Влияние отношения разностей давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе и стенке сопловой лопатки на тепловое состояние входной кромки тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Сендюрев, Станислав Игоревич

• Сендюрев, Станислав Игоревич
• кандидат технических наук
• 2010

Оглавление диссертации кандидат технических наук Сендюрев, Станислав Игоревич

Введение

1. Анализ состояния исследований температурного состояния охлаждаемых сопловых лопаток турбин

1.1 Охлаждение лопаток турбины: конструкция, режимы и условия работы

1.2 Методы исследования температурного состояния сопловых лопаток турбин

1.2.1 Моделирование теплоотдачи во внутренних полостях лопатки

1.2.2 Моделирование теплоотдачи на наружной поверхности лопатки

1.2.3 Влияние пленочного охлаждения на теплообмен на наружной поверхности лопатки

1.2.4 Влияние турбулентности потока на теплообмен на наружной поверхности лопатки

1.2.5 Влияние перепада давлений на входной кромке на эффективность ее охлаждения

1.2.6 Влияние формы профиля отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения

1.3 Выводы по главе. Задачи исследования.

2. Моделирование теплообмена в сопловых лопатках турбин.

2.1 Температурные поля в сопловых лопатках.

2.1.1 Определение теплового состояния сопловой лопатки первой ступени двигателя ПС-90А

2.1.2 Определение теплового состояния сопловой лопатки первой ступени двигателя ПС-90А

2.2Верификация результатов расчетов 92 2.3 Оценка эффективности охлаждения входной кромки сопловых лопаток турбин.

2.4 Выводы по главе.

3. Применение результатов исследования при проектировании двигателя.

3.1 Применение разработанной методики при проектировании системы охлаждения входной кромки сопловых аппаратов турбин.

3.2 Применение разработанной методики и тепловой модели при проектировании сопловой лопатки первой ступени экспериментального двигателя.

3.3 Выводы по главе.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Влияние отношения разностей давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе и стенке сопловой лопатки на тепловое состояние входной кромки»

Достижение конкурентоспособности авиационного двигателестроения в мировом масштабе является важнейшим шагом в переходе к производящей, наукоемкой и несырьевой модели экономики. В настоящее время авиапромышленность является одной из ведущих отраслей инновационного развития экономики России. Кроме того, авиационная промышленность является одной из наиболее наукоемких отраслей в мире.

Авиационные двигатели признаны наисложнейшим механизмом XX века и являются продукцией с широчайшим спектром применения: генерация электроэнергии, привод для нагнетателей природного газа и нефтяных насосов, но в первую очередь, гражданская и военная авиация.

Для. обеспечения конкурентоспособности двигателей одними из важнейших требований становятся повышение надежности и топливной экономичности. Эти требования противоречивы, так как увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению надежности двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей. Максимизация одного из этих требований приведет к минимизации другого, однако оба этих требования очень важны и требуют взаимной увязки.

В погоне за КПД постоянно растет температура на входе в турбину. С учетом окружной неравномерности она может достигать величин порядка 2200 К. В связи с этим растет значение пленочного охлаждения. Максимально допустимая температура для лопатки растет, в свете постоянного совершенствования используемых материалов, а рабочие температуры для теплозащитного покрытия меньше или равны 1200, следовательно, охлаждать надо наружную поверхность лопатки.

На двигателях 4 и 5 поколения все больше проблем возникает с охлаждением спинки лопатки. Это связано с тем, что нагрузка на ступень, угол поворота потока в решетках и изгиб спинки лопатки увеличиваются.

Необходимость пленочного охлаждения спинки обусловлена высокими скоростями (более 400 м/с) и, следовательно, высокими коэффициентами теплоотдачи со стороны газа. Сложность организации пленочного охлаждения спинки лопатки обусловлена большой разностью давлений между охлаждающим воздухом и газом (более 1 МПа), из-за чего охлаждающий воздух не создает защитный барьер, а вылетает в межлопаточный канал. На входной кромке лопатки наоборот, реализуются низкие скорости газового потока, минимальная разница по давлению между охлаждающим воздухом и газом и максимальная температура газового потока. Кроме того, она имеет большую кривизну и угол выхода отверстий перфорации по отношению к поверхности, близкий к 90°. Вследствие этого, эффективность пленочного охлаждения на входной кромке незначительна. Поэтому для входной кромки лопатки наиболее важными способами охлаждения являются струйный обдув и конвективный теплообмен в отверстиях перфорации.

