автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Метод определения величины радиального зазора в турбине авиационного двигателя и способ его регулирования

Министерство образования Российской Федерации «МАТИ» - Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского

Экз. № / На правах рукописи УДК 629.7(09)

Бутонов Виктор Валерьевич

МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕЛИЧИНЫ РАДИАЛЬНОГО ЗАЗОРА В ТУРБИНЕ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ И СПОСОБ ЕГО РЕГУЛИРОВАНИЯ

Специальность 05.07.05. - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2004

Работа выполнена на кафедре «Механика машин и механизмов» «МАТИ» - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского

Научный руководитель

доктор технических наук, профессор Шевченко И.В.

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Попов В. Г.

кандидат технических наук Бондарь И. Ф.

Ведущее предприятие -

ОАО «ММП им. В.В. Чернышева»

Защита состоится «/¿» 2004 г. в ЙТчас. РР мин на заседании диссертационного

Совета Д212.110.02 «МАТИ» - Российского государственною технологического университета им. К.Э. Циолковского по адресу: 109240, г. Москва, Берниковская наб., д. 14, стр. 2

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке «МАТИ» - Российского государственного технологического университета им., К.Э. Циолковского.

Автореферат разослан «_»_2004 г.

Отзывы на автореферат (в двух экземплярах, заверенные печатью организации) просим направлять по адресу 103767, г. Москва, Г-552, ул. Оршанская, д. 3, «МАТИ» - Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского, Ученому секретарю > диссертационного Совета Д212.110.02.

Ученый секретарь диссертационного Совета

Д 212. ПО 02, к т.н., доцент

Актуальность темы Одной из . основных задач при проектировании современного газотурбинного двигателя (ГТД) является повышение его коэффициента полезного действия. Эффективность газотурбинных двигателей в свою очередь сильно зависит от потерь энергии, вызванных наличием радиального зазора в компрессоре и турбине.

Решением проблемы расчёта величины радиального зазора и оценки ею влияния на характеристики газовой турбины занимались как отечественные так и зарубежные ученые. Копелев СЗ. Мамаев В II. Поччев В П.. Еве mi неси \ Л . Костеж В К, Попов К М, Мухтаров М.Х., Киселёв И.В , Киржнер Р А., Максутова М К., Дейч ME, Шекман А Г., Гребнёв В.К., Lakshminaiayana В., Zhang J. IZ\ans D M. Glezer В.

Согласно многочисленным данным, приведенным в научно-технической литературе, уменьшение радиального зазора турбины высокого давления (ТВД) на I % приводит к росту КПД турбины на 1,5-2 %. В современных ГТД радиальные зазоры I ВД могут достигать величины 2,5-3 % от высоты рабочей лопатки

Поэтому сушествчет необходимость в рехулировании радиального зазора для того, чтобы его величина на всех режимах работы двигателя была минимальной, но достаточна для предотвращения врезания торца рабочей лопатки в детали статора

Важное место в мероприятиях по регулированию радиального зазора занимает расчет его величины на рабочих режимах двигателя. При этом методика должна позволять достаточно точно и достоверно определить величину радиального зазора. чюбы ещё на этапе проектирования задать оптимальную величину монтажного радиального зазора. Данная методика необходима также и при разработке мероприятий по регулированию радиального зазора

Расчетное определение радиального зазора базируется на комплексе сложных теплогидравлических и деформационных моделей, а проверка точности получаемых результатов может быть осуществлена только прямым измерением величины радиальною зазора на работающем двигателе.

Цель работы и_решаемые задачи Целью работы является повышение

эффективности ГТД путем оптимизации величины монтажного радиального зазора и регулирования радиального зазора в процессе эксплуатации.

Для достижения цели в диссертации были решены следующие задачи

- разработана методика создания тепло-гидравлической модели для расчета температурных ночей статора и ротора турбины;

- разработана инженерная методика расчета величины радиального зазора для условий ,жсплуатации двигателя;

- проведено исследование изменения величины радиального зазора в зависимости от условий эксплуатации и его влияния двухконтурного ГТД;

-разработана методика и средства непосредственного измерения • величины радиального зазора на работающем двигателе;

- разработаны системы регулирования величины радиального зазора турбины высокого давания и проведена оценка их эффективности,

- определено влияние величины радиального зазора на характеристики турбины и авиационного двухконтурного двигателя на стационарных и нестационарных режимах работы двигателя при различных условиях эксплуатации

Научная новизна

- разработана методика расчета величины радиального зазора, учитывающая силовые и термические деформации всех основных деталей ротора и статора газовой тцрбины;

- разработана тепло-гидравлическая модель узла турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя;

- создана методика проектирования системы регулирования радиалыюю зазора, основанная на определении средней температуры силовой части статора при которой обеспечивается величина радиального зазора равная монтажной и обеспечении характеристик системы охлаждения статора соответствующих максимальному приближению его теплового состояния к данной температуре.

Практическая значимость:

- разработана программа расчёта величины радиального зазора учитывающая термические деформации диска ротора, рабочей лопатки, корпуса статора и встанки бандажа, а также учитывающая деформации диска и рабочей лопатки пол действием центробежных сил и деформацию узлов статора под действием газовых сил,

- разработаны устройство и методика экспериментального определения величины радиального зазора на работающем двигателе,

- разработан про]раммиый комплекс для расчета температурного состояния деталей ротора и статора гурбины,

- разработана система активною регулирования для ТВД перспективного

ТРДД

На защиту выносятся

- методика расчета теплового состояния деталей двигателя;

- методика расчета радиального зазора:

- методика измерения величины радиального зазора с помощью жесткого эндоскопа бокового зрения;

- методический подход к разработке системы регулирования радиалыюю зазора основанный на определении температуры статора при которой величина радиального зазора равна монтажной и проектировании системы охлаждения статора исходя из необходимости максимального приближения ею теплового состояния к данной температуре

Публикации По теме диссертации опубликовано 10 печатных работ Структура и объем работы Работа состоит из введения, 5 глав, заключения и приложений. Основная часть содержит 268 страниц машинописного текста, 136 рисунков и J7 таблиц. Список литературы включает 85 наименоканий

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ.

Во введении обоснована актуальность темы, определена цель работы и сформулированы основные положения, выносимые на защиту

В первой главе проведен анализ зависимостей приведенных в научно-1С\нической литературе, определяющих влияние величины радиального зазора на КПД двигателя для различных вариантов конструкции турбины.

Рассмотрены приведенные в научно-технической литературе методы расчетиою определения величины радиального зазора, описаны их достоинства и недостатки. Проведен анализ закономерностей изменения радиального зазора приведенных в научно-технической литературе, которые получены в результате расчета по приведенным методикам на нестационарных циклах работы двигателей Определены интервалы нестационарных циклов, на которых наблюдаются минимальные и максимальные значения радиального зазора. Интервалы, на которых расчетное значение радиального зазора минимально, представляют интерес как наиболее опасные из-за возможности врезания рабочих лопаток в детали статора

Проведен анализ способов экспериментального определения величины радиального зазора на работающем двигателе, определены их достоинства и недостатки, а также границы применимости.

