автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Совершенствование методов проектирования сопловых аппаратов турбин ГТД на основе профилирования торцевых поверхностей

На правах рукописи

Ковалев Сергей Анатольевич

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СОПЛОВЫХ АППАРАТОВ ТУРБИН ГТД НА ОСНОВЕ ПРОФИЛИРОВАНИЯ ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракегные двигатели и энергоустановки

летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 б МАЙ 2013

Рыбинск-2013

005058387

005058387

Работа выполнена в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева».

Научный руководитель:

Вятков Владимир Вячеславович, кандидат технических наук, доцент. Официальные оппоненты:

Кривошеее Игорь Александрович, доктор технических наук, профессор, Уфимский государственный авиационный технический университет (Национальный исследовательский университет), профессор кафедры «Авиационные двигатели», декан факультета «Авиационные двигатели».

Карговицкий Лев Леонидович, кандидат технических наук, доцент, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет), доцагг кафедры «Теория воздушно-реактивных двигателей» факультета «Двигатели летательных аппаратов».

Ведущая организация: Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (Национальный исследовательский университет), г. Самара.

Защита состоится 15.05.2013 г. в 15.00 часов на заседании диссертационного совета Д 212210.01 в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева» по адресу: 152934, г. Рыбинск, Ярославская область, ул. Пушкина, 53, ауд. Г-237.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева».

Автореферат разослан «12» апреля 2013 г. Ученый секретарь , -

Диссертационного совета .„</■ :. Конюхов Борис Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы

Улучшение параметров газотурбинных двигателей идет по пути увеличения степени повышения давления в компрессоре и максимальной температуры рабочего тела в цикле. С одной стороны, это обусловило возрастание роли лопаточных машин в обеспечении высоких эксплуатационных качеств двигателя, но с другой - привело к существенному усилению зависимости компрессора и турбины от негативных влияний концевых явлений в проточной части из-за уменьшения относительных диаметральных размеров лопаточных венцов.

Лопатки сопловых аппаратов с точки зрения динамики вторичных течений становятся короткими, то есть вторичные вихри, образовавшиеся на противоположных торцевых поверхностях, взаимодействуют между собой. Кроме того, в настоящее время профилирование торцевых поверхностей осталось практически единственным путем уменьшения интенсивности вторичных течений в межлопаточных каналах и, соответственно, увеличения КПД газовых турбин.

Цель работы

Повышение газодинамической эффективности сопловых аппаратов газовых турбин за счет пространственного профилирования торцевых поверхностей.

Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:

1. Выполнить анализ существующих научных работ по тематике профилирования торцевых поверхностей и влияния их формы на потери кинетической энергии (далее потери) в венцах турбин. Обосновать необходимость применения профилирования торцевых поверхностей.

2. На основе эксперимента и численного моделирования определить влияние на потери формы меридиональных образующих при одностороннем поджата и и раскрытии проточной части соплового аппарата. Сравнить уровень потерь в решетке при использовании в качестве образующей радиусной кривой и лемнискаты Бернул-ли.

3. Разработать способ профилирования несимметричных торцевых поверхностей, обеспечивающих снижение потерь в сопловых аппаратах газовых турбин.

Научная новизна

1. Экспериментально установлена зависимость рационального способа профилирования торцевых поверхностей от меридиональной формы межлопаточного канала и от условия взаимодействия вторичных вихрей.

2. Разработан, экспериментально опробован и внедрен способ профилирования торцевых поверхностей межлопаточного канала без смыкания вторичных течений, основанный на поиске газодинамически оптимальной формы поверхностей, позволяющий снизить уровень суммарных потерь и повысить КПД ступени.

На защиту выносятся

1. Результаты экспериментального и численного исследования влияния формы торцевых поверхностей на потери в решетке соплового аппарата.

2. Способ итерационного поиска оптимальной по потерям формы торцевых поверхностей межлопаточных каналов сопловых аппаратов турбин.

Практическая полезность и реализация результатов

Разработанные рекомендации позволяют снизить уровень суммарных потерь в венцах турбин. Результаты работы реализованы в виде сертифицированного программного комплекса для ЭВМ в ОАО "НПО "Сатурн"

Достоверность и обоснованность результатов достигается применением экспериментально-исследовательского оборудования, соблюдением критериев подобия, применением сертифицированных средств при обработке экспериментальных данных, проведении численного исследования. Подтверждается соответствием полученных данных наблюдениям и описаниям других исследователей, совпадением полученных в ходе исследования расчетных и экспериментальных данных.

Апробация работы

Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях:

- Международный молодежный форум «Будущее авиации за молодой Россией» в рамках Международного Аэрокосмического салона «МАКС 2009», Москва, 2009 г.

Конкурс «Двигатели XXI века» в рамках Международного Аэрокосмического салона «МАКС 2011», Москва, 2011 г.

Личный вклад автора

Все экспериментальные исследования, обработка экспериментальных данных, моделирование пространственного течения газа и численная оптимизация представленные в диссертационной работе, выполнены автором лично. Программный комплекс для ЭВМ, представленный в работе, создан при участии автора в ОАО «НПО «Сатурн».

Публикации

Основные материалы диссертации опубликованы в 3 статьях в журналах, рекомендованных ВАК, 2 статьях в сборниках научных трудов и 1 тезисах доклада.

Сгруюура и объем работы

Диссертация изложена на 137 страницах и включает в себя 80 иллюстраций, 6 таблиц. Работа состоит из введения, пяти глав, выводов, списка используемой литературы из 94 наименований, приложения.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении представлено обоснование актуальности темы диссертационной работы, формулируются задачи исследования, отмечается научная новизна и практическая значимость полученных результатов.

