Способ проектирования межпрофильных торцевых поверхностей охлаждаемой ступени турбины с интенсивными вторичными течениями тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Харченко Роман Витальевич

• Харченко Роман Витальевич
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Харченко Роман Витальевич

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1 ОСНОВНЫЕ ПРОБЛЕМЫ СОВРЕМЕННОГО УРОВНЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ТУРБИН ГТД

1.1 Особенности параметров и конструктивных схем каскада турбин современных и перспективных двигателей

1.2 Вторичные течения в лопаточных венцах современных турбин

1.3 Способы борьбы с вторичными течениями в решетках турбин

1.4 Анализ современного состояния исследований несимметричного профилирования торцевых межпрофильных поверхностей межлопаточного канала турбины

1.5 Современные методы СББ моделирования рабочего процесса в турбинах и их место в методологии проектирования турбины

1.6 Современные достижения в области исследования охлаждения торцевых

межпрофильных поверхностей ступени турбины

Выводы по главе

ГЛАВА 2 СПОСОБ ПРОЕКТИРОВАНИЯ МЕЖПРОФИЛЬНЫХ ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ОХЛАЖДАЕМОЙ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ

2.1 Теоретические предпосылки способа проектирования несимметричных торцевых поверхностей для высокотемпературной охлаждаемой ступени турбины

2.2 Описание модельных ступеней турбины

2.3 Параметры численного моделирования рабочего процесса в ступени турбины для реализации способа проектирования межпрофильных поверхностей

2.4 Методика обработки результатов моделирования

2.5 Выбор программы оптимизатора

2.6 Описание работы оптимизационного комплекса

2.7 Анализ рабочего процесса в лопаточных венцах исходной и оптимизированной геометрии одноступенчатой ТВД различной размерности

2.8 Анализ распространения вторичных вихрей в межлопаточном канале соплового

аппарата

Выводы по главе

ГЛАВА 3 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ НЕСИММЕТРИЧНОГО ПРОФИЛИРОВАНИЯ ТОРЦЕВЫХ МЕЖПРОФИЛЬНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ НА ПОТЕРИ В ЛОПАТОЧНЫХ ВЕНЦАХ

3.1 Обоснование возможности верификации результатов профилирования торцевых поверхностей путем продувки решетки на низконапорном экспериментальном стенде

3.2 Экспериментальная продувка моделей решеток на низконапорном стенде

3.3 Анализ результатов продувки решеток

Выводы по главе

ГЛАВА 4 ИССЛЕДОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ОРГАНИЗАЦИИ ЗАВЕСНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ НЕСИММЕТРИЧНЫХ МЕЖПРОФИЛЬНЫХ ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ СОПЛОВОГО АППАРАТА

4.1 Особенности организации конвективно-пленочного охлаждения межпрофильных торцевых поверхностей СА

4.2 Принципы организации завесного охлаждения несимметричных торцевых поверхностей СА

4.3 Особенности расчетных сеток и граничные условия при исследовании рабочего процесса в охлаждаемой турбине с выдувом охладителя

4.4 Анализ распространения струй охладителя в СА с несимметричными торцевыми поверхностями

4.5 Перераспределение расходов охладителя и параметра выдува при переходе от цилиндрической межпрофильной торцевой поверхности к профилированной

4.6 Перераспределение эффективности завесного охлаждения при переходе от цилиндрической межпрофильной торцевой поверхности к профилированной

4.7 Расчетное исследование теплового состояния межпрофильных торцевых поверхностей соплового аппарата с учетом охлаждения

4.8 Анализ способов обеспечения теплового состояния элементов турбин

применительно к несимметричной торцевой поверхности СА

Выводы по главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ А

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Способ проектирования межпрофильных торцевых поверхностей охлаждаемой ступени турбины с интенсивными вторичными течениями»

Актуальность темы исследования

К современным авиационным ГТД предъявляются повышенные требования по топливной экономичности. Она может быть обеспечена за счет поэлементной доводки в узлах или за счет форсирования параметров цикла [1, 2]. Причем для традиционной конструктивной схемы оба направления в настоящее время сильно ограничены. Например, по данным ЦИАМ [1], у двигателя 6 поколения температура газа перед СА 1 ступени ТВД должна быть около 2350 К, степень повышения давления в компрессоре - от 50 до 80. Повышение эффективности узлов оставляет резервы только в каскаде турбин и особенно в ТВД. При перспективных параметрах рабочего процесса обеспечение работоспособности ТВД является сложной задачей, так как высокий уровень температуры газа требует применения дорогостоящих жаростойких и жаропрочных материалов и их покрытий с одновременной организацией эффективной конвективно-пленочной системы охлаждения (с высоким расходом охлаждающего воздуха). Уменьшение размерности проточной части усиливает интенсивность ВТ. Все это снижает эффективность рабочего процесса ТВД. Поиск научно обоснованных способов повышения эффективности рабочего процесса охлаждаемых турбин является актуальной задачей.

Современная методология проектирования газовых турбин содержит большой объем численного моделирования рабочих процессов. Широкое внедрение численного моделирования (СЕВ) расширяет возможности проектировщика при совершенствовании рабочего процесса проектируемой ступени турбины. Необходимо создание расчетных комплексов, учитывающих особенности рабочего процесса современных высокотемпературных турбин.

Одним из направлений совершенствования рабочего процесса современных ТРДД является снижение интенсивности различного рода ВТ в лопаточных венцах. Для этого разрабатываются специальные способы профилирования проточной части. Профили лопаток и торцевые поверхности межлопаточных каналов

приобретают сложную форму. Проектирование таких поверхностей возможно только с использованием оптимизации совместно с моделированием рабочего процесса в турбине. Однако для ступени турбины применение формальных подходов к оптимизации не приемлемо. Обязательным условием является учет физических особенностей течения. Разработка оптимизационных комплексов, позволяющих проектировать ступени турбины с повышенной аэродинамической эффективностью при одновременном обеспечении надежности и ресурса, является, несомненно, актуальной задачей. Практические рекомендации по применению оптимизационных комплексов к профилированию торцевых поверхностей ступени турбины с лопаточными венцами, работающими в условиях сильных ВТ, в открытой печати отсутствуют. С другой стороны, разрабатываемые методы проектирования должны быть экономически обоснованы. Способы проектирования должны базироваться на инструментах, которые доступны проектировщику. Использовать резервы фундаментальной науки для реального процесса проектирования нецелесообразно, как с экономической, так и с временной точек зрения.

Цель работы состоит в разработке способа проектирования межпрофильных торцевых поверхностей охлаждаемой турбинной ступени, позволяющего реализовать оптимальную аэродинамическую эффективность ступени.

Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:

1) обосновать возможность применения несимметричных торцевых поверхностей для снижения потерь в ступени охлаждаемой турбины с лопаточными венцами, работающими в условиях взаимодействия ВТ;

2) разработать способ проектирования охлаждаемых торцевых поверхностей ступени турбины с лопаточными венцами, работающими в условиях взаимодействия ВТ;

3) установить границы применимости разработанного способа по параметру размерности ступени турбины;

4) разработать алгоритм проектирования системы охлаждения несимметричных межпрофильных поверхностей соплового аппарата, позволяющий сократить количество вариантов и итераций расчетов.

Научная новизна работы заключается в том, что:

1) установлено, что при переходе от цилиндрических торцевых поверхностей к несимметричным изменяется характер взаимодействия вторичных течений в межлопаточном канале, приводящий к снижению потерь в лопаточных венцах;

2) установлено, что на профилированных межпрофильных поверхностях появляются участки на которых невозможно организовать завесное охлаждение поверхности. Температуру поверхности на этих участках возможно обеспечить только за счет усиления интенсивности топлоотвода с противоположной стороны поверхности;

3) разработан способ проектирования торцевых поверхностей ступени турбины, заключающийся в одновременном несимметричном профилировании охлаждаемых втулки и периферии СА и неохлаждаемой втулки РК с оптимизацией геометрии по КПД ступени. Установлены границы применимости способа в зависимости от размерности турбины.

