Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.04.12, доктор технических наук Грановский, Андрей Владимирович

• Грановский, Андрей Владимирович
• доктор технических наук
• 2011

Оглавление диссертации доктор технических наук Грановский, Андрей Владимирович

СОДЕРЖАНИЕ.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ,.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

1. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ

ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ ОХЛАЖДАЕМЫХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН (ОБЗОР).

2. РАСЧЕТНЫЕ МЕТОДЫ ИЗУЧЕНИЯ СТРУКТУРЫ ПОТОКА И ПОТЕРЬ В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

2'. Г Особенности .численных подходов при расчетах течения по уравнениям Эйлера.-.

2.2 Особенности численных подходов при;расчетах течения по уравнениям: Навье - Стокса:.52;

2.3 Обобщение экспериментальных данных по профильным потерям в турбинных решетках. (Расчет профильных потерь методом локальной аппроксимации экспериментальных данных);.

3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ ИЗУЧЕНИЯ СТРУКТУРЫ ПОТОКА И ПОТЕРЬ В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

3.1 Особенности экспериментального исследования структуры потока и потерь в плоских и секторных турбинных решетках.

3 .2 Особенности проведения экспериментов и обработки данных при использовании лазерного измерителя скорости (ЛИС).

3 ;3 Визуализация пристенных течений;.;.

4. ИЗУЧЕНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ СТРУКТУРЫ ПОТОКА В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

4.1 Анализ структуры потока на основе расчетов течения по уравнениям Эйлера и Навье-Стокса.

4.2 Экспериментальное исследование структуры потока в плоских и секторных решетках.

4.3 Применение лазерного измерителя скорости для изучения влияния степени турбулентности потока на структуру потока в трансзвуковых лопаточных аппаратах.

5. ИЗУЧЕНИЕ ПОТЕРЬ И РАСХОДНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.1

5.1 Экспериментальное исследование потерь на трансзвуковых режимах.

5.2Ълияние выпуска охлаждающего воздуха на изменение потерь в лопаточных аппаратах на трансзвуковых режимах работы.

5.3 Расходные характеристики трансзвуковых лопаточных аппаратов.'. 159'

6. МЕТОДЫ ПОВЫШЕНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ И ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ, ЛОПАТОЧНБ1Х АППАРАТОВ-ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

6.1 Уменьшение волновых потерь и потерь трения за счет снижения* интенсивности скачков уплотнения и степени диффузорности путем перераспределения кривизны выпуклой поверхности.

6.2 Особенности проектирования и численное исследование высоконагруженной трансзвуковой турбинной ступени.

7. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЫСОКОНАГРУЖЕННОЙ ТРАНСЗВУКОВОЙ СТУПЕНИ

ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ.

7.1 Экспериментальное исследование рабочей решетки.

7.2 Экспериментальное исследование ступени.

8. РАСЧЕТНОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ШД

С САБЛЕВИДНЫМИ СОПЛОВЫМИ ЛОПАТКАМИ.

8.1 Особенности пространственного проектирования и численное исследование параметров потока и потерь в вендах газовой турбины.

8.2 Экспериментальное исследование двухступенчатой турбины.

ВЫВОДЫ.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин»

Основными определяющими факторами развития стационарных газотурбинных установок и авиационных двигателей являются: надежность, экономичность, ресурс, технологичность, стоимость и т.д. Обеспечение оптимальных значений перечисленных выше характеристик является важной практической задачей.

Повышение температуры и давления- газа на входе в турбину привело к. необходимости применения1' охлаждаемых ступеней. В современных стационарных и авиационных высокотемпературных газовых турбинах в качестве охлаждаемых ступеней^ часто применяются^ высоконагруженные турбинные ступени. Использование таких ступеней является комплексной задачей, поскольку уменьшение числа, ступеней с одной стороны позволяет уменьшить стоимость установки, повысить ее надежность, сэкономить охлаждающий воздух и т.д., но с другой стороны может приводить к уменьшению газодинамической эффективности, т.е. к уменьшению кпд турбины. Поэтому разработка методов повышения экономичности охлаждаемых, высоконагруженных турбинных ступеней является актуальной задачей. Особенностью использования высоконагруженных турбинных ступеней является работа лопаточных аппаратов в< трансзвуковом диапазоне скоростей. Трансзвуковые режимы работы характеризуются^ целым рядом особенностей, связанных с появлением в межлопаточных каналах местных сверхзвуковых зон и скачков уплотнения, которые могут вызвать отрыв потока. Усложнение структуры потока при работе на трансзвуковых режимах приводит к увеличению потерь в межлопаточных каналах. Кроме того, выдув охлаждающего воздуха через ряды отверстий на поверхностях межлопаточного канала (сопловые и рабочие лопатки, платформы, корпус) приводит к изменению структуры пристенных течений и может служить источником дополнительных потерь.