В первой главе проанализированы современные тенденции развития параметров рабочего процесса в турбинах ГТД. Рассмотрены аэродинамические характеристики турбинных решеток различной высоты с торцевыми поверхностями сложной формы. Рассмотрены достижения в исследовании газодинамики вторичных течений и борьбы с их негативным влиянием на параметры турбин. Анализ литературных источников выполнен на основе работ Богомолова Е. Н., Дейча М. Е., Зарянкина А. Е., Копелева С. 3., Журавлева В. А., Бенедиктова В. Д., Лебедева В. В., Бурова М. Н., Вяткова В. В., Snedden G., Dunn D., Ingram G., Gregory-Smith D., Knezevici D. C., Sjolander S. A., Stokes M.

В разрабатываемых в настоящее время двигателях применяются сопловые и рабочие лопатки с торцевыми поверхностями сложной формы. На рисунке 1 представлен пример проточной части турбины двигателя НК-93, где в конструкции турбины высокого давления (ТВД) применено меридиональное поджатие для улучшения параметров ступени, а раскрытие соплового аппарата турбины среднего давления (ТСД) для сопряжения расчетных аксиальных площадей по тракту ступени.

По проведенным исследованиям опубликованных работ можно сделать

следующие выводы:

современные тенденции развития авиационных ГТД заставляют задуматься о

необходимости поиска способов снижения негативного влияния вторичных течений;

- в существующей литературе нет обоснованного описания рационального проектирования образующих торцевых поверхностей. Большинство авторов рекомендуют производить подбор формы проточной части на основе экспериментальных исследований:

- построение образующих линий выполняется только на основе дуг окружностей различного диаметра. Огмечается, что применение других плоских алгебраических кривых может улучшить качество проточной части;

- потери в решетке при профилировании торцевой поверхности зависят от ее формы;

в отечественной школе проектирования ГТД несимметричное профилирование торцевых поверхностей проточной части не применяется.

Из вышеизложенного следует, что проблема исследования влияния формы торцевых поверхностей на потери в венцах газовых турбин является актуальной, а результаты исследований в данной области могут быть полезны при проектировании турбин. В качестве исходной кривой для построения торцевых поверхностей проточной части целесообразно применять лемнискаты Бернулли. В работах Е.Н.Богомолова, А. Е. Ремизова, М. Н. Бурова экспериментально доказана целесообразность построения образующих межтурбинных переходных каналов на основе данной математической кривой, разработана методика построения торцевых поверхностей по отрезкам лемнискат Бернулли. Положительный результат для переходных каналов является основанием для проверки целесообразности лемнискатного профилирования и для торцевых поверхностей сопловых аппаратов.

Во второй главе рассмотрены основные вопросы моделирования при проведении экспериментальных исследований сопловых решеток газовых турбин; представлено описание экспериментального стенда, моделей, измерительного оборудования. Рассмотрен принцип организации измерений, методика проведения испытаний и обработки данных; представлена оценка погрешностей и критерии достоверности результатов.

Рисунок 1 - Проточная часть турбины газогенератора двигателя НК-93

В настоящей работе использовалась одна сопловая решетка с различными по форме торцевой поверхности межлопаточного канала отсечными пластинами. Исследовались два варианта профиля торцевых поверхностей: на основе радиусного и лемнискатного сопряжения участков поверхности (рисунок 2).

Основные геометрические параметры решетки, полученные в результате ее моделирования по числу Рейнольдса, следующие: шаг решетки I = 102 мм; хорда профиля Ь= 165,5 мм; ширина горла а,.= 28,5 мм; высота решетки 11 = 20 - 70 мм; диаметр входной кромки (11 = 25 мм; толщина выходной кромки <12=4,8 мм; угол входа потока в решетку ¡3] = 90 ; эффективный угол выхода р2эф = штата,./г = 16,4°; угол установки профиля у = 40°; конструктивный угол выхода (3^= 20°.

Верхняя отсечная пластина имитировала профиль торцевой поверхности. На рисунке 2 представлены варианты формы проточной части для исследования меридионального поджатая или раскрытия проточной части. Однако профилирование лемнискатной торцевой поверхности, равно как и радиусной, предусматривает произвольное положение точки перегиба, в результате чего отрезки лемнискат Бернулли, расположенные слева и справа от точки перегиба, становятся не симметричными и описываются разными уравнениями. Это потребовало применения методики для построения общей лемнискатной образующей торцевой поверхности, разработанной Е. Н. Богомоловым.

Рисунок 2 - Форма исследуемой проточной части: а - поджатие проточной части; б - раскрытие проточной части; в - исследуемые образующие при поджагии; г - исследуемые образующие при рас-

крытии

В данной работе рассматривается симметричное расположение точки перегиба образующей. Таким образом, в работе представлены результаты исследования следующих вариантов отсечных пластин: поджатие и раскрытие с радиусным и лемнискатным профилем образующей, а также торцевая поверхность со сложным несимметричным профилем.

Измерения параметров потока за решеткой проводились с помощью газодинамического измерительного стенда с программным заданием координат точек замера давления и автоматическим сообщением параметров ЭВМ с возможностью последующей обработки результатов в программе Microsoft Excel. Измерительный

стенд был оснащен датчиками ДЦМ-2500ДИ, регистрирующими избыточное давление в диапазоне 0...2500 Па и датчиком ДДМ-0Д5ДИВ, регистрирующим избыточное давление и разрежение в диапазоне ±250 Па. Погрешность датчиков не превышала 0,5 %. от измеряемой величины.

Для определения параметров в текущей точке осуществлялось 20 измерений мгновенных значений давления с интервалом времени 0,5 с, а затем производилось осреднение показаний датчика, то которому рассчитывался коэффициенг потерь:

а)

21 Р\ ~~ Р 2

где - действительная и теоретическая скорости потока за решеткой; р\ -

полное давление потока за решеткой; р2 - статическое давление на выходе (принималось равным атмосферному); р' - полное давление перед решеткой.

Исследования проводились в области автомоделыюсти по числу Рейнольдса. Рассчитанное по хорде профиля и выходным параметрам потока число Рейнольдса составило от 1,5-Ю5 до 1,7-105.

