автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследование газодинамической эффективности системы межтурбинного переходного канала и диагонального соплового аппарата первой ступени турбины низкого давления

На правахрукописи

Л''

Тощаков Александр Михайлович

ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ МЕЖТУРБИННОГО ПЕРЕХОДНОГО КАНАЛА И ДИАГОНАЛЬНОГО СОПЛОВОГО АППАРАТА ПЕРВОЙ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки

летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

005547703 1 5 22И

Рыбинск-2014

005547703

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

Научный руководитель:

доктор технических наук, доцент Ремизов Александр Евгеньевич Официальные оппоненты:

Горюнов Иван Михайлович, доктор технических наук, профессор, федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Уфимский государственный авиационный технический университет (Национальный исследовательский университет)», профессор кафедры «Авиационные двигатели»

Буров Максим Николаевич, кандидат технических наук, открытое акционерное общество научно-производственное объединение «Сатурн» г. Рыбинск, главный конструктор по перспективным разработкам

Ведущая организация: Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет), г. Москва

Защита состоится 11.06.2014 г. в 10.00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 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 «/¿» апрг/1£. 2014 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

Конюхов Борис Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы

Разработка современных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) связана с обеспечением требований предъявляемых к их основным показателям (удельная масса двигателя, удельный расход топлива), степени воздействия на окружающую среду, уровню безопасности и надежности. При этом требуемые характеристики ГТД в основном обеспечиваются проведением специальных мероприятий, направленных на улучшение показателей рабочего процесса.

Улучшение показателей турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), применяемых в гражданской авиации, обеспечивается увеличением степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной и степени двухконтурности. В результате увеличения диаметра вентилятора необходимо ограничивать обороты каскада низкого давления из соображений прочности и шумовых характеристик двигателя, что в свою очередь приводит к увеличению среднего диаметра турбины низкого давления (ТНД) и необходимости применения переходного канала между турбинами высокого и низкого давления (рисунок 1). Такое конструктивное решение усложняет течение в проточной части турбины и осложняет задачу получения высокого коэффициента полезного действия (КПД) турбины и двигателя в целом. Межтурбинный переходный канал (МПК) обычно выполняется диффузорным, что является предпосылкой возникновения отрыва потока и приводит к росту в нем потерь кинетической энергии. Потери кинетической энергии (далее потери) в МПК дополнительно возрастают по той причине, что в газогенераторах современных авиационных двигателей применяются высоконагруженные одноступенчатые турбины высокого давления (ТВД), на выходе из которых сохраняется остаточная закрутка потока. Кроме того, с ростом диаметра проточной части ТНД уменьшается ее высота, что приводит к доминирующему влиянию вторичных течений в сопловом аппарате на газодинамическую эффективность системы МПК - соплового аппарата первой ступени ТНД (МПК - CAI). Применение МПК приводит к увеличению длины валов и расстояния между опорами каскадов низкого давления, что негативно сказывается на их динамических характеристиках. Для уменьшения длины МПК в современных ТНД ТРДД применяют диагональные ступени.

В настоящее время имеются экспериментальные данные и разработаны методы расчета осевых и центростремительных ступеней. Информация по диагональным ступеням в открытой печати практически полностью отсутствует, поэтому газодинамическое исследование аэродинамических характеристик диагональной ступени является актуальной задачей проектирования современных

турбин. Сопловые аппараты первой ступени ТНД, устанавливаемые на выходе из МПК, работают в условиях неравномерного поля параметров как в окружном (переменная закрутка потока), так и в радиальном направлении (развитые пограничные слои и отрывные зоны на образующих переходного канала), а также в условиях взаимодействия вторичных течений в межлопаточном канале. Поэтому необходимо производить исследование системы МПК - CAI в плане установления характера влияния ее геометрических и аэродинамических параметров на потери энергии потока в системе.

Цель работы: Разработка расчетного метода оценки газодинамической эффективности системы МПК - CAI для сокращения сроков газодинамической

доводки ТНД ТРДД.

Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:

1. Выполнить расчетное и экспериментальное исследование течения в системе МПК - CAI с целью определения характера влияния конструктивного исполнения CAI и закрутки потока на входе в МПК на газодинамическую эффективность системы. - rr-nf

2. Разработать способ построения обобщенной характеристики системы МПК - CAI для оценки ее газодинамической эффективности на ранних стадиях аэродинамического проектирования турбины.

3. Разработать рекомендации для использования среды ANSYS СгХ на ранних стадиях проектирования для расчета потерь энергии в системе МПК - CAI с осевым и диагональным сопловым аппаратом.

Научная новизна

1. Получены газодинамические характеристики диашнальнои системы МПК -CAI с наклоном проточной части до 10°, позволяющие оптимизировать по газодинамической эффективности осевое расстояние между турбинами высокого и низкого давления на этале проработки конструктивно-схемного решения турбины ТРДД.

2. Построена обобщенная характеристика системы МПК - CAI для оценки ее газоданамической эффективности на этапе увязки и согласования параметров турбины и установлены ее определяющие параметры, позволяющие определять потери для различных сочетаний геометрических параметров МПК и CAI.

3. Разработан способ повышения точности оценки потерь энергии в системе МПК - CAI рассчитанных с помощью коммерческого пакета ANSYS CFX.

На защиту выносятся

1. Результаты исследования аэродинамики модельных кольцевых сопловых аппаратов с диагональной формой проточной части в меридиональном сечении.

2. Экспериментальная зависимость потерь энергии в системе МПК-СА1 с диагональным сопловым аппаратом от угла атаки и толщины профиля лопатки.

3. Обоснование и реализация способа оценки газодинамической эффективности системы МПК - CAI с помощью трёхмерного расчета в среде ANSYS CFX.

