автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследование целесообразности применения и газодинамической эффективности ТНД с "обратным" вращением ротора

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

МОСКОВСКИЙ авиационным институт

(Государственный Технический Университет)

УДК 621.438-226.1 На правахрукописи

Аспирант Ван Лэй

ИССЛЕДОВАНИЕ ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ И ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТНД С «ОБРАТНЫМ» ВРАЩЕНИЕМ РОТОРА

Специальность 05.07.05 «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва-2005

Работа выполнена в Московском авиационном институте (государственном техническом университете), г. Москва.

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Венедиктов В.Д.

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор,

заместитель Генерального конструктора ОАО «НПО «Сатурн» Гойхенберг М.М.

доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой паровых и газовых турбин МЭИ Грибин В.Г.

Ведущая организация: ФГУП «ММПП «Салют»

Защита диссертации состоится «_»_2005 года в_часов

на заседании диссертационного совета Д 212.125.08 в Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д. 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Отзыв на автореферат в 1 -м экземпляре, заверенный печатью, просьба высылать по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д. 4, Учёный Совет МАИ.

Автореферат разослан

2005 г.

Учёный секретарь диссертационного Совета Д 212.125.08, кандидат технических наук, доцент

Э.Н. Никипорец

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ.

Актуальность работы: Турбины высокого давления (ТВД) в современных ТРДД из-за ограниченной окружной скорости ротора работают при пониженных значениях кинематического параметра и/са, что приводит к значительной закрутке потока на выходе.

При вращении ротора турбины низкого давления (ТНД) в ту же сторону, что и ТВД (прямое вращение ротора ТНД) угол поворота потока в первом сопловом аппарате (СА1) ТНД возрастает, что увеличивает в нём профильные и особенно вторичные потери. В случае противоположного (обратного) вращения ротора ТНД угол поворота потока в СА1 и, следовательно, профильные и вторичные потери в нем значительно уменьшаются. Кроме того, в таком СА1 могут применяться более редкие решётки, что способствует уменьшению числа лопаток и снижению веса турбины.

Применение в ТРДД противоположного вращения роторов позволяет, в частности, применить вместо двухступенчатой ТВД - одноступенчатую высокоперепадную турбину, а повышенную закрутку на выходе успешно использовать в СА1 ТНД, имеющем малоизогнутые и относительно тонкие лопатки.

В настоящее время методы проектирования СА1 ТНД с обратным вращением ротора разработаны недостаточно. Указанные выше соображения имеют в основном лишь качественный характер. В этой связи, исследование целесообразности и газодинамической эффективности применения обратного вращения ротора ТНД на основе современных численных методов и математических моделей (естественно, с привлечением результатов экспериментальных исследований) является весьма актуальным.

Цели и задачи работы:

Основной целью настоящей работы является исследование СА1 ТНД с прямым и обратным вращением ротора на основе современных вязких 2D и 3D методов, верифицированных дополнительно в области сопловых аппаратов с малым углом поворота потока. Эта проблема включает в себя и вопросы, связанные с обликом и параметрами одноступенчатой высокоперепадной ТВД.

Основные задачи исследования:

1. Провести анализ опубликованных исследований по теме диссертации.

2. Исследовать особенности одноступенчатой высокоперепадной ТВД в схеме типичного ТРДД для ГА с целью выявления её облика, при котором применение ТНД с обратным вращением ротора наиболее целесообразно.

3. На основе современных методов и моделей провести численное исследование решеток СА1 ТНД, экспериментально исследованных другими авторами, с целью дополнительной верификации используемых расчетных методов в области решеток с малым углом поворота потока. Провести оптимизацию исследованных решеток.

4. Провести численное и экспериментальное исследование двухступенчатой ТНД для случаев прямого и обратного вращения ее ротора с целью дополнительной верификации используемых расчетных методов.

5. На основе современных верифицированных методов и моделей провести численное исследование СА1 ТНД в случае прямого и обратного вращения ее ротора.

6. Провести анализ основных факторов, влияющих на эффективность СА1 ТНД с прямым и обратным вращением ее ротора, и разработать рекомендации по профилированию и оптимизации таких СА.

Научная новизна результатов:

1. Применительно к типичному ТРДД для ГА выявлен диапазон параметров высокоперепадной одноступенчатой ТВД, при которых применение обратного вращения ротора ТНД наиболее целесообразно.

2. Численная оптимизация относительного шага в исследованных плоских решетках по уровню профильных потерь, а в решетках с меридиональным раскрытием - по уровню суммарных потерь показала, что оптимальное значение шага существенно зависит от режима работы решетки.

3. Показано, что в двухступенчатой ТНД с обратным вращением ротора суммарные потери в СА1 снизились практически на 0.03, число лопаток уменьшилось на 35%, а угол выхода потока а,

уменьшился от 35° до 30.6° по сравнению с их значениями в СА1 ТНД с прямым вращением ротора. 4. Выявлены основные параметры, определяющие эффективность СА1 ТНД с обратным вращением ротора и разработаны рекомендации по минимизации потерь.

Достоверность и обоснованность полученных результатов

о беспечиваются:

- применением современных методов расчета 2Б и 3Б невязких и вязких течений в проточной части;

- дополнительной верификацией расчетных методов в области лопаточных аппаратов с малым углом поворота потока, проведенной на 4-х плоских решетках, 3-х прямых решетках с меридиональным раскрытием, а также на двухступенчатой ТНД с обратным вращением ротора;

- использованием экспериментальных данных по решеткам, полученных другими исследователями на автоматизированных стендах ЦИАМ и опубликованных в открытой печати;

- сравнительным расчетным и экспериментальным исследованием (на стенде ТС-2 ЦИАМ) двухступенчатой ТНД с прямым и обратным вращением ротора.

Практическая значимость работы. Полученные результаты:

- позволяют выбрать наиболее рациональные параметры высокоперепадной одноступенчатой ТВД в ТРДД с противоположным вращением роторов;

- позволяют более обосновано проводить оптимизацию СА1 ТНД с обратным вращением ротора;

- количественно демонстрируют преимущества применения обратного вращения ротора ТНД, в том числе, снижение веса ТВД без существенного снижения ее эффективности, уменьшение количества лопаток в СА1 ТНД и др..

Реализация в промышленности. Результаты исследования

использовались при анализе схем двигателей для ГА.

Апробация работы. Материалы диссертации публикованы в статьях,

докладывались на научных конференциях, в том числе всероссийских.

Публикации. По результатам выполненных работ опубликовано 2 статьи, сделано 3 доклада.

Объем работы. Диссертация состоит из введения, двух основных разделов, заключения, рисунков и списка литературы (54 наименования), Объем диссертации составляет 160 стр., включая рисунки - 62 стр.; таблицы - 9 стр.; литература - 6 стр.

Автор защищает;

- разработанные им рекомендации по рациональному выбору основных параметров высокоперепаднорй одноступенчатой ТВД в ТРДД для ГА;

- разработанные им рекомендации по выбору оптимального шага в СА1 ТНД с обратным вращением ротора, а также по минимизации потерь;

- методику и рекомендации по рациональному проектированию таких СА1 с учетом влияния выявленных наиболее сильно влияющих факторов.

Рассмотрим краткое содержание диссертации.

1. ВВЕДЕНИЕ

Диссертация посвящена исследованию целесообразности применения и газодинамической эффективности ТНД с «обратным» вращением ротора в ТРДД для гражданской авиации.

Турбины высокого давления в современных ТРДД из-за недостаточной прочности лопаточных и дисковых материалов и ограниченной окружной скорости ротора работают при пониженных значениях кинематического параметра что приводит к значительной закрутке потока на выходе.