Для подтверждения достоверности результатов эксперимента предусматривалась система их проверок. Погрешность определения потерь по (1) -±6%.

В третьей главе приведен обзор существующих численных методов для решения поставленной задачи; рассмотрены применяющиеся в настоящее время модели турбулентности; представлены виды расчетных сеток и основные критерии их построения. Определены цели и задачи численного моделирования течения воздуха в исследуемой турбинной решетке. Представлены основные результаты численного моделирования.

При создании математической модели исследуемой решетки сохранялось полное соответствие экспериментальной модели. Численный анализ основывается на решении системы дифференциальных уравнений Навье - Стокса, осредненных по Рейнольдсу. Инструментом исследования является вычислительный комплекс газовой динамики АНБУЗ СЕХ-11, базирующийся на методе конечных объемов с неявным алгоритмом интегрирования. Расчетная сетка выполнена в ПК /\NSYS 1СЕМ СТО и отвечает всем основным требованиям качества (высота первой ячейки ЫО^м; соотношение между рядом стоящими ячейками < 1,3; угол элемента > 60°.). Рассматривается пространственное течение вязкого сжимаемого теплопроводного турбулентного газа. Для замыкания системы уравнений Рейнольдса использовалась двухпарамегрическая модель Менгера (ЗБТ).

В четвертой главе представлен сравнительный анализ результатов экспериментального и численного исследований влияния формы планарных торцевых поверхностей проточной части на потери кинетической энергии при меридиональном поджатии, раскрытии проточной части различной относительной высоты (Ъ/аг = 0,7-2,46).

Меридиональное поджатие проточной части характерно для сопловых аппаратов малой высоты, то есть со смыканием или взаимодействием вторичных вихрей. В данной главе рассматриваются лопатки с высотой проточной части Ъ = 70,40 и 20 мм (Ъ/аг=2,46, 1,4 и 0,7), что соответствует случаям при отсутствии смыкания вторичных течений, при начальном смыкании на выходе из проточной

части соплового аппарата и развитому смыканию, при котором практически весь межлопаточный канал занят вторичными течениями.

На рисунке 3 представлено распределение потерь по высоте проточной части соплового аппарата при h = 70 мм (h/a, = 2,46). Видно, что в данном случае распределение потерь носит характер, типичный для решеток с длинными лопатками, то есть в межлопаточном канале отсутствует смыкание вторичных вихрей. На середине высоты располагается область с потерями равными профильным. По мере приближения к торцевой поверхности потери увеличиваются,

но на некотором расстоянии от поверхности кривая

претерпевает два перегиба, обусловленные переносом неактивных масс под воздействием канального вихря, так что здесь наблюдаются максимум и минимум потерь, причем область между последним и поверхностью является областью перехода к пристеночному пограничному слою. Применение поджатия межлопаточного канала

соплового аппарата приводит к уменьшению потерь в периферийной области по сравнению с горизонтальной (гладкой) торцевой поверхностью, что говорит о влиянии формы поверхности на подковообразный вихрь.

Влияние формы торцевой поверхности (радиусный или лемнискатный профиль образующей) находится в пределах погрешности измерения искомой величины.

По графику видно, что численный расчет дает лишь качественное

согласование с экспериментом. Он не отражает полностью 05кинематику потока, максимум

потерь от периферийного вихря мсмещен по графику от

периферийной поверхности

°'3относительно экспериментальных

данных.

По мере уменьшения о,1геометрической высоты решетки

(рисунок 4 - h = 40 мм, h/a, = 1,4) °„ 5 ,0 ,„ 2о zs h>MU область ядра потока, то есть

Рисунок 4 - Распределение потерь кинетической область, свободная от вторичных энергии по высоте проточной части соплового течении, сокращается. При аппарата с поджатием (h = 40 мм, h/ar = 1,4) некотором значении этой высоты

Рисунок 3 - Распределение потерь кинетической энергии по высоте проточной части соплового аппарата с поджатием (Ь = 70 мм, Ь/аг = 2,46)

(для исследуемой решетки И = 50 мм) вторичные вихри, порождаемые пограничными слоями на противоположных торцевых поверхностях межлопаточного канала, приходят в соприкосновение друг с другом, так что все пространство в решетке становится пронизанным вторичным течением. Смыкание зон вторичных течений приводит к взаимному усилению канальных вихрей и потерь в среднем сечении канала.

Анализируя графики на рисунке 4 видим, что при уменьшении высоты решетки наблюдается исчезновение минимума потерь в среднем сечении потока и появляется на его месте обширный максимум потерь.

Применение поджатая также как и при большей высоте канала позволяет снизить уровень потерь, но в случае с профилем образующей, построенным из отрезков лемнискаты Бернулли, полученные потери ниже, чем при использовании радиусного профиля периферийной поверхности.

При сравнении распределений потерь, полученных расчетным и экспериментальным путем следует заметить, что при смыкании вторичных течений по расчетным данным в среднем сечении не наблюдается локальный максимум потерь, а их уровень монотонно убывает на значительном участке от нижней к верхней поверхности.

Следует указать, что применение решеток с малой высотой Ь = 20 мм (Ъ/а,- = 0,7) характерно для краткоресурсных пусковых турбин и лопаточных аппаратов закрутки охлаждающего воздуха, в системах подвода хладагента к рабочим лопаткам.

Как и при высоте канала 40 мм, при 20 мм наблюдается более значительное расслоение графиков расчетных и экспериментальных результатов (рисунок 5). В отличие от эксперимента при расчете не удается определить эффект от применения

лемнискатного профилирования.

При указанной высоте соплового аппарата по экспериментальным данным

отчетливо видно снижете потерь не только от применения меридионального поджатая, но и от лемнискатного

профилирования. Использование лемнискаты Бернулли позволяет снизить потери, вызванные, взаимодействием вторичных

течений.

