Повышение эффективности газовой турбины путем структурно-параметрической оптимизации обводов переходного канала и формы отверстий пленочного охлаждения тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Виноградов, Кирилл Андреевич

• Виноградов, Кирилл Андреевич
• кандидат наук
• 2015

Оглавление диссертации кандидат наук Виноградов, Кирилл Андреевич

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1 АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ. ПОСТАНОВКА ЦЕЛИ И ЗАДАЧ ИССЛЕДОВАНИЯ

1.1 Совершенствование газовой турбины путем роста температуры

газа

1.1.1 Повышение эффективности конвективного охлаждения

1.1.2 Повышение эффективности пленочного охлаждения

1.2 Улучшение удельных параметров газовой турбины путем снижения

массы и улучшения аэродинамической эффективности

1.2.1 Совершенствование газовой турбины путем сокращения длины и оптимизации обводов межтурбинного переходного канала

1.3 Методы оптимизации для решения задач повышения эффективности элементов охлаждаемых газовых турбин

1.3.1 Детерминированные методы оптимизации

1.3.2 Стохастические методы оптимизации

1.3.3 Методы структурно-параметрической оптимизации

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 1

ГЛАВА 2 РАЗРАБОТАННЫЙ СПОСОБ ОПТИМИЗАЦИИ

ЭЛЕМЕНТОВ ТУРБИНЫ

2.1 Описание разработанного способа оптимизации и его программной реализации

2.1.1 Подготовка исходных данных для проведения структурно-параметрической оптимизации

2.1.2 Сжатие геометрической информации об исходных вариантах

2.1.3 Генерация формы структурного уравнения связи

2.1.4 Определение коэффициентов уравнения регрессии

2.1.5 Оптимизация на полученной структурной замещающей модели

2.1.6 Обратное восстановление геометрических параметров оптимизированного варианта

2.1.7 Динамическое уточнение структурной замещающей модели

2.2 Особенности используемого подхода к численному моделированию

течения в элементах охлаждаемой турбины

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 2

ГЛАВА 3 СТРУКТУРНО-ПАРАМЕТРИЧЕСКАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ МЕЖТУРБИННЫХ ПЕРЕХОДНЫХ КАНАЛОВ

3.1 Обобщение геометрической информации о межтурбинных переходных каналах

3.2 Газодинамическое совершенствование «агрессивного» переходного канала

3.2.1 Описание используемой численной модели и верификации результатов расчетов

3.2.2 Оптимизация «агрессивного» межтурбинного переходного канала с помощью разработанного способа и программного комплекса СМАРТ

3.3 Экспериментальное исследование и верификация полученных результатов

3.3.1 Описание экспериментальной установки и способа измерений

3.3.2 Методика обработки данных и оценка погрешностей результатов исследований

3.3.3 Анализ результатов экспериментальных исследований

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 3

ГЛАВА 4 СТРУКТУРНО-ПАРАМЕТРИЧЕСКАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ОТВЕРСТИЙ ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ

4.1 Обобщение информации об отверстиях пленочного охлаждения

4.2 Разработка численной модели отверстия пленочного охлаждения и

ее верификация

4.3 Структурно-параметрическая оптимизация отверстий пленочного

охлаждения

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 4

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ А

ПРИЛОЖЕНИЕ Б

ПРИЛОЖЕНИЕ В

ПРИЛОЖЕНИЕ Г

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Повышение эффективности газовой турбины путем структурно-параметрической оптимизации обводов переходного канала и формы отверстий пленочного охлаждения»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы. Создание перспективных газотурбинных двигателей, как для авиационной техники, так и для промышленного применения в производстве и выработке электроэнергии, в газоперекачивающих агрегатах и других областях невозможно без комплексного повышения параметров рабочего цикла (степень повышения давления в компрессоре, температура газа на входе в турбину). В настоящее время значительно возросла роль и влияние научно-исследовательских работ при создании новых ГТД. Их доля в сроке разработки нового ГТД, и в её стоимости на сегодняшний день может составлять до 60 %.

Мировое авиадвигателестроение - одна из самых динамично развивающихся отраслей промышленности. Финансовая емкость мирового рынка газотурбинной техники очень велика. Рынок производства и обслуживания авиадвигателей является привлекательным, на него стремятся выйти многие страны Европы, Америки и Азии. Следовательно, в условиях острой конкурентной борьбы России необходим прорыв и удержание на лидирующих позициях этого важнейшего сегмента рынка [1].

В настоящее время разработана и принята Государственная программа Российской Федерации «Развитие авиационной промышленности на 2013 — 2025 годы». Согласно этой программе основной целью развития авиационного двигателестроения в России является формирование глобально конкурентоспособной двигателестроительной среды мирового уровня [2]. Задачами программы является выход на мировой рынок поставщиков компонентов авиационных двигателей 2-4 уровня, а также конкурентоспособных авиационных двигателей в целом. Объем финансирования подпрограммы «Авиационное двигателе-строение» до 2025 года составляет более 5,5 миллиардов рублей. Большое внимание в данной программе уделено повышению эффективности и развитию технологий проектирования авиационных двигателей.

Значительное внимание и объемы финансирования уделяются развитию двигателестроителыюй отрасли в Европейском Союзе. Существует целый ряд авиационных рамочных программ Европейского Союза, направленных на комплексное решение проблемы создания новых, конкурентоспособных и экономически эффективных газотурбинных двигателей. Начиная с 2000-х годов в ходе рамочных программ, в ЕС было реализовано значительное количество совместных научно-исследовательских проектов, затрагивающих полный спектр вопросов создания газотурбинных двигателей: от разработки и совершенствования методологий проектирования газотурбинных двигателей, до создания новых перспективных материалов и вопросов экологии. В настоящий момент идут исследовательские проекты из седьмой рамочной программы ЕС, и начата подготовка проектов, которые войдут в программу «HORIZON 2020» (20142020 годы). Основными целями исследовательских программ ЕС являются: повышение экономической эффективности авиационных двигателей, снижение вредного воздействия на окружающую среду. Достижение заданных целей осуществляется путем комплексных исследований различных аспектов авиационной отрасли. Большое количество исследовательских проектов посвящено развитию существующих и созданию новых методик и способов проектирования.

Значительные усилия по совершенствованию образцов газотурбинных двигателей прикладывают производители газотурбинной техники. Свои исследовательские программы по созданию научно-технического задела в области разработки и производства новых конструкций для деталей и узлов ГТД, и разработке новых методик проектирования существуют у всех ведущих фирм-разработчиков: General Electric, Rolls-Royce, Pratt-Whitney и др.

Дальнейшее развитие и улучшение характеристик ГТД является причиной все большего роста временных и финансовых затрат, необходимых для достижения поставленных целей. Из-за высокого уровня совершенства современных ГТД основные резервы по улучшению характеристик и созданию перспективных двигателей заключаются в повышении аэродинамической и тепловой

эффективности элементов ГТД путем оптимизации их формы и геометрических параметров.

К таким элементам относится охлаждаемая газовая турбина. Ее уровень эффективности во многом определяет характеристики и конкурентоспособность двигателя в целом. На сегодняшний день общими направлениями развития охлаждаемых турбин являются повышение температуры газа перед турбиной для увеличения эффективного КПД двигателя и улучшение удельных параметров турбины, например за счет уменьшения массы или роста аэродинамической эффективности.

Повышение эффективности охлаждения горячих элементов турбины 0 на 5 % позволяет поднять температуру газа на 50 градусов, что приводит к существенному росту эффективного КПД, и по оценкам даёт 5 % прирост тяги двигателя. Современный уровень температуры газа в турбине (в гражданских двигателях пятого поколения на входе в ТВД она может превышать 2000К) требует использования очень сложной, комплексной системы охлаждения в сочетании с применением наиболее эффективных жаропрочных материалов. Даже на входе в межтурбинный переходный канал и в ТНД температура газа может достигать 1300 - 1400К, что приводит к необходимости охлаждения деталей ТНД. Для повышения эффективности охлаждения необходимо совершенствование конвективной и пленочной составляющей путем оптимизации их элементов. Значительное влияние на общую эффективность охлаждения оказывает пленочная составляющая, на которую также влияют различные факторы. Например, оптимизация формы выходного сечения отверстия перфорации может более чем на 30 % увеличить эффективность пленочного охлаждения.