При вращении ротора ТНД в ту же сторону, что и ТВД (прямое вращение ротора ТНД) угол поворота потока в первом сопловом аппарате (СА1) ТНД возрастает (см. рис. 1), что увеличивает в нём профильные и особенно вторичные потери. В этой связи, разрабатываются конструкции ТРДД с противоположным (обратным) вращением ротора ТНД. В этом случае угол поворота потока в СА1 ТНД значительно уменьшается, что приводит к снижению в нём профильных и вторичных потерь. Кроме того, в таком СА могут применяться более редкие решётки, что способствует уменьшению числа лопаток и снижению веса турбины.

Исследование и разработка турбин с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД ведется во многих странах. В частности, в России

исследования в этой области проводились в ЦИАМ, в МАИ и других организациях. Типичная турбина с противоположным вращением роторов изображена на рис. 2.

Применение в ТРДД противоположного вращения роторов позволяет существенно увеличить срабатываемый в ТВД теплоперепад и, в частности, применить вместо двухступенчатой ТВД - одноступенчатую высокоперепадную турбину, а повышенную закрутку на выходе успешно использовать в СА1 ТНД, имеющем малоизогнутые и относительно тонкие лопатки. Из-за уменьшения поворота потока суммарные потери в нем существенно снижаются, что способствует сохранению КПД узла турбины на высоком уровне.

В настоящее время методы проектирования СА1 ТНД с обратным вращением ротора разработаны недостаточно. Указанные выше соображения носят лишь качественный характер. Поэтому детальное исследование целесообразности и газодинамической эффективности применения обратного вращения ротора ТНД на основе современных численных методов и математических моделей (естественно, с привлечением экспериментальных данных) представляется весьма актуальным.

Для выявления параметров одноступенчатой высокоперепадной (л* = 4 -г- 5) ТВД, при которых применение обратного вращения ротора ТНД наиболее целесообразно, в диссертации проведено параметрическое численное исследование ТВД в зависимости от ее реактивности и кинематического параметра в схеме типичного ТРДД для средне-магистрального самолета.

Поскольку ТВД приводит один и тот же компрессор, во всех ее вариантах приняты неизменными мощность, расходы газа и охлаждающего воздуха, число оборотов ротора и перепад давлений (Л'т= 8000 кВт, Сг= 15 кг/с, п = 14000 об/мин, = 4.6 ).

Для каждого сочетания реактивности и параметра рассматривается своя турбина с соответствующим оптимальным профилированием СА и РК, в частности, с конструктивным углом на входе в РК, равным углу потока.

Рассмотрим некоторые результаты. На рис. 3 видно, что степень расширения по заторможенным параметрам в

рассматриваемом диапазоне изменения реактивности и параметра и!сп практически не изменяется и составляет я* = 4.6 4.8. Однако степень

расширения по статическому давлению на выходе с

увеличением реактивности и уменьшением параметра быстро

увеличивается.

Увеличение приводит к возрастанию уровня скоростей на выходе из СА и РК ТВД (пропорционально располагаемой скорости в ступени Поскольку коэффициенты потерь относятся к кинетической энергии потока на выходе из решетки, то даже при их постоянных значениях фактические потери в ТВД увеличиваются.

При увеличении реактивности возрастает теплоперепад в РК. Поскольку потери в РК существенно выше, чем в СА, это также способствует снижению КПД ступени.

На рис. 3 видно, что с увеличением реактивности под влиянием указанных факторов первичный КПД снижается на 0.016 при и/с, = 0.5 и на 0.022 при и!с, = 0.4.

При высокой реактивности ТВД, как это видно из рис. 4, уже при приведенная скорость на выходе из ТВД а

угол выхода потока уменьшается до а2= 50 60°, т.е. ограничивающими факторами являются высокая скорость и закрутка потока на выходе, а также снижение КПД вследствие увеличения и срабатываемого теплоперепада в РК.

При низкой реактивности ТВД ограничивающими факторами являются высокая относительная скорость на входе в РК и большой угол поворота потока в РК.

В ТРДД рассматриваемой размерности с противоположным вращением роторов в ТВД наиболее рационально применять средние значения реактивности ТВД и параметр

2. ИССЛЕДОВАНИЕ РЕШЕТОК СА1 ТНД С ПРЯМЫМ И ОБРАТНЫМ ВРАЩЕНИЕМ РОТОРА

Наши исследования опираются на современные верифицированные численные методы. Верификация 2D и 3D методов расчета вязкого течения проводилась их разработчиками в основном на сопловых и рабочих решетках с большим углом поворота потока. Экспериментальных данных по исследованию решеток с малым углом поворота потока очень мало. Поэтому целесообразно на первом этапе

исследования рассмотреть некоторые результаты таких экспериментов и дополнительно верифицировать на их основе расчетные методы применительно к решеткам с малыми углами поворота потока.

Для этой цели использовались опубликованные в печати экспериментальные данные по продувкам 4-х плоских решеток и 3-х прямых решеток с меридиональным раскрытием применительно к СА1 ТНД с прямым и обратным вращением ротора.

В частности, на рис. 5-а показано распределение приведенной скорости по обводам профиля в решетке 1 (прямое вращение ротора ТНД) для вязкого течения, рассчитанное по 2Б уравнениям Навье-Стокса. Здесь же приведены экспериментальные распределения по обводам профиля. Видно, что расчетные распределения хорошо согласуются с экспериментальными.

На рис. 6-а показана экспериментальная зависимость профильных потерь в решетке 1. Здесь же приведены результаты,

полученные расчетом 2Б вязкого течения. Видно, что расчетные результаты хорошо согласуются с экспериментом.

На рис. 5-б показано расчетное и экспериментальное распределение приведенной скорости в решетке 2 (обратное вращение ротора). Можно отметить удовлетворительное согласование результатов расчета вязкого течения с экспериментальными данными. Аналогичные результаты были получены для решетки 3.

На рис. 6-б показано расчетное и экспериментальное распределение потерь в зависимости от приведенной скорости в решетке 2. Видно, что уровень профильных потерь в решетке 2 (обратное вращение ротора) заметно ниже, чем в решетке 1.

Сопоставим расчетные и экспериментальные результаты в решетках с меридиональным раскрытием 1 -м, 2-м, 3-м. На рис. 7 показано расчетное распределение приведенной скорости по обводам профиля в решетках 1 -м и 2-м на режиме Х.2,г= 0.9. полученные для вязкого течения на основе 3Б уравнений Навье-Стокса. Видно, что наиболее сильно влияние меридионального раскрытия проявляется вблизи торцевой поверхности межлопаточных каналов: на входной части спинки наблюдается диффузорный участок повышенной интенсивности и протяженности. Течение в среднем слое по-прежнему имеет благоприятный конфузорный характер, типичный для решеток с «задненагруженными» профилями.

Однако из-за пониженной суммарной геометрической конфузорности решеток 1-м и 2-м (по сравнению с плоскими решетками) уровень скоростей на входной части профилей существенно повысился (см. рис. 7 и 5), что способствует увеличению потерь.

На рис. 8 представлено сопоставление экспериментальных и расчетных потерь в средних слоях течения в решетках 1-м и 2-м. Можно отметить хорошее согласование расчетных результатов с экспериментом.

На рис. 9 приведены расчетные распределения коэффициента потерь и угла выхода потока (32 по высоте проточной части в решетках 1 -м и 2-м на режиме Видно, что в решетке 2-м с малым утлом поворота

потока потери в средних сечениях составляют 0.033, что на меньше, чем в решетке 1 -м с большим углом поворота потока.

В решетке 1-м с большим углом поворота потока зоны вторичных течений вблизи концов лопаток имеют значительную протяженность и явно выраженный характер. Вторичные течения и потери в решетке 2-м с малым углом поворота потока значительно меньше. С учетом вторичных потерь суммарные потери в решетке 1 -м составляют Суммарные

потери в решетке 2-м на режиме 0.9 составляют 0.043, т.е. примерно на 0.015 меньше, чем в решетке 1-м.