Практическая полезность и реализация результатов

Результаты работы позволяют сформулировать рекомендации по проектированию системы МПК - CAI для выбора оптимального конструктивного исполнения проточной части ТНД ТРДД с целью повышения ее газодинамической эффективности. Результаты работы могут быть использованы для настройки вычислительного

комплекса при проведении оптимизационных численных расчетов течения газа в системах МГЖ - CAI ТНД.

Достоверность и обоснованность результатов обеспечивается за счет применения сертифицированного измерительного оборудования, средств для обработки экспериментальных данных и проведения численного анализа, соблюдением критериев подобия. Подтверждается соответствием полученных результатов известным достоверным данным, описаниям и наблюдениям других авторов.

Апробация работы

Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях:

- Международная молодежная конференция «XXXVIII ГАГАРИНСКИЕ ЧТЕНИЯ», Москва, МАТИ, 2012г.

- Молодежная конференция «Новые материалы и технологии для ракетно-космической и авиационной промышленности», Звёздный городок, 2012г.

- Всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития авиации и авиастроения в России», Уфа, УГАТУ, 2013 г.

- XVIII Международный конфесс двигателестроителей. 14-19 сентября, Рыбачье - Украина, 2013 г.

Личный вклад автора

1. Проведены экспериментальные исследования и численное моделирование течения в системе МГЖ-СА1.

2. Предложен и реализован способ построения обобщенной характеристики системы МПК-СА1.

3. Разработаны рекомендации по повышению точности расчета потерь энергии потока в исследуемой системе при использовании программного комплекса ANSYS CFX.

Публикации

Основные материалы диссертации опубликованы в 6-и статьях из них 4 в журналах, рекомендованных ВАК.

Струюура и объем работы

Диссертация изложена на 145-и страницах и включает в себя 123 иллюстрации, 11 таблиц. Работа состоит из введения, 4-х глав, выводов, заключения и списка литературы из 54-х наименований.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

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

В первой главе проанализированы тенденции формирования облика проточной части турбин современных и перспективных авиационных ГТД. Рассмотрены аэродинамические характеристики МПК. Рассмотрены особенности течения газа в современных турбинных лопаточных венцах. Проведен сравнительный анализ экспериментальных и численных методов исследования, используемых при моделировании течения газа в каналах сложной геометрической формы. Анализ литературных

источников выполнен на основе работ Дейча ME., Бенедиктова В.Д., Веревского В.И., Богомолова ЕЛ., Локая В.И., Ремизова А.Е., Вяткова В.В., Карелина О.О., Довжика С. А., Картавенко В. М., Лохманна Р. П., Дыскина Л. М., Sovran G., Klomp Е., New W.R., Howard J.H.h др.

Особенности развития ТНД ТРДЦ непосредственно или косвенно связанны с проблемами МПК. Поскольку современные газовые турбины ТРДЦ имеют переходный канал, отличительной особенностью облика проточной части перспективных двигателей будет применение диагональных сопловых аппаратов в первых ступенях ТНД.

Как показывает анализ опубликованных работ, параметры потока на выходе из МПК могут быть распределены крайне неравномерно и их изменение в переходном канале зависит от конструктивных параметров канала. Закрутка потока на выходе из ТВД в МПК может не только уменьшаться, но и увеличиваться, следовательно, лопатка первого соплового аппарата ТНД будет работать в условиях неравномерного распределения параметров потока по входу.

В открытой печати нет данных о характеристиках диагональных ступеней. Все характеристики лопаточных венцов, на которых базируются методы профилирования лопаток и оценки параметров ступени турбины, получены в условиях равномерного поля параметров на входе.

Проектирование первой ступени ТНД без учета особенностей течения в системе МПК - CAI будет приводить к значительным ошибкам и увеличит сроки доводки новых изделий, что крайне неприемлемо в современных экономических условиях. Все это подтверждает актуальность задач, решаемых в данной диссертационной работе.

Во второй главе представлены основные принципы моделирования экспериментального исследования элементов проточной части ГТД; представлено описание экспериментального стенда, моделей, измерительного оборудования. Рассмотрены основные принципы организации измерений, а так же методика испытаний и обработки экспериментальных данных; представлена оценка погрешностей и критерии достоверности результатов. Исследовалась модель системы МПК - CAI ТНД, где модель МПК соответствовала геометрическим параметрам современных ТРДЦ. Значения основных геометрических параметров модели МПК отображены в таблице 1.

Таблица 1 - Геометрические параметры МПК

Геометрические параметры МПК Значение

степень диффузорноста я 1,6

отношение высоты кольцевого канала на входе к осевой длине И\И 0,185

отношение высоты кольцевого канала на входе к осевой длине ИгН 0,185

угол эквивалентного раскрытия уэкв. ° 6,36

В работе использовалось несколько типов решеток различного конструктивного исполнения. Два типа решеток выполнялись диагональными, т.е. углы наклона переходного канала и соплового аппарата совпадали. В них были установлены лопаточные венцы с профилями №1 и №2. Профиль №1 по своим reo-

метрическим характеристикам соответствовал охлаждаемой турбинной решетке (применим в случае проектирования охлаждаемого соплового аппарата ТНД или лопатки с совмещенным стоечным узлом). Профиль №2 соответствовал типичной неохлаждаемой сопловой лопатке ТНД. Также модельная установка системы МПК - CAI оснащалась осевой кольцевой решеткой (вход и выход потока параллелен оси установки) с профилем №1. Численные значения основных геометрических параметров решёток отображены в таблице 2. Таблица 2 - Геометрические параметры исследуемых решеток.

Геометрические параметры решеток Профиль №1 Профиль №2

удлинение лопаток МЬ 0,42 и 0,71 0,7

густота Ы1 1,5 1,71

эффективный угол выхода на среднем радиусе р2,4, 0 18,8 33,8

угол установки профиля у, 0 41,47 53,65

максимальная толщина профиля Стк, % 22 7

При этом диагональные решетки представляли собой полноразмерное кольцо, а осевая - сектор из пяти лопаток, ограниченный по торцевым поверхностям отсечными пластинами. Модели экспериментальных установок представлены на рисунке 2.