В связи с этим, для двигателей 5-го поколения необходимо создать такую конструкцию соплового аппарата, в которой была бы возможность регулировать пленку в последнем ряду перфорации на спинке лопатки, и при этом эффективно охлаждать входную кромку лопатки.

Решение данной проблемы должно происходить на стадии проектирования и детального анализа полей температур, реализуемых в сопловых лопатках турбин с помощью ЗО методов моделирования и численного анализа. Несмотря на наличие современных средств моделирования, такой анализ остается сложной и трудоемкой задачей и его методика не достаточно отлажена.

Целью данной работы, направленной на повышение надежности сопловых аппаратов турбин авиационных двигателей, является исследование закономерностей охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин и разработка методики, позволяющей усовершенствовать проектирование систем охлаждения сопловых лопаток.

Задачи работы:

1. Исследовать закономерности охлаждения сопловых лопаток газовых турбин.

2. Определить основные факторы, влияющие на тепловое состояние охлаждаемых сопловых лопаток газовых турбин.

3. Провести тепловые расчеты существующих конструкций сопловых лопаток и разработать тепловую модель, пригодную для расчета максимально широкого спектра конструкций сопловых лопаток.

4. Разработать методику проектировочных тепловых расчетов сопловых лопаток.

Научная новизна работы состоит в следующем:

- На основе комплексного исследования влияния параметров системы охлаждения и конструктивных особенностей на тепловое состояние сопловых лопаток получена зависимость эффективности охлаждения входной кромки сопловой лопатки от отношения разности давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе лопатки к разности давлений на стенке лопатки.

- Разработана тепловая модель, пригодная для использования в тепловых расчетах и при проектировании охлаждаемых сопловых лопаток турбин.

Систематизированы и обобщены экспериментальные и эксплуатационные данные по тепловому состоянию сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления двигателей ПС-90А, ПС-90А2, установленных на семействе гражданских самолетов ТУ-204/214 и ИЛ-96.

Практическая ценность работы состоит в следующем:

- Разработанная методика оценки теплового состояния позволила определить причину появления дефектов (прогаров и термоусталостных трещин) на сопловых лопатках двигателей ПС-90А, ПС-90А2.

Разработаны и внедряются мероприятия по исключению вышеописанных дефектов.

- На основе разработанной методики была спроектирована сопловая лопатка первой ступени турбины унифицированного газогенератора для семейства перспективных авиационных двигателей и промышленных газотурбинных установок.

- Модифицирован существующий инженерный инструмент оценки эффективности охлаждения сопловых аппаратов турбин разработки ОАО "Авиадвигатель".

- Проведен комплекс работ по систематизации экспериментальных и эксплуатационных данных по температурному состоянию сопловых лопаток различных конструкций турбин высокого давления двигателей ПС-90А, ПС-90А2 и их модификаций. Собраны экспериментальные данные по тепловому состоянию сопловых лопаток турбин, основанные на термометрировании термопарами, измерителями максимальной температуры кристаллическими, термоиндикаторными красками, а также на металлографических исследованиях лопаток.

Достоверность результатов подтверждается удовлетворительным согласованием результатов расчетного анализа с экспериментальными данными, полученными в ОАО "Авиадвигатель", применением метрологически аттестованного измерительного оборудования.

Основные результаты работы докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях: «Аэрокосмическая техника и высокие технологии» (АКТ) - 2007, АКТ - 2008, АКТ- 2009 (ПГТУ, г. Пермь), «Научно-технический конгресс по двигателестроению НТКД-2010» (АССАД, г. Москва), «XXX Российская школа по проблемам науки и технологий, посвященная 65-летию победы» (г. Миасс, 2010); на научно-технических семинарах ОАО "Авиадвигатель" 2007-2009 г.

Основное содержание работы изложено в 9-ти публикациях, в том числе 1 статья в российском периодическом рецензируемом издании, рекомендованном ВАК и 8-ми технических отчетах ОАО "Авиадвигатель".

Диссертационная работа состоит: из введения, 3-х глав, заключения, списка литературы и акта о внедрении. Изложена на 147 страницах, включая 19 таблиц, 81 рисунок и список использованной литературы из 86 наименований.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Сендюрев, Станислав Игоревич

3.3 Выводы по главе.

1. На основании результатов, полученных в предыдущих разделов диссертационной работы, была разработана методика, позволяющая усовершенствовать проектирование систем охлаждения сопловых лопаток турбин.

2. Методика использована при проектировании модифицированных систем охлаждения сопловых лопаток для двигателей ПС-90А и ПС-90А2. В результате чего были получены более экономичные и теплоэффективные схемы охлаждения (таблица 3.1).

