор с коническими образующими (МПД), соединяющий турбины на разных диаметрах [1]. В таких конструкциях МПД оказывает большое влияние на газодинамические характеристики расположенной за ним турбины (в ТРДД это турбина вентилятора (ТВ)), что влияет на экономические и эксплуатационные показатели ГТД. Требование уменьшения массы и длины ГТД реализуется, в том числе, и за счет сокращения длины МПД. Если при этом проектные диаметры турбин сохраняются, то конусность обводов МПД увеличивается, что существенно влияет на газодинамические характеристики МПД и расположенной за ним турбины. На сегодняшний день достаточно хорошо изучены проблемы течения газа в переходных диффузорах [2-11], в том числе разработаны методы оптимального профилирования его обводов [12-14], позволяющие создавать диффузор с минимальными потерями энергии. Однако, в большинстве случаев физические явления, протекающие в переходном диффузоре с коническими обводами, изучены обособленно, без примыкающей к нему на выходе турбины, в то время как конический переходной диффузор оказывает влияние на турбину, а турбина создает

подпор потока и влияет на характеристики переходного диффузора. На эти характеристики также влияют размещаемые внутри МПД стойки и обтекатели, влияние которых усиливается от не осевого угла выхода потока из высоконагруженных турбин современных ГТД [1].

В конвертированных авиационных и нетрадиционных схемах перспективных ГТД используются турбины с боковым подводом газа. В таких ГТД существуют проблемы обеспечения высокой эффективности турбины с подводящим патрубком. На этапе проектирования, при формировании конструктивного облика данных ГТД, большое значение также имеет выбор схемы подвода газа к турбине, от которой будет зависеть экономичность создаваемого ГТД. Несмотря на наличие обширных исследований по выбору конструктивных схем ГТД [15-18], на сегодняшний день практически отсутствует информация о газодинамической эффективности радиального и тангенциального подвода газа к турбине в распределяющий по окружности тороидальный, либо улиточный канал.

В связи с этим, актуальной является разработка экспериментально-теоретических методов совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД с использованием численных исследований лопаток турбин, экспериментальных исследований МПД с расположенной за ним турбиной, разных вариантов турбины с несимметричным боковым подводом газа, разных схем подвода газа к турбине.

Целью работы является исследование и разработка методов обеспечения требуемых газодинамических и массогабаритных характеристик турбин ГТД.

Для достижения поставленной цели решены следующие задачи:

1. Разработка метода оптимизации геометрии проточной части турбин (на примере лопаточных аппаратов, включая математическую модель влияния геометрии лопаточных аппаратов на КПД турбины).

2. Разработка экспериментальных установок и методик для исследования газодинамических характеристик МПД и расположенной за ним турбины (с учетом стоек, обтекателей, различной формы обводов МПД, схем подвода газа к турбине, включая несимметричные боковые).

3. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик МГ1Д с расположенной за ним турбиной (за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей).

4. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик турбин при несимметричном боковом подводе газа (за счет применения СА с разными по окружности конструктивными углами входа), экспериментальное выявление наиболее эффективной схемы несимметричного бокового подвода газа к турбине.

Методы исследований. Для решения поставленных задач использованы:

- методы численного ЗБ САБ/САЕ-моделирования, основанные на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замыкаемых ББТ моделью турбулентности Ментера;

- методы теории планирования эксперимента (ТПЭ);

- методы экспериментального исследования параметров течения в каналах.

Достоверность и обоснованность результатов исследований подтверждается:

- применением основополагающих законов термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированных средств измерений, прошедших поверку и калибровку;

- совпадением результатов численных экспериментов с опытными данными и результатами других исследователей.

На защиту выносятся:

1. Метод оптимизации геометрии проточной части турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ, полученная математическая модель влияния геометрических параметров лопаток на КПД турбины.

2. Метод улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной за ним турбиной за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей.

3. Метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа за счет использования лопаток СА с разными по

окружности конструктивными углами входа; экспериментально выявленная наиболее эффективная схема бокового подвода газа к турбине.

4. Экспериментальные газодинамические характеристики МПД с расположенным на выходе СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа и различных схем подвода газа к турбине.

Научная новизна работы заключается в следующем:

1. Впервые разработан метод оптимизации геометрии ступеней турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ (греко-латинских квадратов), позволивший получить математическую модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени, данная модель позволяет оценивать КПД при различном сочетании параметров и находить их оптимальные значения.

2. Предложен новый метод улучшения характеристик МПД с С А турбины за счет придания коноидальной формы обводам МПД, позволяющий минимизировать меридиональные углы течения, устранить отрывы потока в корне турбины и снизить потери энергии.

3. Впервые разработан и экспериментально подтвержден метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, заключающийся в выполнении первого СА турбины с несколькими группами лопаток, имеющими разные по окружности конструктивные углы входа.

4. Впервые получены экспериментальные газодинамические характеристики исследованных вариантов элементов проточной части турбин, характерных для ТРДД, ГТУ с конвертированными авиационными ГТД и перспективных ГТД: МПД с СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа, различных схем бокового подвода газа к турбине.

Практическую ценность имеют следующие полученные результаты:

1. Разработанный метод оптимизации позволяет эффективно, с широким набором геометрических параметров оптимизировать ступени турбин, используя ТПЭ и современные программные комплексы трехмерного моделирования. В рассмотренном конкретном примере КПД ступени турбины повышен на 1,0 %.

2. Разработанный метод придания обводам МПД коноидальной формы позволяет улучшить газодинамические характеристики МПД с расположенным за ним СА турбины, повысить эффективность СА и системы "переходной диффузор - СА турбины" при проектировании и доводке ТРДД и ГТУ с конвертированными авиационными ГТД.

3. Разработанный метод использования С А с различными по окружности углами на входе, результаты экспериментального исследования различных схем несимметричного подвода газа к турбине позволяют оптимизировать схемы подвода газа и геометрию проточной части турбин в двигателях и энергоустановках нетрадиционных схем.

4. Экспериментально полученные газодинамические характеристики элементов турбин с МПД используются при разработке методов проектирования ГТД, верификации программ расчетов трехмерных течений в ОАО НПП «Мотор» и в НПП «Машпроект».

Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссертационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке ступеней турбин, межтурбинных переходных диффузоров и турбин с боковым подводом газа в ОАО «НПП «Мотор», (Уфа) и НПП «Машпроект», (Николаев).

Апробация работы. Основные результаты работы были представлены и обсуждались на научно-технической конференции «Современное предприятие в условиях рыночных отношений» (Николаев, 2003); Международной научно-практической конференции «Авиасвит-2004» (Киев, 2004); V Международной научно-технической конференции «Интегрированные компьютерные технологии в машиностроении» (Харьков, 2005); научно-технической конференции «Внедрение новых технологий и интенсификация развития производства» (Николаев, 2005);

XI Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2006);

XII Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2007);

XIII Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2008); НТС в ОАО «НПП «Мотор» (Уфа, 2009).

Публикации. Основные материалы диссертации отражены в 15 публикациях, в том числе 5 в рекомендованных ВАК изданиях.

Структура и объем работы. Диссертационная работа изложена на 177 страницах и включает в себя 79 иллюстраций и 13 таблиц. Работа состоит из введения, четырех глав, выводов и списка используемой литературы из 98 наименований.

История работы. Работа выполнялась в период 2004-2010 г.г.: вначале в Национальном аэрокосмическом университете имени Н.Е. Жуковского "ХАИ" на кафедре Теории авиационных двигателей (Харьков) и НЛП "Машпроект" (Николаев), а затем в Уфимском государственном авиационном техническом университете имени Серго Орджоникидзе на кафедре Авиационные двигатели (Уфа) и КБ "Орион" (Оренбург). Диссертация связана с выполнением в НИЛ САПР-Д кафедры АД УГАТУ проекта № 2.1.2/484 «Методология системного проектирования, испытаний, доводки и поддержки в эксплуатации сложных технических объектов (двигателей и энергоустановок) на основе анализа рабочих процессов, имитационного и CAD/CAE-моделирования, PDM и SCADA-технологий», в соответствии с аналитической ведомственной целевой программой «Развитие научного потенциала высшей школы (2009-2010 годы).

Благодарности

Автор выражает глубокую благодарность своим руководителям д.т.н., профессору, декану факультета Авиационных двигателей, руководителю НИЛ САПР-Д Кривошееву И.А. и д.т.н., профессору кафедры Теории авиационных двигателей НАКУ (ХАИ) Герасименко В.П. Д.т.н., профессорам ИПМаш (Харьков) Ершову C.B. и Русанову A.B. за возможность использования программы расчетов трехмерных вязких течений FlowER; зав. кафедрой Теории авиационных двигателей НАКУ (ХАИ) д.т.н., профессора Бойко Л.Г., профессоров УГАТУ, докторов технических наук Гумерова Х.С., Гимранова Э.Г., Горюнова И.М. за поддержку и полезное обсуждение работы.

Особую благодарность автор выражает начальнику группы газодинамических расчетов отдела турбин Усатенко A.A., к.т.н., начальнику комплексной научно-исследовательской лаборатории газодинамики Котову A.B. за ценные консультации и помощь в реализации физических и численных экспериментов, начальнику сектора газодинамических расчетов турбин, компрессоров и камер сгорания Петельчицу В.В. за использование в работе ряда его ценных наработок и идей.

ГЛАВА 1 СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТУРБИН ГТД

1.1 Аналитический обзор работ по исследованиям и оптимизации лопаточных аппаратов турбин ГТД

На сегодняшний день достигнут высокий уровень в создании эффективных высокоэкономичных турбин ГТД. Этому способствуют постоянное углубление теоретических знаний и накопленный большой опыт в проектировании и доводке турбин [19-28]. Наряду с экспериментальными и расчетными одномерными, двухмерными, квазитрехмерными методами в последнее десятилетие получили широкое распространение и активно используются в расчетах и оптимизации лопаточных аппаратов турбомашин численные методы, основанные на решении уравнений Навье-Стокса [29-32]. Это позволило создавать лопатки турбин сложной формы, учитывающей пространственную структуру потока в межлопаточном канале и позволяющей минимизировать потери энергии.