В охлаждаемых турбинах практически отсутствуют возможности снижения массы роторных деталей и лопаточных венцов. Однако для турбин ТРДД с большой степенью двухконтурности существует определенный резерв. Он заключается в сокращении длины переходного канала между турбинами, что ведет к снижению массы и габаритов (использование «агрессивного» переходного канала). В этом случае на первый план выходит задача оптимизации газодина-

мнческой эффективности канала. Снижение потерь полного давления в переходном канале на 1% позволяет снизить удельный расход топлива на 1,5 - 2 %.

Разработка универсального способа для решения задач повышения эффективности элементов проточной части и системы охлаждения дает возможность комплексного повышения эффективности охлаждаемых турбин.

В настоящее время большую роль на этапе проектирования приобрели методы численного моделирования, в частности методы вычислительной газовой динамики (CFD). Эффективность от их применения при проектировании подтверждена множеством примеров в научной литературе. Однако применение данных методов выводит на первый план необходимость их верификации, а также совершенствования используемых математических моделей, на что направлены значительные усилия международного научного сообщества (Европейские программы CLEAN SKY, AERO и т. д).

Другой важной особенностью развития методов численного моделирования является тенденция к постоянному усложнению создаваемых расчетных моделей. Происходит повышение размерностей расчетных сеток за счет уменьшения размера элемента и общего увеличения размера расчетной области. Также широко используется многодисциплинарный подход к моделированию. Все это приводит к увеличению временных затрат на проведение численных экспериментов. Данный факт имеет место, несмотря на постоянный рост доступных вычислительных мощностей, и развитие технологий кластерных распределенных вычислений и соответствующего программного обеспечения.

При использовании методов численного моделирования, позволяющих без проведения экспериментов получать характеристики рассматриваемого объекта, чрезвычайно актуальной является задача совершенствования конструкции и характеристик элементов ГТД с использованием методов оптимизации.

Методы оптимизации широко используются для решения экстремальных задач при совершенствовании элементов газовых турбин. Существует большое количество разнообразных методов оптимизации: от градиентных методов до

многопараметрической оптимизации на основе самоорганизации (ЮБО). Однако применение подобных методов для решения актуальных задач двигателе-строения при большом количестве рассматриваемых переменных и критериев оптимизации сопряжено со значительными затратами временных и вычислительных ресурсов, необходимых для нахождения оптимального решения. При увеличении количества рассматриваемых параметров и критериев оптимизации происходит быстрый рост числа численных расчетов, необходимых для решения задачи оптимизации. Решение прикладной задачи совершенствования элемента охлаждаемой турбины может потребовать около 3000 итераций.

Выходом из данной ситуации может стать применение структурно-параметрической оптимизации. Этот подход основан на комбинации методов сжатия и преобразования геометрической информации (метод главных компонент) с методами случайного поиска с адаптацией и регрессионного анализа. Структурно-параметрическая оптимизация позволяет находить скрытые связи между геометрическими параметрами элементов турбомашины и ее характеристиками и выполнять их совершенствование. Элементы данного подхода описаны в работах В. В. Налимова, А. Г. Ивахненко, А. А. Растригина, Э. М. Бра-вермана. Широкое применение к задачам совершенствования и доводки ГТД данный метод нашел в работах В.Ф. Безъязычного, В.Н. Шишкина и др.

Структурно-параметрическая оптимизация позволяет находить решение задачи на основе всего 5-10 исходных вариантов, однако ее применение всегда опиралось на результаты экспериментов и уже существующие варианты конструкций элементов ГТД. Временные и финансовые затраты на проведение эксперимента нивелируют ее преимущества на этапе проектирования, где подобная информация, как правило, отсутствует. Здесь актуальным становится сопряжение структурно-параметрической оптимизации с методами численного моделирования, что приведет к значительному снижению временных и вычислительных ресурсов, необходимых для решения задач повышения эффективности элементов охлаждаемых турбин.

Актуальность и необходимость повышения аэродинамической и тепловой эффективности элементов охлаждаемых турбин путем разработки новых способов, обеспечивающих снижение временных и вычислительных затрат на решение задач оптимизации на этапе проектирования обуславливают следующую цель исследования: повышение эффективности газовой турбины путем структурно-параметрической оптимизации элементов проточной части и системы охлаждения на основе результатов численного моделирования.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

- проанализировать существующие способы повышения эффективности газовых турбин, определить недостатки и возможные пути совершенствования;

- разработать способ и программный комплекс для структурно-параметрической оптимизации элементов охлаждаемых турбин на основе результатов численного моделирования;

- с помощью разработанного способа оптимизировать форму меридиональных обводов «агрессивного» переходного канала охлаждаемой турбины с целью повышения газодинамической эффективности и экспериментально подтвердить полученные результаты;

- с помощью разработанного способа оптимизировать форму выходного сечения отверстия перфорации с целью повышения эффективности пленочного охлаждения.

Научная новизна

1) Разработан способ структурно-параметрической оптимизации элементов охлаждаемых турбин на основе результатов численного моделирования, позволяющий выполнять ее на этапе проектирования при минимальных временных затратах.

2) Разработан механизм итерационного повышения точности структурной замещающей модели, позволяющий минимизировать количество исходных вариантов конструкции, необходимых для решения задачи оптимизации.

3) Предложен критерий оценки точности результатов структурно-параметрической оптимизации, позволяющий получить однозначное решение задачи в условиях исходных вариантов, имеющих близкие по уровню значения целевой функции.

На защиту выносятся:

1) Способ структурно-параметрической оптимизации элементов охлаждаемых турбин на основе результатов численного моделирования.

2) Критерий оценки точности результатов структурно-параметрической оптимизации.

3) Результаты оптимизации меридиональных обводов «агрессивного» межтурбинного переходного канала и формы отверстия пленочного охлаждения.

4) Результаты экспериментального исследования газодинамической эффективности исходного и оптимизированного переходных каналов.

5) Программный комплекс СМАРТ для проведения структурно-параметрической оптимизации элементов охлаждаемых турбин на основе результатов численного моделирования.

Практическая значимость работы состоит в том, что разработанный способ структурно-параметрической оптимизации элементов охлаждаемых турбин на основе результатов численного моделирования позволяет в 5-6 раз сократить временные затраты на оптимизацию элементов проточной части и системы охлаждения турбины. Основываясь на выполненных исследованиях разработаны рекомендации по использованию программного комплекса СМАРТ для оптимизации меридионального обвода «агрессивного» межтурбинного переходного канала и формы отверстий пленочного охлаждения.

Достоверность полученных результатов определяется экспериментальными исследованиями с применением сертифицированного измерительного оборудования, корректным использованием методов и средств численного моделирования, соответствием результатов расчетов достоверным экспериментальным данным, точностью прогноза структурных замещающих моделей.

Реализация в промышленности. На ОАО «НПО «Сатурн» разработанный способ оптимизации и программный комплекс СМАРТ использовались для совершенствования системы охлаждения турбины перспективного двигателя.

Апробация работы. Результаты работы доложены на научно-практической конференции по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» (РГАТА, Рыбинск, 2009г.), на международной конференции «Теория и Практика Системного Анализа» (РГАТУ, Рыбинск, 2012), на международной конференции «Авиация и Космонавтика-2012» (МАИ, Москва), на международной научно-технической конференции «Климовские чтения-2013» (Санкт-Петербург, 2013г.), на международной конференции «Будущее Машиностроения 2013» (МВТУ им. Баумана, Москва), на международной конференции ASME Turbo Expo 2014 (Дюссельдорф, Германия).

Личный вклад автора

1) Разработан способ структурно-параметрической оптимизации элементов охлаждаемых турбин на основе результатов численного моделирования, механизм итерационного повышения точности структурной замещающей модели, предложен критерий оценки точности результатов структурно-параметрической оптимизации.