Практическая значимость работы заключается в усовершенствовании программного комплекса, позволяющего проектировать ступени с профилированными торцевыми поверхностями, определении области применения комплекса и разработке практических рекомендаций по проектированию системы охлаждения несимметричных торцевых поверхностей СА, а также в разработке алгоритма проектирования.

Соответствие диссертации паспорту научной специальности 05.07.05 -Тепловые, электроракетные двигатели и энергетические установки летательных аппаратов. Соответствует п. 1 - Теория и рабочий процесс тепловых и электроракетных двигателей летательных аппаратов, а также энергетических установок, узлов и систем, включая элементы силовой установки, сопряженные с двигателем. Оптимизация схем и параметров двигателя.

Степень достоверности результатов обеспечивается справедливостью используемых теоретических построений, допущений и ограничений, применением апробированных численных методов моделирования, а также качественным и количественным согласованием теоретических результатов с экспериментальными данными, полученными другими исследователями.

Апробация результатов работы. Результаты работы были представлены в докладах на следующих конференциях: XLIII Международной молодёжной научной конференции «Гагаринские чтения», приуроченной к 100-летию со дня рождения выдающегося конструктора В. П. Мишина, г. Москва, 2017 г; Восьмой Международной научно-технической конференции «Актуальные проблемы морской энергетики», г. Санкт-Петербург, 2019 г.; XLV международной молодежной научной конференции «Гагаринские чтения» г. Москва, 2019 г; седьмой всероссийской конференции с международным участием «Тепломассообмен и гидродинамика в закрученных потоках» г. Рыбинск 2019.

Публикации. По теме диссертации 5 статей в журналах, входящих в перечень ВАК РФ, 2 статьи в издании, индексируемом в базе данных Scopus, 1 статья в сборнике трудов, 5 тезисов докладов.

ГЛАВА 1 ОСНОВНЫЕ ПРОБЛЕМЫ СОВРЕМЕННОГО УРОВНЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ТУРБИН ГТД

1.1 Особенности параметров и конструктивных схем каскада турбин современных и перспективных двигателей

За 80 лет своего развития ГТД для летательных аппаратов реализованы в четырех поколениях [1,2]. Сейчас вводятся в эксплуатацию двигатели пятого поколения и ведется создание научно-технического задела для двигателей шестого поколения. Ближайшая перспектива развития двигателестроения связана с совершенствованием существующей (классической) конструктивной схемой ГТД. Для двухконтурных двигателей для дозвуковых коммерческих самолетов ТРДД конструктивная схема показана на рисунке 1.1. Поколение двигателя определяется параметрами рабочего процесса, применяемыми материалами и технологиями, конструктивным обликом проточной части. Детальный анализ поколений приведен в работах [1,3, 4].

Рисунок 1.1 - Конструктивная схема ТРДД для дозвукового пассажирского

самолёта SaM146 [2];

Конструктивные облики ГТД всех типов к настоящему времени уже сформировались. Кардинального изменения облика в ближайшие десятилетия не произойдет. ТРДД для дозвуковых самолетов будет состоять из каскада низкого давления и одновального или двухвального газогенератора. Одним из важных структурных элементов ГТД любой схемы является каскад турбин. Каскад турбин

ТРДД состоит из одно или двухступенчатой ТВД и многоступенчатой ТНД с переходным каналом. ТВД ТРДД отличается большой нагруженностью ступеней. Для ТРДД дозвуковых самолетов сохранится уменьшение размерности газогенератора [1, 2, 3]. Изменение размерности газогенераторов иллюстрирует рисунок 1.2, заимствованный из работы [3]. Видно, что снижение размерности газогенератора приближается к своему пределу. В работах, посвященных перспективам развития газотурбинных двигателей [1,3] уже рассматриваются применение степени двухконтурности более 20, температуры газа до 2200 К, степени повышения давления в компрессоре более 55. Хотя данные параметры выглядят очень оптимистичными, можно ожидать некоторого снижения размеров проточной части базового газогенератора.

Примером может служить тот факт, что минимально допустимой длиной лопаток последней ступени компрессора при закладке проточной части двигателя в 90 годы считали 20 мм, а в настоящее время - 14 мм. Длины лопаток ТВД также будут уменьшаться. В настоящее время характерной величиной высоты проточной части ТВД современного ТРДД, получаемой в рамках согласования проточной части, следует считать 40 мм. При уменьшении этого значения начинаются проблемы с получением аэродинамической эффективности лопаточных венцов [28, 30, 44]. Данная величина определяется особенностями формирования ВТ в лопаточных венцах первой ступени ТВД, о которых пойдет речь в дальнейшем.

Рисунок 1.2 - Изменение приведенной размерности газогенераторов ТРДД

по годам сертификации [50]

Проектирование каскада турбин ГТД любого типа является очень сложной задачей. Проектировщикам приходится сталкиваться с проблемами из различных областей науки. Это проблемы материаловедения, задачи конструкционной и динамической прочности, газодинамические и тепловые проблемы [1, 2,3,4].

Рабочий процесс в СА и РК современных турбин настолько усложнился, что в настоящее время невозможно проектирование без всестороннего анализа трехмерных эффектов в проточной части [3, 5, 6, 7, 8, 9, 10]. При этом невозможно представить процесс проектирования без CFD методов. Однако, существующая методология проектирования турбин (с точки зрения назначения основных параметров ступени и лопаточных венцов) основана на результатах исследования осевой турбины (построенной на основании теории пограничного слоя) с "аэродинамически" длинными лопатками. Она изложена в известных классических работах по газовым турбинам [11, 12, 13, 14, 15, 16, 17]. Ее применение в процессе проектирования перспективных двигателей неизбежно приведет к увеличению сроков доводки, что в современных экономических условиях неприемлемо. С другой стороны использовать значительное количество натурных испытаний турбины на стенде также не представляется возможным. Развитие CFD методов позволяет не только сократить время проектирования, но и избежать дорогостоящих испытаний. Однако полностью исключить экспериментальную составляющую при проектировании и доводке турбины в настоящее время еще нельзя.

Анализируя тенденции развития ТРДД для дозвуковых самолетов [1, 2,3 4] можно сделать вывод о том, что газогенератор ТРДД "большой" размерности (GE90) будет в любом случае иметь две ступени ТВД [18]. Для базового газогенератора "малой" размерности (ближнемагистральные самолеты) теоретически можно обосновать выполнение ТВД с одной ступенью. Некоторые зарубежные фирмы имеют положительный опыт создания одноступенчатой ТВД (CFM-56, SaM146) [4]. Преимущество одноступенчатой ТВД заключается в меньшей массе и длине двигателя, а также в простоте конструкции с точки зрения

количества входящих в нее деталей. Недостаток - более низкий КПД, по сравнению с двухступенчатой турбиной, и наличие остаточной закрутки потока [3].

При создании турбины на различных этапах проектирования часто применяется оптимизация конструкции [5, 10, 19, 20]. Это стало возможным благодаря увеличению вычислительных мощностей и развития методов инженерного анализа. Без использования систем САПР реализовать процесс проектирования турбины уже невозможно.