Актуальность темы диссертации определяется необходимостью разработать методы проектирования лопаток высокотемпературных газовых турбин на основе комплексного изучения физических особенностей их работы численными и экспериментальными методами с целью минимизации потерь в проточной части и, соответственно, с целью повышения кпд турбин. Цель работы.

Разработать методы повышения газодинамической эффективности охлаждаемых* высоконагруженных ступеней газовых турбин на основе исследования физических особенностей течения в лопаточных аппаратах экспериментальными и численными методами. Научная новизна работы состоит в следующем:

• Впервые в стране были внедрены в практику исследования структуры потока и проектирования лопаточных аппаратов методы решения нестационарных уравнений Эйлера на основе численной схемы С.К. Годунова 1 и 2 порядка точности.

• Предложен и реализован на практике комплексный подход для изучения структуры потока и определения потерь в турбинных решетках на основе использования измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости и численным исследованием особенностей вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

• Впервые разработан быстрый метод расчета потерь (метод локальной аппроксимации) на основе статистического обобщения экспериментальных данных по потерям в трансзвуковых турбинных решетках.

• Разработаны оригинальные экспериментальные методики исследования особенностей течения в лопаточных аппаратах, в частности:

- способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинных решетках в широком диапазоне режимов работы с выпуском охлаждающего воздуха через щели и отверстия перфорации на профиле;

- способ измерения параметров потока в секторных решетках, составленных из натурных охлаждаемых лопаток;

- способ исследования влияния уровня турбулентных пульсаций в потоке на входе, внутри межлопаточных каналов и на выходе из турбинных решеток при помощи лазерного измерителя скорости;

- способ визуализации пристенных течений на заданном режиме работы.

• Разработаны методы проектирования турбинных решеток на основе:

- численного исследования структуры течения в венцах;

- корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиля.

• Спроектирована, численно и экспериментально исследована высоконагруженная полноразмерная трансзвуковая турбинная ступень при выдуве охлаждающего, воздуха в сопловом аппарате и различной величине радиального зазора.

• Спроектирована, численно« и экспериментально исследована двухступенчатая* турбина низкого давления с саблевидными сопловыми аппаратами.

Обоснованность и достоверность выводов и рекомендаций.

Основные научные положения и выводы подтверждены экспериментальными и численными результатами, полученными с помощью различных методов исследования: пневмометрические измерения параметров потока, измерения пульсаций скорости, средней скорости и интенсивности турбулентности лазерным измерителем скорости, визуализация течения. Сравнивались результаты измерений, полученные в* аэродинамических трубах и на экспериментальной турбинной ступени. Численные результаты сопоставлялись с экспериментальными данными.

Практическая ценность.

Применение разработанных и проверенных экспериментально подходов позволяет уменьшить интенсивность скачков уплотнения в межлопаточных каналах, снизить вероятность отрывов на выпуклой поверхности лопаток из-за взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения. В результате снижаются волновые потери и потери, связанные с отрывом потока на поверхности профиля. Уменьшаются вторичные потери и потери, связанные с вихреобразованием внутри межлопаточных каналов, ослабляются неравномерность потока и нестационарные эффекты. Эффективность разработанных подходов подтверждена на действующих авиационных турбинах в двигателях:

• АЛ31Ф НПО «Сатурн»

• РД-33 НПО «Завод им. Климова» г. Санкт- Петербург

• Д-90 ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь

• Д-18, Д-27 ЗМКБ «Прогресс» г. Запорожье и в стационарных турбинах для газоперекачивающих станций и производства электроэнергии:

• ГТУ 12П ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь

• GT8C, GT11NM, GT11DM, GT8C2, GT13E2M, GT11N2M фирмы ALSTOM

• SGT-800 (GTX100), SGT-700 (GT10C) фирмы SIEMENS Личный вклад.

• Разработан и внедрен в практику исследований и проектирования лопаточных аппаратов метод, основанный на решении нестационарной системы уравнений Эйлера на основе численной схемы С.К. Годунова 1 и 2 порядка точности.

