Разработка способа повышения эффективности пленочного охлаждения входной кромки и примыкающих к ней участков профильных поверхностей лопатки соплового аппарата высокотемпературной турбины тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Лебедев Олег Владимирович

• Лебедев Олег Владимирович
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Лебедев Олег Владимирович

перспективных ГТД

1.1.1. Нарастание отставания допустимых температур жаропрочных сплавов от роста температуры газа перед турбиной

1.1.2. Повышение эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины

14

и рост затрат охлаждающего воздуха

1.1.3. Пленочное охлаждение турбинных лопаток

1.2. Формирование пленочного охлаждения за дискретными отверстиями

для вдува и методы повышения его эффективности

1.3. Экспериментальные и расчетные исследования пленочного

охлаждения на поверхностях турбинной лопатки

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 2. ОПИСАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ УСТАНОВКИ И МЕТОДОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ И ЧИСЛЕННЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

2.1. Состав экспериментальной установки для исследования завесного

охлаждения

2.2. Объекты исследования

2.3. Методика экспериментального исследования

2.4. Обработка экспериментальных данных, оценка погрешностей измерений

2.5. Методика выполнения расчетных исследований

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ИНТЕНСИФИКАТОРОВ ТЕПЛООБМЕНА - К-ОБРАЗНЫХ ВЫЕМОК НА ФОРМИРОВАНИЕ ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ЗА РЯДОМ ОТВЕРСТИЙ ДЛЯ ВДУВА НА ПЛОСКОЙ СТЕНКЕ

3.1. Условия проведения экспериментальных исследований и поля температур на плоской пластине за рядом отверстий для вдува

3.2. Осредненные по поперечнику значения эффективности завесного охлаждения

3.3. Расчетные поля температур на адиабатной стенке для вдувов охладителя под различными углами

3.4. Распределения осредненной по шагу отверстий эффективности завесного охлаждения за отверстиями для вдува

3.5. Процессы, влияющие на формирование завесной пелены при

использовании К-образных выемок

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 4. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ЗАВЕСНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ПОВЕРХНОСТЕЙ СОПЛОВОЙ ЛОПАТКИ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

4.1. Проверка условий подобия экспериментальных исследований

4.2. Экспериментальное исследование завесного охлаждения на спинке сопловой лопатки в окрестности ее передней кромки

4.3. Экспериментальное исследование завесного охлаждения на корытце сопловой лопатки в окрестности ее передней кромки

4.4. Экспериментальное исследование завесного охлаждения

при вдуве через отверстия на передней кромке турбинной лопатки

4.5. Формирование завесных пелен при совместном вдуве через систему

отверстий на передней кромке, спинке и корытце лопатки

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 5. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ЗАВЕСНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ НА СОПЛОВОЙ ЛОПАТКЕ

5.1. Описание расчетной области и постановка задачи моделирования пленочного охлаждения на сопловой лопатке

5.2. Моделирование завесного охлаждения на сопловой лопатке в условиях несжимаемого течения

5.3. О формировании завесной пелены на поверхности лопатки при использовании F-образных выемок в несжимаемом потоке

5.4. Моделирование завесного охлаждения сопловой лопатки при числах Маха на выходе из решетки, близких к M=0,8

5.5. Особенности формирования завесной пелены на поверхности лопатки в условиях сжимаемого потока при использовании F-образных выемок

5.6. О влиянии F-образных выемок на равномерность распределения эффективности завесного охлаждения на лопатке при ее обтекании

сжимаемым потоком

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ И СОКРАЩЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка способа повышения эффективности пленочного охлаждения входной кромки и примыкающих к ней участков профильных поверхностей лопатки соплового аппарата высокотемпературной турбины»

Актуальность темы

Прогресс в развитии современных авиационных газотурбинных двигателей немыслим без увеличения работы и КПД их цикла, что в свою очередь требует повышения температуры газа перед турбиной Тг и соответствующей степени

* Т-Г

повышения давления в компрессоре рк . Повышение температуры газа ограничивается допустимым температурным состоянием лопаточных аппаратов турбин, определяемым интенсивностью теплоподвода со стороны газа,

эффективностью системы охлаждения и свойствами применяющихся материалов.

*

Поскольку непрерывное повышение температуры газа Тг опережает развитие используемых для изготовления лопаток конструкционных сплавов по допустимым температурам стенок Тс, обеспечивающим надежность и необходимый ресурс лопаток турбин при эксплуатации, то возможности роста температуры газа в основном зависят от повышения эффективности систем охлаждения.

Не смотря на усилия по разработке конструктивных методов повышения эффективности всех элементов систем охлаждения лопаток, основные достижения в приросте температуры газа перед турбинами даются опережающим ростом расхода охлаждающего воздуха. Но его экстенсивное наращивание имеет свой предел, поскольку значительная часть достигнутого повышения температуры газа идет на компенсацию потерь от системы охлаждения в турбине. Выход из этой по сути тупиковой ситуации видится в применении более совершенных материалов и теплозащитных покрытий. Но преодоление разрыва между температурами газа и рабочими температурами стенок лопаток, например первых ступеней высокотемпературных газовых турбин (порядка 300К и более) в ближайшей перспективе не представляется возможным.

В настоящее время повсеместно применяются перфорированные турбинные лопатки с конвективно-пленочными системами охлаждения, совершенствование которых возможно как в развитии внутреннего конвективного, так и внешнего пленочного охлаждения.

Интенсификация конвективного теплообмена в лопатке, как правило, сопровождается увеличением гидравлического сопротивления и ограничена располагаемым перепадом давления. Пленочное охлаждение в этом плане менее ограничено. Известны методы повышения эффективности пленочного охлаждения конструктивным совершенствованием систем дискретных отверстий. В качестве недостатков этих методов можно отметить технологическую сложность их реализации.

Таким образом, совершенствование систем охлаждения является актуальной задачей и возможно как в развитии внутреннего конвективного, так и внешнего пленочного охлаждения лопаток турбин. Но упор при этом надо делать на разработку конструктивных мероприятий, ведущих к более полному использованию ресурсов охлаждающего воздуха.

В частности, обратимся к развитию пленочного (завесного) охлаждения вдувом охладителя в пристеночные слои горячего газа, на которое охлаждения уходит свыше трети расхода охлаждающего воздуха. Конструктивно пленочное охлаждение осуществляется вдувом холодного воздуха в пристенную область потока газа под разными углами через систему дискретных отверстий. Это приводит к тому, что завесная пелена образуется как пристенный слой смешения горячего и холодного потоков. Мероприятий по повышению эффективности такого охлаждения имеют целью приблизить условия формирования защитной завесной пелены на поверхности обтекаемой стенки к условиям за сплошной тангенциальной щелью, при которой эффективность пленочного охлаждения принимает максимальные значения. Это многорядные системы дискретных отверстий, с оптимизацией по шагу отверстий в рядах и между рядами, по углам между осями отверстий, направлением потока газа и твердой стенкой и так далее. В качестве современных направлений можно отметить технологическую возможность уменьшить диаметры отверстий для пленочного охлаждения с 0.65....0.75 мм до 0.3 мм, что позволит в перспективных лопатках в разы увеличить число отверстий при сохранении расхода вдува, и добиться при этом более рационального использования ресурса охлаждающего воздуха. Но

уменьшение диаметров отверстий чревато их засорением, что может привести к прогарам на стенке. Аналогичными недостатками обладают пористые вставки.

Желательно избежать чрезмерного уменьшения диаметров отверстий для вдува, разработав при этом эффективные конструктивные способы более равномерного распределения охладителя по поверхности стенки и уменьшения толщины слоя смешения охлаждающего воздуха и горячего газа. Известные методы конструктивного совершенствования систем дискретных отверстий можно свести к четырем направлениям: оптимизация формы канала и формы выходных отверстий (каналы диффузорные (веерные) - Fan-Shapes, Anti-Vortex с нейтрализацией вихря, «щелевого типа», цилиндрические); оптимизация углов наклона каналов (в двух плоскостях); оптимизация взаимного расположения каналов, выдув охладителя в траншеи, каверны. Перспективно использование парных отверстий, при которых взаимодействие вдуваемых струй охладителя вытесняет горячий газ от стенки. В качестве недостатков перечисленных методов можно отметить технологическую сложность их реализации.

Желательно избежать сложных геометрических форм каналов отверстий. Перспективным видится использование для организации пленочного охлаждения методов разработанных в смежных областях, например, методов интенсификации теплообмена потока с обтекаемой поверхностью, что на первый взгляд, противоречит основному назначению заградительного (пленочного) охлаждения. Известны, методы интенсификации теплообмена между потоком и обтекаемой стенкой с помощью расположенных на стенке V-образных выемок. Возникающие в V-образной выемке вихри противоположного вращения втягивают в нее среду из внешнего потока и способствуют возникновению высоких коэффициентов теплоотдачи между потоком и стенкой. Если расположить такие V-образной выемки вниз по потоку за отверстиями для вдува, то они будут заполняться вдуваемым холодным потоком. Тогда пара вихрей будет способствовать концентрации вдуваемого охладителя у стенки, и «раздвигать» область формируемой на стенке завесной пленки, локализовать ее и делать более равномерной.

Цель работы

Разработка способа повышения эффективности пленочного охлаждения входных кромок сопловых лопаток высокотемпературных газовых турбин за счет применения К-образных выемок, способствующих локальному повышению эффективности завесы.