Изучены методы регулирования радиального зазора (пассивные и акцизные), а также влияние их внедрения на величину радиального зазора Проведен анализ изменения 'величины радиального зазора за рабочий цикл до, и после внедрения системы регулирования радиального зазора

На основании анализа литературных данных сделаны следующие выводы Наиболее предпочтительной системой регулирования радиального зазора точки зрения простоты ее обеспечения является такая система, в котором необходимая динамика изменения его величины обеспечивается тепловыми свойствами статора турбины (пассивная система регулирования) Наиболее часто применяемой системой пассивного регулирования радиального зазора является изготовление корпуса расположенного, над рабочим колесом турбины в виде составной конструкции Составная конструкция обычно включает внутренние уплотняющие элементы (выполняемые в виде отдельных сегментов и изолирующие силовую часть корпуса от воздействия горячего газа) и сплошную си новую части корпуса.

Система пассивного регулирования радиального зазора хотя и значительно уменьшает его величину, но не может обеспечить минимально допустимого значения на крейсерских режимах работы двигателя (наиболее длительных режимах эксплуатации) а следовательно и более значительною улучшения КПД Для обеспечения минимально допустимых величин радиального зазора на крейсерских режимах работы двигателя при соблюдении условия незадевания рабочих лопаток о стенку проточной части необходимо применить систему активного регулирования радиального зазора Наиболее часто применяемой системой активного регулирования радиального зазора является система наружного обдува силовой части корпуса турбины воздухом второго контура. При этом подача воздуха на обдув силовой части корпуса отключается при работе двигателя на максимальных режимах и включается на крейсерских режимах.

Описан объект исследования диссертационной работы - турбина высокого давления нового турбореактивного дв>вального двухконгурного двигателя РД1700

Сформулирована цель работы и определены задачи, решение которых необходимо для достижения цели.

Во второй главе разработана методика расчета радиальною зазора, включающая моделирование гидравлики и теплового состояния деталей ротора и статора газовой турбины.

Для определения теплового состояния ротора и статора ТВД разработана методика создания тепловой модели деталей турбины включающая:

- созданиеi сометрической модели ротора и статора ТВД (рис 1),

- определение характерных по условиям обтекания участков на поверхности базовых деталей,

- анализ и выбор критериальных зависимостей для расчета коэффициенте теплоотдачи на характерных участках поверхности базовых деталей ротора и статора ТВД.

- создание тепло-гидравлической модели для расчета температур потоков воздуха омывающих узлы статора и ротора ТВД.

Созданная по разработанной методике тепловая модель узлов ротора и статора ТВД использовалась для определения значений граничных условий третьего рода, необходимых для расчета температурных полей деталей турбины

Для расчета температурного состояния совокупность деталей ротора и статора предиаилена в «иде двумерных осесимметричных конечно-элемешных моделей решение которых осуществлялось по разработанному алгоритму, реализованном) в виде программного комплекса «POLYFEM» для ПЭВМ.

С использованием разработанных моделей выполнены расчеты силового состояния ротора и статора ТВД для стационарных и переменных режимов работы двигателя Относитетьное отличие температур деталей ротора и статора полученных

Б результате термометрирования при испытаниях двигателя и в результате расчета теплового состояния в условиях проведения эксперимента не превышает ± 2 %. чю доказывает адекватности разработанной математической модели тепловою состояния деталей ротора и статора ТВД

Рис I Конструктивная схема ТВД двигателя РД1700 1 корлчс двигателя. 2 -корпус турбины. 3 - опорное кольцо, 4 - вславка бандажа; 5 - лента. 6 - накладка. 7 -заднее кольцо, 8 - диск ротора ТВД, 9 - рабочая лопатка ТВД

Разработана методика расчета величины радиального зазора, которая была реализована в программном комплексе «RADIAL» для ПЭВМ

В соответствии с методикой ротор и статор ТВД ) словно разбиты НА ряд базовых элементов (рис. 2) Для ротора это диск (с радиусом Rc¡). поиска лопатки (с высотой in I равной высоте замковой части.) и перо лопатки (с высокой лопатки Jp h Для статора это корпус статора (с радиусом равным радиусу Rk и толшине // опорного о кольца) и вставка статора (с высотой ножки вставки / г\/, шириной вставки Н и толщиной ножки вставки S)

Расчет величины радиального зазора 8г производился по зависимое!и

о г iwiviu ARk I - Allk р - М\ W / - Д/i.wр - Miel t - MU w - A//; /1 - Mu 11

Slp I со - AIn I <o

(1)

где 5moni -монтажный радиальный зазор. ARk t, ALv\l i, ARJ i \lp ¡ i Л/n 11

термическая деформация корпуса, вставки бандажа, диска ротора а также пера и ножки лопатки соответственно ARLp ALv\tp Alicia), Af.pl rn, ALrnta - силовые деформации корпуса, вставки бандажа, диска ротора, пера и ложки лопатки

Температурная деформация базового элемента

ARt-a-R (t 20) (2)

где а - f(t) - коэффициент температурного расширения, определяемый по характеристике физических свойств материала (из которого изготовлен базовый эпемент), R - характерный размер, а / - средняя температура базового элемента (полученная в результате теплового расчета деталей двигателя) Деформация от центробежных нагрузок деталей ротора

tтО U • 07

\Ны --¡. — R

(3)

где стй, ал - окружные и радиальные напряжения в детали, полученные в результате прочностного расчета ротора (для диска ротора, а также для пера иаи замка лопатки (для пера и замка лопатки стО = 0)). ц - коэффициент Пчассона (и = 0 Л дпя диска и ц —) для пера и замка лопатки). К - коэффициент жесткости определяемый прочностными характеристиками материала

Деформация статора от механических нагрузок

И)

агг и м/ 2 .<>•/.

15)

\Lv\t р ~

Здесь ЛЯ/ - Р\п - 1'паг - разница давлений внутри и снаружи силовой части статора (опорного кольца) а ДР2 - Рт - 1'рго/ - разница давлении между давлением внутри вставки бандажа и в проточной части рабочею колеса турбины

В третьей главе разработан метод дистанционного измерения радиачьного зазора в турбине высокого давления турбореактивного двухконтлрного двигателя (рис 3) основанный на введении в проточную часть сопловою аппарата (3) чсре5 специальное приспособление (4) эндоскопа бокового зрения (2)

Эндоскоп содержит в себе объектив, информационный канал (бток чпш) и световод подсветки При наблюдении происходит прием изображения объективом передача изображения блоком линз за пределы двигателя к цифровой видеокамере (6) запись изображения показывающего величину радиальною зазора 017 между торцевой частью рабочей лопатки (1) и вставкой бандажа в корпусе турбины (5) и цифровой форме Частота приема и записи видеокадров задается программой проведения эксперимента Далее полученная цифровая информация по кабелю (7) предается на ЭВМ (8), где записывается на жесткий диск

Ряс 3 Констр>к1ивн(1Я схема измерения радиальною -¡а-юра »ндоскопом боковою ■фения 1 рабочая попала, 2 - эндоскоп, 3 -- ишловои динара! ГИД 4 - 1р>окл иолами лиоскопа, 5 вставка бандажа ТВД, 6 - цифровая видеокамера, 7 -информационный кабель, 8 - ЭВМ: 8$а - радиачьный зазор ме-ид\ периферийной почкой соплового аппарата и рабочей лопаткой ГВД. Л>7 - радиачьныи «зор мела\ вставкой бандажа и рабочей лопаткой ТВД

6

В дальнейшем записанная информация может воспроизводиться в виде кадра, а также подвергаться обработке и анализу.