Современное состояние турбомашин ГТД характеризуется достаточно высокими технико-экономическими параметрами. Дальнейшее их совершенствование требует глубокой детализации всех видов потерь и особенностей течения, отражающих реальные процессы, с одновременным поиском таких форм поверхностей, ограничивающих каналы, которые сводили бы к минимуму каждый вид потерь. Подобные мероприятия широко используются в последние годы в практике создания турбомашин [33-36]. Применение окружного, осевого навалов, саблевидности, сложной закрутки лопаток по высоте, обандаженных РК, утопленных радиальных зазоров и их регулирование, 8-образных профилей и многие другие конструктивные особенности позволяют минимизировать потери при одновременном повышении аэродинамической нагруженности лопаточных венцов.

Повышение эффективности современных турбомашин достигается путем улучшения профилирования лопаточных венцов отдельных ступеней. При этом оптимальное проектирование лопаточного аппарата требует выполнения большого количества расчетов и экспериментальных исследований. Численная газодинамическая оптимизация форм лопаток - один из эффективных путей, которые позволяют решать такие задачи с минимальными затратами [37-39]. Однако поиск оптимального решения является чрезвычайно сложной задачей, так как преимущества от использования подобных методов при нынешнем уровне совершенства турбомашин могут быть получены только при условии учета сложной пространственной структуры течения и вязких эффектов. Вместе с тем, в практике проектирования и модернизации ступеней турбомашин в качестве вычислительного инструмента при оценке эффективности обтекания до настоящего времени используются методы расчета течений, построенные на основе моделей осесимметричного течения. Активно развивающееся в последние годы пространственное профилирование лопаточных аппаратов, цель которого заключается в том, чтобы выбрать наиболее близкую к оптимальной форму лопатки, учитывая особенности трехмерного вязкого течения в решетке, требует больших затрат машинного времени. Поэтому важным является поиск путей применения численных методов аэродинамических расчетов для оптимизации лопаточных аппаратов [40].

Большие результаты в разработке, расчетах и оптимизации лопаточных аппаратов турбомашин с использованием численных методов были достигнуты отечественными [40-44] и зарубежными авторами [45-48].

Одним из последних достижений в области аэродинамической оптимизации пространственной формы лопаточных аппаратов турбин является разработка программы управления расчетами трехмерных турбулентных течений Орйтш [35]. В ней осуществляется решение задачи оптимизации КПД турбинной ступени с использованием методов Хука-Дживиса и Нилдера-Мида. Расчет в каждой точке осуществляется с помощью программы расчета трехмерных вязких течений газа в

многоступенчатых турбомашинах Р1олуЕ11 [31], численная модель которого построена на основе решения нестационарных уравнений Навье-Стокса.

В качестве целевой функции могут быть выбраны момент на рабочих лопатках (если рассматривается невязкое течение) или КПД ступени, рассчитанный либо по моменту на рабочем колесе, либо по потерям кинетической энергии.

Основные оптимизируемые геометрические параметры для каждого лопаточного аппарата следующие: количество лопаток, корневой угол установки лопаток, угол закрутки лопаток (линейное распределение по радиусу относительного угла установки), осевой и окружной навалы лопаток, восемь параметров при помощи которых параметризуются кусочно-квадратичной функцией осевая и окружная саблевидности лопатки.

Для каждого из геометрических параметров задается область допустимого изменения параметра. Постоянство режима обтекания обеспечивается ограничением на массовый расход рабочего тела через ступень. Кроме того, могут использоваться дополнительные режимные ограничения на степень реактивности по длине лопатки и средний абсолютный угол выхода потока из рабочего колеса. Чтобы исключить комбинации геометрических параметров, не имеющих инженерного смысла, дополнительно используются специальные геометрические ограничения, учитываемые при помощи штрафных функций.

В работе [35] представлены результаты оптимизации трех турбинных ступеней, выполненные с использованием программ Орйтш и Р1о\уЕ11. Ступень 1 и ступень 2 являются турбинами высокого давления, ступень 3, последняя, -турбина низкого давления. При оптимизации ступени 1 варьировались количество лопаток статора и ротора, углы установки статора и ротора, четыре параметра, определяющие окружную саблевидность лопаток статора. При оптимизации ступени 2 варьировались угол окружного навала статора, углы установки статора и ротора, углы закрутки статора и ротора. При оптимизации ступени 3, в первом случае, варьировались углы осевого и окружного навала статора, углы установки статора и ротора, углы закрутки статора и ротора, во втором случае угол осевого

навала статора, два параметра осевой саблевидностп статора на периферии, два параметра окружной саблевидности статора у корня, углы установки статора и ротора. В результате оптимизации КПД ступени 1 повысился на 4,3%, ступени 2 на 0,8%, ступени 3, соответственно, на 0,8%) и 1,2%.

В работе [33] представлены результаты исследований и оптимизации турбины высокого давления и турбины низкого давления ГТД, выполненные с использованием программ Орйтш и Р1ошЕЯ. При оптимизации пространственного профилирования лопаток ступеней турбины высокого давления и турбины низкого давления к качестве управляющих геометрических параметров использовались: для лопаток статора - углы установки и закрутки, осевой и окружной навалы, саблевидность и стреловидность; для лопаток ротора - углы установки и закрутки. Лопатки рассматриваемых турбин относительно короткие, поэтому эффективность стреловидной и саблевидной форм сопловых лопаток сомнительна, что и подтвердилось в проведенных исследованиях. Поэтому предпочтение отдавалось другим параметрам, в первую очередь углам установки и закрутки лопаток.

В качестве ограничений принимались постоянство расхода на входе и неизменность теплоперепада ступени. Ограничение на абсолютный угол выхода потока из ступени, приближающее этот угол к осевому, не использовалось, так как все попытки применения такого ограничения приводили к снижению КПД на 0,5-1,0 % по сравнению с лучшими оптимизированными конструкциями. Также не задавалось ограничение на степень реактивности.

Ступень турбины высокого давления характеризуется достаточно высоким КПД (0,904), поэтому существенное повышение ее экономичности представлялось маловероятным, что и подтвердилось результатами оптимизации, в которых КПД практически не изменился и составил 0,905.Основные усилия были направлены на модернизацию турбины низкого давления.

В результате оптимизации турбины низкого давления при варьируемых углах установки и закрутки лопаток, а также окружном навале лопаток СА, получена модернизированная конструкция, которая изображена на рисунке 1.1 б в сопос-

тавлении с исходной турбиной низкого давления (а). При расчетах трехмерного течения в модернизированной конструкции турбины использовалась такая же сетка, как и для предварительных расчетов исходной конструкции.

УЖ

СА 1 РК 1 ч ''

/

РК /

а

б

Рисунок 1.1- Меридиональное сечение и закрутка лопаток исходной (а) и

модернизированной (б) ТНД

Основные изменения конструкции лопаточных аппаратов следующие: угол установки лопатки СА у корня уменьшился почти на 6 град (у корня решетка раскрылась), а на периферии, наоборот, увеличился примерно на 7,5 град (на периферии проходное сечение решетки прикрылось). Угол закрутки при этом увеличился более чем на 13 град. Изменения лопатки РК значительно меньшие: у корня угол установки увеличился более чем на 2 град, а на периферии - на 4.5 град (по всей длине лопатки проходное сечение прикрылось). Такие изменения должны привести к разгрузке корневых сечений С А и повышению реактивности у корня. Угол окружного навала лопатки СА в модернизированной конструкции меньше 1 град и этим изменением можно пренебречь.

При оптимизации удалось сохранить основные режимные параметры турби-

ны. При этом КПД ступени турбины низкого давления вырос на 2,2%. Повышение эффективности турбины низкого давления достигнуто в первую очередь за счет повышения степени реактивности у корня (рисунок 1.2).

.5 .4

»6

о .3

о я а

Н.2 Е-

И «

.0 -.1

.0 .2 .4 .6 .8 1.В

Длина

Рисунок 1.2 - Распределение реактивности ступени ТНД по длине лопатки: 1 - исходная конструкция; 2 - модернизированная конструкция.

В результате переразгон потока на стороне разрежения ротора вблизи входной кромки и вызванный им отрыв потока полностью устранены и, благодаря улучшению характера течения в ступени, профильные потери существенно снизились. Потери с выходной скоростью, несмотря на некоторое возрастание, как выходной скорости, так и теплоперепада на турбине низкого давления, практически не поменялись.

Численное исследование и аэродинамическое усовершенствование турбины высокого давления представлены в работе [33]. Газодинамические исследования выполнены с использованием программного комплекса Ио\¥ЕК. В основу модернизации легло усовершенствование венцов направляющего аппарата и рабочего колеса турбины, а также изменение формы меридиональных обводов ступени турбины. В отношении направляющего аппарата количество лопаток и размер горлового сечения задавались таким образом, чтобы обеспечить приемлемый относительный шаг Х/Ъ и такой же расход, как в исходной ступени. Для рабочего колеса количество лопаток не менялось, а угол установки лопаток выбирался так, чтобы обеспечить приемлемый относительный шаг 1/Ь и такой же

/

2 — — ------ . — —

расход, как в исходной ступени. Меридиональные обводы изменены таким образом, чтобы снизить вторичные течения в рабочем колесе. Для этого в исходной конструкции устранено резкое расширение канала в зазоре между направляющим аппаратом (НА) и РК. По результатам численных исследований установлено, что в модернизированной ступени потери на 1,5% ниже, чем в исходной ступени. Из них 0,5% прироста КПД составили от изменения геометрии венцов и 1,0% от изменения меридиональных обводов ступени.

Однако в перечисленных работах не рассматривалась оптимизация лопаточных аппаратов турбин с использованием в качестве варьируемых параметров формы профиля лопатки (максимальная толщина профиля, радиус входной кромки и др.).