Для достижения цели работы необходимо решить следующие задачи:

1. Проверить модельным экспериментальным путём наличие положительного эффекта способа повышения эффективности пленочного охлаждения при формировании пленочного охлаждения с размещением за рядом отверстий для вдува К-образных выемок при различных углах вдува на плоской адиабатной стенке. Отработать методику экспериментальных исследований; исследовать формирование пленочного охлаждения при размещении за рядом отверстий для вдува К-образных выемок при различных углах вдува. Провести численное моделирование в условиях, близких к экспериментальным.

2. Показать эффективность предлагаемого способа интенсификации конвективного теплообмена в лопатке для чего экспериментально получить характеристики пленочного охлаждения в окрестности передней кромки модели сопловой лопатки при вдуве через ряды отверстий на передней кромке, спинке и корытце, при размещении за отверстиями для вдува рядов К-образных выемок.

3. Выполнить численное моделирование пленочного охлаждения в окрестности передней кромки сопловой лопатки при применении К-образных выемок в условиях, близких к эксперименту, и при скоростях и температуре, соответствующих реальному режиму работы ступени турбины для сравнения полученных экспериментальных результатов.

4. Численным моделированием определить механизм работы способа повышения эффективности пленочного охлаждения - влияния К-образных выемок на формирование защитной пелены на спинке и корытце сопловой лопатки.

Объект исследования

Процессы теплообмена в газовой завесе при смешении горячего и холодного потоков в окрестности адиабатной стенки в различных условиях по газовой динамике. Исследования проводятся на плоской пластине и фрагменте плоской сопловой решетки турбины, которые пристыковываются к аэродинамической трубе, создающей основной поток. Предмет исследования

Влияние расположенных на поверхности за отверстиями для вдува рядов V-образных выемок на локальное распределение эффективности завесного охлаждения адиабатной стенки. Методы исследования

Экспериментальное исследование выполнено на модельных установках -перфорированных для вдува плоской адиабатной стенке и модельной сопловой лопатке турбинной решетки, в условиях несжимаемого потока, с применением методов термографии для получения полей температур на адиабатной стенке с соблюдением условий подобия.

Численное моделирование с использованием программного комплекса Л№У8 СБХ (версии 14.5 и 19) для подтверждения и объяснения экспериментально выявленных эффектов, в том числе в условиях сжимаемого турбулентного потока. Научная новизна

1. Модельным экспериментальным и расчётным путём доказано локальное повышение эффективности пленочного охлаждения на плоской адиабатной стенке при применении К-образных выемок, при вдуве охлаждающей среды под различными углами к защищаемой стенке.

2. Автором выявлено и количественно оценено локальное повышение эффективности пленочного охлаждения в результате концентрации охладителя у защищаемой стенки в окрестности передней кромки на спинке и корытце турбинной лопатки под влиянием размещенных за отверстиями К-образных выемок.

3. Модельным экспериментальным и расчётным путём определены оптимальные параметры вдува охладителя при формировании пленочного охлаждения на начальном участке спинки и корытца лопатки.

4. Автором доказано уменьшение величины оптимальных параметров вдува охладителя на спинке и корытце лопатки при размещении за отверстиями для вдува рядов К-образных выемок.

На защиту выносятся

1. Результаты экспериментальных и расчетных исследований пленочного охлаждения на плоской адиабатной стенке и влияние на эффективность пленочного охлаждения располагаемых на защищаемой поверхности V-образных выемок при вдуве охлаждающей среды под различными углами к защищаемой стенке.

2. Результаты экспериментальных и расчетных исследований пленочного охлаждения спинки и корытца турбинной лопатки, выявленные локальные повышения эффективности пленочного охлаждения под воздействием располагаемых на защищаемой поверхности К-образных выемок.

3. Полученные оптимальные параметры вдува охладителя при формировании пленочного охлаждения на начальном участке спинки и корытца лопатки и уменьшение величины оптимальных параметров вдува охладителя на спинке и корытце лопатки при размещении за отверстиями для вдува рядов К-образных выемок.

4. Расчетные данные о механизме формирования завесной пелены на стенке турбинной лопатки под воздействием расположенных на ней К-образных выемок для режимов течения газа, близких к реальным в турбине ГТД.

Практическая значимость полученных результатов

Полученные результаты рекомендованы к использованию при проектировании систем пленочного охлаждения турбинных лопаток при решении вопросов локального повышения эффективности охлаждения простыми конструктивными методами в условиях ограниченного ресурса охлаждающего воздуха.

Достоверность и обоснованность результатов

Обеспечивается за счет сертифицированного оборудования и корректной обработки экспериментальных данных, соблюдением для поставленных задач условий подобия, корректным выполнением рекомендаций других исследователей при постановке задачи численного моделирования пленочного охлаждения в условиях турбулентного течения и интенсификаторов теплообмена. Апробация работы

Основные результаты работы докладывались и обсуждались на следующих научных конференциях: Международная научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития двигателестроения», Самара, СГАУ, 2018 г.; Международная молодёжная научная конференция «XV Королёвские чтения», посвящённой 100-летию со дня рождения Д. И. Козлова, Самара, СГАУ, 2019 г.; Седьмая всероссийская конференция с международным участием «Тепломассообмен и гидродинамика в закрученных потоках», Рыбинск, 2019 г.; XX Всероссийская научно-техническая конференция «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации -2019» (АКТТИ-2019), Пермь, ПНИПУ, 2019 г.; Личный вклад автора

Разработка экспериментальных установок и методики проведения экспериментов, выполнены экспериментальные исследования, обработка экспериментальных данных, разработка расчетных моделей, участие в численном моделировании и обработке результатов расчетов. Публикации

По теме диссертации опубликовано 5 работ в изданиях, рекомендованных ВАК, одна статья в зарубежном издании, индексируемом в базе данных Scopus, 4 тезисов докладов, получен 1 патент на полезную модель. Объем работы

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованной литературы из 95 наименований. Общий объем работы составил 193 страницы машинописного текста, 112 рисунков, 1 таблица, 13 основных формул.

1. РАЗВИТИЕ СОВРЕМЕННЫХ АВИАЦИОННЫХ ГТД И ПРОБЛЕМЫ В СИСТЕМАХ ОХЛАЖДЕНИЯ ЛОПАТОК ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН

1.1. Проблемы в системах охлаждения современных газовых турбин перспективных ГТД

1.1.1. Нарастание отставания допустимых температур жаропрочных сплавов от роста температуры газа перед турбиной

Общей тенденцией развития ГТД является увеличение значений степени

* гп *

повышения давления Пк и температуры газа перед турбиной Тг [1]. В таблице 1.1 представлены дополненные данные о поколениях ГТД [1], современными данными.

Таблица 1.1

Поколение, годы Тип двигателя Компрессор Турбина Примеры двигателей

I 50е-60е годы XX в. ТРД(Ф) Турбореактивный (форсаж) Одновальный, центробежны * й Пк =3-5 Неохлаждаемая, * тг =1000 --1150К ТР-1, РД-10, РД-20,ВК-1, Дервент, Нин, 1-35, 1-47

II 50е-70е годы XX в. ТРД(Ф) ТВД Турбовинтовой Осевой одновальный, двухвальный * Пк =8-13 Неохлаждаемая, * тг =1150 --1250К АМ-5, АМ-3, РД-9Б, Р-11Ф-300, АЛ-7Ф, НК-12, АИ-20, 1-57, 1-75, I-79, Эвон, Олимп

III 60е-70е годы ХХв. трдд ш=(0,3-2) ТРД(Д)Ф (ш<0,7-1) Осевой двухвальный * Пк =14-20 Охлаждаемая * тг =1300 --1450К Д-20П, Д-30, Д-30КУ, НК-8, НК-144, Конуэй, Спей, Олимп 593, Л8Б, ТБ30

IV 70е-90е годы ХХв. ТРДД (ш=4-6) ТРДДФ (ш=0,5-2.5) Осевой двухвальный * Пк =20-35 Охлаждаемая * тг =1500--1650К Д-36, Д-18, ПС-90А, Д-436, РД-33, АЛ-31Ф, Д-30Ф6, СБ6, ЯВ.211, СБМ.56, Б100, Б404, Б101, ЯВ.199

V 90е годы ХХ в -XXIв. ТРДД (ш>6-8) ТРДДФ (ш<1) Двух- трехвальный * Пк =25-50 * тг =1850--1900К 0Е90, Б119, М.88, Е1200

VI XXI в. ТРДД (ш=15-25) ТРДДФ * Пк шах=60-100 * т * = г шах 2100 -2400К

Отечественные жаропрочные сплавы, используемые при изготовлении лопаток первых ступеней отечественных высокотемпературных турбин ЖС6У-ВИ и ЖС30-ВИ по материалам расчетно-экспериментальных исследований [2] показали эксплуатационную наработку от 9000 до 10000 часов при температурах лопаток 920°С ...930°С. Максимальные рабочие температуры для сплава ЖС6У-ВИ не превышают 1050°С. Жаропрочные никелевые сплавы ВЖМ1 и ВЖМ4 для перспективных авиационных ГТД имеют уровень рабочей температуры на 50...60°С выше, чем у жаропрочных никелевых сплавов 1 и 2 поколений [3,4]. Данные о температурных уровнях работоспособности жаропрочных сплавов сведены на рисунке 1.1. [5]. Сплавы на основе интерметаллидного соединения №3А1 имеют рабочие температуры до 1200 °С.

1200

Т°С

1150 1100 1050 1000

Рисунок 1.1 Уровни рабочих температур отечественных жаропрочных сплавов [5]

Непрерывное повышение температуры газа опережает развитие конструкционных сплавов по допустимым температурам стенок, обеспечивающим надежность и необходимый ресурс при эксплуатации [6,7,8]. На рисунке 1.2 представлены систематизированные данные о приросте рабочих температур газа и лопаток из жаропрочных отечественных сплавов по годам.