Приёмная часть используемого эндоскопа (пределы визирования которого составляют 10—50 мм, увеличение не менее трех раз. разрешающая способность не менее 0.05 мм и угол зрения 70-3°, что обеспечивает угол обзора достаточный для наблюдения радиального зазора, а также хорошую разрешающую способность) помешается в проточной части турбины в пространстве между сопловыми лопатками

ГИД

Оптическая часть эндоскопа сохраняет работоспособность при температуре не выше 60-80° С, а рабочая температура газа в проточной части турбины достигает температуры (1500-1600 К). Поэтому для обеспечения работоспособности установки была разработана система охлаждения эндоскопа

В проточной части турбины находится только приемная часть измерительною устройства и система охлаждения эндоскопа. Часть измерительного устройства. которая отвечает за регистрацию и запись полученной информации располагается снаружи двигательной установки Жесткий эндоскоп, а также его система охлаждения проходят через корпус двигателя, а на турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) трубка крепления эндоскопа проходит как через наружный, так и через внутренний корпуса двигателя.

На ТРДД на всех режимах работы стенка корпуса турбины всегда нагревается до существенно более высоких температур, чем наружная стенка двигателя На нестационарных режимах' работы двигателя происходит взаимное перемещение стенки корпуса турбины и наружной стенки двшателя друг относительно друга, а следовательно и относительно проходящей через обе стенки трубки крепления эндоскопа.

Задача компенсации перемещений деталей статора и эндоскопа друг относительно друга также была решена при разработке системы охлаждения эндоскопа и узла крепления эндоскопа (см. рис Ч) Воздух низкой температуры поступает по подводящему трубопроводу (2) из баллонов системы охлаждения на охлаждение эндоскопа (1). Охлаждающий воздух низкой температуры протекаем в кольцевом канале между эндоскопом (1) и промежуточной стенкой (3) до уплотняющей шайбы (4) Достигнув уплотняющей шайбы, поток воздуха поступает в кольцевой канал между промежуточной стенкой и наружной стенкой внутреннею кожуха (5), после чего вытекает из охлаждающей системы эндоскопа в промежуточную полость (11). Через отверстия (12) воздух удаляется из промежуточной полости за пределы двигателя.

Воздух на охлаждение наружного кожуха эндоскопа (6) поступает по подводящему трубопроводу высокою лакиения (7) из-за компрессора высокою давления через отверстия (8) в кольцевой канат между стенками наружного и

внутреннего кожуха. Далее воздух протекает в кольцевом канале и через смотровое окошко (9) в стенке наружного кожуха истекает в проточную часть турбины.

В результате теплового расчета системы охлаждения эндоскопа был определен расход охлаждающего воздуха при котором температура эндоскопа не превышала максимально допустимой

В рамках настоящей работ разработана программа измерения радиального зазора во время испытаний двигателя, позволяющая провести измерения на стендовых стационарных и переменных режимах работы двигателя, и выбраны переходные процессы имитирующие наиболее характерные изменения его работы во время полета самолета

В каждый момент времени работы двигателя для которого производится запись видеокадра для определения величины радиального зазора, во время испытании фиксируется время с наачала проведения измерении, а также измеряются частота оборотов двигателя. Эти данные записываются на жесткий диск ЭВМ наряду с видеокадром и используются при обработке результатов измерений.

Анализ и обработка записанных кадров позволяет исключить ошибки связанные с особенностями взаимного перемещения деталей турбины на переходных режимах В процессе работы внутренний радиус периферийных полок сопловою аппарата может оказаться меньше внутреннего радиуса корпуса статора лад рабочим колесом турбины, но больше радиуса торца рабочей лопатки (либо постоянно имеет такую величину) (рис. 3).

В таких случаях виден как радиальный зазор между рабочей лопаткой и стенкой корпуса над рабочей лопаткой Лг:, так и радиальный зазор между периферийной полкой соплового аппарата и рабочей лопаткой турбины

На рис. 5 представлены соответствующие различному взаимному расположению деталей двигателя кадры, фиксированные видеокамерой с помощью эндоскопа в некоторые моменты времени и выводимые на экран монитора При обработке записанного на жёсткий диск ЭВМ видеокадра (показывающего взаимное положение деталей двигателя) экспериментатор с помощью специальной программы обработки наносит на изображение риски соответствующие границе вставки банллжа (см поз 1 на рис 5) и рабочей лопатки (поз 2). а также определяет раисюянис мелсд\ ними

Кроме того, поверх кадра наносится решетка масштабирования (поз. 3) используемая для приближенной оценки величины радиального зазора. На рис 5а нижняя граница периферийной полки соплового аппарата не видна а на рис 76 она обозначена тонкой риской - 4. Вне зависимости от тою видна или на риска 4 искомая величина - отмечается на экране монитора как расстояние мсжд\ верхней (1) и нижней (2) наблюдаемыми рисками

Обозначенные в результате анализа на всех временных интервалах величины радиальных зазоров записываются в виде файла и далее представляются в виде графика зависимости величины радиального зазора от времени работы двигателя

п

б)

Рис. 5. Видеокадры определяющие величину радиалъно)о' зазора: 1 - нижняя граница вставки бандажа ТВД, 2 - верхняя граница РЛ ТВД* 3 - решетка масштабирования 4 - нижняя граница СЛ ТВД

В четвертой главе представлены результаты численных исследований влияния режимов и условий эксплуатации на величину радиального зазора ТВД. а также результаты численных исследований* влияния радиального зазора ТВД па характеристики двигателя на ряде стационарных и переходных режимах работы двигателя

Проведен анализ изменения величины радиального зазора на рабочих циклах двигателя Наиболее напряженным циклом показывающим динамикч изменения величины ралиалыюю зазора является нестационарный- цикл «Малый газ -«Максимал» - «Малый газ» (в условиях МСА)."В результате расчета на данном нестационарном цикле определены величина радиального зазора, а также отдельные сё составляющие (силовая, термическая и суммарная составляющая со стороны как ротора так и статора) (см рис 6)

Было установлено, что при монтажной величине радиального зазора равной 0.8

мм

- минимальная величина радиального зазора имеет место на релсимс сброса обороюв перед посадкой при полете с максимальной скоростью у зечли в условиях лета и составляс1 0,23 мм;

- максимальная величина радиального зазора имеет место на режиме разгона двигателя при взлете самолета для полета с максимальной скоростью у земли в \словиях,лета и составляет 1.57 мм;

- при полете с максимальной скоростью у земли в условиях МСА ралил imufi шор меняется в пределах 0,34-1.53 мм. а в условиях зимы в пределах 0.49-1.27 мм.

- на режиме разгона двигателя при взлете самолета для полета с максимальной скоростью у земли в условиях лета лишение КПД турбины вследствие влияния радиального зазора составляет 7,6 %.. а падение тяги двигателя 4,2 %. что может сильно затруднить возможность взлета самолета при. ограниченной длине (взлетно-посадочной полосы аэродрома;

- на режиме набора высоты самолетом после выхода из пикирования величина радиального зазора составляет 1,06мм падение КПД турбины вследствие его влияния 5.1 %, а падение тяги двигателя 2Г9 %,. что сильно ограничивает возможности маневра самолета.

В главе пятой разработаны и научно обоснованы Мероприятия по регулированию радиального зазора ТВД РД1700. С целью определения необходимого уровня регулирования радиального зазора проведен анализ расчетов для конструкции статора ТВД а исходной компоновке. В результате проведенного анализа выявлено следующее.