По полученным результатам можно сделать вывод о достоверности утверждения о необходимости применения меридионального пожатия межлопаточных каналов при малой высоте решетки, а в результате применения лемнискаты Бернулли в качестве образующей торцевой поверхности удается получить дополнительное снижение

Рисунок 5 - Распределение потерь кинетической энергии по высоте проточной части соплового аппарата с поджатием (Ь = 20 мм, Ь/аг = 0,7)

.........Г '

\ \ ---► -

\ > s ч

if ^ ■V" к Ч

a « о-.

♦

потерь в сопловом аппарате со смыканием вторичных течений при значении параметра Ыъ,. <1,5 (рисунок 6).

Из рисунка 7 видно, что при раскрытии проточной части,

распределение потерь носит характер, типичный для решеток с длинными лопатками h/a,- = 2,46 (h =70 мм). Очевидно, что применение раскрытия проточной части по сравнению с

горизонтальной (плоской) торцевой поверхностью приводит к увеличению потерь вблизи указанной поверхности, но, как указывалось ранее,

раскрытие газодинамического тракта соплового аппарата

необходимо из условия сопряжения элементов проточной части турбины. Применение лемнискатного профилирования образующей позволяет снизить потери, а характер изменения эпюры потерь практически эквидистантен аналогичной доя соплового аппарата с плоской торцевой поверхностью.

« 1 " ! " Ь/аг

--+-- глипшдм) —*—радиусный сбвоя —*—лемннсагный обвод

• гпядгеясттка (расит) • гадиусний обвод (расчет'; А ламшмэтчий обвод (расчет)

Рисунок 6 - Зависимость потерь кинетической энергии от высоты проточной части с поджатием

С

♦ —,1— ■ гладил с W «Xi А обвсд ч&ИЛ&Ж"-« • рядпусный с яадкм ств* П*иМ\КЖ*ТН1У €аоя « (pBCJ«T} обвсд (рак -ч*г) 1т ; Ш

i ж \ ■ А JpElJi» '' fI ^ » * ч я * в * * ■ f*. ,У * »

Рисунок 7 - Распределение потерь кинетической энергии по высоте проточной час ти соплового аппарата с раскрытием (Ъ = 70 мм, Ыаг = 2,46)

На рисунке 8 представлено распределение потерь по высоте проточной части соплового аппарата при параметре Ь/аг = 1.4 (Ъ = 40 мм). В средней части решетки наблюдается максимум потерь, обусловленный смыканием вторичных вихрей. В пристеночном пограничном слое наблюдается значительное изменение уровня потерь в зависимости от формы торцевой поверхности и ее образующей.

Аналогично сопловому аппарату с высотой Ь = 70 мм для случая с раскрытием наблюдается рост местных потерь вблизи профилированной торцевой поверхности. Однако применение отрезков лемнискаты Бернулли позволило снизил, уровень местных потерь практически до аналогичного при отсутствие раскрытия.

0.5 0.4 03 02

0.1

О 5 10 15 20 25 30 35 ММ

Рисунок 8 - Распределение потерь кинетической энергии по высоте проточной части соплового аппарата с раскрытием (Ь = 40 мм, Ыаг=1,4)

по высоте проточной части соплового аппарата с раскрытием (Ь = 20 мм, Ыа^О,!)

? '

0,35 • 03 ■ И5 12 0115 СЦ 0.05

« 1 и 2 15 И/а.

Рисунок 10 - Зависимость потерь кинетической энергии от высоты проточной части с раскрытием

На рисунке 9 представлено распределение потерь энергии по высоте проточной части

исследуемого соплового аппарата при параметре Ь/Эг = 0,7 (Ь = 20 мм).

Представленные результаты по

профилированию торцевых поверхностей с раскрытием проточной части позволяют сделать вывод о

необходимости применять в качестве их образующих отрезков лемнискаты

Бернулли для лопаток любой высоты (рисунок 10).

При раскрытии

проточной части влияние параметра Ь/а^ на потери больше чем при поджатии и горизонтальной торцевой поверхности, так как при одной и той же высоте взаимодействие вторичных течений усиливается, что является следствием подъема вихрей от торцевой поверхности на большую высоту.

Также существует предположение Е. Н. Богомолова о

необходимости профилировать торцевые поверхности по образующим, расположенным вдоль линий тока вблизи торцевой поверхности. Применение такого способа профилирования торцевых поверхностей

предусматривает итерационный подход к поиску наилучшей формы по-

верхносги, что было выполнено с применением программ однокритериальной оптимизации (в качестве оценщика результата преобразования формы поверхностей) и вычислительной газовой динамики в пределах возможностей данных программ.

В пятой главе представлен способ (рисунок 11) построения несимметричных торцевых поверхностей на основе программы однокритериальной оптимизации.

Приводятся результаты работы программного

комплекса, созданного по данному способу,

экспериментальное и

сравнительное обоснование целесообразности его

применения.

В начальный момент запуска оптимизационной задачи комплекс выбирает случайным образом значения варьируемых переменных (координат перемещаемых точек) и передает их вместе с предварительной сеточной моделью сеткопостроителю. Тот в свою очередь выполняет операции

построения несимметричных торцевых поверхностей, сеточной модели и сохраняет результаты для дальнейшей работы комплекса.

Последующие операции выполняются в комплексе вычислительной газодинамики Апвув СБХ.

По ранее заданному алгоритму производится сшивка сеточной модели, задание граничных условий, свойств газа, поверхностей и параметров запуска расчетной модели; результат работы на данной стадии сохраняется в отдельном файле запуска (содержит ранее перечисленные действия).

Выполняется запуск расчетной модели, сведение параметров, остановка расчета по заранее заданным параметрам сходимости и сохранение результатов.

Запускается программа оценки: выполняется расчет значения оптимизируемой величины, сохранение результатов. Далее производится следующий запуск оптимизационной модели.