Рисунок 1.2 Прирост рабочих температур газа и лопаток из жаропрочных отечественных сплавов [8]

Из рисунка 1.2 видно, что разница между приростом уровней рабочих температур лопаток первых ступеней турбин и приростом температуры набегающего на лопатки горячего газа достигает значений более чем 300° С, что обеспечивается функционированием и совершенствованием системы охлаждения турбины. Повышение надежности работы лопаток ведется в направлениях [9]:

- создание новых металлических сплавов с жаропрочными и жароупорными свойствами, лучшими, чем у применяемых в настоящее время;

- разработка керамических и спеченных материалов;

- повышение тепловой защиты охлаждаемых лопаток турбины. Последнее направление в свою очередь имеет три концепции реализации:

- Увеличение расхода охлаждающего воздуха, что связано с риском ухудшения экономичности двигателя;

- разработка более эффективных систем охлаждения, чем применяемые в настоящее время;

- применение теплозащитных покрытий (ТЗП).

Разработка высокотемпературных ТЗП представляет сложную научно-техническую задачу. Для ее успешного решения необходим поиск перспективных

ТЗП. Требуется привлечение химических и физических методов осаждения покрытий, разработка сложного технологического оборудования. Перспективно получение градиентных покрытий на различных участках лопаток, в зависимости от их температурного и напряженного состояний [10]. При этом главный выигрыш связан с увеличением ресурса лопаток, оценка выигрыша в температуре составляет порядка 100°С. Поэтому по-прежнему актуальной остается разработка более эффективных схем охлаждения.

Совершенствование системы охлаждения, в свою очередь, решается в двух направлениях [11,12]:

- повышение эффективности охлаждения за счет перспективных конструкций лопаток при минимальных затратах охлаждающего воздуха;

- схемы охлаждения должны обеспечивать приемлемые по условиям прочности градиенты температуры в лопатке.

1.1.2. Повышение эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины и рост затрат охлаждающего воздуха

Системы охлаждения турбинных лопаток подразделяются на замкнутые и открытые. В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкнутом контуре, включающем в себя внутренние полости лопаток и теплообменник, в котором нагретый в лопатках теплоноситель охлаждается воздухом или топливом. Замкнутые системы могут обеспечить значительно более интенсивное охлаждение лопаток. В энергетических машинах часто применяют водяные, паровые и другие теплообменники.

В авиационных ГТД наибольшее распространение получили открытые схемы охлаждения лопаток, с использованием воздуха, отобранного за компрессором (или за одной из его ступеней). После использования воздух сбрасывается в проточную часть турбины. Коэффициент эффективности охлаждения лопатки представляется безразмерным понижением температуры стенки:

Мт* - тл )/(т* - Т_ ),

где Т* - полная температура натекающего газа, Тл - средняя температура лопатки, Тохл.в - температура охлаждающего воздуха. Величина 6 реализуется при определенном значении относительного расхода воздуха на охлаждение G, выраженного в процентах от полного расхода воздуха через ГТД [13].

В авиационных двигателях используется два основных способа воздушного охлаждения лопаток: - внутреннее конвективное охлаждение, при котором воздух проходит по каналам внутри лопатки и выпускается затем в проточную часть турбины за лопаткой; - заградительное (плёночное) охлаждение, при котором воздух через систему щелей или отверстий выпускается в окрестности поверхности лопатки и создает на ней пленку, защищающую поверхность лопатки от непосредственного контакта с горячим газом.

Конвективно-пленочное охлаждение лопаток сопловых аппаратов современных высокотемпературных газовых турбин является наиболее распространенным [13,14,15].

Основные достижения в приросте температуры газа перед турбинами даются опережающим ростом расхода охлаждающего воздуха. Сдержать этот рост возможно конструктивным совершенствованием систем охлаждения, при котором они становятся все сложнее. При таком совершенствовании процессы теплообмена внутри систем охлаждения становятся более интенсивными, что ведет к более полному использованию хладоресурса охлаждающего воздуха.

Развитие открытых конвективно-пленочных систем охлаждения лопаток турбин ГТД представлено на рисунка 1.3 [16]. Видно, что с ростом температуры газа на входе в турбину схему чисто конвективного охлаждения лопатки заменила схема конвективно-пленочного охлаждения, используемая по настоящее время. При этом с годами системы охлаждения с ростом температуры газа совершенствовались, пройдя путь от лопаток с радиально-канальным охлаждением (при Т* = 1150 -1250К), лопаток с дефлекторным охлаждением (Т* = 1250 -1300К), до лопаток с конвективно-пленочным охлаждением

(Т* = 1500 -1600К), компланарными каналами, и лопаток с транспирационным (проникающим) охлаждением (Т* = 2000 - 2200К) [5,17,18].

Рисунок 1.3 Зависимость средней по профилю эффективности охлаждения рабочих лопаток

турбины от затрат охлаждающего воздуха [16]

Последние две системы требуют достаточно больших перепадов давления для преодоления гидравлического сопротивления, что ограничивает их использование.

Из рисунка 1.3 следует, что, не смотря на развитие и усложнение систем охлаждения, возможности роста температуры газа перед турбиной высокого давления все же даются опережающим ростом расхода охлаждающего воздуха. В работе [6] приводятся данные о том, что каждый прирост температуры газа в 100°С, а также увеличение степени повышения давления в компрессоре, требует увеличения расхода воздуха из-за компрессора на охлаждение на величины порядка 3,5% от расхода газа, что влечет уменьшение КПД турбины на примерно 1%. Таким образом получается, что 30...35°С из 100°С повышения температуры газа идут на компенсацию потерь в КПД турбины. И такая ситуация лишь усугубляется. Следовательно, экстенсивное наращивание расхода охлаждающего воздуха в погоне за повышением температуры газа перед турбиной себя исчерпывает. Добиться снижения расхода охлаждающего воздуха и увеличить

при этом КПД турбины можно, если предварительно снизить температуру охлаждающего воздуха, пропустив его через воздухо-воздушный теплообменник, располагаемый в наружном контуре ТРДД.

Сопловые лопатки первой ступени ТВД, как наиболее теплонагруженные детали ГТД необходимо обеспечивать надежным охлаждением, особенно в области входных и выходных кромок, спинки, передней части верхней и нижней полок [14,19,20]. Здесь собираются все факторы, негативно влияющие на рабочее состояние лопаток и возможности конвективно-пленочных систем охлаждения: наиболее высокие температуры, торможение набегающего газового потока с последующим его резким ускорением, большая кривизна поверхности лопатки. С учетом окружной неравномерности, локальные температуры газов перед турбиной современных ГТД могут достигать 2500 К. В качестве примера на рисунке 1.4, а) приведена фотография сопловой лопатки с прогарами в области входной кромки [14].

а) б) в)

Рисунок 1.4 Прогары сопловой лопатки после испытаний - а) и общий вид перспективной

сопловой лопатки - б) ив)

На рисунке 1.4, б), в) приведена перспективная схема трехполостной сопловой лопатки, использующей овализированные отверстия для пленочного охлаждения [14]. Стрелками показаны места подвода охлаждающего воздуха.

В настоящее время в охлаждении входных кромок лопаток предлагают использование проникающего охлаждения, а также местное транспирационное охлаждение, выполненное из пористого сетчатого материала [21]. При этом требуется обеспечить необходимые перепады давления (многополостные лопатки). При использовании пористых вставок в области входной кромки

лопатки необходимо учитывать возможность забивания пор инородными частицами в газовом потоке.

Таким образом, актуальным остается вопрос о рациональном использовании охлаждающего воздуха, его хладоресурса, что возможно на пути совершенствования систем охлаждения, повышении эффективности как конвективного, так и пленочного охлаждения. При этом, наряду с обеспечением допустимых рабочих температур лопаток СА и РК, не менее важно не допускать больших градиентов температур по материалу лопатки, то есть стремиться к равномерному охлаждению [13].

1.1.3. Пленочное охлаждение турбинных лопаток

Наряду с конвективным охлаждением изнутри, в системе охлаждения используется пленочное, или по другому завесное охлаждение снаружи лопатки. На рисунке 1.3, наряду с суммарными затратами охлаждающего воздуха, отдельно представлены затраты охлаждающего воздуха на пленочное охлаждение. Приведенные данные свидетельствуют, что, по мере развития конвективно-пленочных систем охлаждения, растет доля относительных расходов охлаждающего воздуха на пленочное охлаждение, доходя до трети и более всего охлаждающего воздуха, что говорит об увеличении вклада пленочного охлаждения в общем балансе системы охлаждения.