• Разработаны экспериментальные подходы для изучения особенностей структуры потока в трансзвуковых лопаточных аппаратах.

• Разработан способ визуализации пристенных течений, позволяющий получать картину течения, соответствующую конкретному режиму обтекания.

• Разработан и реализован на практике комплексный подход для изучения структуры трансзвуковых течений и определения потерь в турбинных решетках на основе использования измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости и^ численным исследованием особенностей вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

• Разработан метод проектирования трансзвуковых лопаточных аппаратов, основанный на корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиля.

• Разработан метод расчетной оценки потерь в трансзвуковых турбинных решетках методом локальной аппроксимации экспериментальных данных

• Спроектирована и испытана полноразмерная высоконагруженная трансзвуковая ступень турбины.

• Спроектирована и испытана полноразмерная, двухступенчатая турбина с саблевидными сопловыми аппаратами.

Автор защищает:

1. Расчетно-экспериментальный подход к изучению трансзвуковых течений при наличии скачков уплотнения и отрывных зон в межлопаточных каналах охлаждаемых высоконагруженных ступеней газовых турбин.

2. Новые экспериментальные подходы для изучения особенностей течений в плоских и секторных турбинных решетках, а также в полноразмерной ступени, позволяющие получать данные по локальной структуре потока, уровню турбулентных пульсаций, неравномерности параметров потока и аэродинамическим потерям.

3. Экспериментальные результаты по влиянию на структуру потока и потери в турбинных решетках геометрических параметров, режима работы, выпуска охлаждающего воздуха через щели в выходных кромках и отверстия перфорации на профиле и полках, а также уровня интенсивности турбулентности потока в различных частях межлопаточных каналов.

4. Расчетную оценку потерь в турбинных решетках методом локальной аппроксимации экспериментальных данных.

5. Метод проектирования лопаточных аппаратов, основанный на корреляции между распределениемг скорости потока и распределением кривизны профиля.

6. Экспериментальные результаты, полученные при исследовании высоконагруженной полноразмерной трансзвуковой турбинной ступени при выпуске охлаждающего воздуха в сопловом аппарате и различной величине радиального зазора.

7. Расчетные и экспериментальные результаты, полученные при проектировании и исследовании* двухступенчатой турбины низкого давлениям саблевидными сопловыми лопатками.

Апробация работы

Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались: на XXX, XXXVI, XXXIX, XLI, XLVI сессиях комиссии АН СССР и РАН по газовым-турбинам в 1983,1989, 1990, 1994, 1999 годах; на Международных конференциях: 85th AGARD - PEP Symposium "Loss Mechanisms and Unsteady Flows in Turbomachines", Derby, UK, May 1995; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2001, June 4-7, 2001, New Orleans, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2002, June 3-6, 2002, Amsterdam, The Netherland; The- Sixth

International Symposium on, Experimental and Computational i

Aerothermodynamics of Internal Flows, April 7-11, 2003, Shanghai, China; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2003, June 16-19, 2003, Atlanta, Georgia, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2004, June 14-17, 2004, Vienna, и

Austria; 7th European Conference on TURBOMACHINERY Fluid Dynamics and Thermodynamics, March 5-9, 2007, Athens Greece; The International Gas Turbine & Aeroengine Congres ASME TURBO EXPO 2007, May 14-17, 2007, Montreal, Canada; XVIII International Symposium on IS ABE, Beijing, China, 2-7 September, 2007; ASME TURBO EXPO 2009, June 8-12, 2009, Orlando, Florida, USA, ASME TURBO EXPO 2010, June 14-18, 2010, Glasgow, UK.

Публикации по работе.

Основные результаты научных исследований, методологические положения и технические решения, выполненные в соавторстве или непосредственно автором, изложены в 50 публикациях в т.ч. в 40 статьях в отечественных и зарубежных изданиях, в Атласе турбинных решеток, в 3 авторских свидетельствах и в 7 докладах на российских и международных конференциях.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

Рік - конструктивный угол входа;

Ргэф - эффективный угол выхода (р2зф-агс8Іп(а2Л)); р2к - конструктивный угол выхода;

У - угол установки профиля;

52 - угол отгиба профиля;

- шаг решетки;

Ь - хорда профиля; мъ - относительный шаг решетки, і;

Сщ - максимальная толщина профиля;

Стах - относительная максимальная толщина профиля, стах = ст/Ь а, - толщина входной кромки (диаметр вписанной окружности)