В данной главе представлены результаты оптимизации торцевых поверхностей проточной части соплового аппарата турбины низкого давления (ТНД).

На рисунке 12 представлено сравнение формы торцевых поверхностей до и после оптимизации проточной части (градуировка по местному значению радиуса проточной части).

Рисунок 11 - Схема процесса поиска оптимальной торцевой поверхности

За счет искажения формы торцевых поверхности происходит перераспределение поперечного градиента

давления в межлопаточном канале, что в свою очередь уменьшает количество

рабочего тела, вовлеченного во вторичные течения, и как следствие приводит к уменьшению общего уровня потерь в венце. На рисунке 13 видно, что основное снижение значения потерь происходит в близи торцевых поверхностей (уменьшаются пики потерь вызванные вторичными

течениями).

В результате расчетное увеличение эффективности ступени составляет

Лт\ = +0,4 %. Данная величина складывается из полученного по результатам оптимизации снижения потерь на Л^сд= -0,4% и снижения потерь в рабочем колесе Л^рк= -0,15%, полученное за счет улучшения параметров потока на входе во вращающийся венец. Расчет методом малых отклонений

Исходная форма Оптимизированная форма

Рисунок 12 - Геометрия торцевых поверхностей соплового аппарата: а - втулка; б - периферия

- Исходная проточная часть

Оптимизированная проточная часть

-Изменение потерь

-0.02 0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 Ç

Рисунок 13 - Распределение потерь кинетической энергии по высоте межлопаточного канала СА ТНД Для оценки качества результатов экспериментальное исследование несимметричной построенной для ранее исследованной плоской решетки профилей при высоте межлопаточного канала 70 мм и параметре h/ar = 2,46, т. е. при отсутствии смыкания

параметров двигателя показал, что представленное

улучшение эффективности ТНД позволяет уменьшить удельный расход топлива на ЛСК = -0,15 %. работы комплекса выполнено торцевой поверхности,

вторичных вихрей и их незначительном взаимодействии между собой (рисунок 14). Отсечная пластина изготовлена методом стереолитографии по расчетной геометрии. На базе стенда с плоской решеткой профилей выполнен ряд продувок с

плоской (горизонтальной) и несимметричной

отсечными пластинами. На рисунке 15 представлено сопоставление расчетных и экспериментальных полей потерь для половины высоты

межлопаточного канала.

По полученным графикам (рисунок 16) и картинам распределения потерь видно, что выполненное построение несимметричной торцевой

Рисунок 14 - Модель профилированной (несимметричной) втулочной поверхности

Рисунок 15 - Поля потерь кинетической энергии по выходу из проточной части: а, б - расчетные распределения; в, г - экспериментальные распределения; а, в - исходная плоская торцевая поверхность; б, г - профилированная втулочная поверхность

поверхности действительно позволяет уменьшить уровень среднего значения потерь А^сА = -2%, связанных с вторичными течениями.

Предположение о

необходимости применения несимметричного профилирования торцевых поверхностей подтверждается результатами численного моделирования и проверкой на экспериментальных моделях.

Применение несимметричного профилирования торцевых поверхностей лопаточных машин может являться способом увеличения топливной

эффективности ГТД.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В процессе выполнения работы получены следующие основные результаты:

1. Применение отрезков лемнискаты Бернулли в качестве образующей торцевой поверхности оправдано при меридиональном поджатии для случая с короткими лопатками (при смыкании вторичных течений Ь/аг < 1,5) и при раскрытии во всем диапазоне высот.

2. Расчетным и экспериментальным путем доказана целесообразность применения несимметричного профилирования торцевых поверхностей проточной части сопловых аппаратов газовых турбин.

3. Предложенный способ построения несимметричных торцевых поверхностей реализован в сертифицированном программном комплексе и позволяет снизить уровень потерь кинетической энергии в сопловых аппаратах турбин на величину до 2%.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК:

1. Ковалев, С. А. Экспериментальное исследование влияния формы меридионального поджатая проточной части на аэродинамическую эффективность сопловых аппаратов газовых турбин / С. А. Ковалев // Вестник РГАТА имени П. А. Соловьева. - Рыбинск. - 2010. -№ 3(18). - С. 78 - 82

2. Ковалев, С. А. Разработка конструктивных мероприятий, обеспечивающих снижение вторичных потерь в венцах газовой турбины / С. А. Ковалев, В. В. Вятков, Д. В. Карелин, Т. В. Томилина // Омский научный вестник. Серия приборы, машины и технологии, Омск. - 2012. - № 2(110). - С. 157 - 160.

3. Ковалев, С. А. Метод проектирования торцевых поверхностей сопловых аппаратов газовых турбин / С. А. Ковалев, В. В. Вятков, М. П. Седов // Вестник РГАТУ имени П. А. Соловьева. - Рыбинск, 2012. - № 1 (22), С. 50 - 53.

Рисунок 16 - Распределение потерь кинетической энергии по высоте проточной части тоской решетки профилей

В других изданиях:

4. Ковалев, С. А. Расчетное исследование влияния формы наклонных обводов межлопаточного канала соплового аппарата турбины на потери от вторичных течений / С. А. Ковалев, В. В. Вятков // Сборник материалов научно-практической конференции студентов и аспирантов в рамках Всероссийской студенческой олимпиады по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки». - Рыбинск, РГАТА, 2009. - С. 85 - 89.

5. Ковалев, С. А. Расчетное исследование влияния формы обводов межлопаточного канала соплового аппарата турбины на интенсивность вторичных течений / С. А. Ковалев, В. В. Вятков // Материалы Международного молодежного форума «Будущее авиации за молодой Россией». - Москва, 2009. - С. 8 -12.

6. Ковалев, С. Л. Проектирование стоечного узла в межтурбинном переходном канале со значительным увеличением среднего радиуса / С. А. Ковалев, Ф. В. Карпов, И. А. Немтырева // Тезисы доклада на 8-ю Международную конференцию Авиация и Космонавтика к 80-летию МАИ. - 2009. - С. 17 -18.