Пленочное, или завесное охлаждение - очень распространенный способ тепловой защиты сопловых лопаток современных высокотемпературных газовых турбин. Он позволяет конструктивно просто устранять локальные перегревы на поверхности, обтекаемой горячим газом, создавая на ней защитную пелену из относительно холодного воздуха, обладающую достаточным хладоресурсом. Кроме конструктивной простоты и относительно небольших перепадов давления, как правило, это приводит к более экономному использованию охлаждающего воздуха, увеличение расхода которого напрямую связано с уменьшением КПД турбины. Не смотря на то, что на пленочное охлаждение уходит свыше трети

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Лебедев Олег Владимирович, 2021 год

—■ -

\ \ г V Л^ 'Л V 3 _,>■ -

2 \ 4 1 2

10

15

20

25

30 Ш 35

---без К-образных выемок

с К-образными выемками

1- О =0,7% О: '0%; О 2 = 0,45%; О3- =0,25% О1 '0%; О2 0,45%; О 3 = 0,25%

т1'0; т2= 1,98; т3 =2,21 т1'0; т2= 2,07; т3 : =2,26

2- О =1,0% О1 '0,05%; О 2 = =0,59%; О3- =0,36% О1 '0%; О 2 = 0,62%; О 3 = 0,38%

т1'1,44; т2= =2,17; т3 -- =2,64 т1'0; т2= =2,15; т3 : =2,61

3- О =1,2% О1 '0,13%; О 2 = =0,65%; О3- =0,42% О1 '0,11%; О 2 =0,67%; О3 =0,42%

т1'3,29; т2 =2,21; т3 =2,77 т1'2,8; т2 =2,18; т 3 =2,76

Рисунок 5.11 Осредненные по шагу отверстий эффективности завесного охлаждения 0 на корытце лопатки для случаев без использования и с использованием К-образных выемок

Из рисунка 5.11 видно, что для случая отсутствия на стенке К-образных выемок значения 0 монотонно растут с увеличением относительных расходов вдува, а следовательно и параметров вдува т1 и т3 - штриховые кривые 1,2,3. Рост значений 0 наблюдается как для завесной пелены непосредственно за рядом отверстий на передней кромке, так и для завесной пелены за рядом отверстий на корытце. При этом с ростом координаты БШ вниз по потоку наблюдается резкое

падение значений 0 сразу за отверстиями, с последующим выходом на слабый рост далее вниз по течению.

Использование на стенке корытца К-образных выемок делает зависимости 0 как функции от координат БШ вниз по потоку немонотонными. Непосредственно за отверстиями на передней кромке для т1=2,8 и т3 =2,76 для зависимости 0 как функции от координат БШ характерно наличие экстремумов, связанных с непосредственным влиянием расположенных здесь за отверстиями К-образных выемок. При этом значения 0 располагаются между кривыми 2 и 3 зависимостей для 0 при отсутствии за отверстиями К-образных выемок, для которых параметры вдува лежат соответственно в диапазонах т1=1,44^3,29 и т3 =2,64^2,77. Таким образом, расположение К-образных выемок непосредственно за отверстиями на передней кромке лопатки не выявило увеличение здесь эффективности завесного охлаждения.

Эффективности завесного охлаждения 0 за отверстиями, расположенными на корытце лопатки в присутствии здесь К-образных выемок также ведут себя немонотонно. Для них характерно наличие локальных минимумов 0 непосредственно за отверстиями и максимумов 0 в местах расположения выемок. В целом надо отметить, что для случаев использования К-образных выемок значения 0 для всего диапазона 2,26<т3<2,762 близки друг к другу, то есть значения 0 слабо зависят от параметра вдува т3. При этом наименьшим значениям т3 отвечают самые большие значения 0. В то же время значения 0, полученные при отсутствии К-образных выемок на стенке за отверстиями на корытце, выходят на уровень значений 0 при использовании К-образных выемок на стенке только при значениях параметра вдува т3=2,77. Аналогичные выводы были сделаны в ходе экспериментальных исследований.

Таким образом, использование К-образных выемок за отверстиями для вдува на корытце целесообразно и позволяет понизить здесь относительные расходы и соответствующие им параметры вдува, сохраняя высокие значения эффективности завесного охлаждения 0. Следовательно, имеется экономия охлаждающего воздуха.

5.5. Особенности формирования завесной пелены на поверхности лопатки в условиях сжимаемого потока при использовании К-образных выемок

Для выявления особенностей формирования завесной пелены и соответственно эффективности завесного охлаждения 0 на поверхности лопатки в условиях наличия на поверхности К-образных выемок, обратимся к картине линий тока вдуваемого потока на спинке лопатки для относительного расхода вдува О = 0,7% - рисунок 5.12 (направление течения снизу вверх). При этом относительном расходе вдува завесная пелена за отверстиями на передней кромке лопатки на спинке лопатки и не ее корытце не проявилась.

Рисунок 5.12 Линии тока вдуваемого потока со стороны спинки лопатки при наличии за

отверстиями К-образных выемок

Видно, что, как и в случае несжимаемого течения, по истечению из отверстий линии тока в струях охладителя расширяются на К-образных выемках, которые располагаются непосредственно за отверстиями для вдува. Затем линии тока начинают собираться в более узкие пучки. Далее, на втором ряде К-образных выемок линии тока частично расходятся вдоль выемок, собираясь в закрученные жгуты - вихри (увеличенный фрагмент рисунка справа). Вовлеченная в выемки вдуваемая среда продолжает движение вниз по потоку в промежутках между основными струями. Это должно способствовать выравниванию эффективности завесного охлаждения 0 в поперечном направлении.

На рисунке 5.13 слева приведены линии равных значений вертикальной составляющей скорости в плоскости, нормальной поверхности спинки, в сечении, где расположен второй ряд К-образных выемок. Справа представлен увеличенный фрагмент рисунка.

Рисунок 5.13 Распределения вертикальной составляющей скорости в плоскости, секущей поверхность спинки лопатки в месте расположения второго ряда К-образных выемок

Здесь замкнутые изолинии вертикальной составляющей скорости выявляют системы вихрей, как в сечениях струй, так и в расположенных за отверстиями К-образных выемках. В результате образуется система из четырех вихрей с противоположным направлением закрутки, локализованных у поверхности спинки лопатки. Таким образом, К-образные выемки ослабляют систему из пары вихрей в сечении струи охладителя. Справа на рисунке показано как плотно эти вихри в сечении струи прижимаются к стенке. Реализующаяся в итоге система вихрей захватывает вдуваемую среду из струй и этим способствуют концентрации вдуваемой охлаждаемой среды у стенки. При этом система вихрей у стенки препятствует попаданию под струи горячего газа из внешнего потока. Это способствует локальному повышению эффективности завесного охлаждения стенки в местах расположения выемок. Полученные картины изолиний качественно соответствуют аналогичным картинам, приведенным для несжимаемого течения на рисунке 5.6 справа.

На рисунке 5.14 слева приведена картина линий тока для струй охладителя, истекающих из отверстий со стороны корытца для относительного расхода вдува О = 0,7%, когда отсутствует вдув охладителя через отверстия на передней кромке

лопатки (направление течения сверху вниз). Справа представлен увеличенный фрагмент рисунка в месте расположения К-образной выемки.

Рисунок 5.14 Линии тока вдуваемого потока со стороны корытца лопатки при наличии за

отверстиями К-образных выемок

Видно, что картина распределения линий тока на корытце, напоминает данные рисунка 5.13 для спинки. Таким образом, механизм взаимодействия вдуваемых струй с К-образными выемками на корытце аналогичен тому, что имеет место на спинке лопатки.

Рисунок 5.15 Линии тока охлаждающего воздуха со стороны корытца лопатки

На рисунке 5.15 представлена картина линий тока вдуваемого потока на корытце лопатки для относительного расхода вдува О = 1,0%. Здесь появились линии тока для охлаждающего воздуха, истекающего из отверстий на передней кромке лопатки. Видно, что непосредственно за отверстиями на передней кромке влияние К-образных выемок сводится к небольшому расширению истекающих струй. Эффект влияния выемок заметен лишь за отверстиями для вдува на корытце и он качественно аналогичен случаю относительного расхода вдува О = 0,7%, что можно объяснить примерно постоянной концентрацией охладителя у стенки на выемках. Не смотря на увеличение параметра вдува т3, на выемках у стенки удерживается приблизительно постоянное количество охладителя, а избыток охладителя, по-видимому, уносится от стенки корытца в основной поток. Этим объясняется слабое влияние параметра вдува т3 на эффективность завесного охлаждения при применении К-образных выемок за отверстиями на корытце лопатки.

5.6. О влиянии К-образных выемок на равномерность распределения эффективности завесного охлаждения на лопатке при ее обтекании сжимаемым потоком

На рисунке 5.16 представлены данные о распределении эффективности завесного охлаждения 0 на спинке лопатки в поперечном направлении. Здесь штриховыми линиями обозначены данные о значениях 0 для случая отсутствия К-образных выемок за отверстиями на спинке лопатки, а сплошными линиями -значения 0 при использовании К-образных выемок. Данные получены для относительного расхода вдува О = 0,7%, значения параметров вдува соответственно равняются для штриховых линий т2=1,98 и для сплошных линий т2=2,07. Представлены два сечения: 1- 57^=12,56 и 2-5/^=16,51. Отсчет координаты БШ ведется от отверстий на передней кромки лопатки. Оба сечения проходят через первый и второй ряды К-образных выемок за отверстиями на спинке лопатки.

XV/2

/ / /

ч \ / //1 \ V / / / / \ \ \\

/ / ^ / \«ч \ \ ^ / } ^ / \ \ \ \ ""Л-Ч- / / / ^ \ \

^ У \ ч \ V / ч\

0,0 2,0 4,0 6,0 8,0 10,0 Ш 12,0

1 - Ш=12,56; 2 - Ш=16,51

Рисунок 5.16 Распределение значений 0 на спинке лопатки в направлении поперек основного потока

Из приведенных данных видно, что для 5/^=12,56 для обоих случаев наблюдается периодическое распределение значений 0 - максимальные значения напротив отверстий для вдува и минимальные значения между ними. При этом значения 0, полученные в присутствии К-образных выемок на стенке, превышают значения 0 при отсутствии выемок. Для сечения 5/^=16,51 обе зависимости становятся значительно более равномерными, с сохранением для случая использования К-образных выемок более высоких значений 0.