Проведенное сопоставление расчетных и экспериментальных данных в плоских решетках и в решетках с меридиональным раскрытием подтверждает высокую достоверность используемых численных методов и в области решеток с малым углом поворота потока.

Поэтому в дальнейшем анализ и оптимизацию решеток и лопаточных аппаратов для СА1 ТНД с обратным вращением ротора будем проводить на основе указанных численных методов.

Рассмотрим традиционную задачу о выборе оптимального шага в исследованных плоских решетках 1, 2, 3 по уровню профильных потерь, а в решетках с меридиональным раскрытием 1-м, 2-м и 3-м - по уровню суммарных потерь С этой целью были рассмотрены варианты этих решеток с увеличенным относительным шагом при сохранении эффективного угла выхода (что обеспечивает примерно неизменный расход газа через СА1). Расчеты проводились на основе 2Б и 3Б уравнений Навье-Стокса.

Результаты численного исследования показали, что в плоских решетках 1, 2, 3, а также в решетках с меридиональным раскрытием 1-м

и 2-м (типичных для СА1 ТРДД ГА) значения оптимального шага существенно зависят от режима работы x2ls. На дозвуковых режимах (k2ls = 0.75) во всех исследованных решетках оптимальное значение относительного шага лежит в области На небольших

сверхзвуковых режимах ( >.2|S = 1.05) величина оптимального шага в решетках 1 и 1 -м снижается до значений t = 0.6 * 0.65. В решетках 2 и 2-м (с малым углом поворота потока) значение оптимального шага находится в диапазоне t= 0.7 -ь 0.75, что примерно н d5№ob ш е , чем в решетках 1 и 1-м.

Суммарные потери в решетке 2-м с малым углом поворота потока на дозвуковых и околозвуковых режимах примерно на меньше,

чем в решетке 1 -м с большим углом поворота потока.

Вторичные потери в решетке 2-м с малым углом поворота потока на дозвуковых и околозвуковых режимах оказались примерно на 0.015 меньше, чем в решетке 1-м с большим углом поворота потока. При этом с увеличением относительного шага (при условии в обеих

решетках потери заметно уменьшались, что объясняется уменьшением потерь трения из-за уменьшения суммарной поверхности всех лопаток, а также увеличения фактической конфузорности (по конструктивному углу выхода межлопаточных каналов.

3. ЧИСЛЕННОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ ТНД ПРИ ПРЯМОМ И ОБРАТНОМ ВРАЩЕНИИ ЕЕ РОТОРА

Рассмотрим результаты численного и экспериментального исследования натурной двухступенчатой ТНД при прямом и обратном вращении ее ротора.

Характерными особенностями этой турбины являются повышенная скорость и значительная закрутка потока на входе (м„= 0.54; угол потока на входе а также большое меридиональное раскрытие проточной

части, особенно первой ступени.

Рассмотрим сначала ТНД с прямым вращением ротора. Схема проточной части турбины показана на рис. 10. Схема лопатки СА1 дана на рис. 11.

Численное исследование проводилось с помощью 3D вязких современных дополнительно верифицированных моделей.

На рис. 12-а показано расчетное распределение приведенной скорости А.„ по обводам сопловой лопатки при вязком течении в СА1 в привтулочном, среднем и периферийном слоях течения.

Видно, что несмотря на пониженную конфузорность межлопаточных каналов, обтекание лопаток СА1 в привтулочных слоях течения имеет вполне удовлетворительный конфузорный характер, и лишь на выходной части спинки возникает диффузорный участок течения. На периферии вследствие значительного меридионального раскрытия обводов СА1 течение практически на всей спинке имеет диффузорный характер, что объясняется высокими значениями угла отгиба (5=31 + 33°).

На рис. 13-а показаны линии тока на спинке лопатки СА1, Видно, что зоны вторичных течений на спинке вблизи концов лопатки и, следовательно, вторичные потери имеют значительную интенсивность, что объясняется в первую очередь большим меридиональным раскрытием и большим углом поворота потока.

Уровень потерь в СА1 даже в средних сечениях относительно высок и достигает £ = 0.055 -5- 0.06 (см. рис. 14-а). Вторичные потери в СА1 оказались исключительно высокими, особенно на периферии. Коэффициент суммарных потерь в СА1 ТНД с прямым вращением ротора достигает весьма высоко значения

Рассмотрим теперь ТНД с обратным вращением ротора. С этой целью было проведено перепрофилирование СА1 применительно к схеме с обратным вращением ротора. При этом расход газа, мощность и степень реактивности первой ступени сохранялись неизменными. Геометрические параметры исходного и перепрофилированного СА1 даны в табл. 1 и 2. В перепрофилированном СА1 с малым углом поворота потока существенно уменьшилась относительная толщина профиля, увеличился относительный шаг уменьшилась конфузорность

выходного участка межлопаточных каналов, значительно (на 35%) уменьшилось и число лопаток вместо в исходном варианте).

Остальные лопаточные аппараты были оставлены без изменения (и представляли собой как бы зеркальные отображения их вариантов в ТНД с прямым вращением ротора).

Этот вариант ТНД был изготовлен и испытан на гидротормозном стенде ТС-2 ЦИАМ. Результаты подтвердили прогнозируемое повышение

эффективности ТНД, что свидетельствует о высокой достоверности используемых численных методов и моделей.

На рис. 12-6 показано расчетное распределение приведенной скорости по обводам сопловой лопатки в СА1 этой ТНД. В перепрофилированном СА1 течение существенно улучшилась. Обтекание спинки в корневых и периферийных слоях течения приобрело конфузорный характер: протяженность и интенсивность диффузорного участка па выходной части спинки уменьшились. Уровень скоростей вблизи спинки во всех слоях течения существенно понизился, значительно уменьшилась разность статических давлений в межлопаточном канале от корытца к спинке лопаток, что указывает на уменьшение вторичных течений и потерь.

На рис. 13-б для сравнения показаны линии тока на спинке лопатки в перепрофилированном СА1. Видно, что зоны и интенсивность вторичных течений на спинке вблизи концов лопатки значительно уменьшились по сравнению с их величинами в исходном варианте.

На рис. 14-б видно, что в перепрофилированном СА1 в средних слоях течения потери снизились примерно на 0.02 по сравнению с исходным вариантом. Снизились и вторичные потери в СА1. Суммарные потери в перепрофилированном СА1 ТНД с обратным вращением ротора составляет что примерно на 0.03 меньше, чем в исходном

СА1 с прямым вращением ротора.

Среднее значение угла выхода потока в перепрофилированном СА1 составляет 30 6° (вместо 35° в исходном варианте СА1). Уменьшение угла выхода потока также способствует повышению КПД первой ступени ТНД.

На рис 15 показаны некоторые результаты экспериментального исследования ТНД в частности, распределения полной температуры и полного давления на выходе по высоте проточной части. Видно, что расчетное и экспериментальное распределения этих параметров удовлетворительно согласуются между собой.

На рис 16 приведены экспериментальные значения КПД на проектном режиме я* = 2.4, а также на пониженном р е в зависимости

от кинематического параметра у. На рисунке приведено также расчетное значение КПД, расчет проводился для режима и значения

параметра Видно удовлетворительное совпадение расчетного и

экспериментальных значений КПД.

4. ЗАКЛЮЧЕНИЕ

По результатам исследований, выполненных в настоящей диссертации, можно сделать следующие выводы:

1. В современном двигателестроении для гражданской авиации применяются и разрабатываются вновь двухконтурные двигатели с противоположным вращением роторов. Газодинамическая эффективность узла турбины с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД исследована недостаточно. Публикации на эту тему в мировой литературе имеют, как правило, лишь качественный или рекламный характер.