7. Пат. 101497 Российская Федерация, МПК7 И)№5/20. Рабочая лопатка турбины / Тихомирова Н. В., Карпов Ф. В., Пиотух С. М., Бурматнов Ю. М., Ковалев С. А., Немтырева И. А. (Щ); заявитель и патентообладатель ОАО «НПО «Сатурн». - № 2010134153/06 ; заявл. 13.08.2010 ; опубл. 20.01.11, Бюл. № 2. - 2 с. : ил.

8. Свидетельство о государственной регистрации на программу для ЭВМ 2012610364 Российская Федерация. Программа оптимизации проточной части турбины по профильным потерям / Томилина Т.В., Ковалев С. А., Карелин Д. В. ; заявитель и правообладатель ОАО «НПО «Сатурн». - № 2011618793 ; заявл. 18.10.11.-1с.

Зав. РИО М. А. Салкова Подписано в печать 9.04.2013. Формат 60x84 1/16. Уч.-изд. л. 1 Тираж 100. Заказ 144

Рыбинский государственный авиационный технический университет

имени ПА. Соловьёва (РГАТУ имени ПА. Соловьёва)

Адрес редакции: 152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

Ошечатано в множительной лаборатории РГАТУ имени ПА. Соловьёва

152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего

профессионального образования Рыбинский государственный авиационный технический университет

имени П. А. Соловьева

Ковалев Сергей Анатольевич

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СОПЛОВЫХ АППАРАТОВ ТУРБИН ГТД НА ОСНОВЕ ПРОФИЛИРОВАНИЯ

ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергетические

установки летательных аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель канд. техн. наук Вятков В. В.

Рыбинск-2013

СОДЕРЖАНИЕ

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ....................................................................................................................4

ВВЕДЕНИЕ..................................................................................................................................................................................................6

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННЫЕ ПОДХОДЫ К ПОВЫШЕНИЮ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ГАЗОВЫХ

ТУРБИН..................................................................................................................................................................................................9

1.1 Тенденции развития параметров рабочего процесса газотурбинных

двигателей....................................................................................................................................................9

1.2. Вторичные течения в решетках турбомашин..........................................16

1.3 Способы борьбы с вторичными течениями..............................................................23

Выводы по главе 1........................................................................................................................................................33

Задачи диссертационного исследования........................................................................33

ГЛАВА 2. ОПИСАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ УСТАНОВКИ И

МЕТОДИКИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА................................ 34

2.1 Экспериментальный стенд для изучения аэродинамических

характеристик решеток............................................................................................................................................................34

2.2. Описание экспериментальной установки......................................................................35

2.3 Методика построения образующих торцевых поверхностей.... 39

2.3.1 Методика построения лемнискатной образующей торцевой поверхности............................................................................................................... 42

2.3.2 Сравнение геометрических характеристик радиусного и лемнискатного профиля образующей....................................................................................................................45

2.4. Принцип организации измерений............................................................................................48

2.5. Применяемые приемники параметров потока........................................................51

2.6. Методика обработки результатов измерений..........................................................54

2.7. Погрешности измерений......................................................................................................................56

2.8. Анализ достоверности результатов........................................................................................59

Выводы по главе 2..........................................................................................................................................................61

ГЛАВА 3. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В РЕШЕТКЕ. 62 3.1 Обзор существующих численных методов для решения

поставленной задачи......................................................................................................................................................................62

3.2 Модели турбулентности (замыкание уравнений газовой динамики)..................................................................................................................................................................................................................66

3.3 Создание расчетной сетки......................................................................................................................73

3.4 Реализация численного решения..................................................................................................75

3.4.1 Постановка целей и задач численного моделирования......................75

3.4.2 Модель расчетной области..............................................................................................................75

3.4.3 Постановка задачи........................................................................................................................................77

3.4.4 Расчетная сетка..................................................................................................................................................78

3.5 Результаты численных расчетов....................................................................................................79

Выводы по главе 3..........................................................................................................................................................89

ГЛАВА 4. ИССЛЕДОВАНИЕ ПЛАНАРНЫХ ТОРЦЕВЫХ

ПОВЕРХНОСТЕЙ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ГАЗОВЫХ ТУРБИН..................................90

4.1. Поджатие проточной части........................................................................................................................90

4.2. Раскрытие проточной части......................................................................................................................98

Выводы по главе 4............................................................................................................106

ГЛАВА 5. НЕСИММЕТРИЧНОЕ ПРОФИЛИРОВАНИЕ ТОРЦЕВЫХ

ПОВЕРХНОСТЕЙ..............................................................................................................................................................................................107

5.1 Принципы оптимизационного поиска..............................................................................107

5.2 Алгоритм оптимизации торцевых поверхностей................................................112

5.3 Примеры оптимизации торцевых поверхностей..................................................115

5.3.1 Оптимизация торцевых поверхностей соплового аппарата

турбины низкого давления..................................................................................................................................................115

5.3.2. Оптимизация торцевой поверхности плоской сопловой решетки.