1.2 Аналитический обзор работ по процессам, методам расчетов и выбору оптимальной формы межтурбинных диффузорных каналов

Обеспечение высокой экономичности современных турбореактивных двух-контурных двигателей (ТРДД) достигается применением большой степени двух-контурности т = 6-8. Для реализации такой степени двухконтурности приходится применять мощную, часто трансзвуковую ступень вентилятора на входе в двигатель, имеющую длинные широкохордные лопатки. Из-за большой длины лопатки имеют большую массу и испытывают большие центробежные нагрузки при вращении ротора, чем обуславливаются низкие проектные частоты вращения вентилятора. В связи с этим, для привода вентилятора применяется мощная многоступенчатая турбина с низкой частотой вращения, заданной исходя из допустимых запасов прочности лопаток вентилятора. Чтобы обеспечить оптимальное соотношение окружной и осевой составляющей скорости в турбине и/С0 при низкой частоте вращения, и тем самым обеспечить высокий КПД, турбина вентилятора проектируется на большом среднем диаметре, значительно превышающим средний диаметр турбины газогенератора. В результате переходной канал, соединяющий турбины, имеет большой угол наклона к оси ГТД. При этом канал всей

проточной части имеет большой изгиб, обуславливающий резкое изменение направления потока, приводящее к отрывам и повышенным потерям в турбине. Примеры подобных переходных каналов в составе отечественной турбины и зарубежного ГТД с показаны, соответственно, на рисунках 1.3 и 1.4.

I

Рисунок 1.3 - Разрез турбины ГТП 10/95

Другой острой проблемой создания авиационного ГТД является борьба за уменьшение массы двигателя. С целью максимального снижения массы ГТД, его элементы и узлы проектируются с минимальными запасами прочности. Для уменьшения массы, в современном ГТД компрессор и турбину проектируют с меньшим числом ступеней, увеличивая при этом нагрузки на ступени. Применяются трансзвуковые и сверхзвуковые ступени. Чтобы при этом обеспечить высокий КПД используются современные достижения в области аэрогидрогазодина-мики, экспериментальные исследования, программы расчетов трехмерных вязких течений, позволяющие создавать лопатки сложной формы, учитывающие особенности сложных пространственных течений и позволяющие получать высокий КПД в высоконагруженных турбинах и компрессорах с малым числом ступеней. В борьбе за уменьшение массы ГТД все шире применяются композиционные материалы.

Рисунок 1.4 - Разрез ТРДД Р\У6000

С учетом вышеперечисленного, с целью уменьшения массы ГТД, актуальным является уменьшение его габаритных размеров. Длину ГТД можно уменьшить за счет сокращения длины входящего в конструкцию переходного диффузора между каскадами турбин. Однако при этом важно сохранить высокий уровень КПД ГТД, не увеличив в нем потери.

В связи с вышеперечисленным, актуальным является проведение исследований межтурбинного переходного диффузора ГТД с примыкающей к нему на выходе турбиной. Особенно актуальны данные исследования в ТРДД, где межтурбинный переходной диффузор изначально имеет большой угол наклона к оси двигателя и сокращение его длины приведет к еще большему увеличению угла наклона диффузора, что без дополнительных исследований и внедрения специальных конструктивных мероприятий увеличит потери в турбине и снизит КПД ГТД.

Несмотря на наличие обширной литературы по плоским, коническим и кольцевым диффузорам [12, 49-55] с большим накопленным количеством экспериментальных данных [2, 3, 6, 7, 50-52], пока не существует достаточно точного метода расчёта их характеристик. Вместе с тем, область применения диффузоров в ГТД обширна, их применяют в качестве переходников турбин, выхлопных патрубков, элементов камер сгорания (КС), компрессоров и др.

Основная проблема заключается в сложности отрывных явлений в отдельных зонах диффузоров [56-61] и отсутствии способов адекватного моделирования этих явлений при расчёте потерь. Существующие методы расчетов [45] и программные комплексы [29-31, 62] для аэродинамических расчётов трёхмерных вязких турбулентных течений хотя и позволяют обнаруживать даже такие явления, как местные отрывы течения и вихревые зоны, нестационарные эффекты и процессы в скачках уплотнения или волнах разрежения, всё же не обеспечивают требуемую точность оценок КПД процессов торможения потока в диффузорах. Одной из причин этого является выбор подходящей модели турбулентности [63] и задание турбулентной вязкости при решении уравнений Навье-Стокса [29-31, 42, 62].

Необходимость повышения точности вычисления потерь в диффузорных каналах, с одной стороны, вызвана тем, что рост потерь полного давления на 1,0% в межтурбинном переходном канале приводит к снижению на 1,0-1,5% мощности и КПД ГТД [63], а с другой стороны, точность в оценке потерь влияет на определение оптимальной формы канала переходного диффузора при проектировании переходника с минимальными потерями. Отмеченные проблемы требуют наряду с совершенствованием методов аэродинамических расчётов внутренних течений в каналах, также экспериментальных исследований по опытной доводке переходников [63-65], выхлопных патрубков [66] и других диффузорных устройств.

На сегодняшний день накоплено достаточно много опыта и разработано методов расчетов течения газового потока в диффузорах. Многие процессы протекающие в кольцевых диффузорах, применяемых в ГТД, близки к плоским (двумерным) диффузорам. Рассмотренные явления в диффузорах и методы их расчетов изложены в работах [12, 13, 49, 67, 69]. Так, Строи и Клайн предложили обратный метод расчета плоских (двумерных) и осесимметричных диффузоров, основанный на определении запаса по отрыву [49]. Метод дает возможность управлять запасом по отрыву потока на стенке диффузоров с прямолинейной осью при течении несжимаемой жидкости и, таким образом, выбирать границу безопасной работы. Установлено, что преимущество оптимального криволинейного диффузора особенно проявляется в случае коротких диффузоров < 4 с небольшим

загромождением потока на входе. При выполнении конструкции важным является наличие острых угловых кромок во входном сечении диффузоров, которые могут вызвать отрыв потока в горловине диффузора. Любые углы в конструкции необходимо скруглять. Обычное скругление угла препятствует отрыву в горловине диффузора и не оказывает существенного влияния на рабочую характеристику. Предположено, что в пограничных слоях на стенках оптимальных диффузоров существует непрерывно зарождающийся отрыв. Возрастание восстановления давления Ср в оптимальном криволинейном диффузоре, по сравнению с соответствующим прямолинейным, может достигать 40 % для коротких диффузоров ¿/й7, .

В представленной Хокенсоном работе о расчете оптимальных диффузоров обратным методом [13] показано насколько управление пограничным слоем позволяет улучшить характеристики диффузоров даже с большим отношением площадей. В работе показана возможность получения выигрыша, подбирая закон убывания поверхностного трения и соответствующее распределение площадей поперечных сечений диффузора. Сделаны выводы о необходимости критической оценки методов профилирования диффузоров и учета их взаимодействия с пограничным слоем на входе.

Исследования характеристик плоских диффузоров с прямолинейной осыо, выполненные Рено, Джонстоном и Клайном [67, 68] дали объяснения ряду протекающих в нем процессов. Было установлено, что характеристики диффузора при разных режимах течения (режим, где нет заметного отрыва, режим большого неустойчивого отрыва, режим двумерного отрыва и режим струйного течения) определяются разными геометрическими параметрами. Режимы течения показаны линиями а, б, в, г по длине диффузора в зависимости от угла раскрытия диффузора и степени диффузорности на рисунке 1.5 (а, б). Данная классификация режимов работы диффузоров (двумерных с прямолинейными стенками) впервые была получена по результатам исследований Мура, Клайна [69] и Фокса, Клайна [64]. Форма кривой восстановления давления и ее связь с режимами течения показана на рисунке 1.6.

то 80 60

40 30

10

£ к

10 8

Б

4 3

г

15

6 | ___________1.

Струйное течение 'Зама гистерезиса

1

г Полностью развитый двухмерный отрыВ

Ь 1 . | .. — 5

а Большой, неус тв йчиВый прыВ

I

" Линия зам щ етнога 1ыда

Нь 777 амеп 1наг о ат^ иыВ 1

^а

\

20 15

'7 15 7 3 4 8 8 10 15 20 30 40 ВО

л/ц

а

1,5 г з й в 8 ю 15 го зо и о л/ц

б

Рисунок 1.5- Диаграммы режимов течения в диффузорах в зависимости: а - от угла раскрытия диффузора; б - от степени диффузорности

В режиме безотрывного течения восстановление давления Ср определяется отношением площадей, в режиме большого неустойчивого отрыва углом раствора диффузора, а в режимах двумерного отрыва и струйного течения не зависит от геометрических параметров. Условия на входе в диффузор влияют сильнее на уровень характеристик, чем режим течения. При увеличении толщины пограничного слоя на входе в диффузор его характеристики ухудшаются. При постоянном

нет заметного отрыЬй

а

6

Ьольшои неустойки

Ддт-

мерныи

6

Струйное

швчбние

I ьту

течение

АЯ ила 16

Рисунок 1.6- Форма кривой восстановления давления и ее связь

с режимами течения

отношении площадей максимальный КПД, максимальное восстановление давления и минимальные потери напора достигаются при угле раскрытия соответствующем 2© « 7 град. Для каждой длины диффузора имеется свое наилучшее отношение площадей, обеспечивающее максимальное восстановление давления.