3. Методика была использована при проектировании соплового аппарата первой ступени для перспективного экспериментального двигателя.

4. Результаты диссертационной работы включены в отчеты по договорным исследовательским работам ОАО "Авиадвигатель" с Объединенной Двигателестроительной Корпорацией, а также в технические отчеты по проектированию лопаток ОАО "Авиадвигатель", и используются при разработке новейших охлаждаемых сопловых лопаток турбин.

4. Заключение.

1. Проведено комплексное исследование температурного состояния охлаждаемой сопловой лопатки турбины нескольких конструкций с учетом множества различных факторов. Проведен комплекс работ по анализу и систематизации экспериментальных и эксплуатационных данных по тепловому состоянию сопловых лопаток первой ступени турбины двигателей ПС-90А и ПС-90А2. Сформирована база по тепловому состоянию для этих сопловых лопаток.

2. Создана тепловая модель охлаждаемой сопловой лопатки на основании тепловых расчетов сопловых лопаток первой ступени турбины двигателей ПС-90А и ПС-90А2. Путем сопоставления изученных экспериментальных и эксплуатационных данных были верифицированы полученные тепловые модели.

3. На основании верифицированных тепловых моделей была получена зависимость для эффективности охлаждения входной кромки лопатки от реализуемых разностей давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе и стенке лопатки в районе входной кромки и создана методика проектирования системы охлаждения входной кромки сопловых лопаток.

4. Полученные в диссертационной работе тепловые модели и разработанная методика использовались при проектировании сопловых лопаток модифицированных конструкций для двигателей ПС-90А и ПС-90А2, а также при проектировании сопловой лопатки экспериментального газогенератора для семейства двигателей пятого поколения.

1. Иноземцев, A.A. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. /A.A. Иноземцев, М.А. Нихамкин, B.JI. Сандрацкий. - M.: Машиностроение, 2008. - Т. 2. - 366 е.: ил. - (Серия: Газотурбинные двигатели).

2. Сендюрев С. И., Тихонов A.C. «Влияние теплозащитного покрытия на тепловое состояние и эффективность пленочного охлаждения сопловых лопаток газовых турбин». - Сборник трудов III международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века», ЦИАМ, г. Москва, 30.11-03.12.2010 г.

3. Жирицкий Г.С. Газовые турбины авиационных двигателей. / Жирицкий Г.С., Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. под ред. Жирицкого Г.С. // -М.: Оборонгиз, 1963 г. - 608 с.

4. The Get Engine. Rolls-Royce pic, 1997.

5. Локай В.И. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. / Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. / М.: Машиностроение, 1997 г. -512 с.

6. Cherry D.G. The Aerodynamic Design and Performance of the NASA/GE E3 Low Pressure Turbine. - AIAA Paper, 1984, N 1162. Газодинамический расчет и характеристики турбины вентилятора двигателя о

Е фирмы Дженерал Электрик. Новости зарубежной науки и техники. Серия Авиационное Двигателестроение, N 3,1985

7. Иванов М.Я., Почуев В.П. Проблемы создания высокотемпературных турбин современных авиационных двигателей. Конверсия машиностроения, №5, 2000 г.

8. Сендюрев С.И. "Проблемы охлаждения сопловых лопаток турбин и способы их решения". - Газотурбинные технологии, №2, 2010, с. 2-5.

9. Андерсон В. Вычислительная гидромеханика и1 теплообмен. / Андерсон В„ Таннехилб Дж., Плеттер Р. // в 2-х томах, - М.: Мир. 1990. -728с.

10. Хасилев В .Я. Элементы теории гидравлических цепей, Известия АН СССР, Энергетика и транспорт, 1964, № 1, с.69-88.

11. Вулканович М. П. Термодинамика. / Вулканович М.П., Новиков И.И. // - М.: Машиностроение, 1984. - 200 с.

12. Калиткин H.H. Численные методы. - М.: Наука, 1978.

13. Horlock J.H., Denton J.D. A Review of some design practice using CFD and a current perspective. GT2003-38973. ASME TURBO EXPO 2003.

14. Горбатенко В.Я., Капинос В. M., Слитенко А.Ф. Отчет о научно-исследовательской работе. Тепловые процессы в высокотемпературных аппаратах и конструкциях. Метод и программа расчета систем охлаждения газовых турбин. ХПИ им В. И. Ленина, 1983.