- толщина выходной кромки (диаметр вписанной окружности) а2 - ширина горла d2/a2 - относительная толщина выходной кромки, с12;

Р - периметр профиля;

Ыс - радиус кривизны обводов профиля (Кг=1/Яс - кривизна контура профиля); в - относительная криволинейная координата, измеряемая вдоль выпуклой поверхности от выходной кромки ко входной кромке и обратно вдоль вогнутой поверхности к выходной кромке, Б = Э/Р (0< Б < 1);

К - конфузорность решетки; ъ. - высота венца от выходной кромки на периферии по нормали оси турбины;

8 - радиальный зазор;

8 - относительный радиальный зазор, 5 = 5 /Ь;

N - число лопаток;

Рі - угол входа потока;

2 - угол выхода потока; а2 - угол выхода потока в абсолютном движении;

0 - угол поворота потока 0=18O-(ß] + ß2);

А ркр - коэффициент кромочного давления; А ркр = (ркр — р2)/ 0.5pw2; ркр - кромочное (донное) давление; р2 - осредненное статическое давление на выходе;

Ро* - полное давление;

Т* - полная температура;

М - число Маха;

X - число Лаваля (или приведенная скорость), X = с/а*; ад - ^ад = ^is = f (Р/Ро )>

2к а* - критическая скорость звука, а* = J-—-RT* [м/сек];

Ф, vj/ - коэффициенты скорости для сопловых и рабочих лопаток соответственно, ф = Хг! ^2ад ;

Х2 - действительная скорость; к - коэффициент адиабаты, k= cp/cv;

1 - угол атаки, i = ßik - ßi; G - расход газа;

GCooi - расход охлаждающего воздуха; и - окружная скорость, u; = 7iDiii/60; и /сад - параметр, характеризующий нагруженность ступени; сад - адиабатическая скорость, CiS = f (р2 / ро*); h - энтальпия;

Ah - удельная работа; Ah = u(c]u - c2u);

Ah/u2 - коэффициент нагрузки; cx/u - коэффициент потока, сх - осевая составляющая скорости;

7it* - перепад давления по полным параметрам, птх* = р0* / р2*;

7it - перепад полного давления к статическому, 7iTt= ро* / Р2', степень реактивности; коэффициент трения; интенсивность турбулентности; адиабатический кпд по заторможенным параметрам; приведенная скорость потока перед скачком уплотнения; численные методы расчета динамики потока.

Заключение диссертации по теме «Турбомашины и комбинированные турбоустановки», Грановский, Андрей Владимирович

выводы

1. Автором настоящей работы в течение 1975-2010 годов выполнен комплекс работ, содержащих совокупность научных и технических решений, подкрепленных численными и экспериментальными исследованиями на плоских и секторных турбинных решетках, а также на натурных ступенях. Полученные в работе научные и практические результаты позволяют при проектировании новых и модернизации действующих газовых турбин обеспечить высокий^ уровень технико-экономических показателей, таких как газодинамическая эффективность и надежность, а также уменьшить стоимость разработки охлаждаемых газовых турбин.

2. Разработка и внедрение в практику проектирования лопаточных аппаратов газовых турбин методов анализа структуры потока на основе решения нестационарных уравнений Эйлера при использовании численной схемы С.К. Годунова позволили профилировать плоские базовые сечения трансзвуковых турбинных венцов с высокой газодинамической эффективностью.

3. Разработана универсальная методика исследования структуры трансзвуковых течений и потерь в турбинных решетках на основе измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости, а также численными исследованиями вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

4. Разработан комплекс экспериментальных методик для исследования особенностей трансзвуковых течений в лопаточных аппаратах в> частности:

• способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинных решетках на трансзвуковых режимах с выпуском охлаждающего воздуха через щели и отверстия перфорации на профиле;

• способ исследования параметров потока в секторных решетках, составленных из натурных охлаждаемых лопаток;

• способ исследования влияния степени турбулентности потока: на входе в турбинные решетки, внутри межлопаточных каналов и за решетками, на структуру потока и потери при помощи лазерного измерителя скорости;

• способ визуализации пристенных течений.

5. Разработан и внедрен» в практику метод расчета потерь в трансзвуковых решетках (метод локальной аппроксимации) на основе обобщения накопленных в отрасли экспериментальных данных по потерям в турбинных решетках и ступенях.