2) Проведено численное моделирование для всех рассматриваемых элементов охлаждаемых турбин.

3) Выполнено экспериментальное исследование исходного и оптимизированного варианта межтурбинного переходного канала.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 9 работ, из них 3 статьи в журналах, рекомендованных ВАК, одна статья в зарубежном издании, индексируемом в базе данных Scopus, 2 статьи в других изданиях, 2 тезисов доклада и одно свидетельство о регистрации программы для ЭВМ.

Объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованной литературы и приложения. Полный объем диссертации составляет 167 страниц, которые содержат 83 рисунка, 96 наименований литературы, три приложения.

ГЛАВА 1 АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ. ПОСТАНОВКА ЦЕЛИ И ЗАДАЧ ИССЛЕДОВАНИЯ

Создание современных ГТД и их дальнейшее совершенствование невозможно без комплексного повышения параметров рабочего цикла (степень повышения давления в компрессоре, температура газа на входе в турбину). Принципиальную роль здесь играет разработка новых конструктивных и технологических решений, направленных на снижение удельного расхода топлива, повышения тяговых показателей, а также снижения массы двигателя. К таким решениям можно отнести применение новых, более совершенных конструкций, новые материалы с меньшим весом, улучшенной жаропрочностью, циклической долговечностью и т. д. Основной резерв совершенствования заключен в наиболее конструктивно сложных и нагруженных элементах двигателя.

Одним из таких элементов современного двигателя является газовая турбина. Основными тенденциями в развитии современных газовых турбин можно считать увеличение аэродинамической нагрузки на ступень и повышение температуры газа на входе в турбину. Обе эти тенденции отражают общие направления развития газотурбинных двигателей: увеличение эффективного КПД за счет увеличения температуры газа и степени повышения давления и повышение удельных параметров за счет уменьшения габаритов, массы, сокращения количества ступеней и лопаток [3].

На рисунке 1.1 приведены способы повышения эффективности газовых турбин, и задачи, возникающие при их реализации.

Рассмотрим вышеперечисленные направления развития охлаждаемых газовых турбин, а также возможные пути повышения эффективности турбины ГТД более подробно.

| Повышение эффективности 1 охлаждаемых газовых турбин

1-*-1

Повышение температуры газа Улучшение удельных параметров путем снижения массы и роста аэродинамической эффективности

Совершенствование системы охлаждения

Новые материалы

Новые материалы

г

п

Изменение конструкции

Пов ы ше11 ие эффекти вности конвективного охлаждения

г

Т

Повышение эффективности пленочного охлаждения

Оптимизация толщин стенок

Оптимизация формы ребер

Оптимизация массы основных деталей

Оптимизация геометрии проточной части турбины

Оптимизация положения отверстий

Оптимизация угла выдува

Оптимизация лопаток САиРК

Оптимизация

формы «агрессивного» переходного канала

Оптимизация

формы стоечных узлов

Рисунок 1.1- Способы повышения эффективности газовых турбин

1.1 Совершенствование газовой турбины путем роста температуры газа

Наиболее простым и логичным способом достижения высокого эффективного КПД двигателя является рост температуры газа перед турбиной. Очевидным решением проблемы обеспечения требуемого ресурса турбины при повышении рабочей температуры является использование новых жаропрочных материалов для наиболее нагруженных и ответственных деталей. Данные материалы способны выдерживать значительные температуры и большие механические нагрузки в течение заданного срока службы. Наиболее широкое применение в турбинах находят жаростойкие и жаропрочные сплавы на основе никеля, легированные различными редкоземельными элементами, такими как Рений, Рутений, Тантал. Механические свойства жаропрочных материалов постоянно улучшаются, но темпы роста максимальной рабочей температуры, обусловленные совершенствованием металлических материалов, отставали, и будут отставать от темпов роста температуры газа, необходимых для создания конкурентоспособных современных ГТД.

Очевидной является необходимость охлаждения всех основных элементов проточной части турбины с целью обеспечения требуемого теплового состояния деталей. Температура поверхности должна быть снижена до уровня, при котором обеспечивается надежная работа деталей и узлов в течение всего заданного срока службы.

Профессор В. Л. Иванов отмечает, что «начиная с 1960-х годов темп роста температуры газа перед турбиной значительно превышает темп роста жаропрочности материалов, что объясняется, прежде всего, достижениями в создании эффективных систем охлаждения» [4].

Подобные тенденции наиболее характерны для авиационных двигателей (как военные ТРДДФ, так и гражданские ТРДД), однако имеют место и для транспортных, а также стационарных ГТУ и ГТД на более низком уровне температуры газа. В настоящий момент эти тенденции сохраняются. На современных и

перспективных ТРДДФ уровень температуры газа перед турбиной превышает 2000 К, однако даже наиболее совершенные конструкционные материалы для деталей «горячей части» двигателя, такие как выскокотемпературные композиты на интерметаллидной матрице №3А1 имеют максимальную рабочую температуру \ существенно ниже, чем уровень температуры газа перед турбиной.

Системы охлаждения газовых турбин обычно классифицируют по двум принципиальным признакам: по природе применяемого хладагента - на воздушные, жидкостные и воздушно-жидкостные (двухконтурные); по способу использования охладителя - на открытые, замкнутые и полузамкнутые.

В работах сотрудников ЦИАМ имени П.А. Баранова представлены результаты большого количества экспериментальных и численных исследований элементов современных высокотемпературных турбин [7]. В основном для охлаждения лопаток в этих работах используется конвективно-пленочный способ: внутренняя конвективная система петлевых или компланарных каналов с интенсифи-каторами темплообмена в сочетании с развитой системой отверстий пленочного охлаждения. Очевидно, что для решения задачи повышения эффективности системы охлаждения необходимо совершенствовать и оптимизировать как конвективную, так и пленочную составляющую.

1.1.1 Повышение эффективности конвективного охлаждения

Интенсификация конвективного теплообмена позволяет существенно поднять эффективность охлаждения лопатки СА или РК. В литературе присутствует большое количество работ, посвященных возможным способам интенсификации конвективного теплообмена. Например, физические процессы в охлаждаемых лопатках с дефлекторами рассмотрены Е. Н. Богомоловым [5] и С. 3. Копелевым [6].

Значительный интерес в качестве средства интенсификации конвективного теплообмена представляет «вихревой» способ интенсификации теплообмена с помощью использования матриц компланарных каналов. Нагога Г. П. отмечает, что «применение более эффективных способов интенсификации теплообмена

сдерживают жесткие требования и ограничения, а именно: технологическая и конструкторская доступность для промышленной их реализации в литых лопатках; эксплуатационная стабильность свойств СИТ; отсутствие воздействия интен-сификаторов теплообмена на статическую и динамическую прочность тонкостенных оболочек лопаток» [8]. Физические законы теплообмена при использовании данного способа интенсификации, его практическое применение освещены в работах Г. П. Нагоги [8].

Оптимизация конвективной системы охлаждения охлаждаемой лопатки в целом представляет собой сложную задачу ввиду многокритериального и многопараметрического характера вследствие необходимости компромисса между тепловыми, гидравлическими и прочностными характеристиками. В литературе преобладают попытки оптимизации отдельных элементов конвективной системы охлаждения. Так, авторы работы [9] исследуют физические закономерности течения в элементе конвективной системы охлаждения и оптимизируют форму направляющего элемента в и-образном канале петлевой системы охлаждения. На рисунке 1.2 приведены рассматриваемые авторами варианты конструкции.

В работе [9] использовался простой перебор вариантов на основе собственного опыта и общих физических закономерностей без применения методов оптимизации или теории планирования эксперимента [10]. Авторами получены неод-

нозначные результаты: для невращающейся системы охлаждения С А лучшие результаты показали варианты б) и в), для вращающейся системы охлаждения РЛ варианты г) и е).

Таким образом, поиск путей совершенствования конвективной эффективности охлаждения даже для её элементов затруднен без применения высокоэффективных методов оптимизации. Так, применение генетических алгоритмов для оптимизации внутренней системы охлаждения является темой работы [11].