В работе [12] приведен метод расчета максимального коэффициента восстановления давления С], на фиксированной длине в условиях несжимаемой жидкости и турбулентных пограничных слоев на входе. Метод включает в себя расчет как присоединенных, так и отрывающихся и оторвавшихся турбулентных пограничных слоев. По полученным результатам сделан вывод о том, что наиболее важным при расчетах отрывающихся потоков является учет взаимодействия между внешним (невязким) течением и пограничным слоем. Данное утверждение подтверждается работой [71]. Представленный в ней метод обеспечивает расчет трех режимов: безотрывного течения, нестационарного срыва и полностью развитого срыва (рисунок 1.5). Полученные результаты показывают, что основным при моделировании отрывных течений является точное воспроизведение загромождения канала пограничными слоями и срывными зонами и адекватное описание взаимодействия между потенциальным ядром и областями вязкого течения. Экспериментальные исследования Эшджаи и Джонстона [14] позволили сделать ряд важных заключений. Ими были исследованы двумерные диффузоры большой относительной длины с прямолинейными стенками, целью которых было изучение режима начала неустойчивого отрыва, соответствующего максимальному коэффициенту восстановления полного давления диффузора. Исследовано 12 диффузоров постоянной безразмерной длины ¿/Ж, =15 с углами раствора от 4 до 24

град, которые охватывают режимы безотрывного течения, перемежающегося отрыва и нестационарного отрыва. Исследования проведены при условиях на входе: малом числе Маха (С{=46,6 м/с), относительном загромождении потока

25{ Ш/Гх= 0,027 и числе Рейнольдса ихЖ1 / V = 2,2 • 105. По результатам исследований установлено, что перед отрывом положительный градиент больше на той стенке, на которой возникает отрыв. Однако за точкой отрыва, наоборот, градиент

давления на отрывной стенке затухает быстрее, чем на безотрывной. Таким образом, поперечный градиент давления изменяет знак вблизи точки отрыва. Установлено, что максимальное восстановление давления соответствует режиму, когда на обеих боковых стенках присутствует нестационарное обратное течение. Восстановление давления начинает уменьшаться, когда появляется зона интенсивного обратного течения только на одной из боковых стенок. При максимальном восстановлении давления среднее напряжение трения не падает до нуля ни на одной из боковых стенок. Пограничные слои на двух расходящихся стенках диффузора практически одинаковы. Однако сразу за режимом максимального коэффициента восстановления давления С*р течение вблизи стенок становится полностью асимметричным.

Анализ процессов в кольцевых диффузорах и выбора оптимальной формы межтурбинных переходных каналов выполнен, используя результаты работ [72, 73]. Решение проблемы обоснованного выбора геометрических параметров и определения уровня потерь в межтурбинном переходном канале на стадии увязки ГТД выполнены в работе [72]. Объект исследований представлял осекольцевой диффузорный канал с прямолинейными образующими. В экспериментах приведенная скорость потока на входе составляла =0,14 (С, «50 м/с), число Рей-

нольдса Яе = 2 • 103. Направление потока на входе - осевое. Входная окружная неравномерность потока создавалась установленными на входе направляющими лопатками. Исследование течения потока выполнено в двух кольцевых каналах,

имеющих относительную длину Ь = и относительный диаметр втулки на

входе = /Д = 0,5. Внутренний обвод выполнен сменным. Диффузорность первого канала составила п = ^/Т71, =1,6, второго п = 1. Угол между осыо канала и средней линией его проточной части в первом случае О = 10,2 град, во втором П = 12,4 град. Результаты исследований показали большое различие обтекания внутреннего и наружного обводов. Поток у внутреннего обвода более устойчивый и имеет меньшую относительную толщину пограничного слоя, чем на периферии. На периферии происходит быстрое нарастание пограничного слоя по длине кана-

ла, который носит турбулентный характер и имеет склонность к отрыву. Тем не менее, отрыв потока в исследованных переходных каналах отсутствует, даже несмотря на значительную неравномерность потока. Результаты экспериментальных исследований по потерям (коэффициентам внутренних потерь энергии £ = {Р] - P^lipW^ / 2) были сопоставлены с результатами расчетов по известным методикам. Так, наиболее простой и распространенный полуэмпирический метод эквивалентного диффузора дал заниженный результат на 12%. Второй метод A.C. Гиневского, основанный на интегральных характеристиках пограничного слоя, дал заниженный результат на 7,6%. Однако его применение затруднено вследствие необходимости знаний эмпирических коэффициентов в зависимости от геометрии кольцевого диффузора. Третий метод М.Е. Дейча, А.Е. Зарянкина определения потерь по экспериментальным номограммам, основанный на экспериментальных исследованиях, дал заниженный результат на 5%. К недостатку данного метода относится отсутствие учета неравномерности потока на входе и выходе из переходного канала. Наиболее точными оказались результаты, полученные в программе расчетов трехмерных вязких течений CFX-TASCflow с использованием двухпараметрической модели турбулентности SST Ментера. Погрешность определения потерь составила менее 1,0 %. Однако данный метод требует больших временных затрат, что затрудняет его использование на этапе проектирования. В работе сделан вывод о целесообразности и возможности создания интегрального метода расчета потерь в кольцевых диффузорах на основе степенного представления профиля скорости [74, 75], который позволит быстро и корректно оценивать потери в межтурбинном переходном канале. Созданию этого метода посвящена диссертационная работа A.B. Кащеева [73]. Используя степенное представление профиля скорости, автор разработал метод оценки внутренних потерь полного давления безотрывного турбулентного течения в кольцевых диффузорных каналах с положительным продольным градиентом давления, позволяющий оперативно получать результаты, хорошо согласующиеся с экспериментальными данными. В результате численных исследований установлено, что определение внутренних потерь полного давления с допущением неизменности радиальной

неравномерности потока по длине канала приводит к большим ошибкам. Экспериментально установлено, что входная окружная неравномерность существенно увеличивает внутренние потери полного давления в переходном диффузоре, в отличие от равномерного течения, а диффузорность приводит к увеличению выходной неравномерности потока. На основании этого сделаны выводы о необходимости учета окружной неравномерности потока при проектировании межтурбинных переходных каналов, что также согласуется с работами [13, 67, 68, 71].

Однако в перечисленных работах не рассматривались исследования межтурбинного переходного диффузора совместно с примыкающей к нему турбиной; с установленными внутри канала стойками и обтекателями.

1.3 Аналитический обзор работ по течению в диффузорных каналах с закруткой потока на входе и обтеканию элементов, размещенных внутри проточной части

Стремление уменьшить массу и стоимость АД приводят к необходимости сокращения числа ступеней турбин и компрессоров. В результате почти все современные авиационные турбины имеют высоконагруженные ступени, для которых характерны большие углы поворота потока в венцах. В связи с этим турбинам присущи не осевые углы выхода потока, которые при работе в составе с межтурбинным переходным каналом оказывают влияние на течение и потери в переходном канале. Исследованиям подобных явлений, а именно исследованию влияния переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД посвящена диссертационная работа Ю.И. Гладкова [76]. В работе установлено, что характер изменения потерь энергии в кольцевом диффузорном канале в зависимости от входной закрутки потока определяется распределением закрутки по радиусу. При этом в случае уменьшающейся входной закрутки по радиусу имеют место минимальные потери, а при увеличивающейся закрутке потери энергии монотонно растут. Рост потерь объясняется определяющим влиянием втулочных сечений канала. В случае же уменьшающейся

входной закрутки по радиусу вклад в общие потери втулочных и периферийных сечений зависит от средней величины закрутки по высоте, чем и объясняется наличие минимальных потерь. Зафиксированные углы закрутки, при которых потери минимальны - 3-8 град. Выявлено соотношение входного и выходного радиусов сопряжения цилиндрических и конических участков межтурбинного переходного канала, обеспечивающее минимальные потери энергии в канале при любом распределении по радиусу входной закрутки потока.

Подробные исследования закрученного течения в кольцевых диффузорах с коническими стенками выполнены Лохманном, Марковски и Брукманом [51]. Экспериментальная установка показана на рисунке 1.7 и состоит из нагнетательной камеры (1), четырех опорных элементов (2), поворотных лопаток для закрутки потока (3), участка развития потока (4), входного и выходного зондируемых сечений (5) и диффузора (6). Геометрия диффузоров показана на рисунке 1.8. Экспериментально определены характеристики диффузоров с различными длинами, отношениями площадей и углами наклона канала. При этом углы закрутки потока варьировались в диапазоне 0-48 град. По полученным результатам сделаны выводы о закрученном течении в кольцевых диффузорах. Установлено, что увеличение угла закрутки на входе и угла наклона (особенно в сочетании) вызывает искажение профиля меридиональной скорости на выходе из диффузора и

;

/

Рисунок 1.7 - Схема экспериментальной установки

«2 1

А1 Дг ф\

1,50 10 10°

1,50 10 20°

1,50 10 0°

1,50 10 -10°

1,50 5 10°

1,25 10 10°

1,75 10 10°

4,30 10 10°

Рисунок 1.8 - Геометрия диффузоров

наличии закрутки отрыв меридионального потока происходит на внутренней стенке, причем, чем больше угол закрутки на входе, тем при более низком отношении площадей возникают зоны отрывного течения. Диффузоры с большими углами наклона канала имеют высокие потери давления, в них возможен местный отрыв потока около наружной стенки на входе. Окружное течение почти не зависит от течения в меридиональном направлении, о чем говорит практически пол-

ное сохранение окружного импульса и подобие его профилей на выходе из диффузоров, несмотря на существенное изменение характеристик меридионального течения. Установлено, что максимум восстановления давления в диффузоре с осевым течением на входе достигается при равнобедренной конфигурации канала, однако с ростом угла закрутки на входе этот максимум достигается при более высоких положительных углах наклона внутренней стенки.

В переходных каналах турбин, компрессоров, в затурбинном устройстве ГТД в большинстве случаев устанавливаются дополнительные элементы, выполняющие роль силовых стоек, либо коммуникаций подвода-отвода масла и воздуха. Эти элементы являются дополнительными источниками потерь и оказывают существенное влияние на картину течения. Данная проблема весьма актуальна и активно изучается отечественными и зарубежными исследователями. Так, Сэноо, Кавагу-ти, Кодзима и Ниси выполнили подробные экспериментальные исследования по поиску оптимальной конфигурации опоры в кольцевых диффузорах с изменяемой закруткой потока на входе [50]. Экспериментальная установка показана на рисунке 1.9. Она состоит из форкамеры (1), закручивающей лопатки (2), входного ре-перного сечения (3), опоры (4), кольцевой трубы (5) и кольцевого диффузора (6). Исследуемые диффузоры образовывались одним из наружных конусов с углом полураствора конуса 4, 6 и 8 град и цилиндрического центрального тела. Степень диффузорности каждого кольцевого диффузора составляла n-F2!Fx = 4,72, относительный диаметр втулки на входе d-d2IDx =0,416. Были испытаны пять опор, показанных на рисунке 1.10. Исследования проводились с закруткой на входе 26 град. В результате установлено, что наибольшие потери присутствуют при обтекании A-опоры цилиндрического сечения (а), а наименьшие при обтекании С-опоры аэродинамического профиля (с). Дальнейшие исследования были проведены с этим профилем.