а) б)

Рисунок 2 - Исследуемые модельные установки: а) с диагональными решетками профиль №1 и профиль №2; б) с осевой кольцевой решеткой с профилем №1; 1- подводящий канал; 2 - закручивающая решетка; 3 - диагональная решетка; 4- входная лемниската; 5 -диффузорный переходный канал; 6 - осевая решетка с отсечными пластинами

Продувки решеток осуществлялись с помощью аэродинамического стенда на базе центробежного вентилятора ВН-800-0,01 при скорости потока W= 45 м/с и значениях чисел Рейнольдса, определенных по хорде профиля и выходным параметрам потока, для осевой решетки Rei = 2,15-105 и для диагональных решеток Re2 = 2,21 •] О3, которые соответствуют области автомодельности.

Для обобщения результатов измерений по потерям было необходимо достигнуть одинакового режима течения на спинке лопаток как области течения, наиболее предрасположенной к отрыву. Поэтому в качестве критерия обеспечивающего режим течения на спинке принималось отношение hlhs -высоты межлопаточного канала к высоте смыкания вторичных вихрей в области спинки лопатки. Высота смыкания рассчитывалась по формуле:

hs=2Ahs+Dm, (1)

где A/?s - полная высота подъема вторичных масс в выходном сечении решетки, а Db2 диаметр вторичного вихря в области выхода из решетки. Для исследуемых моделей отношение h/ks находилось в диапазоне от 0,75 до 1,4. Это означает, что вторичные вихри, образовавшиеся из пограничного слоя на торцевых поверхностях МПК, находятся в состоянии взаимодействия между собой. Таким образом, обеспечивается подобие режимов работы решеток.

Входная закрутка потока в переходном канале создавалась закручивающей решеткой в диапазоне от -15° до +15°. Траверсирование проводилось в сечениях 1 и 2 (см. рисунок 2). Показания снимались при помощи автоматизированного координатного устройства позволяющего задавать положение точек замера давления в декартовой системе координат при помощи ЭВМ, с последующей обработкой результатов измерений в программе Microsoft Excel. Координатный стенд оснащ&пся датчиками ДЦМ-2500ДИ, позволяющими регистрировать избыточное давление в диапазоне 0...2500 Па и датчиком ДДМ-0,25ДИВ, позволяющим измерять избыточное давление и разрежение в диапазоне ±250 Па. Погрешность датчиков не превышала 0,5 %. от измеряемой величины. Замеры избыточного давления производились с помощью приемника полного давления с полусферическим насадком, что обеспечивало нечувствительность к отклонению угла потока относительно оси насадка в диапазоне ±10°. Шаг измерений составлял 2 мм в радиальном направлении и I1' в окружном. Для определения параметров в одной точке производилось 20 измерений мгновенных значений избыточного давления с временным интервалом 0,5 с, после чего показания датчика осреднялись. Таким образом, измерялось поле полных давлений на выходе из решетки, и рассчитывался коэффициент потерь кинетической энергии по соотношению:

r-,j£ = l-4z£L, (2)

где W2b W2 - соответственно теоретическая и действительная скорости потока за решеткой; р2 - статическое давление на выходе из модели (принималось равным атмосферному): р*2 - полное давление потока давление на выходе из модели; р 1 - полное давление перед переходным каналом. Подтверждение достоверности экспериментальных данных обеспечивалось системой их проверок. Погрешность определения потерь по (2) составила ±6%.

В третьей главе представлены результаты экспериментального исследования и проведен их анализ. Сделаны выводы о влиянии входной закрутки на работу системы МПК - CAI ТНД. Основные результаты в виде распределения коэффициентов потерь по высоте выходного сечения межлопаточного канала решетки, полученных осреднением поля потерь по площади, показаны на рисунках 3,4,5.

Из сопоставления этих данных видно, что во всех случаях у втулочного сечения наблюдается значительная область с увеличенными потерями кинетической энергии. Это объясняется (при данных геометрических параметрах диффу-зорного переходного канала) наличием отрывной зоны по втулке на входе в сопловой аппарат. В этой области так же увеличивается интенсивность вторичных течений из-за большей толщины пограничного слоя. Если сравнить распределение потерь в диагональных решетках то, можно сделать вывод о том, что характер распределения потерь практически одинаков.

Распределение потерь на периферии системы МПК - CAI соответствует распределению потерь в кольцевой турбинной решетке. Периферийная область также более устойчива и к входной закрутке штока. Наибольшие проблемы

связаны с втулочной областью межлопаточного канала. В модели с диагональной решеткой (профиль №1) из-за большей толщины профиля имеет место более значительный отрыв по втулке и, соответственно, более высокие значения потерь. Наличие входной закрутки потока всегда ухудшает параметры течения в системе МПК - CAI. Уменьшения этих потерь можно ожидать лишь при специальном профилировании втулочной образующей МПК.

Для оценки суммарных потерь полученные в ходе эксперимента поля коэффициентов осреднялись по площади. В работах А.Е. Ремизова была получена зависимость Ai =/й/аг) как функция геометрических параметров решетки (йг- ширина горла).

A i = in-U, (3)

Рисунок 3 - Распределение потерь по высоте межпопаточного канала в модели с диагональной решеткой (профиль №1) при различной входной закрутке

периферия

О 0,2 0,4 0,6 0,8 С Рисунок 4 - Распределение потерь по высоте межлопаточного канала в модели с осевой решеткой (профиль №1 ) при различной входной закрутке

где ¿„ - поточный угол атаки; /а - аэродинамический угол атаки (угол между критической струйкой тока и фронтом решетки). Соискатель преобразовал её к виду A i ~J[h/hs), который характеризует влияние аэродинамических особенностей потока в системе МПК - CAI на потери энергии.