6. Разработан метод проектирования и оптимизации трансзвуковых турбинных решеток на основе:

• численного исследования структуры течения в венцах; • корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны вдоль обводов профиля.

7. Спроектирована и экспериментально исследована охлаждаемая высоконагруженная трансзвуковая турбина высокого давления, которая при значении параметра и/сад = 0.44 - 0.49 имеет значение кпд т|Т *=0.88 -0.89.

8. Спроектирована двухступенчатая турбина низкого давления с пространственным проектированием сопловых аппаратов, испытания которой подтвердили расчетный уровень кпд т|Т *= 0.92 и, соответственно, увеличение кпд на 2% по сравнению с исходной ТНД.

9: Методологические и конструктивные решения, выполненные в рамках настоящей работы, апробированы при проектировании и эксплуатации отечественных и зарубежных авиационных двигателей и газотурбинных установок:

• АЛ31Ф НПО «Сатурн»;

• РД-33 ЛНПО «им. Климова», г. Санкт-Петербург;

• Д-90 ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь;

• Д-18, Д-27 ЗМКБ «Прогресс», г. Запорожье;

• ГТУ 12П ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь;

• GT11NM, GT13DM, GT8C2, GT13E2M, G11N2M фирмы ALSTOM;

• SGT-800 (GTX100), SGT-700 (GT10C) фирмы SIEMENS, а также, нашли практическое отражение в руководящих документах и программных комплексах по проектированию газовых турбин.

Список литературы диссертационного исследования доктор технических наук Грановский, Андрей Владимирович, 2011 год

1. Дейч М.Е., Филиппов Г. А., Лазарев Л .Я. Атлас профилей решеток осевых турбин. М. Машиностроение, 1965, 96 с.

2. Дейч М.Е., Самойлович Г.С., Трояновский Б.М., Баранов В.А. Исследование структуры потока и потерь в сопловых решетках при больших скоростях истечения. // Теплоэнергетика, 1954, №6, с.40-481

3. Дейч М.Е., Самойлович Г.С. Основы аэродинамики осевых турбомашин. ГНТИМЛ, 1959,428 с.

4. Дейч М.Е., Зарянкин А.Е., Трояновский Б.М., Баранов В.А. Исследование структуры и потерь в сопловых решетках при больших скоростях истечения.// Теплоэнергетика, 1954, № 6.

5. Дейч М.Е., Губарев A.B., Лазарев Л.Я., Джачанмахан А. Исследование новых сопловых решеток МЭИ для сверхзвуковых скоростей. // Теплоэнергетика, 1962, № 10.

6. Дейч М.Е., Зарянкин А.Е., Губарев A.B. Новые сопловые аппараты для сверхзвуковых скоростей. // Теплоэнергетика, 1959, №11.

7. Дейч М.Е. Техническая газодинамика. М., Энергия, 1974, 592 с.

8. Зарянкин А.Е. О кромочных потерях в турбинных решетках. // Теплоэнергетика, 1966, № 1, с. 38-42.

9. Майорский Е.В., Трояновский Б.М. Экспериментальное исследование сверхзвукового потока в турбинных решетках. // Теплоэнергетика, 1965, №12, с. 69-72.

10. Дейч М.Е., Майорский Е.В., Трояновский Б.М. Новый тип сверхзвуковых турбинных решеток. // Энергетическое машиностроение, НИИ Информтяжмаш, 1965, вып.7.

11. Трояновский Б.М., Майорский Е.В., Лукин В.В., Гарагуля Б.А. Сверхзвуковые решетки последних ступеней мощных паровых турбин // Теплоэнергетика, 1977, № 10, с. 7-12.

12. Филиппов Г. А., Салтанов Г. А., Симановский Г.П. Численное исследование до-, транс- и сверхзвуковых разрывных течений спонтанно-конденсирующегося и влажного пара в решетках турбин. // Теплоэнергетика, 1979, № 9, с. 62-65.

13. Дейч М.Е. Газодинамика решеток турбомашин. М.: Энергоатомиздат. 1996.

14. Гукасова Е.А. Экспериментальные исследования плоских решеток при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. // Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов* паровых и газовых турбин. M-JL, ГЭИ, 1960, с. 198-219.

15. Гукасова Е.А., Жуковский М.И., Завадовский A.M., Зысина-Моложен Л.М., Скнарь H.A., Тырышкшт В.Г. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов паровых и= газовых турбин. М-Л.,ГЭИ, 1960, 300 с.