2. Проведенный в диссертации анализ показал, что в типичном ТРДД для ГА обратное вращение ротора ТНД особенно целесообразно в случае применения одноступенчатой высокоперепадной ТВД при среднем уровне реактивности и значениях

В этом случае имеет место максимальное снижение веса ТВД без существенного снижения ее эффективности, а повышенная закрутка потока на выходе эффективно используется в СА1 ТНД.

3. Дополнительная верификация, проведенная на 4-х плоских решетках, 3-х прямых решетках с меридиональным раскрытием, а также на двухступенчатой ТНД с обратным вращением ротора, подтвердила достоверность расчетных методов, используемых в настоящей диссертации для анализа и оптимизации турбинных решеток и лопаточных аппаратов с малым углом поворота потока.

4. Численная оптимизация относительного шага в исследованных плоских решетках по уровню профильных потерь, а в решетках с меридиональным раскрытием - по уровню суммарных потерь показала, что оптимальное значение шага существенно зависит от режима работы решетки:

- на дозвуковых режимах (Х2п~ 0.7 -ь 0.8) для всех исследованных решеток /О|П =0.85 0.9;

- на умеренных сверхзвуковых режимах ('/-2,,= 1.0 -г 1.1) в решетках с большим углом поворота потока /опт= 0.6 -ь 0.65, а в решетках с малым углом поворота потока (т.е. больше на

5. В решетках с меридиональным раскрытием и малым углом поворота потока вследствие уменьшения потерь трения на дозвуковых и околозвуковых режимах суммарные потери примерно на 0.02, а вторичные потери - на 0.015 меньше, чем в аналогичной решетке с большим углом поворота потока.

6. Сопоставление результатов численного и экспериментального исследования двухступенчатой ТНД с обратным вращением ротора подтвердило прогнозируемое повышение ее эффективности: суммарные потери в СА1 снизились практически на 0.03, число лопаток уменьшилось на 35% (от 69 до 45), а угол выхода потока а, уменьшился от 35° до 30.6° по сравнению с их значениями в СА1 ТНД с прямым вращением ротора.

7. Снижение суммарных потерь в СА1 ТНД с обратным вращением ротора обусловлено в первую очередь уменьшением вторичных потерь на 0.02, что объясняется уменьшением потерь трения (вследствие уменьшения суммарной поверхности лопаток и снижения уровня скоростей при обтекании слабо изогнутых лопаток).

8. К основным факторам, влияющим на потери в СА1 ТНД, помимо угла поворота потока и коэффициента геометрической конфузорности, следует отнести конструктивный угол решетки на выходе угол сужения межлопаточного канала на выходе и угол «отставания» выходной кромки от эффективного угла решетки

9. При проектировании узла турбины с противоположным вращением роторов целесообразно:

- понижать осевую скорость на выходе из ТВД, что уменьшает меридиональное раскрытие СА1 ТНД;

- увеличивать конфузорность выходного участка межлопаточных каналов СА1 ТНД, что уменьшает уровень потерь трения и вторичных потерь;

- применять по возможности «задненагруженные» профили.

Список публикаций

1. Ван Лэй, Венедиктов В.Д. Исследование эффективности соплового аппарата первой ступени ТНД в случае прямого и обратного вращения ее ротора.// Теплоэнергетика, 2005, № 6. С.72 - 75.

2. Ван Лэй, Венедиктов В.Д. Особенности высокоперепадной ТВД в схеме ТРДД с противоположным вращением роторов. М.: ЦИАМ, 2005. Труды №1335.

3. Ван Лэй, Венедиктов В.Д. Исследование эффективности первого С.А. ТНД при одностороннем и противоположном вращении ее ротора. М.: МГТУ им Н.Э. Баумана. 12-я Всероссийская межвузовская научно-техническая конференция. «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». 2004. Тезисы доклада.

4. Ван Лэй, Венедиктов В.Д. Особенности ТВД в ТРДД с противовращением роторов. М.: МГТУ им Н.Э. Баумана. 12-я Всероссийская межвузовская научно-техническая конференция. «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». 2004. Тезисы доклада.

5. Ван Лэй. Исследование целесообразности применения и газодинамической эффективности ТНД с «обратным» вращением ротора. М.: МАИ,2005. Доклад на семинаре кафедры 201.

Односторонее Противоположное

вращение ротора ТНД

Рис.1. Схема ТВД и первой ступени ТНД в случае прямого и противоположного вращения ее ротора.

Рис.2. Схема горячей части двигателя.

Л

0 ВЙ 0 В8 О 87

О 88 О 85 О 84 О 83

1

\ \ \ ч

ч \ к \ N Ч лг

[ V 1 ч ч. V \ \ ч \

\ \ " N ^ р = 0 58 0 45 ^ ~ -

л, ,0 58 "" ~ - -1 7

- *

! 4 5

I

р = 0 3 г ^ г 0 45 д

/ 1 / X '' 058

: - ' Г 1 !

/ у / У 1 / / * у

I 1 / / ' { ' У 1

/ / /

- 1 ..... 1

о з

О 35

С 4

1 45

О 5

Рис. 3. Влияние реактивности и параметра и/сп на степень расширения и первичный КПД ТВД.

02'

90

85 30 75 70 65 ВО 55 50 45 40 ?-с2 1 05 1

О 95 О 9 О 85 О 8 О 75 О 7 О 85 О В О 55 О 5 О 45

:

; р = 0.3/

/ 4 1

| _/ 'о.45,'

; / ^0.58,:

I / У ✓

X

; / .3 7*

; / /

; < и*-"

:

А. \

^ \

: N \ N

| \ \ Ч(

ч > ч ¡V р = 0.5 'ч 8

: ч ч ч. 'ч.

\ \ ' к 0-45

: N ч

: и 0.3

: 1111 1, 1 1 1 , , , ,

3 3

О 35

04

О 45

О 5

Рис.4. Влияние реактивности и параметра м/с« на угол потока и приведенную скорость за ТВД.

1.2

Решетк. а 1.

Л^-- = 1.05 0.90

о 9 ---

0.75 ^

N

1/» ч—^ У

V

а)

1.4.

1.2 1.0 о.в 0.6 о.ч 0.2 0.0

к Решетк а 2.

* \ - = 1.05 0 90

■111°

0.75 ^ й л/1/

Л

0.0 0.2 О.Ч .0.6 0.8

б)

Рис. 5. Распределение Я,, по обводам лопатки в решетках 1 и 2: -- расчет (2D Н.-С.); ох Л - эксперимент [26].

Рис. 6. Профильные потери в решетках 1 и 2 при плоских отсечных пластинах: о~ эксперимент [26]; расчет (2Б Н.-С.).

ЛIs

1 1 Решетка 1-м. -hub

Л 1

Ч //

' А / / / / / / / /

If s

«;

а)

Решетка 2-м. -—-hub

Ч-

ч М ч / . J

¡1 \

»J \

0.2 0.4 0.6 О-В

б)

Рис. 7. Распределение X по обводам лопатки в решетках 1 -м и 2-м в слое вблизи торцевой поверхности (hub) и среднем слое (mid), Л2„= 0.90

(3D Н.-С).

Рис. 8. Профильные потери в решетках 1-м и 2-м:

о - эксперимент [26]; # - расчет (3Б Н.-С.).

Рис. 9. Распределение коэффициента потерь и угла выхода потока по высоте проточной части в решетках 1-м и 2-м, Я2„= 0.90 (3D Н.-С).

Рис. 10. Схема проточной части двухступенчатой ТНД с прямым и обратным вращением ротора.

Рис. 11. Схема лопатки СА1 ТНД (прямое вращение).

^ (Прямое вращение)

-hub

--------t,p

/ // ___ \ г- ^ J

J

/ 1 .——/

i

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8

5

а)

(Обратное вращение)

--hub

--------tiD

__ — ч

1. i

— У /

! 1

1

О .2 .4 .6

S

б)

Рис. 12. Распределение Xls по обводам лопатки в привтулочном (hub), среднем (mid) и периферийном (tip) слоях течения в СА1 ТНД (прямое и обратное вращение) (3D Н.-С).