Таким образом, наличие К-образных выемок на стенке со стороны спинки лопатки для 5/^=12,56; 5/^=16,51 практически не повлияло на неравномерность распределения эффективности завесного охлаждения 0 в поперечном направлении, но способствовало повышению значений 0.

Аналогичные данные для корытца лопатки представлены на рисунке 5.17. Здесь штриховые линии представляют данные о распределении значений эффективности завесного охлаждения 0, когда К-образные выемки на поверхности корытца отсутствуют, сплошные линии - когда К-образные выемки используются. Приведенные данные соответствуют сечению БШ=20,2 и отвечают двум относительным расходам вдува: 0,7% и 1,2%.

2._

А. 2 ХУ"-- 7 1ч / /

// * \\\ ч // ^ / у г \\ ч \\ "Ч . \\ \ / / / I / ^ -/-А/

1/ 1 и > У / / / / / 1 / / } У ! Ч \ Л\ / / / / / ' ■+У /

' / -У 1 \ X / / / V \ ч / ^ ;

0,0 2,0 4,0 6,0 8,0 10,0 '¿!(1 12,0

1 - О = 0,7%; без выемок: т3=2,21; с выемками: т3=2,26;

2 - О = 1,2%; без выемок: т3=2,77; с выемками: т3=2,76;

Рисунок 5.17 Распределение значений 0 на корытце лопатки в направлении поперек основного потока при £/^=20,2

Видно, что для относительных расходов вдува 0,7% и соответствующих параметров вдува: т3=2,21 без выемок и т3=2,26 с выемками, распределение значений 0 характеризуются неравномерностью в поперечном направлении. При этом при использовании за отверстиями К-образных выемок осредненные по шагу отверстий (в поперечном направлении) значения 0 (смотри рисунок 5.11) имеют большие значения. В случае же относительных расходов вдува 1,2% и соответственно параметров вдува т3=2,77 и т3=2,76 неравномерность распределения эффективности завесного охлаждения 0 при отсутствии за отверстиями К-образных выемок гораздо слабее выражена, чем в случае использования за отверстиями К-образных выемок. При этом осредненные по шагу отверстий (в поперечном направлении) значения 0 в обоих случаях близки (смотри рисунок 5.11).

Таким образом, использование за отверстиями на корытце К-образных выемок практически не влияет на неравномерность распределения значений 0 в поперечном направлении, а также не зависит в исследуемом диапазоне от параметра вдува т3 и относительного расхода вдува.

Объяснить полученные результаты можно следующим образом. Повышение концентрации охладителя у стенки под действием К-образных выемок способствует повышению эффективности завесного охлаждения вниз по потоку

от отверстий. При этом, как показывают данные на рисунке 5.12 и 5.14, К-образные выемки способствуют появлению завесной пелены на стенке в промежутках между струями. В итоге имеем практически эквидистантный сдвиг зависимости для значений 0 в сторону увеличения. При этом неравномерность распределения значений 0 в поперечном направлении сохраняется.

Оценка влияния У-образных выемок на газодинамическую эффективность сопловой решетки выполнена сравнением осредненных коэффициентов восстановления полного давления по входному и выходному сечениям решетки. Расчеты показали: во всем диапазоне относительных расходов вдува коэффициенты восстановления полного давления в решетке практически были неизменными и имели значения 0,91. Использование У-образных выемок практически не привело к уменьшению осредненных коэффициентов восстановления полного давления.

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 5

1. Численное моделирование формирования завесного охлаждения на спинке и корытце лопатки в окрестности передней кромки в условиях, близких к экспериментальным, показало, что использования К-образных выемок в целом приводит к повышению его эффективности.

2. Показано формирование на К-образных выемках вихрей с чередующимся направлением вращения, способствующих накоплению вдуваемой охлаждающей среды у защищаемой стенки на спинке и корытце лопатки, что способствует увеличению эффективности завесного охлаждения.

3. Применение К-образных выемок в условиях, когда на выходе из лопаточной решетки достигаются числа Маха М40,8, также приводит к повышению эффективности завесного охлаждения по сравнению со случаями отсутствия К-образных выемок за счет накопления охлаждающей среды у стенки. Полученные при этом зависимости для эффективности завесного охлаждения на спинке и корытце лопатки качественно и количественно

соответствуют результатам расчета для несжимаемого потока, что ожидаемо, поскольку отверстия для вдува на спинке и корытце лопатки расположены вблизи передней кромки, где числа Маха потока еще лежат в области, где сжимаемость проявляет себя слабо (М^0,2).

4. Накопление охладителя у стенки связано с его увлечением в вихри, генерируемые К-образными выемками. При этом возникают струйные пристеночные течения охладителя в областях, лежащих в промежутках между отверстиями для вдува.

5. При применении К-образных выемок выявлена практическая независимость значений эффективности завесного охлаждения на спинке и корытце сопловой лопатки от относительного расхода вдува охладителя в диапазоне от 0,7% до 1,2%, что дает возможность его снижения по сравнению с относительными расходами на завесное охлаждение при отсутствии К-образных выемок.

6. Эффект повышения эффективности завесного охлаждения у стенки лопатки при применении К-образных выемок не приводит к ее выравниванию в поперечном направлении, а просто эквидистантно сдвигает значения 0 в сторону увеличения.

7. Применение К-образных выемок на спинке и корытце сопловой лопатки в окрестности передней кромки практически не сказывается на значениях коэффициента восстановления полного давления в решетке.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Модельным экспериментальным и численным путём автором выполнено исследование формирования пленочного охлаждения за рядом отверстий на плоской адиабатной стенке, с различными углами вдува охладителя в пристенный поток, при размещении за отверстиями для вдува К-образных выемок. Получен положительный эффект применения способа повышения эффективности пленочного охлаждения:

- выявлено локальное увеличение в осредненной по шагу отверстий эффективности пленочного охлаждения 0 в местах расположения К-образных выемок;

- с увеличением углов вдува от использования К-образных выемок увеличивается эффективность пленочного охлаждения, что положительно сказывается на конструкции системы охлаждения соплового аппарата.

2. Автором выполнено экспериментальное исследование формирования пленочного охлаждения на поверхности сопловой лопатки, в окрестности передней кромки, при вдуве через ряды отверстий на передней кромке, спинке и корытце лопатки, при размещении за отверстиями для вдува К-образных выемок. При применении предложенного способа повышения эффективности пленочного охлаждения получено:

- размещение на спинке и корытце лопатки за отверстиями для вдува двух, расположенных друг за другом К-образных выемок, образующих сплошные зигзагообразные линии, дает возможность управлять эффективностью пленочного охлаждения, локально повышая ее в местах расположения выемок в среднем в 1,2^1,3 раза;

- параметры вдува, при которых реализуются максимальные эффективности пленочного охлаждения в местах расположения выемок, лежат в интервале: на спинке лопатки - 1,08 <т< 1,09; на корытце лопатки - 2,1 <т< 2,21;

- долю относительного расхода вдува через ряд отверстий на передней кромке следует ограничить значениями Ох < 0,5%, а при вдуве через отверстия на

корытце лопатки параметры вдува ограничить значениями т3<2,3, поскольку дальнейший рост относительного расхода вдува 01 и параметра вдува т3 не приводит к росту эффективности пленочного охлаждения за этими отверстиями;

- при совместном вдуве из одного ресивера через все ряды отверстий, когда V-образные выемки за отверстиями на передней кромке смещены вдоль корытца вниз по потоку, а за рядами отверстий на спинке и корытце расположены двойные ^образные выемки, эффективности пленочного охлаждения 6 практически не зависят от относительных расходов вдува в исследованном диапазоне и принимают значения, которые при отсутствии ^образных выемок достигаются лишь при максимальных относительных расходах вдува, что дает возможность вдвое снизить относительный расход вдува;

3. Численное моделирование формирования пленочного охлаждения на спинке и корытце лопатки в окрестности передней кромки в условиях, близких к экспериментальным, а также при числах Маха на выходе из сопловой решетки порядка 0,8, давлениях и температурах, близких к натурным значениям в сопловых решетках первых ступеней высокотемпературных газовых турбин, качественно подтвердило результаты экспериментальных исследований и показало, что использования ^образных выемок приводит к повышению эффективности пленочного охлаждения.

4. Формирующиеся на ^образных выемках вихри с противоположным направлением вращения, вовлекают в себя вдуваемый охлаждающий воздух, что способствует его накоплению у стенки в местах расположения выемок и увеличивает здесь эффективности пленочного охлаждения.

5. Применение предложенного способа повышения эффективности пленочного охлаждения не приводит к заметному уменьшению неоднородности распределения эффективности пленочного охлаждения в поперечном направлении на спинке и корытце лопатки, а лишь эквидистантно сдвигает его в сторону увеличения значений и не сказывается на значениях коэффициента восстановления полного давления в решетке.

СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ И СОКРАЩЕНИЙ Условные обозначения

Т - температура, К;

л - степень повышения давления в компрессоре; О - расход, кг/с;

3

Q - объемный расход, м /с;

- число Стантона; М - число Маха; Яв - число Рейнольдса;

к - параметр ускорения, критерий кинематического подобия; т - параметр вдува;

д - отношение удельных импульсов основного и вдуваемого потоков; плотность теплового потока на стенке, Вт/м ;

0 - коэффициент эффективности охлаждения лопатки; эффективность пленочного охлаждения адиабатной стенки;

а - угол наклона оси отверстия перфорации к стенке, □;

d - диаметр отверстия перфорации, мм;

? - шаг отверстий перфорации в ряду, шаг лопаточной решетки, мм; а - ширина горла межлопаточного канала, мм; х, у, 2 - координаты, мм;

5 - координата, отсчитываемая вдоль образующей профиля лопатки, мм;

Индексы

г- газ; в - воздух;

охл. в - охлаждающий воздух; к - компрессор;

т- турбина;

* - по параметрам торможения; 9 - суммарный; ст. ад - адиабатная стенка; л - лопатка;

0 - к эффективности пленочного охлаждения, полученной без использования V-образных выемок;

п.н - к начальной эффективности пленочного охлаждения;

1 - параметры за отверстиями для вдува, расположенными на передней кромке лопатки;

2 - параметры за отверстиями для вдува, расположенными на спинке лопатки;

3 - параметры за отверстиями для вдува, расположенными на корытце лопатки;

Сокращения

ТВД - турбина высокого давления;

КПД - коэффициент полезного действия;

ГТД - газотурбинный двигатель;

СА - сопловой аппарат;

ТЗП - теплозащитное покрытие;

CFD - Computational Fluid Dynamics - численная газовая динамика;

RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes) - моделирование на основе уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу;

к-£- стандартная и низкорейнольдсовая модели турбулентности;

SST - модель турбулентности Shear Stress Transport, модель отсоединенных вихрей;

ПВХ — поливинилхлорид, материал, относящийся к группе термопластов; Ansys CFX - модуль гидрогазодинамики.

182

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Скибин В.А. Научный вклад в создание авиационных двигателей: в 2-х кн. / В. А. Скибин, В.И. Солонин. - М.: Машиностроение, - 2000.- 725 с. - книга 1, 616 с. - книга 2.

2. Великанова Н.П. Сравнительный анализ прочностной надежности рабочих лопаток турбин авиационных ГТД большого ресурса / Н.П. Великанова, Ф.К. Закиев - Вестник двигателестроения. - 2006. - №3. - С. 80-83.

3. Шарова Н.А. К вопросу о выборе новых жаропрочных никелевых сплавов для перспективных авиационных ГТД / Н.А. Шарова, Е.А. Тихомирова, А.Л. Барабаш, А.А. Живушкин, В.Э. Брауэр - Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2009. - №3(19) - С. 249254.

4. Каблов Е.Н. Литейные конструкционные сплавы на основе алюминида никеля. / Е.Н. Каблов, О .Г. Оспенникова, О.А. Базылева - Двигатель. 2010 -№4(70) - С. 22-25.

5. Герасимов В.В. От монокристаллических неохлаждаемых лопаток к лопаткам турбин с проникающим (транспирационным) охлаждением, изготовленным по аддитивным технологиям (обзор по технологии литья монокристаллических лопаток ГТД). / В.В. Герасимов - Труды ВИАМ. 2016. - №10(46). - С. 3-28.

6. Нагога Г.П. Эффективные способы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин. / Г.П. Нагога - М.: Изд-во МАИ. -1996. - 100 с.

7. Халатов А.А. Тенденции развития систем охлаждения лопаток высокотемпературных энергетических ГТД / А.А. Халатов, В.В. Романов, Ю.Я. Дашевский, Д.Н. Письменный - ром. Теплоэнергетика. 2010.- Т. 32. -№1.- С. 53-61.

8. Колесова Е.Г. Разработка метода определения коэффициентов теплоотдачи в системах охлаждения лопаток турбин на основе нестационарной

инфракрасной термографии. / Диссертация на соискание ученой степени к.т.н. по специальности 01.04.14. / Е.Г. Колесова - Теплофизика и теоретическая теплотехника. Рыбинск.- 2016. - 138 с.

9. Новиков A.C. Эффективное охлаждение лопаток высокотемпературных ТВД. / A.C. Новиков, C.B. Харьковский, A.A. Мухин Двигатель. 2017. - №1 (109). - C. 1-4.

10. Каблов Е.Н. Жаростойкие и теплозащитные покрытия для лопаток турбины высокого давления перспективных ГТД. / Е.Н. Каблов, C.A. Мубояджян -ВИАМ/ 2012-206070.

11. Нестеренко В.Г. Конструктивные методы совершенствования системы пленочного охлаждения рабочих лопаток турбин ВРД / В.Г. Нестеренко, A.A. Матушкин - Электронный журнал «Труды MA№>. Выпуск №39.- C. 119.

12. Нестеренко В.Г. Исследование и анализ эффективности систем воздушного охлаждения лопаток турбин высокого давления ГТД. / В.Г. Нестеренко, В.В. Нестеренко, A.A. Матушкин, C.A. Маслаков, A. Aсадоллахи Гохиех, A. Ревант Редди - Aвационнокосмическая техника и технология. 2014. - №7 (114). - C. 83-93.

13. Иноземцев A.A. Газотурбинные двигатели. / A.A. Иноземцев, В.Л. Cандрацкий - Пермь.: OAO Aвиадвигатель, 2006. -1204 C.

14. Cендюрев СИ. ^временные системы охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин. / СИ. Cендюрев, A.C. Тихонов, В.Т Хайрулин, Н.Ю. Cамохвалов - Вестник ПНИПУ. Aэрокосмическая техника. 2015. - №42. - C. 34-46.

15. Иванов М.Я. Проблемы создания высокотемпературных турбин современных авиационных двигателей. / М.Я. Иванов, В.П. Почуев -Конверсия машиностроения. - 2000.- №5.- C. 34-46.

16. Кортиков Н.Н. Моделирование теплового состояния лопаток газовых турбин с конвективно-пленочной системой охлаждения на основе пакета STAR CCM+. / Н.Н. Кортиков, Т.Ю. Cадовникова, Н.Б. Кузнецов - 10-я

международная научно-практическая конференция STAR Russia 2015 "Компьютерные технологии: решения прикладных задач тепломассопереноса и прочности" 19-20 мая 2015г. г. Нижний Новгород.

17. Новиков A.C. Эффективное охлаждение лопаток высокотемпературных ТВД. / A.C. Новиков, A.B. Харьковский, A.A. Мухин - Двигатель. 2017.— №1(109).- C. 2-4.

18. Пелевин Ф.В. Применение компланарных каналов в технике. / Ф.В. Пелевин, О.И. Ильинская, C.A. Орлин — Вестник ПНИПУ. Aэрокосмическая техника. 2014. — №37. — C. 71-85.

19. Тихонов A.C. Aнализ использования профилированных отверстий перфорации для повышения качества пленочного охлаждения спинки сопловых лопаток турбин. / A.C. Тихонов, Н.Ю. Cамохвалов — Вестник yTATy. Aвиационная и ракетно-космическая техника. 2012. — Т. 16. — №5 (50). — C. 20-27.

20. Иванов М.Я. Проблемы создания высокотемпературных турбин современных авиационных двигателей / М.Я. Иванов, В.П. Почуев — Конверсия машиностроения. — 2000.— №5.— C. 34-46.

21. Третьяков A.+. Особенности технологии изготовления турбинных лопаток с пористым охлаждением. / A.+. Третьяков — Инженерный журнал: наука и инновации, 2015, вып. 6. — C. 1-13. URL: http ://engj ournal .ru/catalog/pmce/tctp/1427 .html

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

23. Волчков Э.П. Пристенные газовые завесы / Э.П. Волчков — Новосибирск: Наука, 1983.— 239 с.

24. Кутателадзе C.C. Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое. / C.C. Кутателадзе, AH. Леонтьев — М.: Энергоатомиздат, 1985. —320 с.

25. Репухов В.М. Теория тепловой защиты стенки вдувом газа. / В.М. Репухов — Киев: Наукова думка, 1980. — 296 с.

26. Кортиков Н. Н. Обобщение опытных данных по эффективности завесного охлаждения при вдуве под углом. / Н. Н. Кортиков, Ю. А. Смирнов -Промышленная теплотехника. - 1988. - т.4. - №1. - С. 33-36.

27. Sen B. Film Cooling with Compound Angle Holes: Heat Transfer / B. Sen, D.L. Schmidt, D.G. Bogard - ASME. Journal of Turbomachinery.- 1996.- Vol 118.- P. 800- 806.

28. Dong Ho Rhee Film Cooling Effectiveness and Heat Transfer of rectangular-shaped Film Cooling Holes / Ho Rhee, Youn Seok Lee, Hying Hee Cho -Proceedings of the ASME TURBO EXPO 2002, GT-2002-30168. June 3- 6, 2002. Amsterdam, The Netherlands. - 12 p.

29. Афеджуку В.О. Измерение концентрации охладителя за одиночным и двойным рядами отверстий для завесного охлаждения / В.О. Афеджуку, Н. Хэй, Д. Лэмпард - Энергетические машины и установки, 1983.- №1.- С. 123132.

30. Джабрен В. Завесное охлаждение с использованием двух рядов отверстий, наклоненных в продольном и поперечном направлениях / В. Джабрен, А. Браун - Энергетические машины и установки, 1985.- №1.- С. 70- 77.

31. Hale C.A. Film cooling effectiveness for short film cooling holes fed by a narrow plenum / C.A. Hale, M.W. Plesniak, S. Ramadhyani - Journal of Turbomachinery. 2000.- Vol. 122.- July.- P. 553- 557.

32. Нестеренко В.Г. Конструктивные методы совершенствования системы пленочного охлаждения рабочих лопаток турбин ВРД / В.Г. Нестеренко, А.Л. Матушкин - Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №39.- С. 119.

33. Saumweber Ch. Effect of geometry variations on the cooling performance of fan-shaped cooling holes. / Ch. Saumweber, A. Schulz - Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, GT2008-51038. June 9-13, 2008, Berlin, Germany.- 15 p.