В [12] при помощи алгоритмов непрямой оптимизации на основе самоорганизации выполнялась оптимизация тепловых и прочностных характеристик модельной лопатки турбины с петлевой системой охлаждения. Для определения отклика системы (теплового и напряженного состояния) на изменение варьируемых параметров использовался конечно-элементный анализ без моделирования характеристик потока охладителя и горячего газа. Их вклад в тепловое состояние учитывался путем задания граничных условий по коэффициентам теплоотдачи.

На рисунке 1.3 приведены исходный и оптимизированный варианты геометрии петлевой системы охлаждения модельной лопатки турбины [12].

а) б)

Рисунок 1.3 - Исходный (а) и оптимизированный (б) варианты геометрии

петлевой системы охлаждения

В процессе решения задачи авторы столкнулись с серьезной проблемой параметризации геометрии системы охлаждения и большого количества расчетов, требуемых для решения задачи (более 2000).

1.1.2 Повышение эффективности пленочного охлаиздения

Дальнейший рост температуры газа перед турбиной приводит к тому, что внутреннее воздушное конвективное охлаждение не обеспечивает необходимый уровень эффективности охлаждения и равномерность ее распределения. Особенно трудно обеспечить требуемый уровень эффективности на самых теплонапря-женных участках (входная и выходная кромки лопатки, торцевые поверхности межлопаточного канала). В этих случаях необходимо применение заградительного конвективно-пленочного охлаждения лопатки для всего пера или его участков. Воздух выдувается на профиль пера лопатки через отверстия перфорации (отверстия малого диаметра обычно от 0,3 до 0,5 мм), оси которых составляют угол с касательной к поверхности. Угол наклона отверстия к поверхности выдува должен быть таким, чтобы негативное газодинамическое воздействие выдуваемых струй на газовый поток было сведено к минимуму. Значительное количество отечественных и зарубежных исследований [5, 13] показывают, что оптимальные углы, в большинстве случаев, близки к 30°.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Виноградов, Кирилл Андреевич, 2015 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Ремизов, А. Е. Формирование облика проточной части базового ТРДД семейства на ранней стадии проектирования [Текст] / А. Е. Ремизов, В. А. Пономарев // Рыбинск: РГАТА., 2008. — 160 с.

2 Государственная программа Российской Федерации «Развитие авиационной промышленности на 2013 - 2025 годы» [Электронный ресурс] — Режим доступа, http://old.minprorntorg.gov.ru/ministrv/fcp/avia2013-2025.

3 Иноземцев, А. А. Газотурбинные двигатели [Текст] / А. А. Иноземцев, В. Л. Сандрацкий // Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2006. — 1204 с.

4 Леонтьев, А. И. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок. (Изд 2е) [Текст] / В. Л. Иванов, А. И. Леонтьев, Э. А. Манушин // Москва. МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2004. — 592 с.

5 Богомолов, Е. Н. Рабочие процессы в охлаждаемых турбинах газотурбинных двигателей с перфорированными лопатками. [Текст] /М.: Машиностроение, 1987. — 160 с.

6 Копелев, С.З. Основы проектирования турбин авиадвигателей [Текст] / С. 3. Копелев, А. В. Деревянко, В. А. Журавлёв // М.: Машиностроение, 1988. —328 с.

7 Иванов, М. Я. Высокотемпературные газовые турбины, [Текст] / Под ред. M .Я. Иванова// М.: ТОРУС ПРЕСС, 2010. — 304 с.

8 Нагога, Г. П. Эффективные способы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин, [Текст] / Г. П. Нагога // М.: МАИ, 1996. — 100 с.

9 Park, J. S. Effect of guide vanes in the tip turn region on heat/mass transfer of rotating two-pass channel [Текст] / Jun Su Park, Dong Myeong Lee и др. // Proceedings of ASME Turbo Expo 2012, Kopengagen, Denmark, GT2012-69521, 2012. — C. 589 — 599.

10 Красовский, Г. И. Планирование эксперимента [Текст] / Г. И. Красовский, Г. Ф. Филаретов. — Минск: БГУ, 1982. — 302 с.

11 Favaretto С. F. F. Application of genetic algorithms to fesign of an internal turbine cooling system [Текст] / С. F. F. Favaretto, K. Funazaki // Proceedings of ASME Turbo Expo Atlanta, Georgia, USA, GT2003-38408, 2003. — P. 273 — 278.

12 Egorov, I.N. Parallel thermoelasticity optimization of 3-d serpentine cooling passages in turbine blades [Текст] / Brian H. Dennis, Igor N. Egorov // Proceedings of ASME Turbo Expo. Atlanta, Georgia, USA, GT 2003-38180, 2003. —C. 1215 — 1223.

13 Murata, A. Effects of Surface Geometry on Film Cooling Performance at Airfoil Trailing Edge [Текст] /Akira Murata, Satomi Nishida// Proceedings of ASME Turbo Expo. Vancouver, British Columbia, Canada, GT2011-45355, 2011. — P. 171 — 181.

14 Foss, J. Interaction region phenomena for the jet in a cross-flow problem [Текст]/ J. Foss и др. // Технический отчет SFB 80/Е/161. Универсистет Карслруэ, 1980. — 187 с.

15 Andreopoulos, J. Experimental Investigation of Jets in a Crossflow [Текст] / J. Andreopoulos, W. Rodi // Journal of Fluid Mechanics, 1984. — № 138. — P. 92—127.

16 Pietrzyk, J. R. Hydrodynamic measurements of jets in crossflow for gas turbine film cooling applications [Текст] / J. R. Pietrzyk, D. G. Bogard, M. E. Crawford //Journal ofTurbomachinery. 1989. — № 111(2). — P. 139 — 145.

17 Pietrzyk, J. R. A detailed analysis of film-cooling physics: Part 1 —streamwise injection with cylindrical holes, compound-angle injection with cylindrical holes, streamwise injection with shaped holes, [Текст] / J. R. Pietrzyk, D. G. Bogard, M. E. Crawford // Journal ofTurbomachinery, 1997. — № 122(1). — P. 102 —

112.

18 Saunweber, С. Free-stream turbulence effects on film cooling with shaped holes, [Текст] / С. Saumweber, A. Schulz S. Wittig // Proceedings of ASME Turbo Expo. GT2002-30170. Amsterdam, Netherlands, 2002. — P. 41 — 49.

19 Sargison, J. E. Performance prediction of a converging slot-hole film-cooling geometry [Текст] / J. E. Sargison, S. M. Guo // Proceedings of ASME Turbo Expo. GT2003-38144. Atlanta, Georgia, USA, 2003. — P. 63 — 70.

20 Colban, W. Experimental and computational comparisons of fan-shaped film-cooling on a turbine vane surface [Текст] / W. Colban, K. A. Thole, M. Haendler // Proceedings of ASME International Mechanical Engineering Congress and Exposition, IMECE2005-79596, 2005. — P. 455 — 465.

21 Aga, V. Aerothermal performance of streamwise and compound angled pulsating film cooling jets [Текст] / V. Aga, M. Mansour, R. S. Abhari // Proceedings of ASME Turbo Expo, Berlin, Germany, GT2008-50678, 2008. — P. 1895 — 1907.

22 William, H. Conjugate Heat Transfer Analysis for a Film-Cooled Turbine Vane [Текст] /Ron Ho Ni, William Humber, George Fan// Proceedings of ASME Turbo Expo. Vancouver, British Columbia, Canada, GT2011-45920, 2011. — P. 422 — 434.

23 Johnson, J. J. Genetic algorithm optimization of an HPT vane pressure side film cooling array [Текст] / J. J. Johnson, P. I. King // Proceedings of ASME Turbo Expo, Kopengagen, Denmark. GT2012-68049, 2012. — P. 1151 — 1161.

24 Гладков, JT. А. Генетические алгоритмы [Текст] / Л. А. Гладков, В. В. Курейчик, В. М. Курейчик. — М.: Физматлит, 2006. — 320 с.

25 Lee, К. Shape optimization of a laidback fan-shaped film-cooling hole to enhance cooling performance [Текст] / К. Lee, К. Kim // Proceedings of ASME Turbo Expo. Glasgow, UK, GT2010-22398, 2010. — P. 1447 — 1458.