(Прямое вращение)

К тш корытце спинка

к

б)

Рис 13. Линии тока на корытце и спинке лопатки в СА1 ТНД (прямое и обратное вращение) (3D Н.-С).

Рис. 14. Изменение коэффициента потерь и угла выхода потока по радиусу за СА1 ТНД (прямое и обратное вращение) (3БН.-С).

Г Р'

1 г V

Рис. 15. Распределение полной температуры т* и полного давления р\ на выходе из ТНД (обратное вращение) по высоте проточной части.

Рис. 16. Экспериментальная зависимость КПД в ТНД (обратное вращение)

от безразмерного параметра

Таблица 1

Геометрические параметры в цилиндрических сечениях CAI ТНД (прямое вращение ротора), 69

Радиус мм / 5" d, rf. у1 -«Ьр"-_5 f'i ° ш, ° FMM2 а, 1 мм

' 310 _68 0 38 2 0 218 0 696 131 2 0 074 0 069 ^77 7 Г 12 6 32 3 186 264 0 043 Р 40 5

320 60 5 35 7 0219 0 704 31 9 0 072 0 071 75 4 -5 2 137 33 9 183 280 0 041 41 4

330 54 1 33 6 0 220 0711 32 6 33 0 0 071 0 072 73 6 -48 145 33 9 18 1 295 1 0 39 42 3

340 50 8 h12 6 0 221 0 721 0 070 0 072 72 6 -4 8 14 1 ГъГ 17 9 107 1 0 39 43 0

350 | 50 6 32 6 П) 222 0 733 33 3 0 069 0 070 72 4 -5 1 15 3 33 7 179 3158 0 40 43 5

360 •>3 I , 33 3 0 224 0 748 LJ33 2 0 068 0 067 72 9 h -5 6 i L 153 33 9 179 321 0 041 43 8

370 58 3 34 9 0 226 0 765 i зз о"1 0 068 0 068 0 062 74 2 -6 2 Г 14 8 34 0 182 322 9 u 044 44 0

380_ 61 8 36 ^П 0 228 0 783 32 6 0 0^8 L75 5 6 9_ 144 32 8 1^2 _ 321 6 0 47 _44 2

со

° Таблица 2

Геометрические параметры в цилиндрических сечениях CAI ТНД (обратное вращение ротора), z¿= 45

Ради} о. мм Ph (Ч с Л 6 0 d. г0 F, ° Т о, 0 О t¡¡9 F мм2 _а2 1 / мм

I 120 1109 5 33 6 0 115_, 0 811 26 8 0019 0 032 j 48 2 -42 93 64 3 17 э L 2з6 2 0 4э 55 1

_328 109 5 ,11 3 0 115 0 831 26 5 0 020 0 032 46 7 -3 8 84 64 4 18 1 256 4 0 46 S*> 1

336 109 7 12 8 0 115 0 844 1 26 6 i 0 021 0 032 45 7 -3 5 г 8,0 647 187 L 262 7 0 46 55 6

344 109 8 12 3 10 116 J3_85l1 27 3 ГО 022 0 031 45 0 -3 6 79 _65 4 194 274 6 1 0 45 56 4

Г" 352 1107 И 8 0 118 0 852 1 28 2 0 023 ! о оз~< 44 6 г -3 9 83 64 9 20 0 292 5 , 0 45 57 7

360 НС 31 1 0 119 0 847 30 3 0 024 Г оозо 1 44 6 -43 81 66 6 22 2 117 1 044 59 3

368 1116| 10 7 ¡ 0 122 J) 837 i 31 6 0 024 j 0_030 h 44 9 49 г 92 66 4 22 -> 3491 [__0 41 61 4

OîO-f-O.ÏOé

Диссертация посвящена исследованию целесообразности и газодинамической эффективности применения ТНД с «обратным» вращением ротора в ТРДД для гражданской авиации. Проблема возникла в связи с повышением газодинамической нагруженности турбинных ступеней и, в частности, применением одноступенчатых высокоперепадных ТВД в современных и перспективных двигателях для ГА.

В этой связи представляет интерес выявить условия, в том числе, конструктивные, кинематические и газодинамические особенности одноступенчатой высокоперепадной ТВД, при которых применение обратного вращения ротора ТНД наиболее целесообразно. Далее необходимо исследовать газодинамический аспект проблемы, касающийся непосредственно газодинамических особенностей сопловых аппаратов первой ступени ТНД, составленных из малоизогнутых относительно тонких лопаток.

Основное внимание в настоящей диссертации уделено именно газодинамической стороне проблемы, поскольку расчетных и экспериментальных материалов по рациональному проектированию таких сопловых аппаратов очень мало, и они имеют, как правило, разрозненный характер.

Диссертация состоит из трех основных разделов, заключения и списка литературы. Раздел 1 (Введение) посвящен состоянию вопроса и постановке задач исследования. В этом же разделе (п. 1.3) рассматриваются особенности одноступенчатой высокоперепадной ТВД в схеме типичного ТРДД для ГА, при которых применение ТНД с обратным вращением ротора наиболее целесообразно. Раздел 2 посвящен численным и экспериментальным исследованиям решеток СА1 ТНД, а раздел 3 - аналогичным исследованиям проточной части ТНД с прямым и обратным вращением ротора.

Проведенные исследования опираются на современные численные методы, верифицированные в диссертации применительно к решеткам и лопаточным аппаратам с малыми углами поворота потока на экспериментальных данных, опубликованных в печати, а также полученных самим автором на турбинных ступенях. Работа выполнялась в Московском авиационном институте, экспериментальные исследования ТНД проводились в НИЦ ЦИАМ им. П.И.Баранова.

Автор выражает сердечную благодарность научному руководителю профессору, доктору технических наук В.Д. Бенедиктову, а также профессору, кандидату технических наук Ржавину Ю.А.

Выполнение работы было бы невозможно без поддержки всего коллектива кафедры авиационных двигателей МАИ, которую возглавляет профессор, доктор технических наук А.Б. Агульник.

ОГЛАВЛЕНИЕ

ПРЕДИСЛОВИЕ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

1. ВВЕДЕНИЕ

1.1. СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ ИССЛЕДОВАНИЯ

1.1.1. О существе и практической значимости проблемы

1.1.2. О силовой схеме и размещении опор узла турбины

1.1.3. Особенности СА1 ТНД с обратным вращением ротора

1.1.4. Особенности и преимущества применения одноступенчатых высокоперепадных ТВД в ТРДД с противоположным вращением роторов

1.1.5. Задачи настоящего исследования

1.2. О РОЛИ СОВРЕМЕННЫХ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ПРИ

ПРОЕКТИ РОВАНИИ И ОПТИМИЗАЦИИ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИН

1.3. ОСОБЕННОСТИ ВЫСОКОПЕРЕПАДНОЙ ТВД В СХЕМЕ ТРДД С ПРОТИВОПОЛОЖНЫМ ВРАЩЕНИЕМ РОТОРОВ

1.3.1. О постановке задачи численного анализа высокоперепадной ТВД

1.3.2. Анализ результатов параметрического исследования высокоперепадной ТВД

1.3.3. Некоторые выводы 36 Рисунки к разделу 1.

2. ЧИСЛЕННОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ РЕШЕТОК

СА1 ТНД С ПРЯМЫМ И ОБРАТНЫМ ВРАЩЕНИЕМ РОТОРА

2.1. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО СТЕНДА У-ЗООС ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ТУРБИННЫХ РЕШЕТОК

2.1.1. Описание стенда и системы измерений

2.1.2. Методика обработки экспериментальных данных

2.1.3. Особенности исследования трансзвуковых турбинных решеток 48 Рисунки к разделу 2.