Экспериментальная оценка результатов работы комплекса..............119

5.4 Сопоставление полученных результатов с данными других авторов................................................................................................................................................................................................................122

Выводы по главе 5..................................................................................................................................124

ЗАКЛЮЧЕНИЕ........................................................................................................................................................125

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ..............................................................126

Приложение А..................................................................................................................................................................................................135

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

р - давление, Па; Т - температура, К; W - скорость потока, м/с;

7Г*К - степень повышения давления в компрессоре;

о

р - плотность, кг/м ;

0 - расход, кг/с;

<; - коэффициент потерь кинетической энергии; г) - коэффициент полезного действия;

1 - шаг решетки, м;

Ь - хорда профиля, м;

аг - ширина горла, м;

Ь - высота решетки, м;

сЦ - диаметр входной кромки, м;

ё2 - диаметр выходной кромки, м;

01 - угол входа потока в решетку,

Р2 - угол выхода потока из решетки,

Ргэф ~~ эффективный угол выхода потока из решетки,

/?2 , - геометрический угол выхода потока из решетки,

у - угол установки профиля, угол входной и выходной оси образующей,

X - приведенная скорость;

х - расстояние, м;

Яе - число Рейнольдса;

М - число Маха;

6 - погрешность;

Ь,ф (длина кривой) - длина образующей, мм; Ь - длина проекции образующей на ось х, мм Н - длина проекции образующей на ось у, мм х, у - декартовы координаты образующей ,мм;

р, ф - полярные координаты образующей;

с - кривизна образующей, мм 1; а - угол наклона касательной к образующей.

Надстрочные индексы:

* - параметры торможения;

Подстрочные индексы:

О - точка перегиба образующей;

СА - параметры, относящиеся к сопловому аппарату;

РК - параметры, относящиеся к рабочему колесу;

отн - относительный;

опт - оптимальный;

Е - суммарный.

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы

Улучшение параметров газотурбинных двигателей идет по пути увеличения степени повышения давления в компрессоре и максимальной температуры рабочего тела в цикле. С одной стороны, это обусловило возрастание роли лопаточных машин в обеспечении высоких эксплуатационных качеств двигателя, но с другой - привело к существенному усилению зависимости компрессора и турбины от негативных влияний концевых явлений в проточной части из-за уменьшения относительных диаметральных размеров лопаточных венцов. Лопатки сопловых аппаратов и рабочих колес с точки зрения динамики вторичных течений становятся короткими, то есть вторичные вихри, образовавшиеся на противоположных торцевых поверхностях, взаимодействуют между собой.

В теории и практике проектирования газодинамического тракта лопаточных машин применяются различные способы борьбы с негативным влиянием вторичных течений: специальное профилирование пера лопаток (построение профилировки с учетом радиального распределения неравномерности параметров потока, вызванной вторичными течениями), профилирования обводов, аэродинамическое воздействие от выдува охлаждающего воздуха из системы охлаждения, применение навала, саблевидности и другие.

При этом, в настоящее время несимметричное профилирование торцевых поверхностей является наиболее перспективным способом уменьшения интенсивности вторичных течений в межлопаточных каналах и соответственно увеличения КПД газовых турбин, так как остальные методы детально изучены и часто применяются на практике.

Цель работы

Повышение газодинамической эффективности сопловых аппаратов газовых турбин за счет пространственного профилирования торцевых поверхностей.

Задачи работы

1. Выполнить анализ существующих научных работ по тематике профилирования торцевых поверхностей и влияния их формы на потери кинетической

энергии (далее потери) в венцах турбин. Обосновать необходимость применения профилирования торцевых поверхностей.

2. На основе эксперимента и численного моделирования определить влияние на потери формы меридиональных образующих при одностороннем поджатии и раскрытии проточной части соплового аппарата. Сравнить уровень потерь в решетке при использовании в качестве образующей радиусной кривой и лемнискаты Бернулли.

3. Разработать способ профилирования несимметричных торцевых поверхностей, обеспечивающих снижение потерь в сопловых аппаратах газовых турбин.

Научная новизна

1. Экспериментально установлена зависимость рационального способа профилирования торцевых поверхностей от меридиональной формы межлопаточного канала и от условия взаимодействия вторичных вихрей.

2. Разработан, экспериментально опробован и внедрен способ профилирования торцевых поверхностей межлопаточного канала без смыкания вторичных течений, основанный на поиске газодинамически оптимальной формы поверхностей, позволяющий снизить уровень суммарных потерь и повысить КПД ступени.

Методы исследования

Для решения поставленных задач использовались аэродинамический эксперимент и численное моделирование течения газа в сопловом аппарате.

На защиту выносятся

1. Результаты экспериментального и численного исследования влияния формы торцевых поверхностей на потери в решетке соплового аппарата.

2. Способ итерационного поиска оптимальной по потерям формы торцевых поверхностей межлопаточных каналов сопловых аппаратов турбин.

Практическая полезность и реализация результатов

Разработанные рекомендации позволяют снизить уровень суммарных потерь в венцах турбин. Результаты работы реализованы в виде сертифицированного программного комплекса для ЭВМ в ОАО "НПО "Сатурн".

Достоверность и обоснованность результатов достигается применением экспериментально-исследовательского оборудования, соблюдением критериев подобия, применением сертифицированных средств при обработке экспериментальных данных, проведении численного исследования. Подтверждается соответствием полученных данных наблюдениям и описаниям других исследователей, совпадением полученных в ходе исследования расчетных и экспериментальных данных.

Апробация работы

Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях:

- Международный молодежный форум «Будущее авиации за молодой Россией» в рамках Международного Аэрокосмического салона «МАКС 2009», Москва, 2009 г.

- Конкурс «Двигатели XXI века» в рамках Международного Аэрокосмического салона «МАКС 2011», Москва, 2011 г.

Личный вклад автора

Все экспериментальные исследования, обработка экспериментальных данных, моделирование пространственного течения газа и численная оптимизация представленные в диссертационной работе, выполнены автором лично. Программный комплекс для ЭВМ, представленный в работе, создан при участии автора в ОАО «НПО «Сатурн».

Публикации

Основные материалы диссертации опубликованы в 3 статьях в журналах, рекомендованных ВАК, 2 статьях в сборниках научных трудов и 1 тезисах доклада.

Структура и объем работы

Диссертация изложена на 137 страницах, включает в себя 80 иллюстраций и 6 таблиц. Работа состоит из введения, пяти глав, выводов, списка используемой литературы из 94 наименований, приложения.