26 Lee, K. Shape optimization of a fan-shaped hole to enhance film-cooling effectiveness [Текст] / К. Lee, К. Kim // International Journal of Heat and Mass Transfer, Vol. 53, 2010. — P. 2996 — 3005.

27 Ремизов, A. E. Методологические основы аэродинамического проектирования интегрированной системы межтурбинного переходного

канала, обеспечивающей повышение эффективности перспективных газотурбинных двигателей дис....д-ра техн. наук: 05.07.05 / Ремизов Александр Евгеньевич. — Рыбинск, 2013. — 455 с.

28 Ремизов, А. Е. Анализ параметров течения в межтурбинном переходном канале с помощью численного моделирования [Текст] / А. Е. Ремизов, И. В. Поляков // Авиационно-космическая техника и технология, 2006. — №7 (33). —С. 25 — 29.

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

30 Богомолов, E. H. Исследование особенностей течения газа в межтурбинном переходнике газотурбинного двигателя [Текст] / E. Н. Богомолов, M. Н. Буров, А. Е. Ремизов // Изв. Вузов. Авиационная техника, 1995. — № 4. — С. 84 — 87.

31 Кащеев, А. В. Совершенствование методов проектирования диффузоров газотурбинных двигателей на основании результатов исследования особенностей течения воздуха в таких каналах: дис.... канд. техн. наук: 05.07.05 / Кащеев Алексей Викторович. — Рыбинск, 2007. — 147 с.

32 Вятков, В. В. Исследование угловых характеристик потока в турбинных решетках с целью усовершенствования методов проектирования газовых турбин авиационных двигателей: дне.... канд. техн. наук: 05.07.05 / Вятков Владимир Вячеславович. — Рыбинск, 2002. — 160 с.

33 Гладков, Ю. И. Исследование влияния переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД: дис.... канд. техн. наук: 05.07.05 / Гладков Юрий Игоревич. — Рыбинск, 2009. — 150 с.

34 Карелии, О. О. Исследование влияния диффузорности на эффективность межтурбинных переходных каналов газотурбинных двигателей в условиях

переменной по радиусу входной закрутки потока: дне.... канд. техн. наук: 05.07.05 / Карелин Олег Олегович. — Рыбинск, 2010. — 149 с.

35 AIDA. EU Projects FP6. [Электронный ресурс] — Режим доступа. http://ec.europa.eu/researcli/transport/pro)ects/items/aida_en.htm.

36 Göttlich, Е. Adaptation of a Transonic Test Turbine Facility for Experimental Investigation of Aggressive Intermediate Turbine Duct Flows [Текст] / E. Göttlich, F. Malzacher, F. Heitmeir, A. Marn // IS ABE 2005-1132, 17th International Symposium on Airbreathing Engines, Munich.

37 Adrian, R. J. Twenty years of particle image velocimetry [Текст] / R.J. Adrian // Experiments in Fluids 39 (2), 2005. — P. 159 — 169.

38 Marn, A. The influence of blade tip gap variation on the flow through an aggressive s-shaped intermediate turbine duct downstream a transonic turbine stage: part 1 — time-averaged results [Текст] / A. Marn, E. Göttlich // Proceedings of ASME Turbo Expo 2007 Montreal, Canada. GT2007-27405, P. 575 — 585.

39 Marn, A. Shorten the intermediate turbine duct length by applying an integrated concept [Текст] / A. Marn, E. Göttlich // Proceedings of ASME Turbo Expo Berlin, Germany, GT2008-50269, 2008. — P. 1041 — 1051.

40 Grasel, L. Parametric inter turbine duct design and optimization [Электронный ресурс] / L. Grasel, M.Pierre, J.Demolis // International Congress Of The Aeronautical Sciences ICAS, Hamburg, Germany. — 2006. — Режим доступа: www.icas.org/ICAS_ARCHIVE/ICAS2006/.../426.PDF.

41 Wallin, F. Intermediate turbine duct design and optimization [Электронный ресурс] / F. Wallin, L. E. Eriksson, M. Nilsson // International Congress Of The Aeronautical Sciences ICAS, Hamburg, Germany. — 2006. — Режим доступа: www.icas.org/ICAS_ARCHIVE/ICAS2006/.../029.PDF.

42 Couey, P. T. Computational Study of Geometric Parameter Influence on Aggressive Inter-Turbine Duct Performance [Текст] / Paul T. Couey, Craig W. McKeever, Malak F. Malak // Proceedings of ASME Turbo Expo, Glasgow, UK, GT2010-23604. — 2010. — P. 1647— 1656.

43 Гилл, Ф. Практическая оптимизация [Текст] / Ф. Гилл, У. Мюррей, М. Райт. — М.:Мир, 1985. —509 с.

44 Nelder, J. A. A simplex method for function minimization [Текст] /J. A. Nelder, R. Mead // Computer Journal, 1965. — № 7. — P. 308 — 313.

45 Metropolis, N. The Monte Carlo Method [Текст] / N. Metropolis, S. Ulam // J. Amer. statistical assoc, 1949. — № 247. — P. 335 — 341.

46 Емельянов, В. В. Теория и практика эволюционного моделирования [Текст] / В. В. Емельянов, В. В. Курейчик, В. М Курейчик // М: Физматлит, 2003. —432 с.

47 Рутковская, Д. Нейронные сети, генетические алгоритмы и нечеткие системы [Текст] / Д. Рутковская, М. Пилиньский, JI. Рутковский — М.: Горячая линия, 2004. — 452 с.

48 Box, G. Е. P. On the experimental attainment of optimum conditions (with discussion) [Текст] / G.E.P. Box, Wilson, K.B. // Journal of the Royal Statistical Society Series В 13(1), 1951. —P. 1 —45.

49 Сигма Технология [Электронный ресурс] — Режим доступа. http://www.iosotech.ru.

50 Ремизов, А. Е. Некоторые аспекты аэродинамической интерференции в межтурбинных переходных каналах ГТД. [Текст] / А. Ремизов // Омский научный вестник. Серия Приборы, машины и технологии, 2012. — №1 (107). —С. 136—141.

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

52 Pearson, К. On Lines and Planes of Closest Fit to Systems of Points in Space [Текст] / К. Pearson //1901, Philosophical Magazine 2 (11) — P. 559 — 572.

53 Loeve, M. Probability theory. Том II [Текст] / M. Loeve // 4-е издание. Graduate Texts in Mathematics 46. Springer-Verlag, 1978. — 387 p.

54 Шишкин, В. H. Методология доводки элементов ГТД на основе структурно-параметрического анализа апостериорной информации дис....

д-ра техн. наук: 05.07.05 / Шишкин Владимир Никифорович. — Рыбинск, 2006. —350 с.

55 Ивахненко, А. Г. Техническая кибернетика (2-е издание). [Текст] / А. Г. Ивахненко. — Киев: Гостехиздат УССР, 1962. — 411 с.

56 Ивахненко, А. Г. Моделирование сложных систем по экспериментальным данным [Текст] / А. Г. Ивахненко, Ю. П. Юрачковский. — М.: Радио и связь, 1987. —230 с.

57 Налимов, В. В. Теория эксперимента [Текст] / В. В. Налимов. — М.: Наука, 1971. —208 с.

58 Браверман, Э. М. Структурные методы обработки эмпирических данных [Текст] / Э. М. Браверман, И. Б. Мучник. — М.: Наука. 1983. — 464 с.

59 Шишкин, В. Н. Структурный анализ геометрии лопаточных аппаратов турбомашин [Текст] / В. Н. Шишкин — Санкт-Петербург: Компрессорная техника и пневматика, 1994. — № 3. — С. 36 — 44.

60 Виноградова, О. В. Анализ и синтез характеристик качества элементов ГТД на основе их системного превентивного контроля: дис.... канд. техн. наук: 05.07.05 / Виноградова Ольга Владимировна. — Рыбинск, 2002. — 154 с.