Современные ТВД ТРДД характеризуются значительной величиной U, (для одноступенчатых ТВД более 550 м/с) [3, 18]. Необходимо получать приемлемые значения U/Сад при увеличении работы турбины [16]. Развитие ТРДД по параметрам рабочего процесса (Т*г, п*К, степени двухконтурности) привело:

1) К увеличению степени повышения давления в КВД (увеличивается работа ТВД);

2) Уменьшению длины лопаток ТВД;

3) Увеличению относительного расхода воздуха на охлаждение ТВД.

По этим причинам ТВД является единственным узлом ТРДД, КПД которого уменьшился при переходе от третьего поколения к четвертому.

КПД ТВД понизился также из-за того, что на ТВД двухвального ТРДД не удается спроектировать бандажированное РК [6]. Бандажные полки на ТВД применяются только в ТРДД трехвальной схемы [4]. В работе Нестеренко В.Г. [21] показана возможность применения бандажной полки на рабочих лопатках ТВД. В работе [22] анализируются результаты испытаний и доводки одноступенчатой ТВД с ТРДД малой размерности. КПД ступени, полученный по результатам проектирования равнялся 0,82, что для сегодняшних условий недостаточно. Путем реализации конструктивных мероприятий, по итогам оптимизации, КПД увеличился до 0,88. Т.е. получение требуемого уровня КПД ТВД уже невозможно без внедрения оптимизации рабочего процесса и специальных конструктивных мероприятий. На рисунке 1.3. показан текущий уровень КПД охлаждаемых турбин по данным Rolls-Royce [2], на котором отображено различие между высоконагруженными и низконагруженными турбинами, при этом существует

возможность с помощью оптимизации рабочего процесса путем современных численных расчетов добиться увеличения КПД.

Ожидаемый уровень для современных ТВД*

1200

1300

1400

1500

Температура на входе в турбину (на выходе из СА), К

Рисунок 1.3 - Влияние температуры газа за КС на КПД турбины [2],

* предположение автора работы

КПД ТВД оказывает большое виляние на топливную экономичность ГТД. На рисунке 1.4 показано влияние КПД ТВД на удельный расход топлива ТРДД

(полученный при

термогазодинамическом расчете по стандартным методикам) [18] для дозвукового самолета двух характерных размерностей. В качестве характерных случаев были приняты: ТРДД большой тяги с параметрами, соответствующими ОЕ-90 и ТРДД малой тяги с параметрами, соответствующими БаМ146. Видно, что для двигателей большой тяги увеличение Суд практически соответствует снижению КПД ТВД.

Таким образом, повышение эффективности рабочего процесса ТВД является актуальной задачей для любого двигателя в любых условиях и для любого ТРДД. Данный резерв по КПД является для современных двигателей практически

— 1 -СЕ90 - - 8аМ146 >

- - ' "

0.9 0.88 0.86 0.84 0.82 0.8

Лад

Рисунок 1.4 - Влияние КПД ТВД на топливную экономичность ТРДД

единственным, так как эффективность работы компрессоров и камер сгорания на сегодняшний день близка к предельному уровню.

1.2 Вторичные течения в лопаточных венцах современных турбин

Важными характеристиками лопаточных венцов турбины, определяющими уровень КПД турбины, являются потери кинетической энергии в лопаточном венце [23, 13, 16, 24]. Уровень потерь является показателем совершенства методов профилирования лопаточных венцов. Исследованию потерь в лопаточных венцах турбин посвящено огромное количество работ у нас в стране и за рубежом. Следует выделить основные монографии, на основании которых построены методы расчета потерь для проектировщиков турбин [11, 12, 13, 14]. Для определения потерь в лопаточных венцах турбин существует огромное количество различных методов расчета, основанных как на теоретическом анализе, так и на экспериментальных исследованиях [23].

Однако для современных лопаток данные методы либо не применимы из-за отличия формы профиля, либо ограничены в применении в современных высокотемпературных турбинах. На современном этапе развития теории турбомашин разрабатывать универсальный метод расчета потерь в лопаточных венцах турбины уже нецелесообразно в связи с повсеместным использованием численного моделирования. Одной из основных задач исследователей рабочего процесса в турбинах является создание научно обоснованных методов проектирования, обеспечивающих минимальные потери, так как убрать потери из проточной части турбины невозможно. Поиск конструктивных методов снижения потерь необходимо вести с одновременным совершенствованием численного моделирования. В лопаточных венцах современной ТВД до 50 % потерь являются следствием наличия так называемых ВТ [25, 26, 27, 8], поэтому снижение их интенсивности течений является актуальной задачей.

В решетках аэродинамических профилей ВТ проявляются в различном повороте линий тока по межлопаточному каналу. Причинами возникновения ВТ являются неравномерность параметров исходного потока, наличие кривизны межлопаточного канала и пограничных слоев на профилях и торцевых поверхностях. Структура ВТ в турбинных лопаточных венцах к настоящему времени полностью изучена и описана в монографиях [12, 28, 17]. Принятая в научной среде картина ВТ показана на рисунке 1.5. Первое упоминание о вихрях в решетке впервые опубликовано Нью (W.R. New) [27] в 1940 году и независимо, М.Е. Дейчем в 1945 году. В нашей стане ВТ занимались Дейч М.Е. [29, 13], Венедиктов В.Д. [23, 30], Мамаев Б.И. [31], Богомолов Е.Н. [32], Ремизов А.Е. [8], Вятков В.В. [9, 20], Ковалев С.А. [5], Панов Д.Ю., Рис В.В, Смирнов Е.М., Топунов А.М. [26], Речкоблит А.Я. [33] За рубежом следует выделить Snedden G. [34], Лэнгстон Л. С. [35, 36], Сивердинг C.H. [37, 38]., Gregory-Smith D. [39] и других, работы которых, внесли наибольший вклад в понимание структуры и свойств ВТ.

а)

б)

в)

Рисунок 1.5 - Структура потока в межлопаточном канале турбины [40]

По способу образования в турбинных лопаточных венцах можно выделить входной вихрь, который образуется при торможении входного пограничного слоя на входной кромке лопатки [28] и канальный, являющийся результатом перетекания масс рабочего тела в пограничных слоях на поверхностях проточной части (торцевые стенки и профиль лопатки). К настоящему времени созданы методы оценки размеров вторичных вихрей [28, 27, 8], траекторий их движения в межлопаточных каналах СА и РК [9]. Вторичные вихри влияют на распределение потерь в лопаточном венце и угол выхода потока [9]. Существует большое количество методов оценки аэродинамических характеристик лопаточных венцов, работающих в условиях взаимодействия ВТ [32, 9, 12, 13]. Условие начала взаимодействия ВТ характерно для лопаточных венцов ТВД ТРДД малой размерности. Определяющими факторами для определения начала взаимодействия ВТ, образовавшихся на втулке и периферии являются:

1) Геометрические размеры лопаточных венцов. Малая длина лопаток и большая хорда профиля;

2) Толстые пограничные слои на торцевых стенках.

Феномен смыкания ВТ исследовался достаточно подробно [28, 12, 32, 41]. Обозначим высоту решетки, при которой происходит смыкание вторичных вихрей Иб. Разработаны методы определения высоты проточной части, при которой происходит смыкание вторичных течений. Наиболее простой метод предложил М.Е. Дейч [13]. Е.Н. Богомолов разработал метод определения Иб на основе математических моделей вторичных вихрей в решетке [28, 32].

Величину Иб можно определить в виде суммы двух диаметров канального вихря в плоскости выхода Б и двух высот подъема канальных вихрей над торцевой стенкой под действием аэродинамических сил - 21.