15. Хасилев В.Я. Элементы теории гидравлических цепей, Известия АН СССР, Энергетика и транспорт, 1964, № 1, с.69-88.

16. Сендюрев С.И. "Исследование конвективного теплообмена во вторичных полостях осевых турбин газотурбинных двигателей". - Материалы XII Всероссийской научно-технической конференции "Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2009", г. Пермь, 9-10 апреля 2009 г., с. 94-95.

17. Тихонов A.C., Сендюрев С.И. "Исследование течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки с помощью расчетных методов на базе экспериментальной установки по продувке лопаток". - Материалы XI Всероссийской научно-технической конференции "Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2008", г. Пермь, 10-11 апреля 2008 г., с. 379-381*.

18. Шлихтинг Г.М. Теория пограничного слоя. - М: Наука, 1974 г. -711с.

19. Je-Chin Han, Sandipi Dutta, Srinat V. EkkacL, Gas Turbine Heat' Transfer And Cooling Technology, 2000.

20. Иванов В.JI. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок. / Иванов В.Л., Леонтьев А.И., Манушин Э.А., Осипов М.И. // - М.: Машиностроение, 1984 г. - 384 с.

21. Авдуевский B.C. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. / Авдуевский B.C., Галицейский Б.М., Глебов Г.А., и др. под ред. Кошкина В.К. // Москва, 1975 г. - 624 с.

22. Baldauf S., Scheurlen М., Schulz A., Wittig S., Correlation of film cooling effectiveness from thermographic measurements at engine like conditions, ASME Turbo Expo 2002.

23. James W. Post and Sumanta Acharya «The Role of Density Ratio and Blowing Ratio on Film Cooling in a Vane Passage». ASME Turbo Expo 2010: Gas Turbine Technical Congress & Exposition, GT2010, June 14-18, 2010, Glasgow, Uk.

24. Mayle R.E. The Turbulence That Matters. [Текст] / R.E. Mayle, K. Dullenkopf, A. Schulz // Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3-6, 2002, Amsterdam, The Netherlands.

25. Августинович В.Г. Численное моделирование нестационарных явлений в турбомашинах. / Августинович В.Г., Шмотин Ю.Н., Сипатов A.M., Румянцев Д.Б. и др. под ред. Августиновича В.Г., Шмотина Ю.Н. // - М.: Машиностроение, 2005 г. - 536 с.

26. Abu-Ghanam B. Natural Transition of Boundary Layers - The Effects of Turbulence, Pressure Gradient and Flow History [Текст] / Abu-Ghanam В., Shaw R., J. // of Mech. Eng. Science, Vol. 22, pp. 213-228.

27. Christian Saumweber. Comparison of the cooling performance of cylindrical and1 fan-shaped cooling holes with special emphasis on the effect of internal coolant cross-flow. [Текст] / С. Saumweber // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

28: Baheri S., Jubran B.A. "The effect of turbulence intensity on film cooling of gas turbine blade from trenched shaped holes". Proceedings of AS ME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13; 2008, Berlin, Germany.

29. Christian Saumweber. Effect of geometry variations on the cooling-performance of fan-shaped cooling holes. [Текст] / С. Saumweber // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

30. Okita Y., Nishiura M. "Film effectiveness performance of an arrowhead-shaped film cooling hole geometry". Proceedings of GT2006 ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea and Air, May 8-11, 2006, Barcelona, Spain.

31. Zhang D.H, Chen Q.Y., Sun L„ Zeng M., Wang Q.W. The comparison of two species film cooling characteristic between trenched and shaped holes. [Текст] / Zhang D.H, Chen Q.Y., Sun L., Zeng M., Wang Q.W // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

32. Cuong Q. Nguyen, Perry L. Johnson, Bryan C. Bernier, Son H. Ho, and Jayanta S. Kapat «Comparison of Film Effectiveness and Cooling Uniformity of Conical and Cylindrical-Shaped Film Hole With Coolant-Exit Temperature Correction». ASME Turbo Expo 2010: Gas Turbine Technical Congress & Exposition, GT2010, June 14-18, 2010, Glasgow, Uk.

33. Тихонов A.C., Двигатель ПД-14. Анализ влияния формы отверстий, расположения рядов перфорации и парамтеров охлаждающего воздуха на эффективность пленочного охлаждения, ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

34. Тихонов А.С., Сендюрев С.И. "Применение профилированных отверстий для охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных турбин". -XXX Российская школа по проблемам науки и технологий, г. Миасс, 2010.