61 Безъязычный, В. Ф. Квалиметрический анализ и синтез ресурсных характеристик лопаток турбин авиационного ГТД [Текст] / В. Ф. Безъязычный, О. В. Виноградова, В. Н. Заваркин, Ю. Н. Калюкин, В. Н. Шишкин // Москва: Заготовительные производства в машиностроении, 2005. — № 8. — С. 40 — 46 .

62 Немтырев, О. В. Синтез требуемых служебных характеристик сталей и сплавов на их нейроуправляемых стохастических моделях [Текст] / О. В. Виноградова, В.Н. Шишкин, A.A. Жуков // М.: Справочник. Инженерный журнал, 2005. — №10. — С. 12—16.

63 Виноградова, О. В. Системный анализ и синтез эксплуатационных характеристик никелевых жаропрочных монокристаллических сплавов [Текст] / О. В. Виноградова, М. А. Зиновьев, А. В. Тимофеев, А. А.

Шатульский, В. Н. Шишкин // М.: Заготовительные производства в машиностроении, 2010. — №5. — С. 45 — 48.

64 Шишкин, В. Н. Системообразование структурно-параметрических моделей в задачах совершенствования эксплуатационных характеристик авиационного ГТД [Текст] / В. Н. Шишкин, О. В. Виноградова // М: Сборка в машиностроении, приборостроении, 2009. — №4. — С. 25 — 29.

65 Шишкин, В. Н. Имитационное моделирование характеристик осевого многоступенчатого компрессора. [Текст] / В. Н. Шишкин, А. В. Пальцева, О. В. Виноградова, И. И. Ицкович, А. Ю. Пеганов // Рыбинск: Вестник РГАТА., 2002. — №1. — С. 129— 132.

66 Гончаров П. С., NX для конструктора-машиностроителя [Текст] / П.С. Гончаров, М.Ю. Ельцов и др.// М.: ИД ДМК Пресс, 2010. — 504 с.

67 Numeca International [Электронный ресурс] — Режим доступа. http://wwvv.numeca.com.

68 ANS YS ICEM CFD 14.5 [Электронный ресурс] — Режим доступа. www.ansvs.com/Products/Other.../ANS YS+ICEM+CFD.

69 ANSYS CFX 14.5. 5 [Электронный ресурс] — Режим доступа. www.ansvs.com/Products/.../Fluid.../ANSYS+CFX.

70 Августинович, В. Г. Численное моделирование нестационарных явлений в газотурбинных двигателях [Текст] / В. Г. Августинович, Ю. Н. Шмотин и др. —М.: Машиностроение, 2005. — 536 с.

71 Смирнов, Н. В. Курс теории вероятностей и математической статистики для технических приложений [Текст] / Н. В. Смирнов, И. В. Дунин-Барковский.— М.: Наука, 1965. — 511 с.

72 Golub, G. Н. Eigenvalue computation in the 20th century [Текст] / G. H. Golub // Journal of Computational and Applied Mathematics, 2000. — №123 (1-2). — P. 35 — 65.

73 Безъязычный, В. Ф. Квалиметрия в авиадвигателестроении. [Текст] / В. Ф. Безъязычный, О. В. Виноградова, В. Н. Шишкин. — М.: Спектр, 2010. — 218 с.

74 Дрейпер, Н. Прикладной регрессионный анализ [Текст] / Н. Дрейпер, Г. Смит. — М.: Финансы и статистика, 1986. — 366 с.

75 Sen, A. Regression Analysis — Theory, Methods, and Applications [Текст] / A. Sen, M. Srivastava // Springer-Verlag, Berlin, (4th printing), 2011. — 281 p.

76 Растригин, JI. А. Системы экстремального управления [Текст] /Л. А. Растригин. — М.: Наука, 1974. — 185 с.

77 Безъязычный, В. Ф. Алгоритмизация процессов проектирования производства и контроля в авиадвигателестроении. [Текст] / В. Ф. Безъязычный, О. В. Виноградова, В. Н. Шишкин. — Рыбинск, РГАТА, 2007.

— 274 с.

78 Новиков, А. С. Структурный анализ элементов конструкции в двигателестроении [Текст] / А. С Новиков, И. И. Ицкович, В. Н. Шишкин.

— Рыбинск, РГАТА, 1999. — 141 с.

79 Sanz, W. Numerical investigation of the effect of tip leakage flow on an aggressive s-shaped intermediate turbine duct [Текст] / W. Sanz, M. Kelterer и др.// Proceedings of ASME Turbo Expo Orlando, Florida, USA. GT2009-59535, 2009. —P. 905 — 915.

80 Роджерс, Д. Математические основы машинной графики [Текст] / Д. Роджерс, Д. Адаме // М.: Мир, 2001. — 592 с.

81 Лебедев, В. В. Анализ влияния вторичных течений на развитие завесного охлаждения у торцевой стенки турбинной решетки. [Текст] / В. В. Лебедев // Известия Вузов. Авиационная техника, 1994. —№ 3. — С. 100 — 103.

82 Bai, J. Т. Film cooling characteristic of double-fan-shaped film-cooling holes [Текст] / H. Zhu, C. Liu// Proceedings of ASME Turbo Expo Orlando, Florida, USA, GT2009-59318, 2009. — P. 185 — 198.

83 Saumweber, C. Free-stream turbulence effects on film cooling with shaped holes C. Saumweber, A. Schulz, S. Wittig // Proceedings of ASME Turbo Expo Amsterdam, The Netherlands, GT2002-30170, 2002. — P. 41 — 49.

84 Goldstein, R. J. Effects of hole geometry and density on three-dimensional film cooling [Текст] / R. J. Goldstein, E. R. Eckert // Int. J. Heat Mass Transfer, vol. 17, 1994. —P. 595 — 607.

85 Kusterer, K. Experimental and numerical investigations of the NEKOMIMI film cooling technology [Текст] / К. Kusterer, N. Tekin; D. Bohn; T. Sugimoto, R. Tanaka // Proceedings of ASME Turbo Expo, GT2012-68400, 2012. — P. 1299— 1310.

86 Bogomolov, E. N. Flow separation in cascade of turbine nozzle blades by secondary vortices [Текст] / E. N. Bogomolov, A. E Remizov // Reports on INTAS / ERCOFTAC Project Pan-European Network of Flow, Turbulence and Combustion - Brussel, Belgium, 1999. — P. 73 — 82.

87 Kodzwa, M. Measurements of film cooling performance in a transonic single passage model [Текст] / M. Kodzwa, J. Eaton // Flow Physics and Computation Division Department of Mechanical Engineering Stanford University Stanford, Технический отчет № CA 94305-3035, 2005. — 439 p.

88 Saumweber, C. Effect of geometry variations on the cooling performance of fan-shaped cooling holes [Текст] / С. Saumweber, A. Schulz // Proceedings of ASME Turbo Expo Berlin, Germany, GT2008-51038, 2008. — P. 905 — 919.

89 Yoosif, A. H. Film cooling experimental investigation for ramped-conical holes geometry [Электронный ресурс] / Yoosif A. H., J. Kutaeba // International Journal of Scientific & Engineering Research, Volume 4, Issue 10. — 2013. — Режим доступа:

http://www.ijser.org/ResearchPaperPublishing Qctober2013 Page4.aspx.

90 Zuniga, H. Study of discharge coefficient and trends in film cooling effectiveness of conical holes with increasing diffusion angles [Текст] / H. Zuniga // M.Sc. Thesis, B.S.A.E. University of Central Florida, 2000. — 130 p.

91 Sargison, J. E. A converging slot-hole film-cooling geometry — part 2: transonic guide vane heat transfer and loss [Текст] / J. Sargison // ASME J. Turbomach., 124, 2002. —P. 461 — 471.

92 Menter, F. R. A comparison of some recent eddy-viscosity turbulence models [Текст] / Menter F.R. // Journal of Fluids Engineering-transactions of the ASME, 1996. — № 118 (3). — P. 514 — 519.

93 Bardina, J. E. Turbulence Modeling Validation [Текст] / J. E. Bardina, P. G. Huang, T. Coakley // Fluid Dynamics Conference 28th, AIAA, 1997. — P. 1997 — 2121.