где ? - шаг решетки;

5 - толщина пограничного слоя на торцевой стенке на входе в лопаточный венец;

(1.1)

о - относительная толщина вытеснения на входе; al и а2 - углы потока на входе и выходе соответственно. Величина z1 определяется по выражению зависимостью:

0 25

z1 = zв + ^г • t<sma:2, (1.2)

где zв - высота подъема вихря.

о - относительная толщина потери импульса в пограничном слое на спинке лопатки;

Z - потери трения (могут быть оценены любым из известных методов);

0,2S-S-5gr(§g-+l)[n-(a1+a2)] ™ sinai+2t.cosai(l-5* )(l-5**)-l' ( )

sin a2 S 1V yv y

-** S /

где o = ! g - относительная толщина потери импульса;

S - длина средней линии межлопаточного канала.

5gr - толщина потери градиента давления в пограничном слое;

S = f^b, (1.4)

где b - хорда профиля.

Данная методика разработана для плоских решеток, однако исследования Вяткова В.В., Ремизова А.Е. [8, 9] показали возможность использования данной методики для кольцевых решеток. Характер взаимодействия вихрей в турбинной решетке определяется величиной критерия h/hs. Все турбинные решетки можно отнести к трем типам [42]:

1) Аэродинамически длинные решетки h/hs>1,5. В таких лопаточных венцах вторичные вихри проявляются индивидуально. Такие лопаточные венцы характерны для ТНД и ТВД турбин ГТД с 1 по 3 поколение. Аэродинамические характеристики таких лопаточных венцов изучены достаточно подробно;

2) Лопаточные венцы со смыканием ВТ: 0,6<h/hs<1,5. Для таких лопаточных венцов изменение потерь и углов потока по высоте нельзя определить однозначно. Решетки такого типа исследовались в работах [43, 9, 10, 6, 44];

3) Короткие лопаточные венцы h/hs<0,6. В таких решетках уже невозможно выделить ядро потока и ВТ [8, 9, 41].

Большинство исследований влияния ВТ на характеристики лопаточных венцов турбины относятся в аэродинамически длинным лопаткам. Данные по лопаткам со смыканием и аэродинамически коротким лопаткам недостаточно. Для соплового аппарата первой ступени ТВД угол поворота потока практически одинаков для ТВД любой схемы. Поэтому при высоте проточной части 50 мм (в случае среднестатистической хорды лопатки) значение параметра h/hs будет близко к 1 и возникнет проблема снижения интенсивности ВТ.

1.3 Способы борьбы с вторичными течениями в решетках турбин

К настоящему времени исследовано много различных способов снижения потерь, вызванных ВТ. В большинстве своем это конструктивные решения по изменению пера лопатки [7] и формы торцевых поверхностей [43, 45, 31] (поджатие меридиональных образующих различной формы, саблевидные и серповидные профиля, галтели на входной кромке, несимметричные торцевые поверхности, а также аэродинамическое воздействия с использованием охлаждающего воздуха, выдуваемого из перфорации лопатки. Наиболее детальный обзор средств управления вторичными течениями представлен в монографии под общей редакцией Топунова А.М. [26]. Однако для современных высокотемпературных турбин, большинство не пригодно из-за сложности систем охлаждения. Способы снижения интенсивности вторичных течений актуальные для современных ТВД показаны на рисунке 1.6 с указанием отечественных и зарубежных ученых, занимавшихся данными проблемами.

Рассмотрим каждый из представленных на рисунке 1.6 методов. Физический смысл криволинейных профилей лопаток состоит в дополнительных силах, действующих на ВТ, из-за изменения положения среднего сечения профиля [7]. При этом радиальный градиент давления уменьшается на втулке и увеличивается к периферии. Уменьшение радиального градиента давления на втулке уменьшает интенсивность переноса пограничного слоя и, соответственно, уменьшает потери.

МЭИ Дейч М Зарянкин Копелев Журавле! е., A. Е. С. З., B. А ОАО «Авиадвигатель» Самохвалов Н.Ю., Соловьев М.Н. Саженков А.Н. СПбГПУ Панов Д.Ю., Рис В.В, Смирнов Е.М. РГ Богомо Ремизов А.Е Ковалев С. А АТУ лов Е. Н., ., Вятков В. В. . Харченко Р. В

1 Ч---^

Меридиональное профилирование

Саблевидные и серповидные профили

Профилированная галтель на входной _кромке_

Профилирование торцевых поверхностей

ASME Snedden G., Dunn D., Ingram G., Gregory-Smith D., Knezevici D. C., Sjolander S.A., Stokes M., Bo Liu, Lynch S., Kneer J., Sakamoto Y., Eisaku I. ЦИАМ Венедиктов В. Д., Харьковский С.В., Грановский А.В., Карелин A.M., Колесов А.Н. КГТУ Щукин А. В., Агачев Р. С СПбГМТУ Топунов А.М., Погодин Ю.М., Митюшкин Ю.И.

Рисунок 1.6 - Обзор исследований в области снижения интенсивности ВТ в

решетках турбин

Профиль лопаток вблизи периферии СА и распределение статического давления определятся профилем торцевой стенки. Для СА ТВД часто применяют меридиональное поджатие проточной части (для первых ступеней) и раскрытие (для второй ступени). Проточная часть турбины в меридиональной плоскости становится либо наклонной прямой линией, либо криволинейной. Применение наклонных образующих [13] сопровождается увеличением потерь в периферийной области. Актуальна задача экспериментального или расчетного поиска форм аэродинамически эффективных меридиональных образующих проточной части

для СА [5, 13]. Такая же проблема имеется и для межтурбинных переходных каналов. В работе [5] отмечен положительный опыт применения в качестве образующей меридиональной поверхности лемнискаты Бернулли. Особенностью лемнискаты Бернулли является отсутствие скачка второй производной при изменении кривизны образующей стенки, что благоприятно сказывается на характеристиках потока [28].

В зарубежных источниках встречаются попытки снизить потери кинетической энергии, вызванные ВТ, используя галтели (наплывы) на входной кромке СА [45]. Можно заключить, что применение данного сложного метода модификации исходного профиля СА изменяет положение точки натекания на входную кромку и влияет на траекторию канального вихря [46].

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Харченко Роман Витальевич, 2021 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Скибин, В. А. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей : (аналитический обзор)/ В. А. Скибин, В. И. Солонин, В. А. Палкин. - М.: Центральный институт авиационного моторостроения им. П. И. Баранова, 2010. - 673 с.

2. Иноземцев, А. А. Газотурбинные двигатели : монография / А. А. Иноземцев, В. Л. Сандрацкий. - Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2006. - 1204 с.

3 Соркин, Л. И. Иностранные авиационные двигатели (по данным иностранной печати) : Справочник - 13-е изд. / Л. И. Соркин. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2000. - 534 с.

4. Скибин, В. А. Иностранные авиационные двигатели : справочник / В. А. Скибин, В. И. Солонин. - М.: Изд. Дом «Авиамир», 2005. - 592 с.

5. Ковалев, С. А. Совершенствование методов проектирования сопловых аппаратов турбин ГТД на основе профилирования торцевых поверхностей : дис. ... канд. тех. наук : 05.07.05. / Ковалев Сергей Анатольевич. - Рыбинск, 2013. - 135 с.

6. Яковлева, С. Ю. Повышение КПД ступени газовой турбины при воздушном наддуве радиального зазора рабочего колеса : автореф. дис. ... канд. техн. наук : 05.07.05 / Яковлева Светлана Юрьевна. - Рыбинск, 2016. - 16 с.

7. Грановский, А. В. Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин : дис. ... доктора тех. наук: 05.04.12 / Грановский Андрей Владимирович. - Москва, 1994. - 252 с.