Д/ = 1 1,14(/?/As)5-77,543(A/As)4+205,54(A/As)3-254,43(/Í//ís)2+138J(A//zs)-17,34 (3) Необходимость данного преобразования вызвана тем, что в случае аэродинамически длинных лопаток {h/hs > 1,5) ¿a = in (рисунок 6 б), а в случае аэродинамически коротких лопаток (h/hs < 1,5) /» ф in из-за влияния вторичных течений в СА. Поэтому в диссертации предлагается строить обобщенную характеристику системы МПК - CAI в зависимости от аэродинамического угла атаки 4, который интегрирует аэродинамические характеристики как МПК, так и СА. Полученная с учетом вышесказанного обобщенная характеристика представлена на рисунке 6 а, где £mi„ - минимальные потери кинетической энергии. При этом данная характеристика является универсальной, поскольку ее вид при небольших углах атаки соответствует уже известным характеристикам плоских турбинных решеток и профилированных стоек МПК (рисунок 6 б). Откуда видно, что чувствительность лопаточных венцов к изменению аэродинамического угла определяется степенью

|вту,лка

О 0,2 0,4 0,6 0,8 £ Рисунок 5 - Распределение потерь по высоте межлопаточного канала в модели с диагональной решеткой (профиль №2) при различной входной закрутке

конфузорности. Сравнение полученных характеристик исследуемых модельных

'ЛтЫ

/ / / /

1

i

J

/ i . >• у'

а) б)

Рисунок 6 - Обобщенные характеристики по аэродинамическому углу атаки: а) для исследуемых моделей с кольцевыми турбинными решетками: в - диагональная №1; Д -

осевая № 1; о - диагональная №2; б) для плоских решеток:--турбинных лопаток

(В.И. Локай) и---стоечной решетки (А.Е. Ремизов)

установок с различными профилями лопаточных венцов и наклоном проточной

части показало, что чувствительность системы М1Ж-СА1 к изменению угла атаки зависит от наклона проточной части (диагональности), поскольку с ростом угла наклона уменьшается степень конфузорности СА, а также от параметров пограничных слоев на образующих МПК и геометрии профиля лопатки СА, которые определяют степень отклонения критической струйки тока. Максимально возможное увеличение потерь по углу атаки в системе МПК-СА1 составляет £/Стт= 1,24 независимо от наклона проточной части и геометрии СА.

В четвертой главе представлены математические модели и расчетные сетки экспериментальных установок, заданы граничные условия и определены

программные средства. Представлены ос- лщшштш

новные результаты численного моделиро- *

вания. Проведен сравнительный анализ результатов расчета и данных, полученных в ходе эксперимента. Сделаны выводы и практические рекомендации по применению численного расчета систем МПК-СА1 при проектировании турбин Рисунок 7 - Расчетная модель

ТРДД.

При создании математических моделей исследуемых систем сохранялось полное соответствие экспериментальным моделям. Численный анализ основывался на решении системы уравнений Навье - Стокса в дифференциальной форме, осредненных по Рейнольдсу. В качестве инструмента исследования использовался программный пакет А№УБ СРХ 14.5, принцип действия которого основан на методе конечных объемов при неявном алгоритме интегрирования. Рассматривалось пространственное течение теплопроводного сжимаемого вязкого турбулентного газа.

Результаты расчета выводились в виде полей коэффициентов потерь в секторе, охватывающем площадь выходного сечения межлопаточного канала, а затем пересчитывались в распределение потерь по высоте. Сравнение экспериментальных данных с расчетными представлено на рисунках 8-13.

Ш

■Р 0,9

II оя

I -0,7

;|о,б 'Г 0,5 0,4 '. 0,3

&0.0 Рисунок №1(без

Поля коэффициентов потерь в модели с диагональной кольцевой решеткой входной закрутки) полученные в ходе расчета (слева) и эксперимента (справа)

Рисунок 9 - Поля коэффициентов потерь кинетической энергии в осевой кольцевой решетке №1 (без входной закрутки) полученные в ходе расчета (слева) и эксперимента (справа)

Рисунок

Рисунок 11 - Распределение коэффициентов потерь кинетической энергии по высоте канала в диагональной кольцевой решетке профиль №1 (без входной закрутки)

Рисунок 12 - Распределение коэффициентов потерь кинетической энергии по высоте канала в диагональной кольцевой решетке профиль №2 (без входной закрутки)

Рисунок 13 - Распределение коэффициентов потерь кинетической энергии по высоте канала в осевой кольцевой решетке профиль №1 (без входной закрутки)

Сравнительный анализ показал существенные различия в распределении потерь на выходе из системы МПК-СА1 полученных экспериментальным и расчетным путем. Уровень потерь в расчете оказался наиболее занижен на втулке, что го-

10 - Поля коэффициентов потерь кинетической энергии в диагональной кольцевой решетке Х°2 (без входной закрутки) полученные в ходе расчета (слева) и эксперимента (справа).

ворит о некорректности расчета потерь в условиях предотрывного и отрывного состояния пограничного слоя на нижней торцевой поверхности, которое имеет место в эксперименте. Такое различие расчета и эксперимента во втулочной области объясняется тем, что на сегодняшний день методы конечно-элементного численного анализа, основанные на применении коммерческих пакетов нуждаются в дополнительной верификации в том случае, когда имеется развитое отрывное течение.

&ÚTH'

М- Aff ■*■ о» !

0,3 \\ ->- +io°!

0,7 \ -х- +15" I

0,6 •

0,5

0,4 од X

ОД **

0,1 0 ХЧГ-7 ~Т

о од 0,4 о,« в,8 л: Рисунок 14 - Распределение разности экспериментального и расчетного коэффициента потерь по высоте канала в диагональной кольцевой решетке №1 при различной входной закрутке

*01П .......................................................

8,9 ff -*- в<>

0,8 — +10°

-х- -5-15° !