34. Will F. Colban film-cooling correlation for shaped holes on a flat-plate surface. / F. Colban Will, A. Karen, A. Thole - Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, GT2008-50121. June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

35. Saumweber Christian Free-stream effects on the cooling performance of cylindrical and fan-shaped cooling holes. / Christian Saumweber, Schulz Achmed - Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, GT2008-51030. June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

36. Халатов А.А. Эффективность пленочного охлаждения плоской поверхности системой наклонных отверстий, расположенных в сферических углублениях. / А.А. Халатов, И.И. Борисов, А.С. Коваленко, Ю.А. Дашевский, С.В. Шевцов - Пром. Теплотехника, 2012.-Т. 34.- №3. -С. 5-12.

37. Халатов А.А. Пленочное охлаждение плоской поверхности однорядной системой наклонных отверстий в траншее: влияние внешней турбулентности и ускорения потока. / А.А. Халатов, И.И. Борисов, Ю.А. Дашевский, С.В. Шевцов - Теплофизика и аэромеханика, 2013.- Т.20.-№6.- С. 731-737.

38. Мейл Р.Е. Влияние кривизны линий тока на завесное охлаждение / Р.Е. Мейл, Ф.С. Коппер, М.Ф. Блэр, Д.А. Бейли - Энергетические машины и установки, 1977.- №1.- С. 87- 94.

39. Петельчиц В.Ю. Оценка влияния кривизны поверхности на эффективность пленочного охлаждения. / В.Ю. Петельчиц, Д.Н. Письменный, Ю.А. Дашевский - Вюник НТУ «ХП1».- 2016.- №9(1181).- С. 50-55.

40. Петельчиц В.Ю. Влияние ориентации рядов отверстий на цилиндрическом участке входной кромки на эффективность пленочного охлаждения. / В.Ю. Петельчиц, Д.Н. Письменный, Ю.А. Дашевский - Вюник НТУ «ХП1».-2015.- №15(1124).- С. 69-75.

41. Mayhew J.E., Baughn J.W., Byerley A.R. The Effect of Freestream Turbulence on Film Cooling adiabatic effectiveness// Proceedings of the ASME TURBO EXPO 2002, GT-2002-30172. June 3- 6, 2002. Amsterdam, The Netherlands. -10 p.

42. Saumweber C., Schlz A., Wittig S. Free- Stream Turbulence effects on Film Cooling with shaped Holes// Proceedings of the ASME TURBO EXPO 2002, GT-2002-30170. June 3-6, 2002. Amsterdam, The Netherlands. - 9 p.

43. Peet Y.V., Lele S.K. Near fild of film cooling jet issuet into a flat plate boundary layer: les study. // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, GT2008-50420. June 9-13, 2008, Berlin, Germany. - 10 p.

44. Халатов А.А., Борисов И.И., Безлюдная М.В., Панченко Н.А., Дашевский Ю.А. Перспективные способы пленочного охлаждения: влияние ускорения основного потока.// Вюник НТУ «ХП1». 2015. № 15(1124).- С. 56-62.

45. Локай В.И., Бодунов М.Н., Щукин А.В. Теплоотдача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей летательных аппаратов. / М.: Машиностроение, 1985.-216 с.

46. Goldstein R. J. Film cooling. // Advances in heat transfer. - NY - London: Academic press, 1971. - P. 321-379.

47. Sgarzi O. Analysis of vortices in three-dimensional jets introduced in a cross-flow boundary-layer. // ASME Paper 97-GT-517.

48. Панченко Н.А. Эффективность пленочного охлаждения плоской поверхности при подаче охладителя через парные отверстия. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Киев. - 2016. -151 с.

49. Jovanovicr M.B., H.C. de Lange, A.A. van Steenhoven Effect of hole imperfection on adiabatic film cooling effectiveness // International Journal of Heat and Fluid Flow 29 (2008).-P. 377-386.

50. Lee K. Numerical analysis of film-cooling performance and optimization for a novel shaped film-cooling hole / K. Lee, S. Kim, K. Kim. // ASME Paper №GT2012-68529. - 2012. - 11 p.

51. Kusterer K. Double-jet film-cooling for highly efficient film-cooling with low blowing ratios / K. Kusterer, A. Elyas D. Bohn T. Sugimoto, R. Tanaka // ASME Paper GT2008-50073. - 2008 - 12 p.

52. Zhou, W. An Experimental Study of Compressibility Effects on the Film Cooling Effectiveness Using PSP and PIV Techniques [Текст] / W. Zhou, B. Johnson, H. Hu // AIAA Aerospace Sciences Meeting, AIAA 2015-0352, 2015.

53. Zhou, W. Novel cooling strategies for improved protection of gas turbine blades [Текст] / W. Zhou // Graduate Theses and Dissertations. Paper 15167. — 2016. — 181 p.

54. Yoji Okita, Chiyuki Nakamata, Masaya Kumada, Masahiro Ikeda Film cooling in separated flow field on a novel lightweight turbine blade.// Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, GT2008-50228. — 17 p.

55. Dennis Brauckmann, Jens von Wolfersdorf Infrared thermography with in-situ calibration using thermochromic liquid crystals applied to film cooling.// Proceedings of ASME Turbo Expo 2004, GT2004-53855.— 7 p.

56. Pedersen, D. B., E. R. G. Eckert, et al. (1977). "Film cooling with large density difference between the mainstream and secondary fluid measured by heat-mass transfer analogy." J.Heat Transfer 99: 620-627.

57. Goldstein, R. J., E. R. G. Eckert, et al. (1994). "Effects of hole geometry and density on threedimensional film cooling." International Journal of Heat and Mass Transfer 17(5): 595-607.

58. Damian Martin. Effects of high intensity, large-scale free-stream turbulence on combustor effusion cooling / A Thesis submitted for the degree of Doctor of Philosophy. Department of Aeronautical and Automotive Engineering Loughborough University. 2013/— 285 p.

59. Lebedev V.P., Lemanov V.V., Misyura Y.A., Terekhov V.I. Effects of flow turbulence on film cooling efficiency // Int. J. of Heat Mass Transfer. 1995. Vol. 38, No. 11. P. 2117-2125.

60. Saumveber C., Schulz A. Free-stream effects on the cooling performance of cylindrical and fan-shaped cooling holes // ASME paper GT2008-51030. 13 p. [CD-ROM].

61. Волков В.Г. Лебедев В.В. Ширяева C.O. Эффект влияния толщины пограничного слоя в окрестности тела, обдуваемого потоком горячего газа,

на эффективность охлаждения его поверхности затопленной холодной струей. // Письма в ЖТФ, 2002.- Т. 28.- Вып. 4.- С.87-94.

62. Ковальногов Н.Н. Теплообмен в соплах в условиях ламинаризации потока.// Промышленная теплотехника. - 1982. - Т. 4, № 5. - С. 59-64.

63. Халатов А.А., Борисов И.И., Дашевский Ю.Я., Панченко Н.А., Коваленко А.С. Пленочное охлаждение плоской поверхности системой парных отверстий: влияние внешней турбулентности и ускорения потока. // Теплофизика и аэромеханика, 2014.- том 21.- № 5.- С. 571-578.

64. Colban W., A. Gratton, K. A. Thole, M. Haendler HEAT TRANSFER AND FILM-COOLING MEASUREMENTS ON A STATOR VANE WITH FAN-SHAPED COOLING HOLES. //ASME Turbo Expo 2005, GT2005-68258.- 11p.

65. Zdzislaw Mazur, Alejandro Hernandez-Rossette, Rafael Garcia-_llescas, Alberto Luna-Ramirez ANALYSIS OF CONJUGATE HEAT TRANSFER OF A GAS TURBINE FIRST STAGE NOZZLE. //ASME Turbo Expo 2005, GT2005-68004-8 p.

66. Diganta P Narzary, Zhihong Gao, Shantanu Mhetras, and Je-Chin Han. Effect of unsteady wake on film-cooling effectiveness distribution on a gas turbine blade with compound shaped holes. // ASME Turbo Expo 2007, GT2007-27070.- 13 p.

67. Frederick T. Davidson, Joshua E. Bruce-Black, David G. Bogard, David R. Johns. ADIABATIC EFFECTIVENESS ON THE SUCTION SIDE OF A TURBINE VANE AND THE EFFECTS OF CURVATURE AT THE POINT OF FILM INJECTION. // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, GT2008-51350.- 10 p.

68. Luzeng Zhang, Juan Yin, Hee Koo Moon THE EFFECT OF COMPOUND ANGLE ON NOZZLE PRESSURE SIDE FILM COOLING. // Proceedings of ASME Turbo Expo 2009, GT2009-59141.-10 p.

69. Иноземцев А.А., Хайрулин В.Т., Тихонов А.С., Самохвалов Н.Ю. Совершенствование методик проектирования современных газовых турбин. // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, 2014. - №5(47), часть 1. - С. 139-147.

70. Придорожный Р.П., Шереметьев А.В., Зиньковский А.П. Расчетное исследование влияния параметров перфорационных отверстий охлаждаемой рабочей лопатки турбины высокого давления на ее напряженное состояние и долговечность. // Авиационно-космическая техника и технология, 2012. -№8(95). - С. 173-177.

71. Neil C. Jordan, Lesley M. Wright. Heat transfer enhancement in a rectangular (ar=3:1) channel with V-shaped dimples. Proceedings of ASME Turbo Expo 2011. GT2011, June 6-10, 211, Vancouver, British Columbia, Canada, 12 p.