8. Ремизов, А. Е. Методологические основы аэродинамического проектирования интегрированной системы межтурбинного переходного канала, обеспечивающей повышение эффективности перспективных газотурбинных двигателей : дис. ... доктора тех. наук: 05.07.05 / Ремизов Александр Евгеньевич. -Рыбинск, 2013. - 455 с.

9. Вятков, В. В. Исследование угловых характеристик потока в турбинных решетках с целью усовершенствования методов проектирования газовых турбин

авиационных двигателей : дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05 / Вятков Владимир Вячеславович. - Рыбинск, 2002. - 158 с.

10. Попов, Г. М. Методы формирования численных моделей рабочего процесса осевых неохлаждаемых авиационных турбин : дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05 / Попов Григорий Михайлович. - Самара, 2017. - 176 с.

11. Степанов, Г. Ю. Гидродинамика решеток турбомашин / Г. Ю. Степанов.

- М.: Государственное издательство физико-математической литературы, 1962. -512 с.

12. Гостелоу, Дж. П. Аэродинамика решеток турбомашин : пер. с англ. / Дж. П. Гостелоу. - Москва: Мир, 1987. - 392 с.

13. Дейч, М. Е. Исследования и расчеты ступеней осевых турбин / М.Е. Дейч, Б. М. Трояновский. - М.: Машиностроение, 1964. - 682 с.

14. Хауторн, У. Р. Аэродинамика турбин и компрессоров / Под ред. У. Р. Хауторн. Пер. с англ. - М.: Машиностроение, 1968. - 742 с.

15. Нечаев, Ю. Н. Теория авиационных газотурбинных двигателей : учеб. для вузов. Ч.1. / Ю. Н. Нечаев, Р. М. Федоров. - М.: Машиностроение, 1977. - 312 с.

16. Абианц, В. Х. Теория авиационных газовых турбин : 3-е изд., перераб. и доп. / В. Х Абианц. - М.: Машиностроение, 1979.- 246 с

17. Венедиктов, В. Д. Газодинамика охлаждаемых турбин / В. Д Венедиктов.

- М.: Машиностроение, 1990. - 240 с.

18. Ремизов, А. Е. Формирование облика проточной части базового ТРДД семейства на ранней стадии проектирования : Учебное пособие / А. Е. Ремизов, В. А. Пономарев. - Рыбинск: РГАТА, 2008. - 172 с.

19. Яковлев, В. А. Ершов С.В. Оптимизация ступеней газовых турбин с использованием 3Б моделей расчета течения / В. А. Яковлев, С. В. Ершов // Энергетические и теплотехнические процессы и оборудование. - 2009. - №3. - С. 33-40.

20. Вятков, В. В. Разработка конструктивных мероприятий, обеспечивающих снижение вторичных потерь в венцах газовой турбины / В. В.

Вятков, Д. В. Карелин, С. А. Ковалев, Т. В. Томилина // Омский научный вестник.

- 2012. - №2(110). - С. 157-160.

21. Ле Тиен Зыонг Разработка и исследование конструктивных способов повышения КПД в концевых участках рабочих лопаток ТВД авиационных ГТД / Ле Тиен Зыонг, В. Г. Нестеренко // Международный научно-исследовательский журнал. - 2018. - №1(67), Часть 1. - С. 73-84.

22. Венедиктов, В. Д. Опыт разработки одноступенчатой турбины высокого давления для турбореактивного двухконтурного двигателя: Высокотемпературные газовые турбины. Труды ЦИАМ №1342 / В. Д. Венедиктов, В. Г. Крупа, С. В. Руденко, В. К. Сычев, А. А. Швырев. - М.: ЦИАМ, 2010. - 250 с.

23. Венедиктов, В. Д. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых газовых турбин / В. Д. Венедиктов, А. В. Грановский, А. М. Карелин, А. Н. Колесов, М. Х. Мухтаров. — М.: ЦИАМ, 1990. — 393 с.

24. Богомолов, Е. Н. Влияние вторичных течений на направление потока за турбинной решеткой / Е. Н. Богомолов, В. В. Вятков, А. Е. Ремизов // Изв. вузов Авиационная техника. - 2003. - №1. - С.23-26.

25. Попов, Г. М. Расчетное изучение структуры потока вблизи втулочного сечения в лопаточном венце осевой турбины / Г. М. Попов, О. В. Батурин // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. - 2009.- №3(19). С. 365-368.

26.Топунов, А. М. Управление потоком в тепловых турбинах / А. М. Топунов, В. А. Тихомиров. - Л.: Машиностроение, 1979, - 151 с.

27. Богомолов, Е. Н. Гидродинамика вторичных течений в турбомашинах:

- В 2-х ч. - Ч.1 : Возникновение и свойства вторичных течений / Е. Н. Богомолов.

- Рыбинск: РГАТА, 1998. - 78 с.

28. Богомолов, Е. Н. Газодинамика лопаточных венцов и переходных каналов турбин современных ГТД / Е. Н. Богомолов, В. В. Вятков, А. Е. Ремизов. -Москва: РАН. - 2012. - 168 с.

29. Дейч, М. Е. Методы повышения КПД ступеней турбины с малыми высотами лопаток / М. Е. Дейч, А. Е. Зарянкин, Г. А. Филиппов, М. Ф. Зацепин // Теплоэнергетика. - 1960. - №2. - С. 18 - 24.

30. Венедиктов, В. Д. Экспериментальное исследование сопловых решеток с криволинейными лопатками / В. Д. Венедиктов, С. В. Руденко, А. Н. Колесов // Теплоэнергетика. - 2005. - №11. - С. 30-34.

31. Мамаев, Б. И. Влияние специальной галтели между концевой полкой и пером лопатки у входной кромки на характеристики соплового аппарата турбины / Б. И. Мамаев, Р. Саха, Й. Фрид // Теплоэнергетика. - 2013. - №3. - С. 63-68.

32. Богомолов, Е. Н. О смыкании зон вторичных течений в турбинных решетках и его влиянии на концевые потери / Е.Н. Богомолов // Известия вузов. Авиационная техника. - 1991. - №3. - С. 25-31.

33. Речкоблит, А. Я. Исследование концевых течений и потерь в безбандажной турбинной решетке при различных формах уплотнения радиального зазора / А. Я. Речкоблит, Ш. А. Измайлов // Труды ЦИАМ.: М. - 1989. - №1242. -С. 87 - 102.

34. Snedden Glen The performance of a generic non-axisymmetric end wall in a single stage, rotating turbine at on and off-design conditions / Glen Snedden, Dwain Dunn // Proceedings of ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea and Air. - 2010. - Paper No. GT2010-22006. - p. 1-12.

35. Лэнгстон, Л. С. Трехмерное течение в канале турбинной решетки [Текст]. / Л.С. Лэнгстон, М. Л. Найс, Р. М. Хупер // Труды американского общества инженеров - механиков. Энергетические машины и установки. - 1977. - т. 99. -№1. - С. 22-31.

36. Лэнгстон, Л .С. Поперечные течения в канале турбинной решетки / Л.С. Лэнгстон // Труды американского общества инженеров - механиков. Энергетические машины и установки. - 1980. - №4. - С. 111-117.

37. Сивердинг, С. Н. Современные достижения в исследовании основных особенностей вторичных течений в каналах турбинных решеток / С. Н. Сивердинг

// Труды американского общества инженеров - механиков. Энергетические машины и установки. - 1985. - т.107. - № 2. - С. 1 - 13.

38. Сивердинг, С. Н. Влияние числа Маха и охлаждения торцевой стенки на вторичные течения в прямой сопловой решетке / С. Н. Сивердинг, Дж. Вилпут // Труды американского общества инженеров механиков. Энергетические машины и установки. - 1981. - т.103. - №2. - С. 1-9.