94 Na, S. CFD analysis of film-cooling [Электронный ресурс] — Режим доступа www.ntrs.nasa. gov/.. ./nasa/.. .nasa.. ./20090020392.pdf.

95 Sutherland, W. The viscosity of gas and molecular force [Текст] / W. Sutherland // Phil. Mag, 1983. — № 5. _ p. 507 — 531.

96 Юн, А. А. Теория и практика моделирования турбулентных течений [Текст] / А. А. Юн. — M.: URSS, 2009. — 272 с.

Акт о внедрении результатов диссертационной работы Виноградова К. А.

УТВЕРЖДАЮ Генеральный конструктор ОАО

«Повышение эффективности газовой турбины путем структурно-параметрической оптимизации обводов переходного канала и формы отверстий пленочного

Настоящий акт составлен о том, что результаты диссертационной работы Виноградова К.А. «Повышение эффективности газовой турбины путем структурно-параметрической оптимизации обводов переходного канала и формы отверстий пленочного охлаждения» приняты ОАО «НПО «Сатурн» для использования при разработке и проектировании турбины перспективного двигателя.

Согласно плану работ по созданию турбины перспективного двигателя была проведена оптимизация формы выходного сечения отверстия пленочного охлаждения. Оптимизированное отверстие обеспечило на 18% большую эффективность охлаждения, чем лучший из исходных вариантов. Предложенный метод позволяет эффективно оптимизировать форму выходного сечения отверстий пленочного охлаждения при минимальном количестве численных расчетов.

Начальник КО СИА —_____——— Р.А. Диденко

«НПО «Са-

АКТ

о внедрении в процесс проектирования результатов диссертационной работы Виноградова К.А.

охлаждения»

Начальник КО Турбин, к.т.н. ^^^__ В.Н. Заваркин

Акт о внедрении результатов диссертационной работы Виноградова К. А.

УТВЕРЖДАЮ Ректор ФБГОУ В1Ю

РГАТ^игащО.А, Соловьёва доктор го^ндчсских uá>x, профессор ^ Полетаев

> - i

АКТ

ой ипюльктанил результатов диссериияокноП рабош К.Л. Шмоградсша «Пииьииение эффект »шоети глюшй (урбины hvicm структурна-параметрической огиимиаиин обводов переходного юнаяа и формы огагрстй плёночиош охлаждения»,

представленной на соискание уч5ной степени кандидата технических наук, в учебном процессе ФБГОУ ВПО РГАТУ имени П.Л. Солоньёва.

Мы, нижеподписавшиеся, заместитель зааедчющего кафедрой кЛ&иациоииые двигазели'?, кандидат технических наук, доцент В.В. Вйткоп и доцент кафедры «Авиационные двигатели», кандидат технических паук В.В. Лебедев, составили настоящий акт о том, что результаты диссертационной работы К, А. Виноградова внедрены в учебный процесс кафедры «Авиационные двигатели»» РГАТУ имени П.А Солош-ена при <*>% пенни стулеитов по направлению I6U700 Просктиропаннс авиационных « ракетных двигателей. профиль подготовки - Проектирование ззиащнжныч двигателей и энергетических установок,

В дисциплине «Моделирование ПД с применением пакетов чри-'-птнмч программ» рг'рлиптднимй К N. Влтлрллог'Ы.ч программный комплекс СМАРТ исп.ммуепся в руководстве к практическим работам по рпц-чу чЛ fe го-,кг численноч шггт'И ицин mpaiteipotí I'! Л "

Акт выдан лля предел ан шнкя и дяссерзапнонный совет Д 212 2Ш til по снсшилкносш 05.0? 05 - Тепловые, элекгроракетиые двигатели и iticprt)} станопкп леглтельиыч апилраюз

Заместитель -иьедчинцси* кафелроП . " «Дгшационные двигатели», КЛЛ1.. доцент ^__ В.В, Вятки«

X

Доцент кифетри J~ /

«Ашмшншные amiraiean», к.т.и. _____ si ■ > П.П. -?1<н>едеи

£5 й- Щ гХ й ¡К Вй

Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2014617912 «СМАРТ» («Структурный многопараметрический анализ и реновация турбин»)

РВДШ2ШУШ ФЗДИРАЩШ®

Руководитель Федеральной иужём т.» ынтеиекщтыюй собственности

Б. II. Симонов

Заявка № 2014615663

Дата 1»ХГГ>ПЛП(И* 10 НЮНЯ 2014 Г, Дата государе гасни«! рег истряшт

• Реестре программ жм '.>вм 06 августа 2014 г.

СВИДЕТЕЛЬСТВО

« государственной регистрации программы для ЭВМ

№ 2014617912

СМАРТ «Структурный Мно( »параметрический Анализ и Реновация Турбин»

Правообладатель: Виноград«« /Сирии Андреевич (ЯП)

Аи»р: Виноградов Кирилл Андреевич (ВЦ)

ш ш л ш

Координаты меридиональных обводов и аэродинамические характеристики некоторых исследуемых межтурбинных переходных каналов

Рисунок 1 - Схема измерения геометрических параметров каналов Данные А.Е. Ремизова, О.О. Карелина