0,7 '

0,5

0,4

0-5

оа

од й

-ОД 0 0,2 0,4 АС Рисунок 16 - Распределение разности экспериментального и расчетного коэффициента потерь по высоте канала в осевой кольцевой решетке №1 при различной входной закрутке

-0,2 О 0,2 0,4 0,6 Рисунок 15 - Распределение разности экспериментального и расчетного коэффициента потерь по высоте канала в диагональной кольцевой решетке №2 при различной входной закрутке

Анализ разности результатов эксперимента и расчета А; = ^эксперимент Г в зависимости от закрутки потока на входе в модели (рисунки 14-16) показал, что максимальное расхождение результатов эксперимента с расчетом по коэффициенту потерь Д? варьируется для исследуемых моделей от 20 до 80%. Причем во всех моделях экстремум наблюдается в области от 10 до 20/о

высоты межлопаточного канала у втулки.

Исходя из этого предлагается следующая система коррекции результатов численного расчета основанная на анализе разницы между расчетным и экспериментальным значением потерь в различных областях межлопаточного канала В выходном сечении визуально наблюдаются две области потока, которые можно условно назвать периферийной и втулочной. Граница между данными областями проходит на среднем радиусе выходного сечения.^ Поскольку в периферийной области потери находятся на уровне допустимой погрешности численного расчета, то коррекцию результатов расчета необходимо производить с помощью поправочного коэффициента только для втулочной оо-ласти, где уровень потерь значительно занижен. Тогда потери в системе МПК -CAI предлагается определять с помощью следующего соотношения:

Гл. ъ.г

_ Ь pacil т раЫ1

где ^расЧ1 И Срасти - средние расчетные потери соответственно в периферийной и втулочной половине на выходе из межлопаточного канала; к - поправочный коэффициент.

Было установлено, что поправочный коэффициент на который необходимо увеличивать потери в расчетной втулочной области зависит от степени конфузорности межлопаточного канала решетки и от величины диагональности. При этом очевидно, что увеличение диагональности приводит к уменьшению конфузорности. Зависимости поправочного коэффициента представлены на рисунке 17.

1 1,5 2 2,5 кг

Рисунок 17 - Зависимость поправочного коэффициента к от степени конфузорности межлопаточного канала решетки кт = F\IF2 и угла наклона проточной части ф (•.я-данные автора, А -данные Е.В. Осипова)

Выше предложенная система коррекции была опробована на данных полученных в работе J. Gier. Геометрические характеристики модельных установок данного исследования представлены в таблице 3.

Таблица 3 - Геометрические характеристики модельных установок для коррекции результатов численного моделирования

Геометрические характеристики установок Автор J. Gier

степень конфузорности кг 1,6 1,6

угол наклона проточной части <р,0 0 и 10 5

В результате средний поправочный коэффициент по данным автора составил (кф =о°+ к<р.ш°У2 = 1,3. При этом поправочный коэффициент, полученный при анализе результатов экспериментального и численного исследования представленных в работе J. Gier составил к = 1,2.

Таким образом, данная проверка, показала, что предложенный способ обеспечивает достаточную точность при коррекции результатов численного моделирования системы МПК - CAI с различными геометрическими параметрами.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

По результатам проведенных исследований можно сделать следующие выводы:

1. При проектировании ТНД с диагональным сопловым аппаратом его газодинамическую эффективность необходимо определять только в системе с МПК

2. Основным источником потерь в системе МПК - CAI является отрыв потока на втулочной образующей МПК, который приводит к росту потерь во втулочной области соплового аппарата. Дать расчётную оценку этому росту потерь можно только за счёт введения эмпирических поправочных коэффициентов.

3. Получены эмпирические поправочные коэффициенты для расчёта среднего значения коэффициента потерь энергии и его распределения по высоте проточной части для двух различных профилей лопаток соплового аппарата (низкореакгивная решётка с толстым профилем и высокореакгивная решётка с тонким профилем) и двух форм меридионального сечения проточной части (осевой и диагональной). Они позволяют использовать для аэродинамического проектирования системы МПК -CAI программный пакет ANSYS CFX при условии задания SST модели турбулентности.

4. На этапе выполнения аэродинамического проекта ТНД профилирование лопаток соплового аппарата первой ступени следует выполнять с использованием обобщённой характеристики, построенной в координатах относительных потерь по аэродинамическому углу атаки.

5. Обобщающим параметром характеристики для соплового аппарата с аэродинамически длинными лопатками является геометрическая конфузорность или степень реактивности, а для соплового аппарата с аэродинамически короткими лопатками является максимальная толщина профиля лопатки.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК:

1. Тощаков, А. М. Исследование аэродинамических характеристик системы межтурбинного переходного канала и соплового аппарата турбины низкого давления [Текст] / А. М. Тощаков, В. В. Вятков, Б. М. Конюхов, А. Е. Ремизов // Вестник РГАТУ имени П. А. Соловьева. - Рыбинск, 2012. -№ 1(22). - С. 3 -8.

2. Тощаков, А. М. Исследование влияния выдува на корытце профиля на аэродинамическую эффективность сопловых аппаратов газовых турбин [Текст] / А. М. Тощаков, В. В. Вятков, Н. Н. Ковалева // Фундаментальные и прикладные проблемы техники и технологии. - Орел: ГТУОрел Университет, 2011. - № ¡(285).-С. 25-29.

3. Тощаков, А. М. Влияние выхода охладителя на углы выхода потока в сопловых аппаратах газовых турбин [Текст] / А. М. Тощаков, В. В. Вятков, Н. Н. Ковалева // Вестник РГАТА имени П.А. Соловьева - Рыбинск, 2011. - Часть 1, № 2(20).-С. 72 - 76.

4. Тощаков, А. М. Исследование влияния выдува охладителя на потери в сопловых аппаратах газовых турбин [Текст] / А. М. Тощаков, В. В. Вятков, Н. Н. Ковалева // Вестник РГАТА имени П.А. Соловьева. - Рыбинск, 2010. - № 1 (16). - С. 78-84.