16. Марков Н. М. Теория и расчет лопаточного аппарата осевых турбомашин. М.—Л., «Машиностроение», 1966. 240 с.

17. Дрозд Е.Е., Лазаренко Е. Г. Аналитическое построение трансзвуковой решетки профилей. // Энергомашиностроение, 1971, № 8, с. 38-39.

18. Соколовский Г.А. Исследование структуры потока в рабочих лопатках с большим шаговым отношением. // Труды ХПИ, 1963, том XIII, вып. 3. с. 76-93.

19. Соколовский Г.А. Исследование периферийных сечений рабочих лопаток последней ступени турбины ПВК-150. // Теплоэнергетика, 1965, №1, с. 39-43.

20. Соколовский Г.А., Гнесин В.И. Расчет трансзвукового потока в лопаточном канале. // Энергомашиностроение, 1973, № 7.

21. Соколовский Г.А., Гнесин В.И. Нестационарные трансзвуковые и вязкие течения в турбомашинах. Киев: Наукова думка, 1986.

22. Кирилов И.И. Теория турбомашин. М-Л.: Машиностроение, 1972. 448 с.

23. Кирилов А. И. Зависимость профильных потерь турбинных решеток от угла атаки. В сб. Энергомашиностроение., M-JI.: Машиностроение, 1968, с. 18-21.

24. Арсеньев Л.В., Тырышкин В.Г. и др. Стационарные газотурбинные установки. Л.: Машиностроение, 1989.

25. Епифанов В.М. Аэродинамическое исследование турбинных решеток с утолщенными выходными кромками. // Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины, М.: Машиностроение, 1971, с. 216275.

26. Грязнов Н.Л., Епифанов В.М., Гуськов В.И. Исследование профильных потерь в решетках с проницаемой поверхностью профилей. //ИВУЗ, Машиностроение, 1976, № 9, с. 119-123.

27. Манушин Э.А. Газовые турбины проблемы и перспективы. М: Энергоатомиздат, 1986.

28. Афанасьев И.В., Емин О.Н., Кузнецов В.И., Ситников А.К. Особенности аэродинамических характеристик кольцевых сопловых аппаратов с пониженными значениями суммарной конфузорности. // ИВУЗ, Машиностроение, 1988, № 9, с. 74-77.

29. Емин О.Н., Использование авиационных ГТД для создания наземных транспортных и стационарных энергетических установок. М., Изд-во МАИ, 1998.

30. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А., Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979.

31. Ольховский Г.Г. Энергетические газотурбинные установки. М.: Энергоатомиздат, 1985.

32. Топунов A.M., Тихомиров Б.А. Управление потоком в тепловых турбинах. -Л: Машиностроение, 1979.-151 с.

33. Tikhomirov В.A., Pogodin J.M. Three dimensional modelling and secondary control in gas turbines.// AGARD conference proceedings. 1995, Derby, UK, 571, 12 c. ISBN-92-836-0020-7.

34. Степанов Г.Ю., Эпштейн В.JI., Гольцев В.В., Мухтаров М.Х. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток. М., Изд-во ЦИАМ, 1964, 135 с.

35. Абианц В.Х., Венедиктов В.Д., Гольцев В.В., и др. Атлас экспериментальных характеристик плоских турбинных решеток. М., Изд-во ЦИАМ, 1976,190 с.

36. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Карелин A.M., Колесов А.Н. Мухтаров М.Х. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых турбин. М., Изд-во ЦИАМ, 1990, 393 с.

37. Богод А.Б., Замтфорт Б.С., Иванов М.Я., Крайко- А.Н. Об использовании процесса установления по времени при решении задач стационарного обтекания газом решеток профилей. // Изв. АН СССР, МЖГ, 1974, № 4, с. 118-124.

38. Богод А.Б., Грановский* A.B., Карелин A.M. Повышение точности и сокращение времени при численном исследовании течений в решетках турбомашин. // Теплоэнергетика, 1986, №8, с. 48-52.

39. Грановский A.B., Карелин A.M., Руденко C.B. Газодинамическая оптимизация трансзвуковых турбинных решеток. // Теплоэнергетика, 1993, №4, с. 42-46.

40. Синегуб C.B. Атлас турбинных решеток. М., Изд-во ЦАГИ, 1958, 91 с.

41. Гукасова Е.А. Экспериментальное исследование плоских решеток при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. В сб. «Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов паровых и газовых турбин». М;-Л., ГЭИ, 1960, с. 198-219.43