35. Крупа В.Г., Комплекс программ расчета течения газа в проточной части многоступенчатой осевой газовой турбины, ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва 2001.

36. Крупа В.Г, Руденко C.B., Инструкция-для комплекса программ по расчету вязкого течения в-плоской решетке турбомашины с учетом выдува охлаждающего воздуха в окрестности-выходной кромки. ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва-2003.

37. Turbulence modeling methods for the compressible Navier-Stokes equations: AIAA Paper N83-1693, 1983,13p.

38. Иванов М.Я., Крупа В.Г., Нигматуллин Р.З. Неявная схема G.K. Годунова повышенной точности для интегрирования уравнений Навье-Стокса // Ж. вычисл. матем. и матем. физ. 1989. т. 29 N6 с. 888-901.

39. Трубников В.А. Исследование двигателя ПС-90А № 3190008в1р1л2, ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

40. Цаплина М.А., Двигатель ПС-90А2. Результаты термометрирования соплового аппарата первой ступени турбины высокого давления термоиндикаторными красками на газогенераторе № 94-013(852), ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

41. Иноземцев A.A., Сендюрев С.И. "Исследование и проектирование систем охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин". - Тяжелое Машиностроение, №8, 2010, с. 4-12.

42. Оборина Н.В., Двигатель 93-02(032). Металлографические исследования сопловых лопаток 1 ступени ТВД 9.93-04-401 из сплава ЖС6У-ВИ после сертификационных испытаний, ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

43. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. - М.: Наука, 1978 г. -736 с.

44. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. -М>.: Машиностроение, 1975 г. - 559 с.

45. Братухин А.Г. Основы создания газотурбинных двигателей для магистральных самолетов. / Братухин А.Г., Решетников Ю.Е., Иноземцев A.A., и др. под ред. Братухина А.Г., Решетникова Ю.Е., Иноземцева A.A. // -М.: Авиатехинформ, 1999. - 554 с.

46. Вансант И. Конвективный теплообмен при турбулентном течении в дозвуковых диффузорах. / Вансант И., Ларсон М. // - Аэродинамическая техника, 1987 г. №4. - С. 25-32.

47. Zhenfeng Wang, Peigang Yan, Hongyan Huang, and Wanjin Han «Conjugate Heat Transfer Analysis of a High Pressure Air-Cooled Gas Turbine Vane». ASME Turbo Expo 2010: Gas Turbine Technical Congress & Exposition, GT2010, June 14-18, 2010, Glasgow, Uk.

48. Polanka M.D., Bogard D.G., Reeder M.F. "Determination of cooling parameters for a high speed, true scale, metallic turbine vane ring". Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

49. Куталадзе С.С. Справочник по теплопередаче. / Куталадзе С.С., Боришанский В.М. // - 1959 г.

50. Ф.Ф. Цветков, Б.А. Григорьев «Тепломассобмен». М: МЭИ, 2005 г. - 549 с.

51. Сендюрев С.И., Тихонов А.С. «Проектирование систем охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин пятого поколения». - Тезисы докладов LVII научно-технической конференции. /РАН. Комиссия по газовым турбинам РАН, Ассоциация газотурбинных технологий, г. Уфа, 2010.

52. Тихонов А.С., Сендюрев С.И. «Испытательная установка для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин». - Тезисы докладов LVII научно-технической конференции. /РАН. Комиссия по газовым турбинам РАН, Ассоциация газотурбинных технологий, г. Уфа, 2010.

53. Сендюрев С.И. "Результаты исследования закономерностей охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных турбин". - Сборник тезисов "Научно-технический конгресс по двигателестроению (НТКД-2010)", г. Москва, 15-16 апреля 2010 г., с. 49-52.

54. Абрамчук Т.В., Сендюрев С. И., Тихонов А. С., Цатиашвили В. В. «Численное исследование влияния структуры течения в камере сгорания на тепловое состояние соплового аппарата турбины высокого давления». -Сборник трудов всероссийской научно-технической конференции молодых ученый и специалистов «Новые решения в газотурбостроении», г. Москва, 58 октября 2010 г.

55. Сендюрев С.И., «Проектирование перспективных охлаждаемых сопловых лопаток высоконагруженных турбин». - Сборник трудов всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и специалистов «Новые решения в газотурбиностроении» г. Москва, 5-8 октября.2010 г.

56. Иноземцев A.A. "Энергетические и промышленные газотурбинные установки на базе авиационных ТРДД ОАО "Авиадвигатель". Принципы конвертации". Тяжелое машиностроение, 2009, №9, с.2-6.