39. Gregory-Smith, David Using profiled endwalls, blade lean and leading edge extensions to minimise secondary flow / Gregory-Smith David, Bagshaw David, Ingram Grant, Stokes Mark // ASME Turbo Expo, 2008. - GT2008-50811. - Р. 156 - 162.

40. Hai-Ping, Wang Flow visualization in a linear turbine cascade оf high performance turbine blades/ Hai-Ping Wang, Steven J. Olson, Richard J. Goldstein, and Ernst R. G. Eckert// Proceedings of ASME Turbo Expo 1995: Power for Land, Sea and Air. - 1995. - Paper No. 95-GT-7. - p. 1-11.

41. Тихонов, Н. Т. Влияние высоты лопаток соплового аппарата осевых микротурбин на коэффициент скорости и угол выхода потока / Н. Т. Тихонов, Э. Э. Пфайфле // Известия вузов. Авиационная техника. - 1990. - №4. - С. 107-109.

42. Ремизов, А. Е. Особенности аэродинамического и теплового совершенствования сопловых аппаратов турбин перспективных газотурбинных двигателей / А. Е. Ремизов, В. В. Лебедев, В. В. Вятков, В. А. Полетаев // Известия вузов. Авиационная техника. - 2016. -№1. - С. 81-85

43. Иноземцев, А. А. Повышение эффективности решеток сопловых и рабочих лопаток газовых турбин применением неосесимметричных торцевых поверхностей межлопаточных каналов/ А. А. Иноземцев, Н. Ю. Самохвалов, А. С. Тихонов // Теплоэнергетика. - 2012. - №9. - С. 22-27.

44. Лебедев, В. В. Газодинамика и теплооообмен в области вторичных течений охлаждаемых сопловых аппаратов газовых турбин: (монография) / В. В. Лебедев, , В. В. Вятков, А. Е. Ремизов. - Рыбинск: РГАТУ имени П.А. Соловьева, 2014. - 157 с.

45. Mahmood, G. I. Experimental Investigation of Secondary Flow Structure in a Blade Passage With and Without Leading Edge Fillets / G. I. Mahmood, S. Acharya //ASME Trans. J. Fluids Engineering, (2005) - P. 49-51.

46. Shahpar, S. Automatic design optimisation of profiled endwalls including real geometrical effects to minimize turbine secondary flows/ Shahrokh Shahpar, Stefano Caloni // Proceedings of ASME Turbo Expo 2014: Power for Land, Sea and Air. - 2014.

- Paper No. GT2014-26628. - p. 1-13.

47. Germain, T. Improving efficiency of a high work turbine using non-axisymmetric endwalls part I: endwall design and performance / T. Germain, P. Schuepbach, M. Rose // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air. - 2008. - Paper No. GT2008-50469. - p. 1-11.

48. Schuepbach, P. Improving efficiency of a high work turbine using non-axisymmetric endwalls part II: time - resolved flow physics / P. Schuepbach, M.G.Rose, T. Germain // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air. -2008. - Paper No. GT2008-50470. - p. 1-13.

49. Knezevici, D. C. Measurements of secondary losses in a turbine cascade with the implementation of non-axisymmetric endwall contouring / D. C. Knezevici, T.J. Praisner // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air. - 2008.

- Paper No. GT2008-51311. - p. 1-13.

50. Stephen, P. Lynch Heat transfer for a turbine blade with non-axisymmetric endwall contouring / Stephen P. Lynch, Atul Kohli // Proceedings of ASME Turbo Expo 2009: Power for Land, Sea and Air. - 2009. - Paper No. GT2009-60185. - p. 1-12.

51. Gazi, I. Mahmood Flow dynamics and film cooling effectiveness on a non-axisymmetric contour endwall in a two dimensional cascade passage / Gazi I. Mahmood, Ross Gustafson, Sumanta Acharya // Proceedings of ASME Turbo Expo 2009: Power for Land, Sea and Air. - 2009. - Paper No. GT2009-60236. - p. 1-22.

52. Poehler, Thorsten Numerical analysis of three-dimensional turbine airfoil designs / Thorsten Poehler, Yavuz Guendogdu// Proceedings of ASME Turbo Expo 2011: Power for Land, Sea and Air. - 2011. - Paper No. GT2011-46204. - p. 1-8.

53. Taremi, F. Application of endwall contouring to transonic turbine cascades: experimental measurements at design conditions / F. Taremi, T.J. Praisner // Proceedings of ASME Turbo Expo 2011: Power for Land, Sea and Air. - 2011. - Paper No. GT2011-46511. - p. 1-12.

54. Abraham, S. Effect of endwall contouring on a transonic turbine blade passage: part 1 - aerodynamic performance/ Santosh Abraham, Kapil Panchal // Proceedings of ASME Turbo Expo 2012: Power for Land, Sea and Air. - 2012. - Paper No. GT2012-68425. - p. 1-10.

55. Hilfer, M. Endwall profiling with tip clearance flows/ Michael Hilfer, Grant Ingram// Proceedings of ASME Turbo Expo 2012: Power for Land, Sea and Air. - 2012. - Paper No. GT2012-68488. - p. 1-10.

56. Huimin, T. Design optimization of profiled endwall in a high work turbine/ Huimin Tang, Shuaiqiang Liu// Proceedings of ASME Turbo Expo 2014: Power for Land, Sea and Air. - 2014. - Paper No. GT2014-26190. - p. 1-13.

57. Shuzhen, Hu. Endwall Contouring Optimization in a High Pressure Turbine Vane/ Shuzhen Hu, Hualing Luo// Proceedings of ASME Turbo Expo 2014: Power for Land, Sea and Air. - 2014. - Paper No. GT2014-26587. - p. 1-12.

58. Zhenzhe, Na Numerical investigation of non-axisymmetric endwalls in a high pressure axial flow turbine/ Zhenzhe Na, Bo Liu // Proceedings of ASME Turbo Expo 2015: Power for Land, Sea and Air. - 2015. - Paper No. GT2015-42970. - p. 1-11.

59. Huimin, Tang Unsteady effects of profiled endwalls on a 1.5 stage axial turbine/ Huimin Tang, Shuaiqiang Liu// Proceedings of ASME Turbo Expo 2015: Power for Land, Sea and Air. - 2015. - Paper No. GT2015-43871. - p. 1-12.

60. Puetz, F. A new test facility to investigate film cooling on a non-axisymmetric contoured turbine endwall, part i: introduction and aerodynamic measurements/ Franz Puetz, Johannes Kneer // Proceedings of ASME Turbo Expo 2015: Power for Land, Sea and Air. - 2015. - Paper No. GT2015-42272. - p. 1-11.

61. Lange, E. Computational and experimental studies of midpassage gap leakage and misalignment for a non-axisymmetric contoured turbine blade endwall/ Eric Lange,

Scott Lewis // Proceedings of ASME Turbo Expo 2016: Power for Land, Sea and Air. -2016. - Paper No. GT2016-56128. - p. 1-14.

62. Schmid, J. Influence of a non-axisymmetric endwall on the flow field in a turbine passage - high-resolution ldv/ Jonas Schmid, Achmed Schulz // Proceedings of ASME Turbo Expo 2018: Power for Land, Sea and Air. - 2018. - Paper No. GT2018-75061. - p. 1-11.

63. Zhansheng, Liu Aero-thermal coupled design optimization of the non-axisymmetric endwall for a gas turbine blade/ Zhansheng Liu, Xing Yang // Proceedings of ASME Turbo Expo 2018: Power for Land, Sea and Air. - 2018. - Paper No. GT2018-76594. - p. 1-11.