Во время приемистости оборотов ротора величина зазора резко возрастает вследствие быстрого прогрева и высокого значения температуры корпуса гурбины {рост термической деформации которого полностью компенсирует быстрое увеличение силовых деформаций все\ деталей ротора и термической деформации рабочей лопатки). Далее размер радиального зазора плавно уменьшается вследствие медленного прогрева и расширения основной массы диска

Во время сброса оборотов наблюдается обратная зависимость. Вначале величина радиального зазора резко уменьшается (до минимума за ьесь рабочий цикл; вследствие быстрого охлаждения корпуса турбины и резкого уменьшения его термической деформации Падение величины термической деформации корпуса полностью компенсирует уменьшение термических деформаций рабочей лопатки и уменьшение деформаций всех деталей роюра под действием центробежных сил Далее, размер радиальною зазора плавно возрастает из-за медленного охлаждения основной массы диска и уменьшения его термических деформаций

В диссертационной работе регулирование радиального зазора осуществляется с помощью регулирования теплового состояния статора ТВД

При этом, целесообразно создание системы регулирования радиального'зазора обеспечивающей поддержание высокой температуры корпуса гурбины по время сброса оборотов ротора, что увеличит минимальную (за рабочий цикл) величину радиального зазора и позволит уменьшить монтажный зазор'. Чтобы уменьшить максимальную величину радиальною зазора во время приемистости оборотов ротора целесообразно поддерживать низкую температуру статора.

Данная рекомендация по регулированию тепловою состояния корпуса гурбины можем быть обеспечена с помощью пассивной (рис. 7) или активной (put S) ним ем регулирования Пассивная система регулирования (ПСРРЗ) (рис. 7) обеспечиваемся термической изоляцией опорного кольца с помощью теплоизолирующих обечаек При наличии теплоизоляции темп изменения температуры корпуса на переменных режимах уменьшается, а, следовательно, уменьшается максимальная за рабочий цикл ветичина радиапьного зазора и увеличивается минимальная

В результате численного моделирования было установлено, что ПС1ЧЧ позволяет незначительно уменьшить амплитуду изменения радиальною зазора на нестационарных циклах минимальная (за рабочий цикл) величина радиачыюю jajopa увеличилась на 0.07-0.13 мм, а максимальная уменьшилась на 0 07-0.19 мм при практически не изменившемся радиальном зазоре на установившихся режимах работы двигателя.

Для разработки варианта конструкции активной СРРЧ была предложена упрошенная инженерная методика основанная на определении средней температуры силовой части корпуса турбины "идеальной" температуры /,/) при которой обеспечиваемся величина радиальною зазора равная монтажной.

Рис. 7. Конструктивная схема с I агора ТВ Д. оснащенного пассивной СРРЗ Рис. 8 Конструктивная схема статора ТВД, оснащенного активной СРРЗ. 1 - корпус турбины: 2 - опорное колыю; 3 - переднее кольцо, 4 - лента. 5 - вставка бандажа, б - теплоизолирующие обечайка: 7 - коллектор подачи раулируютею воздуха; 8 - патрубок подвода регулирующего воздуха, 9 - заслонка, перекрывающая ноюк регулирующего воздуха, 10 - отверстия в коллекторе через которые подается регулирующий воздух; 11 - стравливающие отверстия; 12 - заслонка перекрывающая стравливающие отверстия.

На рис. 9 приведен график зависимости «идеальной» температуры опорное о кольца, а также расчетной температуры данной детали для конструкции статора к исходной компоновке и оснащенного пассивной и активной СРРЗ на нестационарном цикле «Малый »аз» - «Максимал» - «Малый газ» (в условиях МСА). Сравнение этих температур наглядно показывает участки рабочею цикла, требующие более интенсивного регулирования величины радиального зазора Активное регулирование теплового состояния статора ТВД может осуществляться с помощью потоков возд\ха поступающих из-за второй и чензертой (последней) ступеней компрессора, температуры которых также приведены на рис. 9

В результате анализа изменения «идеальной» температуры опорного кольца и гемператур воздуха за второй и четвертой ступенями компрессора на рабочих циклах двигателя установлено следующее:

- во время приемистости и на установившихся «Максимальных» и «Крейсерских» режимах работы двигателя возможно понизить температуру опорного кольца и приблизить ее к «идеальной» с помощью дополнительного подачи воздуха после второй ступени компрессора в полоса между опорным кольцом и корпусом турбины.

- при сбросе оборотов двигателя с режима «Максимал» или «Крейсерский» до режима «Малый газ» температуры воздуха как после второй так и после чегверкж степени компрессора становятся более низкими чем «идеальная» 1смперат\ра опорного кольца вследствие чего целесообразно по шостыо отключать по шеи потока регулирующею воздуха,

- дополнительная подача воздуха поступающего из^ четвертой ступени компрессора бесполезна, так как во время приемистости и работе двигателя на Установившихся режимах температура возд\ха выше а во время сброса обороки значительно ниже «идеальной»

т с

550 S00 450 400 ЗсО 300 ISO 200 1=0; 100 50

О-.'» ГУ -а в

w

i -i

---

- . iH—

1200 1600 2000 2400 2600 3200 3600 4000 Т сек

Nk Ч 100

30

СО

40

20

> —

¡ |

J- +

—i ---

i

1200 1600 2000 2400 2800 3200 ЗэОО 4000 * сен

Рис 9 Рез>льтат расчета средней температуры опорного кочьца для конструкции статора ГВД в исходной компоновке и оснашеиного пассивной и активной CPPi а также «идеальной» температуры опорного кольца на нестационарном цикле «Ма^ый i аз» - «Максимал» - «Мачый газ» 1 - температура кольца для констру мши и исходной компоновке, 2 - температура кольца для конструкции с пассивной СР1Ч "5 - температура кольца для конструкции с активной СРРЗ, 4 - «идеальная» 1еиперат\ра Koibua, 5 - температура воздуха я 4-й ступенью компрессора 6 - темперлчр) ыти.1 за 2-й ступенью компрессора

Активное регулирование радиального зазора на данном этапе может быть ос\ шест в нио с помощью обдува опорного кольца потоком регулирующего мл почаваемого для нагрева одновременно с началом режима «Маиый газ» ( G - 0 25 "о) из проточной части турбипы

Температура газа после РК ТВД на режиме «Малый газ» не настолько велика чтобы обдув потоком регулирующего газа деталей статора ТВД создавал утро$у и\ разрушения. но. в ю же время,. превышает «идеальную» температуру спорною копьца

Дая обеспечения подачи регулируюшего газа в полость между опорным кольцом и корпусом турбины в стенке- корпуса турбины предусмотрены стравливающие отверстия. Открытие стравливающих отверстий в корпусе турбины (с шюшадыо большей некоторой крижческой величины) при перекрытой подаче воздуха после второй ступени компрессора приводит к вы 1 еканию во второй конпр потока охлаждающего воздуха - (поступающего после последней ступени компрессора) и потока подсасываемого газа.

Поскольку активное регулирование- теплового состояния кольца осуществляе1ся на всем рабочем цикле, ю целесообразно уора1Ь верхнюю 1ешюизолирующую обечайку. Нижнюю теплоизолирующую обечайку целесообразно оставить. 1ак как она уменьшает влияние на температуру опорного кольца нерсмллируемого потока воздуха подаваемого в полость между опорным кольцом и лентой

1200 1С00 2000 2400 2800 3200 J«00 4000 Т . w

100 90 80 70 60 60 40 30 20 -о 0 12 I -

■

-

\

! • !

г

t • • I -

• — *

. I , I - 00 2<С0 2300

__1 00 1600 20 > 3200 3600 40 00 1 . се*

Рис 10. Результаты расчета радиального зазора ТВД для различны»: вариантов консгрукции статора на нестационарном цикле «Малый газ» - «Максимал» - «Чачый

1 азл в условиях MCA. 1 - радиальный зазор для констр\ кции в исходной компоновке.