В других изданиях:

5. Тощаков, А. М. Исследование сопловых аппаратов ТНД в условиях совместной работы с межтурбинным переходным каналом при наличии входной закрутки [Текст] / А. М. Тощаков, В. В. Вятков, А. Е. Ремизов // В1СНИК двигунобудування. - Запорожье: АО «Мотор Сич», 2013. - № 2 - С. 57 - 62.

6. Тощаков, А. М. Аэродинамические характеристики сопловых аппаратов ТНД работающих совместно с межгурбинным переходным каналом [Текст]

/ А. М. Тощаков // Сборник научных докладов «XXXVIII ГАГАРИНСКИЕ ЧТЕНИЯ» Международной молодежной конференции 10-14 апреля 2012 года. - Москва: МАТИ, 2012. - С. 234-236.

7. Тощаков, А. М. Особенности аэродинамических характеристик турбинных лопаточных венцов с диагональным сечением проточной части [Текст] / А. М. Тощаков // Сборник материалов молодежной конференции «Новые материалы и технологии для ракетно-космической и авиационной промышленности», июнь 2012 года. - Звёздный городок, 2012. - С. 275-278.

8. Тощаков, А. М. Влияние выдува охладителя на угловые характеристики сопловых аппаратов газовых турбин [Текст] /' А. М. Тощаков, В. В. Вятков, Н. Н. Ковалева // Сборник статей «Наука и технологии» материалы XXXI Всероссийской конференции 14-16 июня2011 года.-Миасс, 2011.-С. 65-67.

9. Тощаков, А. М. Влияние угла атаки на характеристики диагональных турбинных решеток применительно к сопловому аппарату первой ступени турбины низкого давления [Текст] / А. М. Тощаков // «Проблемы и перспективы развития авиации и авиастроения в России» Всероссийская научно-техническая конференция, 17 мая 2013 года. - Уфа: УГАТУ, 2013. - С. 189-194.

Зав. РИО М. А. Салкова Подписано в печать 9.04.2014. Формат 60x84 1/16. Уч.-изд. л. 1. Тираж 90. Заказ 90.

Рыбинский государственный авнащкмшый технический университет имени П. А. Соловьёва (РГА'ГУ имени П. А. Соловьёва)

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

Отпечатано в множительной лаборатории РГАТУ имени П. А. Соловьёва

152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ ФГБОУ ВПО «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева»

Тощаков Александр Михайлович

ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ МЕЖТУРБИННОГО ПЕРЕХОДНОГО КАНАЛА И ДИАГОНАЛЬНОГО СОПЛОВОГО АППАРАТА ПЕРВОЙ СТУПЕНИ

ТУРБИНЫ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель -доктор технических наук, доцент Ремизов А.Е.

Рыбинск-2014

ОГЛАВЛЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ..............................4

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

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ............................................................10

1.1. Закономерности изменения проточной части турбин современных авиационных ГТД........................................................................................................................................10

1.2. Аэродинамика межтурбинных переходных каналов ГТД................17

1.3. Аэродинамика лопаточных венцов современных турбин ГТД.. 25 1.4.0боснование выбора метода экспериментального исследования......................................................................................................................................................34

1.5. Обоснование выбора метода численного исследования....................39

1.5.1. Обзор существующих численных методов................................................39

1.5.2. Построение расчетных сеток..................................................................................43

1.5.3. Модели турбулентности применяемые в численных методах 45

Выводы по главе 1..........................................................................................................................51

Задачи диссертационного исследования........................................................................52

ГЛАВА 2. ОПИСАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ УСТАНОВКИ И

МЕТОДИКИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА..................................................................53

2.1. Экспериментальный стенд для исследования аэродинамических характеристик решеток................................................................................................................................53

2.2. Описание экспериментальной установки........................................................55

2.3. Принципы организации измерений......................................................................61

2.4. Методика обработки результатов измерений............................................................65

2.5. Погрешности измерений................................................................................................68

2.6. Обоснование возможности исследования системы МПК-СА1

при низких скоростях потока....................................................................................................69

Выводы по главе 2..................................................................................................................................................................70

ГЛАВА 3. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ПРОДУВОК МОДЕЛЬНЫХ

УСТАНОВОК......................................................................................................................................................72

3.1. Результаты продувок модельных установок при осевом потоке..........................................................................................................................................................72

3.2. Результаты продувок модельных установок при отрицательной закрутке............................................................................................................................................80

3.3. Результаты продувок модельных установок при положительной закрутке......................................................................................................................................90

3.4. Влияние входной закрутки на общие потери в моделях....................105

Выводы по главе 3..................................................................................................................................................................112

ГЛАВА 4. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В

ЛОПАТОЧНОМ ВЕНЦЕ..........................................................................................................................113

4.1. Реализация численного решения............................................................................113

4.2. Результаты расчета и их анализ..............................................................................118

4.2.1. Потери кинетической энергии в моделях при отсутствии входной закрутки..............................................................................................................................118

4.2.2. Влияние входной закрутки........................................................................................122

4.3. Применимость численного расчета для оценки потерь при проектировании газовых турбин авиационных двигателей......................129

4.4. Проверка полученных результатов........................................................................135

Выводы по главе 4..................................................................................................................................137

ЗАКЛЮЧЕНИЕ........................................................................................................................................................138

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ............................................................................................................................139

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

Т - температура, К; р — давление, Па;

с - скорость потока в абсолютном движении, м/с; - скорость потока в относительном движении, м/с;

*

л к£ — суммарная степень повышения давления в компрессоре; Си - окружная составляющая абсолютной скорости, м/с; и - окружная скорость, м/с; р - плотность, кг/м3;

0 - расход, кг/с;

С, - коэффициент потерь кинетической энергии; г) - коэффициент полезного действия; 5 - погрешность; Ь - хорда профиля, м;