Исследование влияния установочного угла опор показало, что можно установить опоры таким образом, что характеристики диффузора не ухудшатся в широком диапазоне углов закрутки потока на входе. Так, несмотря на то, что сопротивление опор снижает восстановление давления, в диффузоре с углом

Рисунок 1.10 - Формы испытуемых опор: а - A-опора (круглый цилиндр); b - В-опора; с - С-опора (NACA 0020); d - D-опора (NACA 0030); е - С'-опора (NACA 0020)

полураствора конуса 4 град с опорами величина Ср практически одинакова, как и в диффузоре без опор, если угол у = 10 град. Аналогично, в диффузоре с углами полураствора конуса 6 и 8 град величина СР так же высока, как и в случае диффу-

зора без опор, если угол у = 15 град. Небольшое вращение потока в кольцевом диффузоре улучшает восстановление давления в предотрывных условиях, так как в результате искривлений линий тока турбулентность интенсифицируется и пограничный слой вдоль наружной стенки поддерживается тонким. Если опоры имеют форму аэродинамического профиля и установлены как тормозящая решетка для потока с закруткой на входе, то при прохождении через опоры давление потока возрастает. Коэффициент восстановления давления в кольцевом диффузоре может увеличиваться за счет слабого остаточного вращения, сохраняющегося позади опор. Учитывая эти эффекты, можно значительно увеличить коэффициент восстановления давления в диффузоре с закруткой на входе. В диффузоре без закрутки на входе опоры создают слабое вращение потока, которое улучшает характеристики кольцевых диффузоров с расширяющимися наружными стенками.

Исследования, выполненные А.Е. Ремизовым и И.В. Поляковым [63] показали, что при наличии на входе в диффузор небольшой закрутки потока, около 9 град, происходит уменьшение потерь и, в основном, за счет течения вблизи наружного обвода диффузора. Наличие стоек в диффузоре усиливает положительное влияние наружного обвода, что объясняется стабилизацией устойчивости пограничного слоя на наружном обводе благодаря местному разгону потока на стойках. При закрутке потока более 18 град, наоборот, под влиянием течения вблизи внутреннего обвода потери в диффузоре увеличиваются. Характер изменения потерь для диффузорного канала без стоек и со стойками практически одинаков. При большой закрутке отрывы потока в канале без стоек могут быть более сильными, чем со стойками. Выполненные численные исследования по потерям показали хорошее совпадение с экспериментом только в области минимальных потерь с устойчивыми пограничными слоями. Также были получены хорошие результаты по кинематике потока - значениям углов потока на выходе из диффузора. Там же, где существует предотрывное состояние пограничного слоя на обводах, использованная 1с-е модель турбулентности не позволила получить корректный результат. Относительно спрямления потока внутри канала установлено, что диффузор уменьшает входную закрутку потока. Это происходит под воздействи-

ем, главным образом, внутреннего обвода диффузора. При наличии внутри канала стоек раскрутка потока происходит на больший угол, по сравнению с каналом без стоек. До входной закрутки 8-10 град шесть стоек в канале раскручивают поток почти до осевого направления. При больших углах входа поток раскручивается, в основном, за счет втулочных сечений. На периферии поток практически не изменяет направление.

Детальные исследования особенностей обтекания опорного венца кольцевого диффузора на выходе ГТД при входной закрутке потока были выполнены В.Г. Солодовым, Ю.В. Стародубцевым, Б.В. Исаковым и В.Т. Феданом [77]. Исследования выполнены численным методом с использованием программного комплекса МТБ8® [62] для расчета трехмерных вязких турбулентных течений жидкостей и газов в областях произвольной формы. Объект исследований представлял осе-симметричный кольцевой диффузор с расположенными внутри шестью стойками и тремя обтекателями с увеличенным миделевым сечением. Исследования влияния входной закрутки на потери при осевой ориентации стоек и обтекателей показали следующие результаты. При небольшой входной закрутке следы от стоек и обтекателей имеют тенденцию к смыканию, при увеличении закрутки следы в корневой области развиваются в кольцевой отрыв, граница которого смещается к задним кромкам стоек. Завихренность в следе стоек и обтекателей вызывает набухание пограничного слоя на наружном и внутренним обводах и отрыв потока с возможным присоединением. При наличии входной закрутки влияние стоек на потери возрастает и на углах атаки больше 15 град интенсивности следов за стойками и обтекателями сопоставимы. Установлено, что для углов закрутки потока 715 град потери полного давления в диффузоре снижаются и снижение коэффициента потерь может достигать 20-30%. Входная закрутка 10 град вызывает прилипание потока с наветренной стороны, при этом отрыва потока от внутреннего обвода ещё не происходит, завихренность же от стоек и обтекателей минимальная. При увеличении закрутки прилипание сохраняется, а отрыв потока с теневой стороны, завихренность за стойками, отрывная область на внутреннем обводе увеличиваются и потери в диффузоре возрастают. Большая закрутка увеличивает со-

противление потоку на стойках и обтекателях в несколько раз. Изъятие стоек и обтекателей из диффузора как при осевом натекании, так и для углов 20 град и выше снизило потери в исследованной конструкции в 1,5-2 раза. Механизм снижения потерь при наличии закрутки объясняется стабилизирующим действием закрутки, при которой на наружном обводе пограничный слой становится тоньше и отрывные явления практически отсутствуют, прилипанием потока к стойке и незначительным отрывом на внутреннем обводе. Исследования влияния угла установки стоек на потери при входной закрутке потока показали следующие результаты. В вариантах с углами установки стоек и обтекателей от оси ГТД 10 и 20 град локальные потери максимальны, но в результате их закручивающего действия на поток воздействуют центробежные силы, прижимающие его к наружному обводу, что препятствует отрыву. В результате потери в диффузоре с углом установки стоек и обтекателей 10 град при осевом угле входа в 1,5 раза меньше, чем при угле установки 0 град. При угле установки стоек и обтекателей 20 град потери еще несколько уменьшаются. При натекании потока под углами 0 и 15 град на стойки и обтекатели, установленные под углом 10 град, отрыв с наветренной стороны уменьшается, что приводит к снижению потерь, по сравнению с натеканием без угла атаки.

Работа Н. Пономарева [52] подтверждает и дополняет, а в некоторых случаях уточняет, приведенные выше в обзоре выводы других авторов об особенностях обтекания стоек в диффузоре не осевым потоком. Исследования обтекания шести стоек под углом 25 град, установленных по оси ГТД, показали, что на стойках со стороны противоположной натеканию потока присутствует отрыв, начинающийся от входной кромки стоек. За стойками образуются вихревые жгуты, тянущиеся до выхода из диффузора. При обтекании стоек, установленных по оси ГТД, под углом 10 град установлено, что для этой закрутки отрыв потока на стойках происходит со стороны противоположной натеканию потока на хвостовом участке длиной четверть хорды стойки. На рисунке 1.11 приведена зависимость потерь полного давления в выходном диффузорном устройстве от углов установки стоек при различной закрутке потока. Для осевого потока в диапазоне углов установки сто-

ек 0-10 град потери в диффузоре не изменяются, при установке стоек под углом 25 град потери резко возрастают вследствие отрыва потока от стоек. В случае наличия закрутки потока величиной 25 град потери в диапазоне углов установки стоек 0-25 град больше, чем в исходном варианте (углы установки стоек и закрутка потока 0 град), однако при угле установки стоек 10 град имеется минимум потерь. Объясняется это раскручиванием потока в диффузорном канале стойками. В случае установки стоек под углом 25 град поток ими не раскручивается, в результате потери в диффузоре резко возрастают, что наглядно иллюстрирует график на рисунке 1.11. При угле установки стоек 10 град потери на стойках возрастают незначительно, а из-за раскрутки потока снижаются потери в диффузоре, в результате имеет место минимум потерь.

Оч

Ш в

х ш

Ш ИЗ с; '1

ш ^ ГС

** а 4

О н"

о >->,

10

Угол установки стоек в градусах

2ч}

Рисунок 1.11- Зависимость потерь полного давления в выходном диффузорном устройстве от углов установки стоек при различной закрутке потока

Однако в перечисленных работах не рассматривалось улучшение характеристик переходного диффузора, в зависимости от углов установки стоек и обтекателей в канале и наличии закрутки потока на входе, совместно с примыкающей на выходе турбиной.

о

1.4. Аналитический обзор работ по нетрадиционным схемам проточной части (боковой подвод газа к турбине)

В конвертированных авиационных ГТД и нетрадиционных схемах проточной части перспективных ГТД применяются улиточные каналы, выносные КС, состоящие из одной или двух жаровых труб (ЖТ) [78], выносные газогенераторы. Выбор таких схем обусловлен быстрым созданием с малыми затратами мощных турбин для перекачки газа путем конвертации авиационных ГТД, созданием современных ГТД с выносным газогенератором, позволяющим в условиях ограниченных габаритов обеспечить требующуюся компоновку, а также сокращением осевых размеров ГТД, уменьшением количества ЖТ и форсунок.

Вместе с тем, турбины с боковым и осевым подводом газа имеют принципиальное различие по способам подвода газа к турбине. При осевом подводе газ течет в турбину напрямую, в этом случае реализуется осесимметричное течение перед турбиной. При боковом подводе газ подводится в турбину посредством специального устройства - подводящей улитки. В этом случае реализуется неосесим-метричное течение перед турбиной.