2.2. ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПЛОСКИХ РЕШЕТОК СА1 ТНД И СОПОСТАВЛЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ РЕЗУЛЬТАТОВ С ЭКСПЕРИМЕНТОМ

2.2.1. Геометрические особенности исследованных решеток 55 Рисунки к разделу 2.2.

2.2.2. Сопоставление расчетных и экспериментальных результатов в исследованных плоских решетках

Рисунки к разделу 2.2.

2.2.3. Сопоставление расчетных и экспериментальных результатов в исследованных решетках с меридиональным раскрытием 1-м, 2-м, 3-м

Рисунки к разделу 2.2.

Таблицы к разделам 2.2 и 2.

2.2.4. Некоторые выводы по результатам проведенного сопоставления расчетных и экспериментальных данных в исследованных решетках

2.3. ОПТИМИЗАЦИЯ РЕШЕТОК СА1 ТНД С ОБРАТНЫМ ВРАЩЕНИЕМ РОТОРА

2.3.1. Некоторые результаты численного исследования решеток

2.3.2. О подходах к оптимизации решеток

2.3.3. К выбору оптимального шага в плоских решетках 1, 2, по уровню профильных потерь

2.3.4. К выбору оптимального шага в решетках с меридиональным раскрытием

1-ми 2-м по уровню профильных потерь С пр-т Ю

2.3.5. К выбору оптимального шага в решетках с меридиональным раскрытием

1-ми 2-м по уровню суммарных потерь

2.3.6. Численное исследование вторичных потерь в решетках с меридиональным раскрытием 1-ми 2-м при различной величине относительного шага

2.3.7. Некоторые выводы по результатам исследования и оптимизации решеток 106 Рисунки к разделу 2.

3. ЧИСЛЕННОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ ТНД ПРИ ОДНОСТОРОННЕМ И

ПРОТИВОПОЛОЖНОМ ВРАЩЕНИИ ЕЕ РОТОРА

3.1. ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТНД С ПРЯМЫМ ВРАЩЕНИЕМ РОТОРА

3.1.1. Газодинамические особенности проточной части двухступенчатой ТНД с прямым вращением ротора

3.1.2. Анализ 3D вязкого течения в СА1 двухступенчатой ТНД с прямым вращением ротора

3.2. ЧИСЛЕННОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТНД С

ПРОТИВОПОЛОЖНЫМ ВРАЩЕНИЕМ РОТОРА

3.2.1. Анализ 3D вязкого течения в СА1двухступенчатой ТНД с противоположным вращением ротора

3.2.2. Экспериментальное исследование двухступенчатой ТНД с противоположным вращением ротора

3.2.3. Некоторые выводы по результатам исследования двухступенчатой ТНД с прямым и обратным вращением ротора

Таблицы к разделу

Рисунки к разделу

1.1. СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ ИССЛЕДОВАНИЯ 1.1.1. О существе и практической значимости проблемы К важнейшим характеристикам авиационных двигателей, в первую очередь, относятся их экономичность и удельный вес. В значительной мере эти характеристики определяются газодинамическими и конструктивными особенностями узла турбины, который в современных двухконтурных двигателях (ТРДД) состоит из турбины высокого давления (ТВД), приводящей компрессор, и турбины низкого давления (ТНД), приводящей вентилятор.При вращении роторов ТНД и ТВД в одну сторону (прямое вращение ротора ТНД) это существенно увеличивает угол поворота потока в первом сопловом аппарате (СА1) ТНД, что способствует увеличению в нём профильных и особенно вторичных потерь. Кроме того, в сопловом аппарате необходимо применять уменьшенный относительный шаг (т.е. СА1 будет иметь повышенное число лопаток).В этой связи, в практике мирового авиационного двигателестроения разрабатываются конструкции ТРДД с противоположным вращением роторов ТНД и ТВД (обратное вращение ротора ТНД). В этом случае угол поворота потока в СА1 ТНД значительно уменьшается, что приводит к снижению в нём профильных и вторичных потерь. Кроме того, в таком СА могут применяться более редкие решётки, что способствует уменьшению числа лопаток, снижению веса турбины и, возможно, уменьшению расхода охлаждающего воздуха. Схема ТВД и первой ступени ТНД в случае одностороннего и противоположгюго вращения роторов приведена на рис. 1.1. Следует также отметить, что в двигателях с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД существенно снижается суммарный гироскопический момент, что улучшает маневренность самолета. ^ 2 ТВД <^ОТНД Односторонее Противоположное вращение ротора ТНД Рис. 1.1. Схема ТВД и первой ступени ТНД в случае прямого и противоположного вращения ее ротора.Другой важной тенденцией в современном авиационном двигателестроении является упрощение конструкции, уменьшение числа венцов и деталей турбины, в том числе ее лопаток. Это также способствует повышению газодинамической нагруженности каждой ступени и увеличению закрутки потока на выходе. Например, в двухконтурном двигателе замена двухступенчатой турбины газогенератора одноступенчатой высоконагруженной ТВД приводит к значительному уменьшению кинематического параметра w/c,-^, увеличению закрутки потока на выходе и некоторому снижению ее КПД. Конечно, снижение газодинамической эффективности одноступенчатой ТВД частично компенсируется уменьшением расхода воздуха на её охлаждение (при неизменной температуре газа перед турбиной). Кроме того, введение в этом случае противоположного вращения ротора ТНД снижает потери в её первом сопловом аппарате и также способствует восстановлению эффективности узла турбины.Расчетно-конструкторские проработки ряда двигателестроительных организаций показывают, что в зависимости от типа и схемы многовального авиационного двигателя применение противоположного вращения роторов вследствие допускаемых при этом повышенных теплоперепадов в предыдущих каскадах турбины может привести к уменьшению массы двигателя и его габаритов на 10 -;-15%, сокращению числа лопаток в горячей части на 10 -ь 20%, повышению температуры газа перед турбиной ГД на 50 -г 100 Л" (при неизменном расходе воздуха на охлаждение рабочего колеса высокоперепадной ТВД).Все это подчеркивает необходимость и актуальность исследования ТНД в условиях противоположного (по отношению к ротору ТВД) вращения её ротора.Исследование турбин с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД ведется во многих развитых странах. Работы указанного направления интенсивно проводились в США, Англии, России, Германии и КНР, результаты исследований нашли применение в ряде двигателей. В частности, на фирме «Роллс-Ройс» в трехвальном двигателе «Трент» 1000 (узел турбины выполнен по схеме 1+1+6) двухвальный газогенератор имеет противоположное вращение роторов. Противоположное вращение роторов применяется в двигателях этой же фирмы RB529,RB211.На фирме «Дженерал Электрик» в двигателе GEN X (узел турбины выполнен по схеме 2+7), а также в двигателях GE36, GE12 ротор ТНД врашается в направлении, противоположном обычно принятому для двигателей ОБ. На фирме «Пратг-Уитни» (двигатели 501М78,Е^ F119-PW-100), в США (двигатель F-119, новейшие двигатели Р-120и ХТЕ-б6),в Европе (двигатель EJ-200) и др. также используется противоположное вращение роторов.Турбины двухвальных ТРДД F-119 и EJ-200 выполнены по схеме 1+1 (см. рис. 1.2 и 1.3), в СА ТНД этих двигателей происходит лишь небольшой поворот потока. В двухвальном двигателе F-120 с противоположным вращением роторов используется одноступенчатая ТВД и одноступенчатая ТНД без соплового аппарата.Типичная турбина по схеме 1+2 с противоположным вращением роторов изображена на рис. 1.4. Применительно к этой турбине в работе [47] было проведено сравнительное расчетное исследование влияния разностороннего вращения роторов на силовые связи двигателя с самолетом. Расчеты нагрузок на подвеску двигателя, инерционного и гироскопического моментов, возникающих при эволюциях самолета, и др. проводились на основе метода конечных элементов MSC/NASTRAN с учетом жесткости роторов и корпусов двигателя. Результаты исследования показали, что в случае противоположного вращения роторов радиальная нагрузка на опоре за ТНД уменьшилась на 20%, инерционный момент, действующий на подвески двигателя, уменьшился на 30%, а КПД ТНД увеличился примерно на 0.015 по сравнению с их величинами при одностороннем вращении роторов.Рис. 1.2. Схема двигателя F-119-PW-100 (турбина 1+1) Рис. 1.3. Схема двигателя EJ-200 (турбина 1+1) Рис.1.4. Схема турбины 1+2 ТРДЦ с противоположным вращением роторов Все более широкое распространение ТРДЦ с противоположным вращением роторов получают в области гражданской авиации. Например, на фирме ЕРТ (Europrop International) разработан трёхвальный ТРДЦ ТР400-06 (турбина по схеме 1+1.5+3) с противоположным вращением ротора среднего давления. На фирмах «Пратг-Уитни» и «Роллс-Ройс» для самолета В7Е7 разработаны соответственно двухвальный ТРДЦ PW-EXX и трёхвальный ТРДЦ RB262, в которых используются турбины с противоположным вращением роторов. Противоположное вращение роторов применено на двигателе Е^ (турбина по схеме 1+4, программа «Energy, Efficiency, Engine»), а также на двигателе PW-6000 (см. рис. 1.5). оа Рис. 1.5. Схема горячей части двигателя PW-6000 Схема горячей части трехвального двигателя RB-211-535Е4 с турбиной, выполненной по схеме 1+1+3, показана на рис. 1.6.Рис. 1.6. Схема горячей части двигателя RB-211-535Е4