1 - шаг решетки, м; а,- - ширина горла, м;

Ь - высота решетки, м;

(11 - диаметр входной кромки, м;

¿2 - диаметр выходной кромки, м;

а - угол закрутки потока,

[3] - угол входа потока в решетку,

Рг - угол выхода потока из решетки,

(32эф - эффективный угол выхода потока из решетки,

у - угол установки профиля,

Р1л - геометрический угол входа потока в решетку,

(32л - геометрический угол выхода потока из решетки,

х, у, г - декартовы координаты; X - приведенная скорость; Яе - число Рейнольдса;

М - число Маха; Рг - число Прандтля;

Надстрочные индексы:

* - параметры торможения;

Подстрочные индексы:

СА - параметры, относящиеся к сопловому аппарату;

РК - параметры, относящиеся к рабочему колесу;

пр - приведенные параметры к условиям стандартной атмосферы;

гг - параметры на выходе из газогенератора;

И — суммарный;

к — параметры на выходе из компрессора;

г — параметры на выходе из камеры сгорания;

опт - оптимальный;

отн - относительный;

вх - параметры на входе в компрессор.

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы

Разработка современных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) связана с обеспечением требований предъявляемых к их основным показателям (удельная масса, удельный расход топлива), степени воздействия на окружающую среду, уровню безопасности и надежности. При этом требуемые характеристики ГТД в основном обеспечиваются проведением специальных мероприятий, направленных на улучшение показателей рабочего процесса.

Улучшение показателей турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) применяемых в гражданской авиации обеспечивается увеличением степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной и степени двухконтурности. В результате увеличения диаметра вентилятора необходимо ограничивать обороты каскада низкого давления из соображений прочности и шумовых характеристик двигателя. Это в свою очередь приводит к увеличению среднего диаметра турбины низкого давления (ТНД) и необходимости применения переходного канала между турбинами высокого и низкого давления. Такое конструктивное решение усложняет течение в проточной части турбины и осложняет задачу получения высокого коэффициента полезного действия (КПД) турбины и двигателя в целом. Межтурбинный переходный канал (МПК) обычно выполняется диффузорным, что является предпосылкой возникновения отрыва потока, сопровождающегося ростом потерь кинетической энергии. Потери кинетической энергии (далее потери) в МПК дополнительно возрастают по той причине, что в газогенераторах современных авиационных двигателей применяются высоконагруженные одноступенчатые турбины высокого давления (ТВД), на выходе из которых сохраняется остаточная закрутка потока. Применение МПК приводит к увеличению длины валов и расстояния между опорами каскадов низкого давления, что негативно сказывается на их динамических характеристиках. Для уменьшения длины МПК в современных ТНД ТРДД применяют диагональные ступени. При росте перепада диаметров в МПК уменьшаются радиальные размеры проточной части ТРДД, что приводит к

доминирующему влиянию на газодинамическую эффективность вторичных течений, образующихся на торцевых поверхностях проточной части.

В настоящее время имеются экспериментальные данные и разработаны методы расчета осевых и центростремительных ступеней. Информация по диагональным ступеням в открытой печати практически полностью отсутствует, поэтому газодинамическое исследование аэродинамических характеристик диагональной ступени является актуальной задачей проектирования современных турбин. Сопловые аппараты первой ступени ТНД, устанавливаемые на выходе из МПК, работают в условиях неравномерного поля параметров как в окружном направлениях (переменная закрутка потока), так и в радиальном (развитые пограничные слои и отрывные зоны на образующих переходного канала), а также в условиях взаимодействия вторичных течений в межлопаточном канале. Поэтому возникает необходимость проведения исследования системы МПК -сопловой аппарат первой ступени ТНД (далее система МПК — CAI) в плане установления характера влияния ее геометрических и аэродинамических параметров на потери энергии потока в системе и на КПД турбины.

Цель работы

Разработка расчетного метода оценки газодинамической эффективности системы МПК - CAI для сокращения сроков газодинамической доводки ТНД ТРДД.

Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:

1. Выполнить расчетное и экспериментальное исследование течения в системе МПК - CAI с целью определения характера влияния конструктивного исполнения CAI и закрутки потока на входе в МПК на газодинамическую эффективность системы.

2. Разработать способ построения обобщенной характеристики системы МПК — CAI для оценки ее газодинамической эффективности на ранних стадиях аэродинамического проектирования турбины.

3. Разработать рекомендации для использования среды ANSYS CFX на ранних стадиях проектирования для расчета потерь энергии в системе МПК - CAI с осевым и диагональным сопловым аппаратом.

Научная новизна

1. Получены газодинамические характеристики диагональной системы МГЖ — CAI с наклоном проточной части до 10°, позволяющие оптимизировать по газодинамической эффективности осевое расстояние между турбинами высокого и низкого давления на этапе проработки конструктивно-схемного решения турбины ТРДЦ.

2. Построена обобщенная характеристика системы МПК - CAI для оценки ее газодинамической эффективности на этапе увязки и согласования параметров турбины и установлены ее определяющие параметры, позволяющие определять потери для различных сочетаний геометрических параметров МПК и CAI.

3. Разработан способ повышения точности оценки потерь энергии в системе МПК-CAI рассчитанных с помощью коммерческого пакета ANSYS CFX.

На защиту выносятся

1. Результаты исследования аэродинамики модельных кольцевых сопловых аппаратов с диагональной формой проточной части в меридиональном сечении.

2. Экспериментальная зависимость потерь энергии в системе МПК-СА1 с диагональным сопловым аппаратом от угла атаки и толщины профиля лопатки.

3. Обоснование и реализация способа оценки газодинамической эффективности системы МПК - CAI с помощью трёхмерного расчёта в среде ANS YS CFX.