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННЫЕ ПОДХОДЫ К ПОВЫШЕНИЮ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ГАЗОВЫХ ТУРБИН

1.1 Тенденции развития параметров рабочего процесса газотурбинных

двигателей

Газотурбинные двигатели (ГТД) благодаря своим уникальным эксплуатационным характеристикам, высокой экономичности, малому весу и объему, хорошим экологическим характеристикам, способности эффективно работать в широком диапазоне изменения режимов, высокой надежности и ресурсу являются основными в авиации и судостроении.

В настоящее время выделяют пять, и прогнозируют облик шестого поколения авиационных ГТД. Одним из важнейших параметров термодинамического цикла авиационных ГТД является температура газа перед

___$ __Ф

турбиной Тг. Повышение Тг является главной тенденцией в совершенствовании рабочего процесса авиационных ГТД. Темп роста температуры (от 1200К (второе поколение) до 1800 - 1900К (пятое поколение) (рисунок 1)) связан с развитием материаловедения и технологии, с исследованиями в области газовой динамики и теории теплообмена, с разработкой систем воздушного охлаждения лопаток и определяет темп термодинамического развития ГТД и темп роста других его параметров. Однако разработка двигателей пятого поколения (военных F-135, F-136, ТР-400 и гражданских GEnx, Trent 1000, LEAP-X) показывает, что процесс освоения более высоких температур наталкивается на серьезные трудности, которые приводят к существенным задержкам в реализации планов создания перспективных ГТД [30].

Возможность увеличения работы цикла благодаря повышению Тг* позволяет повысить важнейший параметр термодинамического цикла авиационных ГТД - степень повышения полного давления в компрессоре як* (с 8 -13 (второе поколение) до 30 - 40 (пятое поколение) (рисунок 2)).

т*пк

2200 2000 1800 1600 1400 1200

1965 1970 1975 1980 1985 1990 1995 2000 Год создания

Рисунок 1 - Изменение температуры газа перед турбиной по годам [31]

38 33 28 23 18 13 8 3

900 1100 1300 1500 1700 Тг,К

Рисунок 2 - Зависимость тск* от Тг* для ТРД и ТРДД пяти поколений [56]:

• - поколение I; ♦ - поколение II; ▲ - поколение Ij^ - поколение III ТРДД;

■ - поколение 1ф - поколение V

Рост параметров термодинамического цикла (особенно Тг*), увеличение его удельной работы делают целесообразным увеличение степени двухконтурности m

^^вбt Дэигйте! нной ави и

:ndcriPJi •• m88 l9 Двигате/ и "

f100 • ftoi— "ал^зТф fl 10 ia авиаци}

t —^ а m5641 p W2&7 Дl 5фд436 Г^фгг 31ст м2щазед üfElf"

сгг ^•lm 2500 •lm5000 hk-36c

n •^Тазоту ые прр эбинн [ВОДЫ

• •

■ • i > •

й (г.

■ 1 •ы

Лж ■ га ■

♦ > .А ш А

♦ ▲ Л

А ♦ л ,.

(рисунок 3). Совместное увеличение степени двухконтурности т и степени повышения полного давления иллюстрирует рисунок 4.

т

12

8

О

1100 1300 1500 1700 т*,к

Рисунок 3 - Проектные параметры ТРДД трех последних поколений [56]: ▲ - поколение III; ■ - поколение О; - поколение 1Уф - поколение V

12

8

4

0

10 20 30 40 ti£

Рисунок 4 - Проектные параметры ТРДД трех последних поколений [56]: ▲ - поколение III; ■ - поколение Щ; - поколение ГУф - поколение V

Целесообразность увеличения лк* определяется не только возможностью увеличить работу цикла, обеспечить наибольшую удельную тягу и наименьший

•

■ ■ -■- 1 • •

А А к А А А А А|АА ■41 А AM

•

< » •

• • г. . • •

■ ■ JU к й» < * • • ia • ••

t • •• • < >•

А* А А А

А АА А

удельный расход топлива, но и, в первую очередь, увеличением КПД лопаточных машин. При этом КПД двигателя, как тепловой машины (КПД цикла), вырос с 25 - 30% (второе поколение) до 40 - 43% (пятое поколение) (рисунок 5).

п поколение ш поколение iv поколение v поколение vi поколение

°'55 ---П-- К = 40 - 601-

КПД Д-36,Д-18,П;-90А, k

цикла OS__РД-33, АЛ-31Ф,_4_^3<Ъ_40__Т*=2100 - 2100 —--

^^ 1 д-30ф6, cf6, гт9д , --

RB211,F100, F101, тг = [_

0,45---r*KH.RD199___—1—" - -Програmj&a-I НРЕТ^Тш Д

Д-20П, Д-30,, 1-30КУ, 20 - 35 —-^---'01114

нк-8; нк-1н. конуэй 1_i к --ge90, gp700q,__

u'4 спэй. jt8d, т F3ор-Ч 1500 - 1650 к ?w6000,f119,

■f^20 М88-Ш200

0,35 -У*---АД 11Ф---

300- 1450 К

03 Т^М150-1>^0К______

/ ТАМ 3, РД-96, Р-11 i>-300,

Ц-^ AJI- 7Ф, НК-12, AI -20, ____

0.25.—Г57Т7ОТ31 Щ-----

/ эвол

0,2 -------

1950 1960 1970 1980 1990 2000 Год создания

Рисунок 5 - Показатели эффективности двигателей разных поколений [16]

От поколения к поколению авиационных двигателей вследствие роста Тг* и m размерность газогенераторов Grrnp.BbIX [56] постоянно снижается (рисунок 6), а, следовательно, уменьшается и высота проточной части лопаточных машин.

Можно выделить следующие причины уменьшения высоты лопаток газогенераторов современных двигателей:

1. Увеличение степени двухконтурности двигателей дозвуковых самолетов и соответственно уменьшение расхода воздуха через внутренний контур двигателя.

2. Увеличение температуры газа перед турбиной и, как следствие, увеличение удельной тяги и снижение общего расхода возду