72. Халатов А.А., Романов В.В., Дашевский Ю.А., Письменный Д.Н. Тенденции развития систем охлаждения лопаток высокотемпературных энергетических ГТД. Часть 2. Перспективные схемы охлаждения // Пром. Теплотехника.-2010.- Т. 32.- №2.- С. 60-72.

73. Голованов А. В., Емин О. Н., Пиотух С. М. Экспериментальное исследование эффективности решеток сопловых лопаток при вдуве на торцевой поверхности //Изв. Вузов. Авиационная техника .-1987.-№3.-C.26-29.

74. Грациани Р. А., Блэр М. Ф., Тейлор Ж. Р., Мэйл Р. Е. Экспериментальное исследование теплообмена на торцевых поверхностях и лопатках в крупномасштабной турбинной решетки // Энергетические машины и установки. - 1980. -№2.- С.29-40.

75. Rohit A. Oke, Terrence W. Simon FILM COOLING EXPERIMENTS WITH FLOW INTRODUCED UPSTREAM OF A FIRST STAGE NOZZLE GUIDE VANE THROUGH SLOTS OF VARIOUS GEOMETRIES //Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, GT-2002-30169.- 8p.

76. Богомолов Е. Н., Лебедев В. В. Применение жидких кристаллов для исследования завесного охлаждения торцевых стенок турбинных решеток // Промышленная теплотехника. - 1990. -Т.12. №3- С.7-12.

77. Hale C.A., Plesniak M. W., Ramadhyani S. Film Cooling Effectiveness for Short Film Cooling Holes Fed by a Narrow Plenum// Transaction of the ASME, Journal of Turbomachinery, July-2000.Vol 122. - P.553-557.

78. Jeremy C. Bailey, John Intile and Thomas F. Fric, Anil K. Tolpadi, Nirm V. Nirmalan and Ronald S. Bunker EXPERIMENTAL AND NUMERICAL STUDY OF HEAT TRANSFER IN A GAS TURBINE COMBUSTOR LINER// Transaction of the ASME Turbo Expo 2002, GT-2002-30183.- 11p.

79. Jaeyong Ahn, Shantanu Mhetras and Je-Chin Han FILM-COOLING EFFECTIVENESS ON A GAS TURBINE BLADE TIP USING PRESSURE SENSITIVE PAINT// Transaction of the ASME Turbo Expo 2004, GT-2004-53249.- 10p.

80. Fernando Z. Sierra Espinosa, Areli Uribe Portugal, Diganta Narzary, Fernando Cadena, Je Chin Han, J. Kubiak, Sarah Blake, Hugo Lara, Jesús Nebradt, INFLUENCE OF COOLING FLOW RATE VARIATION ON GAS TURBINE BLADE TEMPERATURE DISTRIBUTIONS// Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, GT2008-50103.- 9 p.

81. Jiang-Tao Bai, Hui-ren Zhu, Cun-liang Liu FILM COOLING CHARACTERISTIC OF DOUBLE-FAN-SHAPED FILM COOLING HOLES// Proceedings of ASME Turbo Expo 2009, GT2009-59318.- 14 p.

82. Michael J. Cutbirth, David G. Bogard EVALUATION OF PRESSURE SIDE FILM COOLING WITH FLOW AND THERMAL FIELD MEASUREMENTS, PART I: SHOWERHEAD EFFECTS// Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, GT-2002-30174.-10 p.

83. J. R. Christophel and K. A. Thole, F. J. Cunha COOLING THE TIP OF A TURBINE BLADE USING PRESSURE SIDE HOLES —PART 1: ADIABATIC EFFECTIVENESS MEASUREMENTS// Proceedings of ASME Turbo Expo 2004, GT2004-53251.-9 p.

84. Kamil Abdullah, Funazaki Ken-ichi, Onodera Hisato, Ideta Takeomi EXPERIMENTAL INVESTIGATIONS ON AERO-THERMAL INTERACTION OF FILM COOLING AIRS EJECTED FROM MULTIPLE HOLES: SHALLOW HOLE ANGLE// Proceedings of ASME Turbo Expo 2012, GT2012-68215.-14 p.

85. Je-Chin Han, Akhilesh P. Rallabandi TURBINE BLADE FILM COOLING USING PSP TECHNIQUE// Frontiers in Heat and Mass Transfer (FHMT), 1, 013001 (2010).-21 p.

86. Абрамович Б.Г. Термоиндикаторы и их применение. - М.: Энергия, 1972. -224 с.

87. Блох А.Г., Журавлев Ю.А., Рыжков Л.Н. Теплообмен излучением. Справочник. / М.: Энергоатомиздат, 1991. - 432 с.

88. Flir Exx series. Руководство пользователя. Приборы для геодезии и строительства. Publ. No. T559664 Rev. a540-RUSSIAN (RU) - May 25, 2011. - 237 p. www.geobrand.ru

89. Katharine L. Harrison and David G. Bogard. COMPARISON OF RANS TURBULENCE MODELS FOR PREDICTION OF FILM COOLING PERFORMANCE. // ASME Paper № GT2008-51423. - 10 p.

90. Халатов А.А., Безлюдная М.В., Дашевский Ю.А., Северин С.Д., Борисов И.И. Адаптация k-D модели при моделировании пленочного охлаждения плоской пластины при вдуве через один ряд цилиндрических отверстий в сферических углублениях. //Вюник НТУ «ХП1». 2013. № 12(986). - С. 55-62.

91. Левченя A.M., Рис В.В., Смирнов Е.М. Тестирование моделей турбулентности применительно к расчетам трехмерного течения и торцевого теплообмена в решетках утолщенных сопловых лопаток //Труды четвертой РНКТ, т.2 Вынужденная конвекция однофазной жидкости. М. : Издательский дом МЭИ, 2006. - 288 c.

92. Savas Yavuzkurt, Melaku Habte. EFFECT OF COMPUTATIONAL GRID ON PERFORMANCE OF TWO-EQUATION MODELS OF TURBULENCE FOR FILM COOLING APPLICATIONS.// ASME Paper № GT2008-50153. - 2008. -11p.

93. Fric, T. F. Vortical Structure in the Wake of a Transverse Jet [Текст] / T. F. Fric, A. Roshko // J. Fluid Mech., vol. 279, 1994. — Р. 1—47.

94. Петельчиц В.Ю. Совершенствование систем пленочного охлаждения входных кромок лпаток газовых турбин. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Киев. - 2016. - 142 с.

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

УТВЕРЖДАЮ Проректор по учебной работе РГАТУ им. П.А. Соловьева

к. т.н., доцент

ьберт Николаевич

^-^2021 г.

АКТ

об использовании результатов диссертационной работы Лебедева О.В. «Разработка способа повышения эффективности пленочного охлаждения входной кромки и примыкающей к ней участков профильных поверхностей

лопатки соплового аппарата высокотемпературной турбины», представленной на соискание ученой степени кандидата технических наук, в

учебном процессе

двигатели», кандидат технических наук, доцент Вятков В.В. и доцент кафедры «Авиационные двигатели», кандидат технических наук Тощаков A.M. составили настоящий акт о том, что результаты диссертационной работы Лебедева О.В. в части методики экспериментального исследования параметров обратного теплообмена , используются в учебном процессе (курс лекций) кафедры «Авиационные двигатели» РГАТУ имени П.А. Соловьева при изучении дисциплины «Математические методы обработки и анализа эксперимента» в соответствии с учебным планом обучения по специальности

ФГБОУ ВО РГАТУ имени П.А. Соловьева.

Мы, нижеподписавшиеся, доцент кафедры «Авиационные

24.05.02 «Проектирование авиационных и ракетных двигателей». Результаты диссертационной работы Лебедева О.В. в части методик моделирования системы конвективно-пленочного охлаждения, используются в учебном процессе (курс лекции и практические занятия) кафедры «Авиационные двигатели» РГАТУ имени П.А. Соловьева при изучении дисциплины «Моделирование процессов газодинамики и теплообмена в технических устройствах» в соответствии с учебным планом обучения по направлению подготовки магистратуры 13.04.01 «Теплоэнергетика и теплотехника» (профиль подготовки «Моделирование рабочих процессов в энергоустановках на базе газотурбинных двигателей»).

Акт выдан для представления в диссертационный совет Д 212.210.01 по специальности 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов.

Доцент кафедры

канд. техн. наук, доцент

«Авиационные двигатели»

Доцент кафедры

«Авиационные двигатели»

канд. техн. наук

А.М. Тощаков

Утверждаю

Генеральный конструктор ПАО «ОДК-£атурн»

___Р.В. Храмин

сдк « 4 г.

Сатурн 1

АКТ

внедрения результатов диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук Лебедева Олега Владимировича в производственной деятельности ПАО «ОДК-Сатурн»

Полученные Лебедевым О.В. результаты в кандидатской диссертации на тему «Разработка способа повышения эффективности пленочного охлаждения входной кромки и примыкающих к ней участков профильных поверхностей лопатки соплового аппарата высокотемпературной турбины» использовались в производственной деятельности ПАО «ОДК-Сатурн».

При проектировании турбины высокого давления перспективного авиационного двигателя ПД-8 для семейства самолетов ББ! и Бе-200ЧС, а также турбины морского двигателя М90ФР-25, представляющего собой форсированную по расходу воздуха и температуре газа модификацию серийного ГТД М90ФР, рассматривается применение предложенного способа повышения эффективности пленочного охлаждения сопловых лопаток турбин за счет использования интенсификаторов теплообмена, способствующих локальному повышению эффективности завесы.

Настоящий акт составлен для представления в диссертационный совет.

Главный конструктор по перспективным разработкам

=_ [.Н. Буров

ь

/'¿-'/У **чуЦс*-