Практическая полезность и реализация результатов

Результаты работы позволяют сформулировать рекомендации по проектированию системы МПК - CAI для выбора оптимального конструктивного исполнения проточной части турбины ТРДЦ с целыо повышения ее газодинамической эффективности. Результаты работы могут быть использованы для настройки вычислительного комплекса при проведении оптимизационных численных расчетов течения газа в системах МПК - CAI ТНД.

Достоверность и обоснованность результатов

Обеспечивается за счет применения сертифицированного измерительного оборудования, средств для обработки экспериментальных данных и проведения численного анализа, соблюдением критериев подобия. Подтверждается соответствием

полученных результатов известным достоверным данным, описаниям и наблюдениям других авторов.

Апробация работы

Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях:

- Международная молодежная конференция «XXXVIII ГАГАРИНСКИЕ ЧТЕНИЯ», Москва, МАТИ, 2012г.

- Молодежная конференция «Новые материалы и технологии для ракетно-космической и авиационной промышленности», Звёздный городок, 2012г.

- Всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития авиации и авиастроения в России», Уфа, УГАТУ, 2013 г.

- XVIII Международный конгресс двигателестроителей. 14-19 сентября, Рыбачье - Украина, 2013 г.

Личный вклад автора

1. Проведены экспериментальные исследования и численное моделирование течения в системе МПК - CAI.

2. Предложен и реализован способ построения обобщенной характеристики системы МПК - CAI.

3. Разработаны рекомендации по повышению точности расчета потерь энергии потока в исследуемой системе при использовании программного комплекса ANSYS CFX.

Публикации

Основные материалы диссертации опубликованы в 6-и статьях из них 4 в журналах, рекомендованных ВАК.

Структура и объем работы

Диссертация изложена на 145-и страницах и включает в себя 123 иллюстрации, 11 таблиц. Работа состоит из введения, 4-х глав, выводов, заключения и списка литературы из 54-х наименований.

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ

1.1. Закономерности изменения проточной части турбин современных

авиационных ГТД

За все время существования авиационных газотурбинных двигателей от поколения к поколению наблюдается тенденция повышения параметров их

рабочего процесса, а именно - степени повышения давления в компрессоре п*^ и

*

температуры газа перед турбиной Т г (рисунок 1.1).

*

П К£ 60

50

40

30

20

10

0

1000 1200 1400 1600 1800 Т*Гмакс, К

Рисунок 1.1 — Параметры цикла пяти поколений ГТД [1]

При увеличении температуры Т*г снижается удельная масса двигателя, увеличивается его удельная и лобовая тяга. Но для того, чтобы обеспечить снижение удельного расхода топлива необходимо одновременно с повышением Т г увеличивать я*к2. Поэтому для улучшения топливной экономичности двигателей, тенденция которой представлена на рисунке 1.2, в двигателях начиная с четвёртого и в последующих поколения реализовали высокую суммарную степень повышения давления (от 25 до 40) при степени двухконтурности т от 4,5 до 8, что позволило снизить расход топлива только за счет увеличения КПД

лопаточных машин, в первую очередь компрессоров. Так политропический КПД компрессоров высокого давления достиг уровня 0,89...0,9. Таким образом, повышение параметров ТРДЦ (см. рисунок 1.3), а также достижение близких к предельным значений КПД лопаточных машин привели к значительному уменьшению высот лопаток первой ступени турбин высокого давления и последних ступеней компрессоров.

CR.P, кг/кгс ч 1.0

0,9

0,8

0,7

0,6

0,5

0,4

2 поколение

РД-ЗМ

Avon 29

JT3C

УРЁз»

JT3D®

I

3 поколение

IJT8D-11

Д-30

HK82ysJy • Д-зокп

Д-ЗОКУ

4 поколение

| CFM56-3 Д-18 >С

PW20371

PW4000

Д-436

® 5 поколение

-Э0А

Trent 700

V2500

Trent SOtr' Ä

GE90 • w ф

Trent 500 GP7000

:EM56-5 ПС-Э0,

U • T

V2SOO Wj

1950

1960

1970

1980

1990

2000

Годы

Рисунок 1.2 - Изменение удельного расхода топлива на крейсерском режиме по годам создания двигателей [1]

Наиболее эффективным способом разрешения этого противоречия оказалось уменьшение среднего диаметра каскада высокого давления при одновременном увеличении его угловой скорости вращения. Каскад низкого давления, при увеличении массового расхода воздуха через вентилятор, необходимо размещать на повышенном диаметре как в области компрессора (для обеспечения объёмной производительности), так и в области турбины (для обеспечения значительно возросшей потребной мощности при минимальном увеличении числа ступеней). Таким образом, в двигателях четвёртого поколения

m

12

S

4

0

1100 1300 1500 1700 , К

12

8

4

0

появился новый значимый элемент конструкции - межкаскадный переходный канал, который не просто соединяет проточную часть каскадов низкого и высокого давления, а во многом определяет уровень газодинамической эффективности всего двигателя. Семейство ТРДД четвёртого поколения с межкаскадными переходными каналами показано на рисунке 1.4.

•

■ ■ ■■Ь -в- ■ Ii ш от? 1 • •

А 1 А Ь А А А А j|U ▲ "Vtfi ' и я *

•

< • л

• •

п ■ JL | gu .......... | ► • t 1 . •••

>•3 гШЩЙТЗГ« t • "W9 "Ш................,

AIA А А

А А А А

10 20 30 40

Рисунок 1.3 - Параметры последних поколений ТРДД [2]: • - поколение V; ■ - поколение IV+; ■ - поколение IV; ▲ - поколение III

б)

В)

Рисунок 1.4 - Двигатели четвёртого поколения семейства Р\У4000 [3]: а-Р\\^4052; б-Р\У4168; в-PW4090

На рисунке отчётливо видно, что каждая модификация двигателя имеет межкаскадные каналы индивидуальной геометрии, что является следствием проработки аэродинамики проточной части.

За счет аэродинамического совершенствования элементов проточной части удалось добиться снижения удельного расхода топлива в двигат