Исследования бокового подвода газа к турбине выполнены в работах И.Г. Гоголева, В.Г. Солодова и Ю.В. Стародубцева [79-81]. Подвод рабочего тела через подводящие трубы патрубка (улитки) создает на входе в первую ступень турбины большую окружную неравномерность параметров, при этом часть каналов ступени работает на нерасчетных режимах, что снижает экономичность и надежность ГТД. Исследования входного патрубка со ступенью (рисунок 1.12) выполнены численным методом с использованием программного комплекса МТГ8® [62]. На выходе из патрубка число М=0,15-0,16, расходы через обе половины патрубка практически равны. В результате расчетов получены распределения углов атаки на СА по окружной координате (рисунок 1.13), их значения близко совпали с экспериментальными данными. Из рисунка видно, что на левой и правой половинах СА знаки углов атаки противоположны. В зависимости от их величины и знака структура течения в СА сильно различается, что показано на рисунке 1.14

Рисунок 1.12 - Схема входного патрубка с первой ступенью турбины

изолиниями чисел Маха. Разные углы атаки по всей окружности СА, величины которых достигают ±(40-50) град, приводят к значительным потерям кинетической энергии в СА, усиливают вторичные течения и интенсивность каналовых вихрей, которые распространяются в РК, где взаимодействуют с вторичными течениями.

Ш 1 ¡ТА ч&г г.** _

» • к

«

Г\я . „— -ч,

» ! ^ ..-л. /?: «

\ ; я, ■ /

-ч?

V а »м С« »11 «<

/

Гч

■ !

Ма

"йЩЯр!!!

айИ

Чч^^ч^ь "О \ ■■■

яви

Рисунок 1.13— Распределения углов Рисунок 1.14- Поле скорости в абсо-атаки на СА по окружной координате лютном движении на среднем радиусе в

сечениях 90 и 270 град

В работе A.C. Мазуренко и В.А. Арсирия [82] выполнены исследования, направленные на повышение эффективности турбинных установок за счет совершенствования проточных частей патрубков. Исследования и совершенствование патрубков выполнены методом визуальной диагностики структуры потоков. Полученные картины структуры потоков характеризуют поле мгновенных значений скоростей в исследуемых патрубках. Объектами исследований являлись входные патрубки компрессоров газовых турбин. Поскольку протекающие процессы во входных патрубках компрессоров и подводящих патрубках (улитках) турбин с боковым подводом газа идентичны, то рассматриваемый метод успешно может быть использован для совершенствования геометрии сложных улиточных каналов турбин с боковым подводом газа, которые, в силу сложности геометрии, несимметричного течения и больших углов поворота потока непросто совершенствовать как расчетными методами, где также требуется идентификация с опытными данными, так и прочими экспериментальными методами, в которых требуется измерение параметров потока во множестве точек. Исследования, представленные в работе [82], выполнены на моделях. На рисунке 1.15 а показано характерное сечение входного патрубка компрессора газовой турбины Westinghouse, на рисунке

1.15 б - результаты визуальной диагностики структуры потока. В результате анализа визуальных картин установлено, что во входном патрубке присутствует много участков с отрывом потока, где происходит диссипация энергии. Расположение мест отрывов потока обозначено цифрами 1-7. На рисунке 1.15 в показан модернизированный входной патрубок в габаритах исходной конструкции. Модернизация выполнена заменой отрывных зон вставками - лекалами. Аналогичные исследования с целью модернизации были выполнены применительно к патрубку компрессора газотурбинной установки General Elektric (рисунок 1.16). На рисунке

1.16 а показано характерное сечение входного патрубка, б - результаты визуальной диагностики структуры потока в - представлен модернизированный входной патрубок.

В отличие от предыдущей конструкции, модернизация входного патрубка выполнена с изменением габаритов исходного варианта. Модернизация входного

о)

б)

Рисунок 1.15 - Входной патрубок компрессора газовой турбины Westinghouse: а - характерное сечение входного патрубка; б - результаты визуальной диагностики структуры потока; в - модернизированный входной патрубок в габаритах исходной конструкции

Рисунок 1.16 - Входной патрубок компрессора газовой турбины General Elektric: а - характерное сечение входного патрубка; б - результаты визуальной диагностики структуры потока; в - модернизированный входной патрубок с изменением габаритов исходной конструкции

патрубка позволила снизить коэффициент сопротивления входного патрубка Westinghouse в четыре раза (начальная величина ( = 054, конечная С = 013, увеличение расхода на турбину более 20 %) и патрубка General Elektric в восемь раз. Таким образом, использованный метод визуальной диагностики в исследованиях входных патрубков компрессора показал высокую эффективность и хорошие результаты исследований элементов сложной геометрии.

Вместе с тем, в перечисленных работах не рассматривается вариант оптимизации турбин с несимметричным боковым подводом газа за счет изменения геометрии СА, а также поиск оптимальной схемы бокового подвода газа к турбине.

Таким образом, приведенный анализ работ других авторов позволяет обосновать сформулированную выше цель и задачи исследования.

1.5. Выводы по первой главе

1. Получившие широкое распространение численные методы расчета трехмерных вязких течений на основе решения уравнений Навье-Стокса, для использования их в оптимизации ступеней турбин, требуют применения ТПЭ и разработки методов оптимизации.

2. В известных оптимизационных программах реализованы параметры варьирования: количество лопаток, корневой угол установки лопаток, угол закрутки, осевой и окружной навалы и саблевидности лопатки и др. Вместе с тем, имеется мало информации об использовании в качестве параметров варьирования формы профилей лопаток.

3. Современным ТРДД присущи переходные межтурбинные кольцевые диффу-зорные каналы с большим наклоном проточной части к оси ГТД, образующие, совместно с примыкающими ступенями турбин, сильно искривленную проточную часть турбины, предрасположенную к отрывам потока и дополнительным потерям.

4. Преимущество оптимального криволинейного диффузора особенно проявляется в случае коротких диффузоров ¿/И^ < 4, характерных для АД. Возрастание восстановления давления Ср в таком оптимальном криволинейном диффузоре, по сравнению с соответствующим прямолинейным, может достигать 40 %.

5. Неосевой угол потока на входе в переходной диффузорный канал на уровне 10-15 град от оси ГТД обеспечивает выигрыш по потерям полного давления, по сравнению с осевым углом входа потока, как для канала со стойками, так и без стоек.

6. В турбинах с боковым подводом газа на входе в С А присутствуют разные углы атаки, величины которых достигают ±(40-50) град, что усиливает вторичные течения и интенсивность каналовых вихрей, которые распространяются в РК, где взаимодействуют с вторичными течениями, что приводит к значительным потерям кинетической энергии в турбине.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Осипов, Евгений Владимирович

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ

1. Разработан метод оптимизации геометрии проточной части турбин ГТД с использованием 3D CAD/CAE - численного моделирования трехмерных течений и ТПЭ (греко-латинских квадратов). Получена математическая модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени турбины. Оптимизирована геометрия лопаточного венца вновь создаваемой ГТУ, обеспечившая повышение КПД ступени на 1,0 %.

2. На основе экспериментальных исследований разработан метод улучшения газодинамических характеристик конического МПД с расположенной за ним турбиной, заключающийся в применении специальной коноидальной формы обводов МПД. В результате снижены потери полного давления в системе "переходной диффузор - СА турбины" на 0,6 %, что соответствует повышению тяги, мощности и удельного расхода топлива на 0,6-Ю,9 %.

3. Разработан метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, основанный на применении СА турбины с разными группами лопаток, отличающимися конструктивными углами входа, экспериментально подтверждена эффективность метода. Новый С А имеет пропускную способность на 1,6 % больше традиционного и позволяет увеличить КПД ступени на 1,0 %. Экспериментально выявлено, что при боковом подводе газа к турбине наиболее эффективной является схема с тангенциальным подводом в улиточный канал, ее коэффициент восстановления полного давления на 1,0 % больше, чем при радиальном подводе газа.

4. Получены экспериментальные газодинамические характеристики: МПД с расположенным на выходе СА турбины в зависимости от формы обводов МПД, комбинации и углов установки в нем стоек и обтекателей; турбин с несимметричным боковым подводом газа; различных схем подвода газа к турбине, необходимые для разработки методов проектирования ГТД, верификации программ расчетов трехмерных вязких течений. В результате обобщения выполненных исследований предложены экспериментально-теоретические методы оптимизации геометрии проточной части турбин и выработаны рекомендации по их применению при проектировании и доводке турбин ГТД.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Осипов, Евгений Владимирович, 2011 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ источников

1. Скибин В.А. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний по созданию перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор) /

B.А. Скибин, В.И. Солонин // М.: ЦИАМ, 2004. - 424 с.

2. Гоголев И.Г. Экспериментальные исследования двухступенчатого турбинного отсека с переходным патрубком между ступенями / И.Г. Гоголев, Р.В. Кузьмичев, A.M. Дроконов, A.A. Кочегаров // Теплоэнергетика. - 1984. - №7. -

C. 62-64.

3. Гоголев И.Г. К вопросу оценки влияния турбинной ступени на потери энергии в кольцевом диффузоре с профильными стойками / И.Г. Гоголев, A.M. Дроконов, Е.М. Дроконов // Известия ВУЗов. Энергетика. - 1973. - №4. С. 9-12.

4. Дыскин JI.M. Течение закрученного потока в кольцевых диффузорах / JIM Дыскин // Известия ВУЗов. Энергетика. - 1971. - №8. - С. 118-122.

5. Богатырев А.Г. К вопросу о повышении эффективности криволинейных кольцевых диффузоров / А.Г. Богатырев, О.М. Панков, Г.И. Живов // Известия ВУЗов. Машиностроение. - 1977. - №10. - С. 180-182.

6. Богомазов Р.Н. Из опыта исследования и отработки патрубков осевых тур-бомашин / Р.Н. Богомазов, JI.A. Дорфман // Энергомашиностроение. - 1961. -№1. - С. 8-12.

7. Гоголев И.Г. Экспериментальное исследование двухступенчатого турбинного отсека с переходным патрубком между ступенями / И.Г. Гоголев, Р.В. Кузьмичев, A.M. Дроконов // Энергомашиностроение. - 1961. - №1. - С. 8-12.