2 р,аильный 3ajop для констр>шии с пассшшой СРРЗ, 3 радиальный шор для конструкции с активной Cl'IM

Значение величины радиального зазора ТВД для конструкции статора в исходной компоновке и оснащенного пассивной (рис 7) и активной (рис 8) СРР} приведено на рис 10 Внедрение разработанной активной СРРЗ позвотяет \ меньшшь рлдиатьный монтажный зазор на 25 % и увеличить КПД турбины в среднем на 1 У "о

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

Разрабоын расчегио-экспериментатьный метод определения ве шчины радиального зазора в турбине авиационного двигателя для различных режимов работы и условий эксплуатации

Разработана шокенерная методика расчета величины радиального зазора учитывающая влияние как силовых, так и термических деформаций ротора и статора

Разработана методика и оборудование для измерения величины радиального за юра на работающем двигателе В соответствии с требованиями к измерительному \ стронетву спроектированы \зел крепления и система охлаждения жесткою эндоскопа бокового зрения

Разработана методика испытании для измерений радиального зазора в тчрбиме йрйраММиое обеспечение для записи и обработки результатов экспериментов

Проведено численное исследование изменения ралиалъною зазора ТВД ГРДД на стационарных режимах' и нестационарных циклах работы двигателя при различных условиях эксплуатации Определено влияние величины радиальною зазора на характеристики турбины и двигателя

- на режиме разгона двигателя при взлете самолета для полета с максима Ипой скористью у земли ь чешвиях лсы падение КПД горбины вследствие втияния радиального зазора составляет 7 6 %, а падение тяги двигатетя 4,2 0/о. что может сильно затруднить возможность взлета самолета при ограниченной длине впетно-посадочнои полосы аэродрома;

- на режиме набора высоты самочетом после выхода из пикирования величина радиатьного зазора составляет 1,06 мм, падение КПД турбины встедскше его в шяния 5,1 "о, ё падение тяги двигателя 2,9 %, что сильно ограничивает возможной и маневра само пета

Предложен новый методический подход к разработке системы реп шроь.ши* рапильного зазора, основанный на определении средней юмпературы силовой части корпчеа турбины («идеааыюй 1емпературы», при которой обеспечивается ветичина радиатьною зазора равная монтаж-ной Проведено расчетное обоснование конструктивных изменений турбины высокого давления

Разработаны конструкции системы пассивного и активного рггч жривамия ратиального зазора )\рбины высокого давкния авиационного двигателя РД-17ГК) позволившие повысить КПД 1ВД в среднем на 1 9 °о и тягл двигателя на 1°о

Основное содержание работы отражено в следующих публикациях. .

1. Бутонов П.В., Черный М.С., Шевченко И.В. Тепловая модель 1азовой турбины для расчета радиального зазора М Изд-во <ЛАТМЭС>>. Тр>ды МЛТ11. Выпчск 4(76;

2. Черный М.С, Шевченко И.В, Бутонов В.В. Методика расчета радиального зазора М.. Изд-во «ЛЛТМЭС». Груды МАТИ. Выпуск 4(76) 2001 г.

3 Черный М С. Шевченко И.В, Бутонов В.В. «Исследование влияния режимов эксплуатации на величину радиального зазора турбины РД-1700». Тезисы докладов Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2002. Пермь: ППУ, 2002 г

4 Бутонов В В.. Черный М.С, Шевченко И.В., Лебедев А.С. «Исследование влияния режимов эксплуатации на величину радиального зазора турбины РД-1700 Материалы Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2002. Пермь: ГОТУ, 2002 г.

5 Буюнов В.В., Черный М.С, Шевченко И.В Метод измерения величины радиального зазора на работающем двигателе. Тезисы докладов Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмические технологии и образование на рубеже веков». - Рыбинск: РГАТА, 2002 г.

6 Шевченко И.В., Черный М.С., Бутонов. ВВ. Метод измерения величины радиадьною зазора турбины на работающем двигателе - М" «Техника возд>шного флота». № 6, 2002 г.

7 Бутонов В В., Черный М.С, Шевченко И В. «Расчетное обоснование способов регулирования радиального .зазора на jvpOnne высокою давления двигателя РД1700» Москва: Труды МАТИ. Выпуск 2003 г., 168-173 с.

8. Бутонов В.В.. Чёрный М С, Шевченко И.В. Расчётное обоснование способов регулирования радиальных зазоров на турбине высокого давления изделия РД-1700 Чезисы докладов международной молодежной научной конференции «XXIX Гагаринские чтения» - Москва: МАТИ, 2003 г

9. Бутонов В В. «Методика регулирования радиального зазора турбины Г! Д с использованием ('идеальной» температуры силовой части статора». Тезисы докладов международной молодежной научной конференции uXXIX Гагаринские Ч1сния»/. -Москва: МАТИ, 2003 г.

10 Бчтонов В В. «Влияние радиального зазора т>рбины высокого давления на характеристики авиационного двигателя РД1700». Тезисы докладов международной научной конференции «Авиация и космонавтика 2003». - Москва: МАИ. 2003 i.

2001 г.

/7. П. 2MV

Подписано в печать 23.12.03. Формат 60\84 |/|6. Печать на ризографе. _Объем 1.0 п.л. 1ираж 100. Ъкл .М'2(0_

Издательский центр «МАТИ»- Российского государственною технологическою ишверешаа им. К.'Э. Циолковскую 109240. Москва. Берниковская паи.. 14

Типо! рафия ИЦ «МА ГМ» Российском) iос), lapci иен hoi о |е\но.1оп!чсского университет им. К.Э. Циолковского 100240. Москна. Берниковская нао . 14

»- 4057

Введение.

ГЛАВА 1. Влияние радиального зазора на характеристики ГТД, методы расчёта и регулирования.

1.1. Влияние радиального зазора на характеристики газовой турбины авиационного двигателя.

1.2. Методы и результаты расчётов величины радиальных зазоров.

1.3. Способы экспериментального определения величины радиального зазора на работающем двигателе.

1.4. Методы регулирования радиального зазора в компрессоре и турбине.

1.5. Объект исследования - турбина высокого давления и система регулирования радиального зазора двухкоптурного двигателя РД1700.

1.6. Цели работы и решаемые задачи.

ГЛАВА 2. Методика моделирования радиального зазора по тепловому состоянию ротора и статора ГТД.

2.1. Анализ течения и выбор критериальных зависимостей для расчёта граничных условий для элементов турбины.

2.2. Метод расчёта теплового состояния деталей двигателя.

2.3. Методика для экспериментальной проверки адекватности математической модели теплового состояния деталей двигателя.

2.4. Методика расчёта радиального зазора и оптимизации величины монтажного радиального зазора.

ГЛАВА 3. Методы экспериментального определения величины радиального зазора на работающем двигателе.

3.1. Требования к измерительному устройству.

3.2. Конструкция оптической системы.

3.3. Разработка системы охлаждения и узла крепления оптической системы эндоскопа.

3.4. Методика проведения и обработки экспериментов, программное обеспечение.

3.5. Квалификационные эксперименты.

ГЛАВА 4. Исследование влияния радиального зазора ТВД на характеристики двигателя РД1700.

4.1. Температурное состояние турбины на стационарных и переходных режимах.

4.2. Влияние режимов и условий эксплуатации на величину радиального зазора турбины.

4.3. Исследование влияния величины радиального зазора ТВД на тягу и КПД двигателя.

ГЛАВА 5. Регулирование радиального зазора.