д=1; Ы11=5,4; с=37 м/с; М=0,11; Ле=2,6-105_

х, мм 0 30 60 90 120 150 180 210 240 270

Упер, ММ 100 105 110 115 120 125 130 135 140 145

Увт, ММ 50 57,5 65 72,5 80 87,5 95 102,5 110 117,5

закрутка, ° 0 5 10 15 20 25

Сд 0,11 0,13 0,15 0,19 0,25 0,33

Сд >.=0,33 0,122 0,144 0,17 0,21 0,28 0,36

т|д=0,88

д=1,3; Ь/Ь 1=5,4; с=37 м/с; М=0,11; Яе=2,6-

О

X, ММ 0 30 60 90 120 150 180 210 240 270

Упер, ММ 100 105 110 115 120 125 130 135 140 145

Увг, ММ 50 56,3 62,6 68,9 75,2 81,5 87,8 94,1 100,4 106,7

закрутка, ° 0 5 10 15 20 25

Сд 0,16 0,15 0,2 0,26 0,34 0,4

Сд х=о,зз 0,177 0,166 0,22 0,289 0,377 0,44

г|д=0,82

X, мм 0 30 60 90 120 150 180 210 240 270

Упер, ММ 100 105 110 115 120 125 130 135 140 145

Увт, ММ 50 55,1 60,2 65,3 70,4 75,5 80,6 85,7 90,8 95,9

закрутка, ° 0 5 10 15 20 25

Сд 0,2 0,18 0,21 0,3 0,39 0,51

Сд >.=0,33 0,22 0,2 0,233 0,333 0,43 0,567

ЛД=0,8

д=1,9; 1У1ц=5,4; с=37 м/с; М=0,11; 1*е=2,6-105

X, ММ 0 30 60 90 120 150 180 210 240 270

Упер, ММ 100 105 110 115 120 125 130 135 140 145

Увт, мм 50 53,6 57,2 60,8 64,4 68 71,6 75,2 78,8 82,4

закрутка, ° 0 5 10 15 20 25

Сд 0,22 0,2 0,26 0,33 0,44 0,59

Сд >.=0,33 0,244 0,22 0,289 0,367 0,489 0,655

ЛД=0,77

X, ММ 0 30 60 90 120 150 180 210 240 270

Упер, ММ 100 105 110 115 120 125 130 135 140 145

У вт, ММ 50 51,8 53,6 55,4 57,2 59 60,8 62,6 64,4 66,2

закрутка, ° 0 5 10 15 20

Сд 0,25 0,23 0,29 0,36 0,45

Сд >.=о,зз 0,278 0,255 0,322 0,4 0,5

ЛД=0,74

Данные А.Е. Ремизова, Е.Н. Богомолова

д=1,62; ЬЛ11=4; 11е=1,2-106

X, ММ 0 20 40 60 80 100 120

Упер, ММ 112 116 120 123 127 131 135

Увт, ММ 82,5 84,5 86,5 88,5 90,5 92,5 94,5

X 0,35 0,12

закрутка, ° 0 20 0

Сд 0,35 0,58 0,3

Сд >-=0.33 0,35 0,58 0,333

Лл=0,7

д=1,99; ЬДц=4; 11е=1,2-106

X, ММ 0 20 40 60 80 100 120

у[1ер, ММ 112 116,6 121 126 130 135 139,5

Увт, ММ 82,5 84,5 86,5 88,5 90,5 92,5 94,5

X 0,35 0,12

закрутка, ° 0 20 0

Сд 0,45 0,8 0,35

Сд х=о,зз 0,45 0,8 0,35

Т1д=0,66

Данные С.А. Довжика, В.М. Картавенко

д=1,9; ЬЛц=6,2; с=60 м/с; Ие=6-105; >.=0,19

X, мм 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650

Упер, ММ 300 305 310 315 320 325 330 335 340 345 350 355 360 365

Увт, ММ 195 195 195 195 195 195 195 195 195 195 195 195 195 195

закрутка, ° 0 10 20 30 40

Сд 0,078 0,08 0,1 0,16 0,28

Сд х=0,33 0,087 0,089 0,11 0,178 0,311

Лд=0,91

д=2,2; Ш{=6,2\ с=60 м/с; Яе=6-105

X, ММ 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650

Упер, ММ 300 307 314 321 328 335 342 349 356 363 370 377 384 391

Увт, ММ 195 196,5 198 199,5 201 202,5 204 205,5 207 208,5 210 211,5 213 215

закрутка, ° 0 10 20 30 40

Сл 0,078 0,07 0,08 0,14 0,27

Сд х=о,зз 0,087 0,078 0,089 0,155 0,3

ЛД=0,91

Данные М.Е. Дейча

д=1,4; 17111=2,4; Ие=8,6-105; Х=0,5

X, ММ 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110

Упер, ММ 146,5 149,1 151,7 154,3 156,9 159,5 162,1 164,7 167,3 169,9 172,5 175

Увт, ММ 101 103,1 105,2 107,3 109,4 111,5 113,6 115,7 117,8 120 122 124

^=0,112

33=0,1 Лд=0,9

Данные А.Е. Коновалова (ЦИАМ)

Яе=2- Ю5; Ь/Ь^З; >.=0,12; ч=0,96

X, мм 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

Упер. ММ 294 294 294 294 292 292 290 287 284 278 274 270 164 258 252

Увт, ММ 220 220 220 218 216 210 204 198 190 182 176 170 164 158 152

X, мм 150 160 170 180 190 200 210 220

Упер. ММ 248 242 240 238 236 236 236 236

Увт, ММ 148 144 140 138 138 138 138 138

закрутка, ° 0 10 20

Сд эксперимент 0,39 0,48 0,53

Сд расчет 3,40 - 0,51

закрутка, ° 0 10 20

£д х=о,зз эксперимент 0,433 0,533 0,589

Сд >-=0,33 расчет 0,44 — 0,567

г)д=0,57

Данные Сэноо, Кавагути (ASME)

Re=105; L/hi=4,4; с=30 м/с, q=4,5

X, ММ 0 25 50 75 100 125 150 175 200 225 250 275 300

Увт, ММ 64 64 64 64 64 64 64 64 64 64 64 64 64

Упер, ММ 154 163,8 173,5 183,3 193 202,8 213 222,25 232 241,75 251,5 261,25 271

X, ММ 325 350 375 400

Увт, ММ 64 64 64 64

Упер, ММ 280,8 290,5 300,3 310

закрутка,0 0 5 10 15 20

Ср 0,65 0,66 0,67 0,68 0,69

Сд х=о,зз 0,33 0,32 0,31 0,3 0,29

Г1д=0,67

Данные М.Е. Дейча (МЭИ)

Хг=0,3; q=2,05; L/hi

0;

X, ММ 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110

Увт, ММ 11 11 11 11 11 11 11 11 11 11 11 11

Упер, ММ 25 25,6 26,2 26,8 27 28 28,6 29,2 29,8 30,4 31 31,6

X, ММ 120 130 140 150

Увт, ММ 11 11 11 11

Упер, ММ 32,2 32,8 33,4 34

Сп=0,25 Сп х=о,зз=0,25 Сд х=о,зз-0,18 Лд=0,82

4ÜÍ

X, ММ 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120

Увт, ММ 19 19 19 19 19 19 19 19 19 19 19 19 19

Упер, ММ 25 25,6 26,2 26,8 27 28 28,6 29,2 29,8 30,4 31 31,6 32,2

г

X, ММ 130 140 150 160 170 180 190 200 210

Увт, ММ 19 19 19 19 19 19 19 19 19

Упер, ММ 32,8 33,4 34 35 35,2 35,8 36,4 37 37,6

Сп=0,22 Сп >.=о,зз=0,22 Сд х=о,зз=0,16

лд=0,84

Я=1,97; ЬЛц=13;

X, мм 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120

Увт, ММ 12,2 12,5 12,8 13,1 13 13,7 14 14,3 14,6 14,9 15,2 15,5 15,8

Упер, ММ 25 25,6 26,2 26,8 27 28 28,6 29,2 29,8 30,4 31 31,6 32,2

X, ММ 130 140 150 160 170

Увт, ММ 16,1 16,4 16,7 17 17,3

Упер, ММ 32,8 33,4 34 35 35,2

Сп=0,23 Сп х=о,зз=0,23 Сд ^=о,зз=0,16 г|д=0,84

д=2,65; 17111=5,9;

X, ММ 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65

Увт, ММ 22,5 21,8 21Д 20,4 20 19 18,3 17,6 16,9 16,2 15,5 14,8 14,1 13,4

Упер, ММ 33,5 34,2 34,9 35,6 36 37 37,7 38,4 39,1 39,8 40,5 41,2 41,9 42,6

ьп

Си х=о,зз=0,5 £д х=о,зз=0,36 11д=0,65

И. Г. Гоголев, А. М. Дроконов (БИТМ)

д=1,23; 17111=4,8;

X, мм 0 20 40 60 80 100 120 140 160

Упер, ММ 231 231,8 232,6 233,4 234,2 235 235,8 236,6 237,4

Увт, ММ 165 165 165 165 165 165 165 165 165

X, ММ 180 200 220 240 260 280 300 320

Упер, ММ 238,2 239 239,8 240,6 241,4 242,2 243 243,8

Увт, ММ 165 165 165 165 165 165 165 165

ЛД=0,88 Сдх=о,зз=0,12

Данные А.Е. Ремизова, М.Н. Бурова

д=1,27; 17111=4; А=0,14 лемнискатное профилирование

X, ММ 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

Упер. ММ 225 226 227 228 229 230 233 236 240 245 252 258 265 269 273

Увт, ММ 175 176 177 178 179 180 183 186 190 195 202 208 215 219 223

(шГ)

X, мм 150 160 170 180 190 200

Упер, ММ 275 278 279 280 280 280

Увт, ММ 225 228 229 230 230 230

^=0,33=0,189

т)д=0,81

д=1>25; Ь/Ъ1=4; Х.=0,14 радиусное профилирование

X, ММ 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

Упер, ММ 225 225 226 227 228 232 235 239 243 247 252 255 260 264 267

Увт, ММ 175 175 176 177 178 182 185 189 193 197 202 205 210 214 217

X, мм 150 160 170 180 190 200

Упер, ММ 270 273 274 275 275 275

Увт, ММ 220 223 224 225 225 225

Сд >.=0,33-0,25 Лд=0,75

Данные А.Е. Коновалова (ЦИАМ)

д=3; Ь/Ьг=6,3

X, мм 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

Упер, ММ 110 110 110 112 115 120 125 130 135 141 148 155 165 170 175

Увт, ММ 75 75 75 75 75 75 77 80 85 88 95 100 107 112 115

X, ММ 150 160 170 180 190 200 210 220

Упер, ММ 179 182 185 186 187 188 190 190

Увт, ММ 121 125 127 128 128 128 128 128

Сд >.=о,зз~0,2 Лд=0,8