4. ЗАКЛЮЧЕНИЕ

По результатам исследований, выполненных в настоящей диссертации, можно сделать следующие выводы:

1. В современном двигателестроении для гражданской авиации применяются и разрабатываются вновь двухконтурные двигатели с противоположным вращением роторов. Газодинамическая эффективность узла турбины с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД исследована недостаточно. Публикации на эту тему в мировой литературе имеют, как правило, лишь качественный или рекламный характер.

2. Проведенный в диссертации анализ показал, что в типичном ТРДД для ГА обратное вращение ротора ТНД особенно целесообразно в случае применения одноступенчатой высокоперепадной ТВД при среднем уровне реактивности рт = 0.43 -ь 0.45 и значениях и / cis = 0.43 -г 0.45. В этом случае имеет место максимальное снижение веса ТВД без существенного снижения ее эффективности, а повышенная закрутка потока на выходе эффективно используется в СА1 ТНД.

3. Дополнительная верификация, проведенная на 4-х плоских решетках, 3-х прямых решетках с меридиональным раскрытием, а также на двухступенчатой ТНД с обратным вращением ротора, подтвердила достоверность расчетных методов, используемых в настоящей диссертации для анализа и оптимизации турбинных решеток и лопаточных аппаратов с малым углом поворота потока.

4. Численная оптимизация относительного шага в исследованных плоских решетках по уровню профильных потерь, а в решетках с меридиональным раскрытием - по уровню суммарных потерь показала, что оптимальное значение шага существенно зависит от режима работы решетки: на дозвуковых режимах (Х20.7 -s- 0.8) для всех исследованных решеток

0-85 + 0.9; на умеренных сверхзвуковых режимах (X2is = 1.0 1.1) в решетках с большим углом поворота потока /опт = 0.6 -г- 0.65, а в решетках с малым углом поворота потока tom= 0.7 0.75 (т.е. больше на 10 + 15%).

5. В решетках с меридиональным раскрытием и малым углом поворота потока на дозвуковых и околозвуковых режимах суммарные потери примерно на 0.02, а вторичные потери - на 0.015 меньше, чем в аналогичной решетке с большим углом поворота потока. При этом с увеличением относительного шага (при условии р2э = const) вторичные потери решетках заметно уменьшались, что объясняется в первую очередь уменьшением потерь трения (из-за уменьшения суммарной поверхности лопаток и увеличения конфузорности межлопаточных каналов).

6. Сопоставление результатов численного и экспериментального исследования двухступенчатой ТНД с обратным вращением ротора подтвердило прогнозируемое повышение ее эффективности: суммарные потери в СА1 снизились практически на 0.03, число лопаток уменьшилось на 35% (от 69 до 45), а угол выхода потока at уменьшился от 35° до 30.6° по сравнению с их значениями в СА1 ТНД с прямым вращением ротора.

7. Снижение суммарных потерь в СА1 ТНД с обратным вращением ротора обусловлено в первую очередь уменьшением вторичных потерь на 0.02, что объясняется уменьшением потерь трения (вследствие уменьшения суммарной поверхности лопаток и снижения уровня скоростей при обтекании слабо изогнутых лопаток).

8. Показано, что в решетках и лопаточных аппаратах коэффициент геометрической конфузорности следует определять по конструктивному углу решетки на выходе р2к, поскольку именно этот угол во многом определяет структуру потока вблизи выходного сечения решетки.

9. К основным факторам, влияющим на потери в СА1 ТНД, помимо угла поворота потока и коэффициента геометрической конфузорности, следует отнести конструктивный угол решетки на выходе р2к» уг°л сужения межлопаточного канала на выходе Е2 и угол «отставания» выходной кромки от эффективного угла решетки мкр.

10. При проектировании узла турбины с противоположным вращением роторов целесообразно: понижать осевую скорость на выходе из ТВД, что уменьшает меридиональное раскрытие СА1 ТНД;

- увеличивать конфузорность выходного участка межлопаточных каналов СА1 ТНД, что уменьшает уровень потерь трения и вторичных потерь;

- применять по возможности «задненагр'уженные» профили.

1. Абианц В. Х.Теория авиационных газовых турбин. М.: Машиностроение. 1979. 245 с.

2. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука. 1969. 824 с.

3. Акимов В.М., Бакулев В.И., Курзинер Р.И. и др. Под ред. проф. Шляхтенко С.М. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1987. • 568с.

4. Богод А. Б., Грановский А. В., Карелин А. М. Повышение точности и сокращение времени при численном исследовании трансзвуковых течений газа в решетках тур-бомашин. //Теплоэнергетика, 1986, № 8. С. 48-52.

5. Богод А. Б., Кимасов Ю.И., Курманов Б.И., Подвидз Г.Л. Квазитрехмерное течение газа в лопаточном венце турбомашины // Изв. АН СССР Энергетика и транспорт. 1984. С. 165—170.

6. Бойко А. В., Кожевников С. Н., Мельтюхов В. А. Оптимизация формы дозвуковых профилей решеток осевых турбин. //Изв. АН СССР. Энерг. и трансп. 1984. № 6. С. 119-124.

7. Борисов Ф. П., Иванов М. Я. Расчет осесимметричного течения в ступенях осевых турбин // Изв. АН СССР. Энергетика и транспорт, 1989. №3. Haas J.E., Kofskey М. С. NASA ТМ-790.'5,1979.

8. Венедиктов В.Д. Газодинамика охлаждаемых турбин. М.: Машиностроение. 1990. 239 с.

9. Венедиктов БД., Грановский А.В., Карелин A.M., Колесов А.Н., Мухтаров М.Х. Атлас экспериментальных характеристик плоских «решеток охлаждаемых газовых турбин. М.: ЦИАМ, 1990. 393 с.

10. Венедиктов В.Д., Грановский А.В., Колесов А.Н. Исследование расходных характеристик трансзвуковых сопловых аппаратов // Тепло энергетика. 1989. № 8.

11. Венедиктов В.Д., Карелин A.M. Разработка методов оценки профильных потерь в трансзвуковых турбинных решетках на основе обобщения экспериментальных данных. М.: ЦИАМ, 1987. Технический отчет № 10815. 37 с.