64. Rehman, A. Non-axisymmetric endwall profiling of a stator row in the presence of the rotor in a high pressure turbine/ Abdul Rehman, Bo Liu // Proceedings of ASME Turbo Expo 2018: Power for Land, Sea and Air. - 2018. - Paper No. GT2018-76070. - p. 1-11.

65. Зрелов, А. В. Характеристики течения и теплообмена на межпрофильной поверхности лопаточного канала плоской турбинной решетки / А. В. Зрелов, В. А. Мартьянов, Э. Г. Нарежный, Б. В. Сударев, Черныш А. А. // Судостроение. Сер.3.-1987. - вып.5.- 24 с. Деп. в ЦНИИ «Румб»16.06.87. №2765.

66. Зысина-Моложен, Л. М. Факторы, влияющие на температурное состояние лопаточных аппаратов высокотемпературных турбин/ Л. М. Зысина-Моложен // Промышленная теплотехника. -1988. -т.10. - №2. - 12-24 с.

67. Нарежный, Э. Г. Эффективность охлаждения торцевой межпрофильной поверхности турбинной ступени при вдуве воздуха через тангенциальную щель/ Э. Г. Нарежный // Энергомашиностроение. -1978. - №11. - 24-25 с.

68. Нарежный, Э. Г. Эффективность охлаждения торцевой стенки соплового канала / Э. Г. Нарежный, В. А. Милявский, Б. В. Сударев // Физико-техничекие проблемы судовой энергетики: Труды ЛКИ. - Л. -1979. - 64 -70 с.

69. Нарежный, Э. Г. Эффективность охлаждения торцевой стенки соплового канала турбины при нормальном вдуве / Э. Г. Нарежный, Б. В. Сударев // Физико-технические проблемы судовой энергетики: Труды ЛКИ.- Л., 1980. - 40-45 с.

70. Халатов, А. А. Теплообмен и гидродинамика на торцевой поверхности сопловых аппаратов газовых турбин с интенсивными вторичными и вихревыми течениями/ А. А. Халатов // Промышленная теплотехника. -1993-т.15 - №4.- C. 318.

71. Копелев, С.З. Охлаждаемые лопатки газовых турбин.-М.: Наука, 1983.145 с.

72. Blair, M.F. An experimental study of heat transfer and film cooling on large-scale turbine endwalls / M.F. Blair // ASME Journal of Heat Transfer, 1974.-Vol. 96.- P. 524- 529.

73. Oke, R.A. Simon T.W. Film Cooling Experiments with Flow introduced upstream of first stage nozzle guide vane through slots of various geometries/ R. A. Oke // Proceedings of the ASME TURBO EXPO 2002, GT-2002-30169. June 3- 6, 2002. Amsterdam, The Netherlands. - 8 p.

74. Zess, G.A. Computational Design and Experimental Evaluation of Using a Leading Edge Fillet on a Gas Turbine Vane/ Zess G.A., Thole K.A. // Transaction of the ASME, Journal of Turbomachinery, Aprilr-2002.Vol 124. - P.167-775.

75. Goldstein, R.I. Film Gooling on a Gas Turbine Blade Hear the End Wall./ Goldstein R. I., Chen H. P. // Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. January.- 1985. Vol. 107. 117-122 p.

76. Ремизов, А. Е. Повышение газодинамической эффективности ступеней газовых турбин ГТД на стадии проектирования / А. Е. Ремизов, В. В. Вятков, В. В. Лебедев // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2016. - № 4. - С. 106-110.

77. Жуковский, В .С. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов турбин / В. С. Жуковского, С. С. Кутателадзе. - М.- Л.: Госэнергоиздат, 1960. - 340 с.

78. Вятков, В. В. Совершенствование газовой турбины путем оптимизации торцевых поверхностей / В. В. Вятков, С. А. Ковалев, Р. В. Харченко // Вестник РГАТУ имени П.А. Соловьева. - 2017. -№4(43). - С.11-15.

79. Самохвалов, Н. Ю. Верификация расчетных трехмерных моделей образования вторичных вихревых течений в межлопаточных каналах турбин

газотурбинных двигателей по данным испытаний тестового профиля т106 / Н. Ю. Самохвалов, В. Т. Хайрулин, А. С. Тихонов // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. - 2017. - №49. С. 41-53.

80. Хайрулин, В. Т. Оценка влияния шероховатости поверхности лопаток на параметры турбины высокого давления / В. Т. Хайрулин, Н. Ю. Самохвалов, А. С. Тихонов, С. И. Сендюрев // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. - 2014. -№37. С. 99-111.

81. Иноземцев, А. А. Совершенствование охлаждения лопаток турбин методами численного моделирования / А. А. Иноземцев, А. С. Тихонов, С. И. Сендюрев, Н. Ю. Самохвалов // Теплоэнергетика. - 2013. - №2. - С. 16-22.

82. Кузнецов, Н.Б. Расчет теплового состояния сопловой лопатки первой ступени турбины при максимальном уровне неравномерной полной температуры газа / Н. Б. Кузнецов, А. М. Лапин // Сборник докладов научно-технической конференции «Климовские Чтения 2012: Перспективные направления развития предприятий авиадвигателестроения», - Санкт-Петербург. - 2012. - С. 96-107.

83. Добровольский, И.С. Повышение эффективности охлаждения торцевых поверхностей СА 1 ступени гтд-110 / И. С. Добровольский, К. А. Виноградов, К. Р. Пятунин, С. М. Пиотух // Сборник докладов LXIII научно-техническая сессия по проблемам газовых турбин и парогазовых установок «Фундаментальные проблемы локализации производства в России деталей горячего тракта ГТУ, использующихся в национальной экономике России», - Рыбинск. - 2016. -С. 43-45.

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

85. ANSYS CFX documentation Release 17.2. Solver Theory Guide, ANSYS Inc., USA, 2016.

86. NUMECA, User Manual. AutoBlade Release 8, NUMECA. Inc., Belgium, Brussels, 2008.

87. NUMECA, User Manual. AutoGrid5 Release 8, NUMECA Inc., Belgium, Brussels, 2008.

88. Реклейтис, Г. Оптимизация в технике: Кн.1. Пер. с англ./ Г. Реклейтис, А. Рейвиндран, К. Рэгсдел. - М.: Мир, 1986. - 348 с.

89. Реклейтис, Г. Оптимизация в технике: Кн.2. Пер. с англ./ Г. Реклейтис, А. Рейвиндран, К. Рэгсдел. - М.: Мир, 1986. - 320 с.

90. IOSO optimization technology. Sigma technology. www.iosotech.com.

91. Егоров, И. Н. Оптимизационные исследования вентилятора ТРДД с большой степенью двухконтурности / И. Н. Егоров, Г.В. Кретинин, К.С. Федечкин // Научный вестник МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта - 2008, - № 134, С.88-95.

92. Вятков, В. В. Выбор способа борьбы с вторичными течениями в лопаточных венцах газовых турбин / В. В. Вятков, А. Е. Ремизов, А. В. Курдюков // Вестник РГАТА имени П.А. Соловьева. - 2016 - №1(36) - С. 3-7.

93. Тощаков, А. М. Исследование газодинамической эффективности системы межтурбинного переходного канала и диагонального соплового аппарата первой ступени турбины низкого давления: дис. ...канд. тех. наук: 05.07.05 / Тощаков Александр Михайлович. - Рыбинск, 2014. - 145 с.