5.1. Методика разработки мероприятий по регулированию радиального зазора.

5.2. Программа регулирования радиальных зазоров.

5.3. Оценка эффективности мероприятий. 247 Выводы. 265 Литература. 269 Приложение 2. 278 Приложение 4. 298 Приложение 5.

Одной из основных задач при проектировании современных газотурбинных двигателей (ГТД) является повышение его коэффициента полезного действия. Эффективность газотурбинных двигателей в свою очередь сильно зависит от потерь энергии, вызванных наличием радиального зазора в компрессоре и турбине.

Поэтому существует необходимость в регулировании радиального зазора для того, чтобы его величина на всех режимах работы двигателя была минимальной, но достаточна для предотвращения врезания торца рабочей лопатки в детали статора.

Важное место в мероприятиях по регулированию радиального зазора занимает расчёт его величины на рабочих режимах двигателя. При этом расчётная методика должна позволять достаточно точно и достоверно определить величину радиального зазора, чтобы ещё на этапе проектирования задать оптимальную величину монтажного радиального зазора. Данная методика необходима также и при разработке мероприятий по регулированию радиального зазора.

Расчётное определение радиального зазора базируется на комплексе сложных теплогидравлических и деформационных моделей, а проверка точности получаемых результатов с помощью данных средств может быть осуществлена только прямым измерением величины радиального зазора на работающем двигателе. Для этого необходима методика измерения величины радиального зазора и средства её реализации в виде экспериментальной установки и программного обеспечения проведения эксперимента и обработки его результатов.

Целью настоящей работы является повышение эффективности ГТД путём оптимизации величины монтажного радиального зазора и регулирования радиального зазора в процессе эксплуатации. Для достижения цели работы должна быть разработана инженерная методика расчёта величины радиального зазора для условий эксплуатации двигателя. Действенность разработанной методики определяется с помощью средств непосредственного измерения радиального зазора на работающем двигателе. На основе анализа результатов расчётных исследований величины радиального зазора должны быть определены пути регулирования радиального зазора и разработаны методы проектирования системы его регулирования.

Результаты исследований по созданию метода определения величины радиального зазора и способа его регулирования, а также экспериментальной проверке работоспособности разработанных методов изложены в пяти главах диссертации.

В первой главе проведён анализ зависимостей приведенных в научно-технической литературе, определяющих влияние величины радиального зазора на КПД двигателя для различных вариантов конструкции турбины.

Рассмотрены приведенные в научно-технической литературе методы расчётного определения величины радиального зазора, описаны их достоинства и недостатки. Проведен анализ закономерностей изменения радиального зазора приведенных в научно-технической литературе, которые получены в результате расчёта по приведенным методикам на нестационарных циклах работы двигателей. Определены интервалы нестационарных циклов, на которых наблюдаются минимальные и максимальные значения радиального зазора. Интервалы на которых расчётное значение радиального зазора минимально, представляют интерес как наиболее опасные из-за возможности врезания рабочих лопаток в детали статора.

Проведен анализ способов экспериментального определения величины радиального зазора на работающем двигателе, определены их достоинства и недостатки, а также границы применимости. Изучены методы регулирования радиального зазора (пассивные и активные), а также влияние их внедрения на величину радиального зазора. Проведён анализ изменения величины радиального зазора за рабочий цикл до, и после внедрения системы регулирования радиального зазора.

Во второй главе разработана методика расчёта радиального зазора, включающая моделирование гидравлики и теплового состояния деталей ротора и статора газовой турбины.

Для определения теплового состояния ротора и статора двигателя разработана тепло-гидравлическая модель деталей турбины.

Созданная модель узлов ротора и статора ТВД использовалась для определения значений граничных условий третьего рода, необходимых для расчёта температурных полей деталей турбины. Разработана методика экспериментального определения температур деталей двигателя с целыо определения адекватности созданной для расчёта его теплового состояния математической модели. Разработанная методика расчёта радиального зазора использует результаты расчёта теплового состояния деталей двигателя.

В третьей главе разработан метод дистанционного измерения радиального зазора в турбине высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя. Разработана методика проведения и обработки экспериментов, включающая в себя проверку работоспособности системы, а также монтаж измерительного устройства.

Проведены квалификационные эксперименты для проверки эффективности используемой методики, которые включают в себя замеры радиального зазора как с помощью жёсткого эндоскопа бокового зрения, так и методом истираемых щупов.

В четвёртой главе представлены результаты численных исследований влияния режимов и условий эксплуатации на величину радиального зазора ТВД, а также результаты численных исследований влияния радиального зазора ТВД на характеристики двигателя.

В пятой главе разработаны и научно обоснованы мероприятия по регулированию радиального зазора ТВД РД1700 разработанные путём анализа расчётов величины радиального зазора для конструкции статора в исходной компоновке. По результатам анализа предложен вариант конструкции статора с пассивной системой регулирования радиального зазора.

Для разработки конструкции системы регулирования предложена упрощённая инженерная методика основанная на определении средней температуры силовой части корпуса турбины при которой обеспечивается величина радиального зазора равная монтажной. С помощью данной методики разработана система активного регулирования радиального зазора.

Проведено расчётное исследование влияния радиального зазора ТВД па характеристики двигателя для вариантов конструкции статора с пассивной и активной системой регулирования. На основании анализа эффективности различных вариантов конструкции сделан вывод о целесообразности внедрения разработанной системы регулирования.

На защиту выносятся:

- методика расчёта теплового состояния деталей двигателя;

- методика расчёта радиального зазора;

- методика измерения величины радиального зазора с помощью жёсткого эндоскопа бокового зрения.

- методический подход к разработке системы регулирования радиального зазора основанный на определении температуры статора при которой величина радиального зазора равна монтажной и проектировании системы охлаждения статора исходя из необходимости максимального приближения его теплового состояния к данной температуре.

ВЫВОДЫ

1. Разработана методика создания тепловой модели статора и ротора турбины, чьё тепловое состояние влияет на величину радиального зазора, а также методика расчёта граничных условий третьего рода у поверхностей деталей статора и ротора.

2. Разработана методика создания математической модели для определения теплового состояния деталей статора и ротора путем решения двумерной задачи теплопроводности с использованием граничных условий третьего рода.

3. Разработана методика проверки адекватности математической модели теплового состояния деталей ротора и статора, которая заключается в сравнении температур деталей ротора и статора полученных в результате расчёта с данными термометрирования при испытаниях двигателя. Сравнение экспериментальных и расчётных значений показало, что различие между замеренными и рассчитанными температурами не превышает 10 С (1.2 %) для деталей статора и диска ротора, а для рабочей лопатки не превышает 20 С (1.8 %), что позволяет сделать вывод об адекватности используемой модели.

4. Разработан расчётно-экспериментальный метод определения величины радиального зазора в турбине авиационного двигателя для различных режимов работы и условий эксплуатации.

5. Разработана инженерная методика расчёта величины радиального зазора, учитывающая влияние как силовых, так и термических деформаций ротора и статора. Данная методика реализована в программном комплексе «RADIAL» для ПЭВМ. Экспериментальная проверка разработанной расчётной методики показала отклонение результатов расчёта от экспериментальных данных не более чем на 0.05 мм (или не более 7 %), что позволяет сделать вывод об адекватности используемой методики.

6. Разработана методика и оборудование для измерения величины радиального зазора на работающем двигателе. В соответствии с требованиями к измерительному устройству спроектированы узел крепления и система охлаждения жёсткого эндоскопа бокового зрения.