8. Харша. Анализ турбулентного безотрывного течения в дозвуковых диффузорах / Харша, Глоссман // Теоретические основы инженерных расчетов. -1976.-№2.-С. 287-289.

9. Аденуби. Характеристики и режимы течения в кольцевом диффузоре с условиями на входе, соответствующими условиям на выходе осевой турбомаши-ны / Аденуби // Теоретические основы инженерных расчетов. - 1976. - №2. -С. 198-206.

10. Адкинс. Короткий диффузор с низкими потерями давления / Адкине // Теоретические основы инженерных расчетов. - 1975. - №3. - С. 113-118.

11. Янг. Диффузоры Гриффитса. - 1979. - №4. - С. 180-185.

12. Гоуз. Расчёт максимального восстановления давления в плоских диффузорах / Гоуз, Клайн // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1978. - Т. 100, №4.-С. 130-138.

13. Хокенсон. Расчет оптимальных диффузоров обратным методом и его экспериментальное подтверждение // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1919. - №4. -С. 186-191.

14. Эшджаи. Неустойчивый отрыв потока и максимальное восстановление давления в двумерных диффузорах с прямолинейными стенками / Эшджаи, Джонстон // Теоретические основы инженерных расчетов. - 1980. - №3. С. 97-106.

15. Кириллов И.И. Теория турбомашин / И.И. Кириллов // Ленинград: Машиностроение. - 1972. - 536 с.

16. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных газотурбинных двигателей // Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров // М.: Машиностроение. - 1977. - 312 с.

17. Шляхтенко С.М. Теория воздушно-реактивных двигателей / С.М. Шляхтен-ко // М.: Машиностроение. - 1975. - 568 с.

18. Шнеэ Я.И. Газовые турбины / Я.И. Шнеэ // М.: Машиностроение. - 1960. -560 с.

19. Абианц В.Х. Теория газовых турбин / В.Х. Абианц // М.: Машиностроение. -1979.-246 с.

20. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика / Г.Н. Абрамович // М.: Наука. - 1969.-824 с.

21. Бекнев B.C., Панков О.М., Янсон P.A. Газовая динамика газотурбинных и комбинированных установок / B.C. Бекнев, О.М. Панков, P.A. Янсон // М.: Машиностроение. - 1973. - 392 с.

22. Диксон С.Д. Механика жидкостей и газов / С.Д. Диксон // Термодинамика турбомашин. -М.: Машиностроение. -1981.-213 с.

23. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа / Л.Г. Лойцянский // М.: Наука. - 1978. - 736 с.

24. Повх И.Л. Техническая гидромеханика / И.Л. Повх // Ленинград: Машиностроение. - 1976. - 502 с.

25. Хауторн У.Р. Аэродинамика турбин и компрессоров / У.Р. Хауторн // - М.: Машиностроение. 1968. - 742 с.

26. Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин / К.В. Холщевников, О.Н. Емин, В.Т. Митрохин // М.: Машиностроение. - 1986. -432 с.

27. Хорлокк Дж.Х. Осевые турбины / Дж.Х. Хорлокк // М.: Машиностроение. -1972.-212 с.

28. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя / Г. Шлихтинг // М.: Наука. -1974. -712 с.

29. CFX Update - UK AEA Technology, Harwell Laboratory. - Harwell - 1997. №13,- 16 p.

30. FLUENT News. - Fluent Inc. - 1997. - 6, №1. - 16 p.

31. Ершов C.B., Русанов A.B. Комплекс программ расчета трехмерных течений газа в многоступенчатых турбомашинах "FlowER" // Свидетельство о государственной регистрации прав автора на разработку, ПА №77. Государственное агентство Украины по авторским и смежным правам, 19.02.1996.

32. Ха. Метод расчета трехмерных турбулентных течений в каналах турбинных решеток на расчетных и нерасчетных режимах с применением уравнений На-вье-Стокса / Ха // Энергетические машины и установки. - 1984. - №2. - С. 72-80.

33. Ершов C.B. Аэродинамическое усовершенствование проточной части турбины ГТД на основе расчетов трехмерного вязкого течения. Часть 1. Ступени турбин высокого и низкого давления /C.B. Ершов, A.B. Русанов, Б.В. Исаков, В.Е. Спицын, A.A. Усатенко // Вестн. двигателестроения. - 2004. - Вып. 2.-С. 41 -46.

34. Русанов A.B. Аэродинамическое усовершенствование проточной части тур-

бины ГТД на основе расчетов трехмерного вязкого течения. Часть 2. Переходный диффузор и ступень силовой турбины / A.B. Русанов, C.B. Ершов, Б.В. Исаков, В.Е. Спицын, A.A. Усатенко // Авиац.-косм. техника и технология. - 2004. - Вып. 8(16). - С. 46 - 50.

35. Ершов C.B. Оптимальное пространственное профилирование лопаточных аппаратов турбинных ступеней на основе моделирования трехмерного вязкого течения / C.B. Ершов, А.Ю. Шапочка, A.B. Русанов // Проблемы машиностроения. - 2000. - №3 - 4. - С. 36 - 46.

36. Ершов C.B. Численное исследование и аэродинамическое усовершенствование турбины высокого давления / C.B. Ершов, A.B. Русанов, В.А. Яковлев // Авиац.-косм. техника и технология. - 2006. - Вып. 7(33). - С. 6 - 10.

37. Бойко A.B. Аэродинамический расчет и оптимальное проектирование проточной части турбомашин / A.B. Бойко, Ю.Н. Говорущенко, C.B. Ершов, A.B. Русанов, С.Д. Северин. - Харьков: ХПИ. - 2002. - 356 с.

38. Бойко A.B. Аэродинамика проточной части паровых и газовых турбин: расчеты, исследования, оптимизация, проектирование / A.B. Бойко, A.B. Гарку-ша. - Харьков: ХГПУ, 1999. - 360 с.

39. Герасименко В.П. Оптимизация геометрических параметров лопаток турбомашин решением прямой аэродинамической задачи / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Научные труды. Изд. МДГУ, Николаев - 2006. - Том 53. Выпуск 40. - с. 133-140.

40. Ершов C.B. Пространственное профилирование лопаточных аппаратов турбинной ступени на основе решения задач трехмерного вязкого течения и оптимизации / C.B. Ершов, А.Ю. Шапочка // Совершенствование турбоустано-вок методами математического и физического моделирования: Сб. науч. тр / Редкол.: Ю.М. Мацевитый (отв. ред.) и др. - Харьков: Ин-т пробл. Машиностроения им. А.Н. Подгорного HAH Украины, 2000. С. 171 - 178.

41. Русанов A.B. Метод расчета трехмерных турбулентных течений в проточных частях произвольной формы / A.B. Русанов, C.B. Ершов // Совершенствование турбоустановок методами математического и физического моделирова-

ния. Сборник научных трудов. ИПМаш HAH Украины. - 2003. - Т.1 . - С. 132 - 136.

42. Иванов М.Я. Расчет трехмерного течения вязкого газа в прямой решетке профилей / М.Я. Иванов, В.Г. Крупа // Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, - 1993.-№4.-С. 58- 68.

43. Приходько A.A. К расчету пространственных турбулентных отрывных течений / A.A. Приходько, О.Б. Полевой // Аэрогидродинамика: проблемы и перспективы: Сборник статей. - Харьков: Нац. аэрокосм, ун-т "Харьк. авиац. инт", 2004. - 205 с. (С. 73 - 92).

44. Кацанис Т. Расчет трехмерных течений в межлопаточных каналах на основе решений параболизованных уравнений Навье-Стокса / Т. Кацанис // Аэро-космич. техника. - № 6. - 1986. - С. 57 - 67.

45. Макнэлли. Обзор методов расчета внутренних течений в применении к тур-бомашинам / Макнэлли, Сокол //Труды американского общества инженеров механиков. Серия: Теоретические основы инженерных расчетов. - 1985. -Т.107.№1 - с. 103-122.

46. Denton J.D. The calculation of 3D viscous flow through multistage turbomachines / J.D. Denton // ASME Pap. - 1990 - 90-GT-19. - P. 1-10.

47. Rai M.M. Three-dimensional Navier-Stokes simulations of turbine rotor-stator interaction / M.M. Rai // J. Propulsion and Power. - 1989. - 5, №3. P. 305-319.

48. Pierret S. Turbomachinery blade design using Navier-Stokes solver and artificial neural network / S. Pierret, R.A. Braembussche Van den // ASME Paper. - 1998. -98-GT-4. - P. 1-8.

49. Строи. Метод расчёта плоских и осесимметричных диффузоров, основанный на определении запаса по отрыву / Строи, Клайн // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1983. - Т. 105, №1. - С. 115-121.

50. Сэноо. Оптимальная конфигурация опоры в кольцевых диффузорах с изменяемой закруткой потока на входе / Сэноо, Кавагути, Кодзима, Ниси // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1981. - Т. 103, №2. - С. 236-240.

51. Лохман. Закрученное течение в кольцевых диффузорах с коническими стен-

ками / Лохман, Марковски, Брукман // Теоретические основы инженерных расчётов, - 1979. - Т. 101, №2.-С. 143-149.

52. Пономарёв Н. Улучшение газодинамических характеристик входных и выходных устройств промышленных газотурбинных установок / Н. Пономарёв // Газотурбинные технологии. - Май-июнь 2000. - С. 16-19.

53. Мигай В.К. Проектирование и расчёт выходных диффузоров турбомашин / В.К. Мигай, Э.И. Гудков. - JL: Машиностроение, 1981. - 272 с.

54. Дейч М.Е. Аэродинамика диффузоров и выхлопных патрубков турбомашин / М.Е. Дейч, А.Е. Зарянкин. - М.: Энергия, 1970. - 384 с.

55. Гаркуша A.B. Аэродинамика проточной части паровых турбин / A.B. Гар-куша. -М.: Машиностроение, 1983. - 184 с.