12. Венедиктов В.Д., Колесов А.Н. Обобщение результатов продувок плоских дозвуковых решеток газовых турбин методами регрессионного анализа. М.: ЦИАМ, 1978. Труды № 814.-23с. э

13. Венедиктов В.Д., Грановский А.В. Определение профильных потерь в трансзвуковых турбинных решетках методом локальной аппроксимации экспериментальных данных. М.: ЦИАМ, 1978. Труды № 797, 18с.

14. Гастеллоу Дж. Аэродинамика решеток турбомашин. М.: Мир, 1987.392 с.

15. Деменченок В.П., Дружинин JI.H., Пархомов A.JI. и др. Под ред. проф. Шляхтенко С.М. и Сосунова. В.А. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. М: Машиностроение, 1979. 432с.

16. Дейч М.Е., Филиппов Г.А., Лазарев Л.Я. Атлас профилей решеток осевых турбин. М.: Машиностроение, 1965. 86 с.

17. Емин О.Н., Грицай С.Д., Кузнецов В.И., Мхитарян С.Л. Выбор схемы и оптимальных параметров турбины высокотемпературного ТРДД с малой степенью двухконтурно-сти. ИВУЗ, «Авиационная техника», № 4,1992.

18. Емин О.Н., Фаворская Н.О., Особенности характеристик двухступенчатой бирота-тивной турбины без промежуточного соплового аппарата. ИВУЗ, «Машиностроение», № 3,1993.

19. Иванов М.Я., Крупа В.Г., Нигматуллин Р.З. Неявная схема С.К. Годунова повышенной точности для интегрирования уравнений Навье-Стокса // Ж. вычисл. матем. и матем. физ. 1989. Т. 29 № 6. С. 888-901.

20. Иванов МЛ., Нигматуллин Р.З. Неявная схема С. К. Годунова повышенной точности для численного интегрирования уравнений Эйлера//ЖВММФ. 1987. Т. 27. № 11. С. 1725-1735.

21. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. Машиностроение. 1989. 264с.

22. Максутова М.К., Тарасов В.Н., Агачев Р.С. Особенности обтекания малоизогнутых сопловых профилей с углами входа больше 90°. Межвузовский сб.: Высокотемперагтурные охлаждаемые газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Казань, 1980. КАИ. С 92-96.

23. Мухтаров М.Х. Характеристики плоских дозвуковых решеток осевых турбин. М.: ЦИАМ, 1968. Техн.отчет № 310. 46 с.

24. Пономарев Б.А.,Соценко Ю.В. Турбины с противоположным направлением вращения роторов для авиационных силовых установок // Изв. вузов. Авиационная техника, 1986. №2. С.50-53.

25. Пономарев Б.А.,Соценко Ю.В. Экспериментальное исследование прямых решеток сопловых аппаратов турбин с противоположным вращение роторов. М.: ЦИАМ, 1968. Техн.отчет № 10630. 37 с.

26. Мустафа, Окапу, Уильямсон. Влияние аэродинамической нагруженности рабочих лопаток на характеристики высоконагруженной ступени турбины // Энергетические машины и установки. 1988. №2. С. 100-108.

27. К.М.Попов, Г.Л.Подвидз, А.В.Грановский, А.М.Карелин. Л.Я.Лебедева, Газодинамические особенности турбин с противоположным вращением роторов // Лопаточные машины и струйные аппараты,.1996.Вып.13. С.244 258. (Тр. ЦИАМ; №1296)

28. Седов Л. И. Методы подобия и размерности в механике. М.: Наука, 1981. 447 с.

29. Сивердинг. Современные достижения в исследовании основных особенностей вторичных течений в каналах турбинных решеток. Энергетические машины и установки, 1985, т. 107, № 2, с.1.

30. Соколовскии Г. А., Гнесин В. И. Нестационарные трансзвуковые и вязкие течения в турбомашинах. Киев: Наукона думка, 1986.

31. Степанов Г.Ю. Гидродинамика решеток турбомашин. М.: Физматгиз, 1962.512 с.

32. Сюй, Дентон. Донное давление и потери в группе из четырех решеток турбинных лопаток. М.: Мир, 1989. Современное машиностроение. Серия А, VI, 1989. С. 12-21.

33. Турбины авиационных ГТД. Расчет газодинамических потерь. М.: ЦИАМ. РТМ 1614-79.

34. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение, 1986.432с.

35. Черкез А .Я., Онищик И.И., Овсянников В.А. и др. Под ред. Черкеза А.Я. Испытания

36. ВРД. М: Машиностроение. 1992.241с.

37. Beam R. М., Warming R. F. An implicit factored scheme for the compressible Nevier-Stokes equations. //AIAA J. 1978. Vol. 16, N 4. |393-402.

38. Boletis E. Effects of tip endwall contouring on the 3-dimensional flow field in an annular turbine nozzle guide vane. 1. Experimental investigation. //Trans. ASME: J. Eng. Gas Turbines and Power. 1985. Vol. 107, N 4. P. 983-990. "

39. Choi D., Knight CJ. A study on H and O-H generation and. associated flow codes for gasкturbine 3D Navier-Stokes analysis. AIAA Paper. № 91-2365. 1991.

40. Coakley T.J. Turbulence modeling methods for the compressible Navier-Stokes equations: AIAA Paper N83-1693. 1983. 13p.

41. Eidelman S., Co lei la P., Shreeve R. P. Application of the Godunov method and its second order extension to cascade flow modeling // I1AA J. 1984, Vol. 22, N 11. P. 1609- 1615.

42. Hah C.A. Navier-Stokes Analysis of Three-Dimensional Turbulent Flows Inside Turbine Blade Rows at Design and Off-Design Conditions. ASME Journal of Engineering for Power. Vol. 106. 1984. P. 421-429.

43. Jenkins R.M. An Improved Computer Model for Prediction of Axial Gas Turbine Performance Losses Final Report. 1983, NACA-CR-154246

44. Kiock R., Lehthaus F., Baines N. C., Sieverding С. H. The transonic flow through a plane turbine cascade as measured in four European wind tunnels. // Trans. ASME: J. Eng. Gas Turbines and Power. 1986. Vol. 108. № 2. P. 277-284.

45. Krupa V.G., Ivanov M.Ja. Solution of Navier-Stokes Equations using high accuracy monotone schemes in Mathematical Models of Gas Turbine Engines and their Components. AGARD Lecture Series TCP 02/LS 198. 1994. P. 3-1 3-16.

46. Louis J.F. Axial Flow Contra-Rotating Turbines, ASME 85-GT-218, 1985

47. Moffit T. P., Stepka F. S., Rohlik . E. Summary of NASA Aerodynamic and heat transfer studies in turbine vanes and blades. //ASME Publication. 1976. № 760917 for Meet Nov. 29 Dec. 2. 22 p.

48. Moustapha S. H., Williamson R. G. Investigation of the effect of two endwall contours on the performance of an annular nozzle cascade. //AIAA Paper. 1985.№ 1218.10 p.

49. Peacock R.E. Turbomachinery tip gab aerodynamics review. ISABE 89-7056.

50. Ponnelli L. A. Assessment of 3-dimensional inviscid codes and loss calculations for turbine aerodynamic computations. //Trans. ASME: J. Eng. Gas Turbines and Power. 1985. Vol. 107. №2. P. 265-276.

51. Sieverding C.H., Stanislas M., Snoek J. The base pressure Problem in Transonic Turbine Cascades. //ASME publication. № 79-GT-120. 12 p.

52. Shang T.H, Epstein A.H. Analysis of Hot Streak Effects on Turbine Rotor Heat Transfer. ASME Paper 96-GT-l 18

53. Steger J. L., Warming R. F. Flux vector splitting of the inviscid gasdynamic equations with application to finite difference methods. //J. of сотр. Phys. 1981. Vol. 40, N 2. P. 263-293.