7. Разработана методика испытаний для измерений радиального зазора в турбине, программное обеспечение для записи и обработки результатов экспериментов. Результаты измерений радиального зазора с помощью разработанной установки на двигателе РДЗЗ показали её надёжность в работе и высокую точностью проводимых измерений. Выбраны переходные режимы, имитирующие наиболее характерные изменения работы двигателя во время полёта самолёта, а также режимы, на которых могут быть наименьшие значения радиального зазора.

8. Проведены квалификационные эксперименты для проверки эффективности используемой методики, которые включают в себя замеры радиального зазора, как с помощью жёсткого эндоскопа бокового зрения, так и методом истираемых щупов. Анализ результатов измерения показал высокую сходимость результатов полученных указанными методами, а, следовательно, и адекватность метода измерения радиального зазора с помощью жёсткого эндоскопа бокового зрения.

9. Проведено численное исследование изменения радиального зазора ТВД ТРДД на стационарных режимах и нестационарных циклах работы двигателя при различных условиях эксплуатации. Определено влияние величины радиального зазора на характеристики турбины и двигателя:

- минимальная величина радиального зазора имеет место на режиме сброса оборотов перед посадкой самолёта после длительного полёта с максимальной скоростью у земли в условиях лета и составляет 0,28 мм (0,8 % от высоты проточной части турбины);

- максимальная величина радиального зазора имеет место на режиме работы двигателя при взлёте и разгоне самолёта до максимальной скорости у земли в условиях лета и составляет 1,57 мм (4,2 %);

- на режиме разгона двигателя при взлёте самолёта для полёта с максимальной скоростью у земли в условиях лета падение КПД турбины вследствие влияния радиального зазора составляет 7,6 %, а падение тяги двигателя 4,2 %, что может сильно затруднить возможность взлёта самолёта при ограниченной длине взлётно-посадочной полосы аэродрома;

- на режиме набора высоты самолётом после выхода из пикирования величина радиального зазора составляет 1,06 мм (2,9 %), падение КПД турбины вследствие его влияния 5,1 %, а падение тяги двигателя 2,9 %, что сильно ограничивает возможности манёвра самолёта.

Все вышеуказанные расчёты проведены при величине монтажного радиального зазора равной 0,8 мм.

10. Предложен новый методический подход к разработке системы регулирования радиального зазора, основанный на определении средней температуры силовой части корпуса турбины («идеальной» температуры) при которой обеспечивается величина радиального зазора равная монтажной. Выбор типа активной СРРЗ осуществляется таким образом, чтобы при создании системы регулирования средняя температура силовой части корпуса турбины наиболее сильно приближалась к «идеальной». Проведено расчётное обоснование конструктивных изменений турбины высокого давления.

11. Разработаны конструкции системы пассивного и активного регулирования радиального зазора турбины высокого давления авиационного двигателя РД-1700. Проведено численное исследование изменения радиального зазора ТВД ТРДД для вариантов конструкции двигателя оснащённых пассивной и активной СРРЗ в результате которого установлено следующее:

- введение активной СРРЗ увеличило минимальную величину радиального зазора до 0,57 мм, что позволяет уменьшить монтажный зазор на 0,2 мм (с 0,8 до 0,6 мм);

- введение активной СРРЗ снизило максимальную величину радиального зазора до 1,34 мм (при монтажном 0.8 мм) и, соответственно, до 1,14 мм при монтажном 0,6 мм;

- уменьшение максимальной величины радиального зазора до 1,14 мм приводит к росту КПД турбины на 2,1 %, а тяги двигателя на 1,15 % (при монтажном зазоре 0,6 мм), что улучшает взлётные характеристики самолёта;

- на режиме работы двигателя во время набора высоты самолётом после выхода из пикирования величина радиального зазора после введения активной СРРЗ уменьшилась до 0,65 мм, КПД турбины вырос на 2,0 %, а тяга двигателя возросла на 1,1 % (при монтажном зазоре 0,6 мм);

- в результате внедрения активной СРРЗ среднее (по исследованным нестационарным циклам) повышение КПД ТВД составляет 1,9 %, а тяги двигателя 1 %.

12. Сравнение характеристик двигателя (КПД турбины и тяги двигателя) для вариантов конструкции статора ТВД в исходной компоновке, а также оснащённых пассивной и активной СРРЗ показывает высокую эффективность мероприятий по активному регулированию радиального зазора и целесообразность создания активной СРРЗ.

1. «Влияние радиального зазора и бандажирования рабочих лопаток на потери КПД в выеоконагруженных охлаждаемых турбинах». К.М. Попов, М.Х. Мухтаров, Л.И. Киселев, И.В. Сафроньев. М., 1980. Труды ЦИАМ № 911.

2. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. «Газовые турбины двигателей летательных аппаратов». М. «Машиностроение». 1991.

3. Кириллов И.И., Климцов А.А. «Потери энергии в турбинной ступени с бандажом и без бандажа». «Теплоэнергетика», 1963, № 2.

4. Зальф Г.А., Звягинцев В.В. «Тепловой расчет паровых турбин». М., «Машгиз», 1961.

5. Максутова М.К. «К расчету потерь, вызванных радиальным зазором в рабочем колесе». «Известия вузов. Авиационная техника». 1965, № 2.

6. Тырышкин В.Г., Широков Б.А. «О влиянии бандажа и скрепляющей проволоки на КПД турбинной ступени с длинными лопатками». -«Теплоэнергетика», 1957, № 9.

7. Гукасова Е.А., Михайлова В.А., Тырышкин В.Г. «Особенности процесса обтекания концевых частей необандаженных лопаток и их влияние на КПД турбинной ступени». «Теплоэнергетика», 1970, №4.

8. Дейч М.Е., Трояновский Б.М. «Исследования и расчёты ступеней осевых турбин». М., «Машиностроение», 1964.

9. Дейч М.Е., Шекман А.Г. «К определению оптимальной величины верхней перекрыши обандаженной турбинной ступени». «Теплоэнергетика», 1962, № 1.

10. С.З. Копелев. «Проектирование проточной части турбин авиационных двигателей». М. Машиностроение. 1984.

11. С.З. Копелев., Н.Д. Тихонов. «Расчет турбин авиационных двигателей». М. Машиностроение. 1974.

12. Локай В.И. и др. «Теплопередача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей летательных аппаратов». М.: Машиностроение, 1985.

13. Почуев В.П., Костеж В.К. «Тепловые свойства корпусов ГТД и пути уменьшения радиальных зазоров». «Труды ЦИАМ № 1139., 1985.»

14. Демьянушко И.В., Биргер И.А. «Расчет на прочность вращающихся дисков». М. Машиностроение, 1978.

15. Швец И.Т., Дыбан Е.П. «Воздушное охлаждение деталей газовых турбин». Издательство «Наукова Думка». Киев, 1974.

16. Хритин А.А. «Система измерения радиальных зазоров в турбомашинах». Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук. Самара, 1994.

17. Технический отчет ЦИАМ № 10224 «Экспериментальная отработка и внедрение методов измерения радиальных зазоров в ГТД». 1984.

18. Коростелев Ю.А., Макаркина Т.В., Щербаков В.Ф. «Измерение радиального зазора ёмкостными датчиками» в сборнике «Метрологическое обеспечение испытаний авиационных двигателей». М. Труды ЦИАМ, № 1090, 1984 г.

19. Нестеров В.Н. «Измерение радиальных зазоров при стендовых испытаниях полноразмерных двигателей». М: «Авиационная промышленность». № 7. 1984 г.