56. Телионис. Отрывные и безотрывные нестационарные пограничные слои. Обзор // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1981. - Т. 103, №4. - С. 131-149.

57. Симпсон. Обзор некоторых явлений, возникающих при отрыве турбулентного потока / Симпсон // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1979. -Т.101, №1. - С. 142-160.

58. Сандборн. Модели потока при отрыве пограничного слоя / Сандборн, Клайн // Техническая механика. - 1961. - №3. - С. 3-17.

59. Ассасса. Интегральный метод расчета турбулентного пограничного слоя при наличии отрыва / Ассасса, Папаилиоу // Теоретические основы инженерных расчётов, - 1979.-Т.101, №1.-С. 231-238.

60. Герхарт. О расчете течений с оторвавшимися пограничными слоями при заданном распределении давления / Герхарт // Ракетная техника и космонавтика. - 1974.-№10. - С. 142-143.

61. Плетчер. Расчет несжимаемого турбулентного отрывного течения / Плетчер // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1978. - Т. 100, №4. - С. 139— 146.

62. Сол од ов В.Г. Научно-прикладной программный комплекс MTFS® для расчета трехмерных вязких турбулентных течений жидкостей и газов в областях

произвольной формы / В.Г. Солодов, Ю.В. Стародубцев // Сертификат гос. регистрации авт. прав, УГААСП, №5921, 16.07.2002.

63. Поляков И.В. Анализ параметров течения в межтурбинном переходном канале с использованием численного моделирования / И.В. Поляков, А.Е. Ремизов // Авиац. - косм, техника и технология. - 2006. - №7(33). - с. 25-29.

64. Шерстюк А.Н. Исследование аэродинамики переходных патрубков прямоточных ГТУ на базе турбореактивных двигателей / А.Н. Шерстюк, А.И. Соколов, В.В. Чижов, В.П. Лысенко, Г.М. Смирнов // Теплоэнергетика. - 1980. -№3.-С. 38-40.

65. Исаков Б.В. Оптимизация переходного диффузора между турбиной низкого давления и силовой турбиной газотурбинного двигателя ДН80 / Б.В. Исаков, A.B. Котов, Е.В. Осипов, A.A. Усатенко // Авиац. - косм, техника и технология. - 2008. - №7(54). - С. 110-119.

66. Юдин Ю.А. Повышение эффективности выхлопных патрубков ЦНД паровых турбин с помощью широко режимного дефлектора / Ю.А. Юдин, A.B. Лапузин // Вестник Национального технического университета "ХПИ". -2005.-№6.-С. 60-64.

67. Рено. Характеристики и расчет плоских диффузоров с прямолинейной осью / Рено, Джонстон, Клайн // Теоретические основы инженерных расчётов. -1967.-№1.-С. 160-172.

68. Рено. Метод определения характеристик плоских безотрывных диффузоров / Рено, Джонстон // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1967. -№3.-С. 216-231.

69. Moore С.А. Some Effects of Vanes and of Turbulence on Two-Dimensional Wide-Angle Subsonic Diffusers / C.A. Moore, S.J. Kline // NACA TN 4080. -June, 1958. С. 84-91.

70. Фокс. Режимы течения в криволинейных дозвуковых диффузорах / Фокс, Клайн // Техническая механика. - 1962. - №3. - С. 3-11.

71. Бардина. Метод расчета течений в плоских диффузорах / Бардина, Лирио, Клайн, Ферзигер, Джонстон // Теоретические основы инженерных расчётов.

- 1981.-№2.-С. 260-267.

72. Богомолов E.H. Исследование особенностей течения потока воздуха в кольцевых диффузорных каналах газотурбинных двигателей / E.H. Богомолов, A.B. Кащеев // Авиац. - косм, техника и технология. - 2006. - №7(33). - С. 42-44.

73. Кащеев A.B. Совершенствование методов проектирования диффузоров газотурбинных двигателей на основании результатов исследования особенностей течения воздуха в таких каналах / дис. канд. тех. наук: 05.07.05. / A.B. Кащеев - Рыбинск РГАТА им. П. А. Соловьева - 2007. - 167 с.

74. Богомолов E.H. К расчету параметров степенного профиля скорости турбулентного пограничного слоя'// Изв. Вузов. Авиационная техника. - 2003. -№3.-С. 74-76.

75. Богомолов E.H. О степенной интерпретации логарифмического распределения скорости в турбулентном пограничном слое // Изв. Вузов. Авиационная техника. - 2001. - №4. - С. 64-66.

76. Гладков Ю.Н. Исследование влияния переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД / дис. канд. тех. наук: 05.07.05. / Ю.И. Гладков - Рыбинск РГАТА им. П. А. Соловьева-2009- 150 с.

77. Солодов В.Г. Особенности обтекания опорного венца кольцевого диффузора ГТД при входной закрутке потока / В.Г. Солодов, Ю.В. Стародубцев, Б.В. Исаков, В.Т. Федан // Вестник Национального техн. университета "ХПИ", -Харьков. - 2005. - №6. - С. 31-38.

78. Пчёлкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей / Ю.М. Пчёл-кин // М.: Машиностроение. - 1973. - 392 с.

79. Гоголев И.Г. Экспериментальное и численное исследование вязкого турбулентного течения во входном отсеке газовой турбины / И.Г. Гоголев, В.Г. Солодов, Ю.В. Стародубцев. - Запорожье: Вестник двигателестроения, изд-во ОАО "Мотор-Сич", 2004. - №2. - С. 47-50.

80. Стародубцев Ю.В. Математическая модель трёхмерного турбулентного вязкого течения в одноступенчатой газовой турбине / Ю.В. Стародубцев, В.Г. Солодов // Авиац. - косм, техника и технология. - 2005. - №8. - С. 115-122.

81. Солодов В.Г. Опыт трехмерного моделирования сжимаемых вязких турбулентных течений в элементах промышленного и энергетического оборудования / В.Г. Солодов, Ю.В. Стародубцев. - Харьков: Вестник ХНАДУ, изд-во ХНАДУ, 2005. - Вып. 16. - С. 232-235.

82. Мазуренко А.С. Повышение эффективности турбинных установок за счет

1 совершенствования проточных частей патрубков / А.С. Мазуренко, В.А. Ар-

| сирий // Вестник Национального техн. университета "ХПИ", - Харьков. -

t

2005.-№6.-С. 39-43.

83. Wu С.Н. General theory of three-dimensional flow in subsonic and supersonic turbomachines of radial-axial and mixed flow types / C.H. Wu // NACA TND-2604.1952-p.92 (TN2302, 1951) (TN 2493, 1952).

84. Moore J. Calculation of 3Dflow without numerical mixing / J. Moore // Von Kanman Institute for fluid dynamics, lecture series 1989-06 in numerical methods for flow in Turbomachinery. - May, 1983. - C. 67-73.

85. Налимов B.B. Теория эксперимента / B.B. Налимов // М.: Наука. - 1971. -208 с.

86. Герасименко В.П. Математические методы планирования испытаний воздушно-реактивных двигателей / В.П. Герасименко // Учеб. пособие - Харьков: Харьк. авиац. ин-т. - 1982. - 105 с.

87. Кривошеее И.А., Осипов Е.В. Метод оптимизации геометрии лопаточных аппаратов и газового тракта турбин ГТД с использованием численных экспериментов и теории планирования эксперимента / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник УГАТУ. Изд. УГАТУ, Уфа - 2010. №3. - с. 116-123.

88. Гишваров А.С. Многокритериальное планирование эксперимента при исследовании технических систем / А.С. Гишваров // Уфа: Гилем, 2006. - 328 с.

89. Клайн. Влияние условий на входе на характеристики конических диффузоров (обзор) / Клайн // Теоретические основы инженерных расчётов. - 1981. -

T. 103, №2. - С. 188-197.

90. Осипов Е.В., Кривошеев И.А. Экспериментальный метод совершенствования характеристик переходного диффузора с расположенной за ним турбиной ГТД / Е.В. Осипов, И.А. Кривошеев // Вестник ВГТУ. Изд. ВГТУ, Воронеж - 2010. - Т.6, №4. - с. 125-130.

91. Кривошеев И.А., Осипов Е.В. Экспериментальные методы совершенствования характеристик газового тракта турбин ГТД / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник ИрГТУ. Изд. ИрГТУ, Иркутск - 2010. №2 (42). - с. 206-214.

92. Ресурсный центр в области авиастроения / М.: Московский авиационный институт, 2009. - с. 1-22.

93. Довжик С.А. Исследование кольцевых диффузоров осевых турбомашин / С.А. Довжик, А.И. Морозов // Промышленная аэродинамика. - Москва, "Оборонгиз", 1961.-№20.-с. 87-93.

94. Гоголев И.Г. Аэродинамические характеристики ступеней и патрубков тепловых турбин / И.Г. Гоголев, A.M. Дроконов // Брянск, Брянское областное издательство "Грани", 1995. - 258 с.

95. Исаков Б.В. Оценка возможности уменьшения потерь полного давления в переходном канале между турбинами / Б.В. Исаков, В.В. Петельчиц, A.A. Усатенко // Известия Академии инженерных наук Украины. - 1999. - №1. - с. 185-188.

96. Жирицкий Г.С. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов / Г.С. Жирицкий, В.И. Локай, М.К. Максутова, В.А. Стрункин // М.: Машиностроение, 1971.-620 с.

97. Солодов В.Г. Численное моделирование вязкого турбулентного течения во входном отсеке ЦНД турбомашины. I. Постановка задачи и секторный подход к моделированию / В.Г. Солодов, Ю.В. Стародубцев // Сб. тр. ИПМаш НАНУ "Соверш. турбоустановок методами мат. и физ. моделирования". -2003.-с. 230-235.

98. Duane A. Smith. Low emissions combustion system for the Allison ATS Engine /

Duane A. Smith, Steve F. Frey, David M. Stansel and Mohan K. Razdan // Allison Engine Company, Inc., Indianapolys, Indiana. - The American Society of Mechanical Engineers. - 97-GT-311, 345 E. 47th St., New York, N/Y/10017.