94. Гоголев, И. Г. Аэродинамические характеристики ступеней и патрубков тепловых турбин / И. Г. Гоголев, А. М. Дроконов. - Брянск: Брянское областное издательство «Грани». - 1995. - С. 258

95. Remizov, A. E. To Solution of the optimization problem for the small dimension engine core turbine wheel space [Text] / A. E. Remizov, V. V. Vyatkov, E. S. Osokinaa, R. V. Kharchenko // Russian Aeronautics. - 2019. - vol. 62, №1. - pp. 167 -170.

96. Эйбек, П.А. Влияние продольного вихря, погруженного в турбулентный пограничный слой на теплообмен/ П. А. Эйбек, Дж. К. Итон // Теплопередача. -1987. - №1. - С. 14-24.

97. Ито, С. Завесное охлаждение лопатки газовой турбины / С. Ито, Р. Дж. Голдстейн, Е. Р. Эккерт // Энергетические машины и установки / Пер. с англ. Т.100, №3 М: Мир. - 1978 - С. 84-91.

98. Голубев, А.Г. Моделирование сверхзвукового обтекания затупленного конуса в пакете ANSYS Fluent с использованием двух различных способов построения расчетной стеки / А. Г. Голубев, О. И. Ремизова // Инженерный журнал: наука и инновации. - 2018. - вып. 11.

99. Горелов, В. В. Ананьев 3D - исследования конвективного и конвективно-пленочного охлаждения трактовых полок сопловых блоков турбины высокого давления / В. В. Горелов // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2018. - №3 - С. 126132.

100. Нестеренко, В. Г. Конструктивные методы совершенствования системы пленочного охлаждения рабочих лопаток турбин ВРД / В.Г. Нестеренко, А.А. Матушкин // Труды МАИ. - 2009. - выпуск №39.

101. Хабибуллин, И. И. Интенсификация теплообмена двухполостными диффузорными выемками: дис. ... канд. техн. наук: 01.04.14 / Ильмир Ильдарович Хабибуллин. - Казань, 2016.- 124с.

102. Dailey, G. Design and Calculation Issues. Aero-thermal Performance of Internal Cooling Systems in Turbomachinery / G. Dailey // VKI. -Belgium. -2000.

103. Гортышов, Ю. Ф. Теплогидравлическая эффективность перспективных способов интенсификации теплоотдачи в каналах теплообменного оборудования. Интенсификация теплообмена: монография/ Ю.Ф. Гортышов, И.А. Попов, В.В. Олимпиев, А.В. Щелчков, С.И. Каськов; под общ. Ред. Ю.Ф. Гортышова// - Казань: Центр инновационных технологий. -2009. - 531 с.

104. Исаев, С. А. Сравнительный анализ вихревого теплообмена при турбулентном обтекании сферической лунки и двумерной траншеи на плоской стенке/ С. А. Исаев, А. И. Леонтьев, Г. И. Кикнадзе и др. // ИФЖ. -2005. т.78 -№4. - С.916-921

105. Терехов, В.И. Способы повышения эффективности пленочного охлаждения с помощью вихревых пристенных струй / В.И. Терехов, Н.Е. Шишкин // Теплофизика и аэромеханика. - 2013, том 20 -№ 6.

106. Терехов, В. И. Методы интенсификации пленочного охлаждения рабочих поверхностей в энергетических устройствах / В.И. Терехов, А.А. Халатов, Н.Е. Шишкин // Современная наука исследования, идеи, результаты, технологии. -2015. - №1(16).

107. Халатов, А. А. Тепломассообмен и теплогидравлическая эффективность вихревых и закрученных потоков, т.5/ А.А. Халатов, И.И. Борисов, С.В. Шевцов// Институт технической теплофизики НАН Украины. - Киев. - 2005. - 500 с.

108. Халатов, А. А. Эффективность пленочного охлаждения за парными отверстиями и отверстиями в сферических углублениях / А.А Халатов., М.В. Безлюдная, Н.А. Панченко, И.И. Борисов, Ю.Я. Дашевский // Институт технической теплофизики НАН Украины.

109. Халатов, А. А. Новая концепция пленочного охлаждения лопаток газовой турбины, в которой охлаждающая пленка осцилирует самопроизвольно / А.А. Халатов // Аэрокосмические технологии.

110. Нагога, Г. П. Эффективные способы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин: Учеб. Пособие/ Г. П. Нагог. - М.: Изд-во МАИ, 1996. - 100 с.

111. Щукин, А. В. Пристенная интенсификация теплообмена при сложных граничных условиях: монография / А. В. Щукин, А. В. Ильинков. - Казань: Изд-во Казан. Гос. техн. ун -та, 2014. - 252 с.

ПРИЛОЖЕНИЕ А

Акты о внедрении результатов диссертационной работы Харченко Р. В.

(обязательное)

О внедрении в процесс проектирования результатов диссертационной работы Харченко Р,Ё.

«Способ проектирования межпрофильных торцевых поверхностей охлаждаемой ступени турбины с интенсивными вторичными течениями»

Настоящий акт составлен о той, что результаты диссертационной работы Харченко Р.О «Способ проектирования межпрофильных торцевых поверхностей охлаждаемой ступени турбины с интенсивными вторичными течениями» МАО аОДК-Сатурн» использовзнэ при разработке и проектировании турбин малоразмерного двигателя и двигателя ПД-8.

С помощью предложенного способа спроектированы несимметричные межпрофигьные торцевые поверхности для ступени турбины. Несимметричны® межпрафигьные поверхности по результатам расчётов обеспечат увеличение адиабатического КПД до 0.5 % по сравнению с исходным вариантом ступени с классическими межпрофильными поверхностями. Определены основные закономерности организации эффективного плёночного охлаждения несимметричных межпрофильных поверхностей соплового аппарата.

11редложенный способ позволил получить оптимальные межпрофильные поверхности ступени турбины.

Спроектированные несимметричные межпрофильные поверхности СА внедрены в конструкцию малоразмерного ГТД.

УТВЕРЖДАЮ Генеральный конструктор Л АО «ОДК^Сатурн»

Начальник КО турбин, к.т н

Зам на1- КО турбин по р асчетно- и сспедоеательски м работа м, к. т. н

Виноградов

-/

УТВЕРЖДАЮ Проректор по учебной работе РГАТУ им. П.А. Соловьева к. т.н., доцент

АКТ

об использовании результатов диссертационной работы Харченко Р.В.

«Способ проектирования межпрофильных торцевых поверхностей охлаждаемой сту пени турбины с интенсивными вторичными течениями», представленной на соискание ученой степени кандидата технических наук, в

учебном процессе ФГБОУ ВО РГАТУ имени П.А. Соловьева.

Мы, нижеподписавшиеся, заведующий кафедрой «Авиационные двигатели», доктор технических наук, профессор Ремизов А.Е. и доцент кафедры «Авиационные двигатели», кандидат технических наук Тощаков A.M. составили настоящий акт о том. что результаты диссертационной работы Харченко Р.В. в части разработанного способа проектирования оптимальных торцевых поверхностей ступени турбины, используются в учебном процессе (курс лекций) кафедры «Авиационные двигатели» РГАТУ имени П.А. Соловьева при изучении дисциплины «Расчет и проектирования охлаждаемых турбин» в соответствии с учебным планом обучения по специальности 24.05.02 «Проектирование авиационных и ракетных

двигателей». Результаты диссертационной работы Харченко 1] В в части методик моделирования системы охлаждения, используются в учебном процессе (курс лекции и практические занятия) кафедры «Аииа:"^онные двигатели» РГАТУ имени П.А. Соловьева при изучений дисциплины «Математическое моделирование рабочих процессов в газовых турбинах» в соответствии с учебным планом обучения по направлению магистратуры : 3,04.01 «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, элеклроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов,

Заведующий кафедрой

А,Е, Ремизов

Доцент кафедры

«Авиационные двигатели»