20. Акимов В.М. «Основы надежности газотурбинных двигателей». М. «Машиностроение», 1981.

21. Лебедев А.В., Асланян Э.В. «Измерительные эндоскопы и обоснование схемы с параллельным пучком света». Труды ЦИАМ № 1244. 1989 г.31. «Эндоскопы с волоконной оптикой фирмы FORT». Технический перевод № 30280. ЦИАМ. 1973.

22. Щербаков В.Ф., Ивченко Д.Ф., Шатогин JI.H., Богатов Э.Я. «Измерение радиальных зазоров и осевого перемещения ротора в турбинах ГТД оптическим методом». М. Труды ЦИАМ№ 1090. 1984 г.

23. Крузор М.Я. и др. «Справочник конструктора оптико-механических приборов». М. «Машиностроение». 1968 г.

24. Богатов Э.Я., Ивченко Д.Ф., Щербаков В.Ф., Шатогин J1.H. «Измерение радиального зазора между концами рабочих лопаток и корпусом лазерно-оптическим методом». «Новые приборы», 1982, № 22 (ЦИАМ).

25. Лебедев А.В., Ивченко Д.Ф., Шатогин Л.Н. «Оптические и некоторые другие приборы диагностики и неразрушающего контроля». «Новые приборы», 1985 № 28., ЦИАМ.

26. Baumbick K.Y. «Волоконная оптика для контроля воздухозаборника и двигателя самолёта». NASA-TM-82654, aug. 1981. Тех. Пер. ЦИАМ № СГ-90602, 1985.

27. Кеба И.В. «Диагностика авиационных газотурбинных двигателей». -М.: «Транспорт». 1980 г.

28. Почуев В.П., Костеж В.К. «К вопросу об уменьшении радиальных зазоров в турбинах ГТД». Сборник статей. Выпуск 4 (1269). ЦИАМ. 1990.

29. Почуев В. П. «Эффективность регулирования радиальных зазоров ГТД». / Обзор № 161. ЦИАМ, 1983.

30. Киржнер Р. А., Мамаев Б. И. «Исследование управления радиальными зазорами в турбине высокотемпературного ТРДД». // Тепловое состояние охлаждаемых деталей высокотемпературных ГТД. Казань, 1984.

31. Лукачев В.П., Данильченко В.П., Резник В.Е. «Выбор параметров и инженерные основы проектирования систем охлаждения элементов турбин авиационных ГТД». Куйбышев, 1983.

32. Дыбан Е.П., Мазур А.И. «Конвективный теплообмен при струйном обтекании тел». Киев.: Издательство «Наукова Думка», 1974.

33. Михеев М.А., Михеева И.М. «Основы теплопередачи». Издание второе, стереотипное. Москва. «Энергия». 1977.52. «Расчетные и экспериментальные методы определения теплового состояния основных узлов газовых турбин с воздушным охлаждением».

34. Том 2. Методы теплового расчета систем воздушного охлаждения газовых турбин. Под ред. Дыбана Е.П., Иващепко М.М., Коздобы JI.A. Ленинград. 1972.

35. Евстигнеев А. А., Почуев В.П. «Обобщение результатов экспериментального исследования теплообмена на внешней поверхности моделей корпусов ТРДД». ЦИАМ НТО инв. № 1595, 1986 г.

36. Почуев В.П., Евстигнеев А.А. «Экспериментальное исследование теплообмена на внешней поверхности моделей корпусов турбин». Труды ЦИАМ № 1092. 1983 г.

37. Чжен П. «Отрывные течения». Т. 2, 3., М.: Мир, 1973.

38. Лужанский Б.Е., Солнцев В.П. «Экспериментальное исследование теплообмена в зонах отрыва турбулентного пограничного слоя пред уступом». ПМТФ, 1971, № 1.

39. Киселёв Л.И., Луценко Ю.Н., «Исследование воздушного охлаждения бандажных полок рабочих лопаток». ЦИАМ, 1982. - (Труды ЦИАМ № 1032).

40. Копелев С.З., Гуров С.В. «Тепловое состояние элементов конструкции авиационных двигателей». М. «Машиностроение», 1978 г.

41. Гавриков И.Ф., Киселёв Л.И., Луценко Л.А., Гвоздкова Л.А., Смирнова А.Г. «Исследование эффективности и теплового состояния элементов высоконагруженных турбин газогенераторов». Технический отчёт ЦИАМ №9364, 1981 г.

42. Д. Эббот, С. Клайн. «Экспериментальное исследование дозвукового турбулентного потока при обтекании одинарных и двойных уступов». «Техническая механика», 1962, т. 84, № 3.

43. Р.А. Себан. «Теплоотдача в турбулентном сорванном потоке воздуха за уступом к поверхности пластины». Теплопередача № 1, 1961.

44. Горелов Г.М., Троянов А.Е. «Течение при внезапном расширении канала». Известия вузов, серия «Авиационная техника» № 3, 1970.

45. Игнатов JI.H., Кауфман В.И., Майорова А.И., Ягодкин В.И. «Усовершенствование методики расчёта турбулентных течений в каналах со срывными зонами и гидродинамический расчёт камер сгорания». Технический отчёт ЦИАМ № 7859, 1976 г.

46. Фидман Б.А. «Результаты измерения турбулентности в равномерном и резко расширяющемся потоках». Известия АН СССР ОТН № 11 1953 г.

47. Костеж В.К., Халтурин В.А. «Комплекс программы расчёта па ЭВМ двумерных нестационарных температурных полей в узлах ГТД методом конечных элементов». Технический отчёт ЦИАМ № 9325, 1981 г.

48. Калинин Э.К., Дрейцер Г.А., Ярхо С.А. «Интенсификация теплообмена в каналах». М., «Машиностроение», 1972 г.

49. Илизарова Л.И. «Структура потока за плохообтекаемым телом». «Промышленная аэродинамика», вып. 27, «Машиностроение», 1966 г.

50. Гольдштик М.А., Силантьев Б.А. «О влиянии загромождения канала па движение жидкости в зоне отрыва за плохообтекаемыми телами». Известия АН СССР, ПМФТ, № 1, 1967.

51. Абрамович Г.Н. «Теория турбулентных струй». М. Физматгиз, 1960.72. «Турбулентные сдвиговые течения». Т. 1. М. «Машиностроение». 1982.

52. Шнеэ Я.И., Капинос В.М., Котляр И.В. «Газовые турбины. Часть первая. Термодинамические процессы и теплообмен в конструкциях». Киев. 1976.

53. Шевченко И.В., Черный М.С., Бутонов В.В. «Метод измерения величины радиального зазора турбины на работающем двигателе». М: «Техника воздушного флота». № 6, 2002 г.

54. Бутонов В.В. «Влияние радиального зазора турбины высокого давления на характеристики авиационного двигателя РД1700». Тезисы докладов международной научной конференции «Авиация и космонавтика 2003». -Москва: МАИ, 2003 г.

55. Бутонов В.В., Чёрный М.С., Шевченко И.В. «Расчётное обоснование способов регулирования радиального зазора на турбине высокого давления двигателя РД1700». Москва: Труды МАТИ. Выпуск. 2003 г., 168-173 с.

56. Бутонов В.В. «Методика регулирования радиального зазора турбины ГТД с использованием «идеальной» температуры силовой части статора». Тезисы докладов международной молодёжной научной конференции «XXIX Гагаринские чтения». Москва: МАТИ, 2003 г.

57. Черкез А.Я. «Инженерные расчёты газотурбинных двигателей методом малых отклонений». М., «Машиностроение», 1975 г.