автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследование влияния остаточной закрутки потока на аэродинамику межтурбинных переходных каналов ГТД с целью повышения их газодинамической эффективности

На правах рукописи

Поляков Илья Викторович

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ОСТАТОЧНОЙ ЗАКРУТКИ ПОТОКА НА АЭРОДИНАМИКУ МЕЖТУРБИННЫХ ПЕРЕХОДНЫХ КАНАЛОВ ГТД С ЦЕЛЬЮ ПОВЫШЕНИЯ ИХ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ

Специальность 05 07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергетические установки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

00305Э43Б

Рыбинск-2007

003059436

Работа выполнена в Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П А Соловьева

Защита состоится 30 мая 2007 г в 12 часов на заседании диссертационного совета Д 212 210 01 в Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П А Соловьева по адресу 152934, г Рыбинск, Ярославская область, ул Пушкина, 53

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Государственного образовательного учреждения высшего профессионального образования Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П А Соловьева

Автореферат разослан « 28 » апреля 2007 г

Научный руководитель

кандидат технических наук, доцент Ремизов Александр Евгеньевич

Официальные оппоненты-

Заслуженный деятель науки и техники, доктор технических наук, профессор

Пиралишвили Шота Александрович кандидат технических наук, доцент Картавицкий Лев Леонидович

Ведущая организация

ОАО «ОМКБ», г. Омск

Ученый секретарь диссертационного совета

Конюхов Б М

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы Исторически развитие газотурбинных двигателей шло по пути повышения степени сжатия и максимальной температуры рабочего тела в цикле. В последние полтора-два десятилетия эта тенденция привела к качественным изменениям в конструктивном облике газовоздушного тракта двигателя В частности, рост плотности и энергонасыщенности рабочего тела вынуждал разработчиков двигателей максимально понижать относительные диаметральные размеры турбокомпрессора высокого давления. В то же время, необходимость обеспечения достаточно высокой массовой и газодинамической эффективности лопаточных машин каскада низкого давления требовала реализации относительно больших их диаметральных размеров В результате в конструкции двигателя появились специальные элементы - газодинамические переходники (рис. 1), соединяющие проточные части каскадов высокого и низкого давления

Опыт разработки двигателей показал существенное влияние характеристик течения и величины потерь в газодинамических переходниках на эффективность двигателя в целом Особенно актуально задача получения низких по-

Рис 1 Схема межгурбинного переходного гой стороны авиационные ГТД чет-

ступенчатые турбины, отличительной особенностью которых является невозможность получения осевого выхода потока из турбины Таким образом, течение практически во всех межтурбинных переходных каналах происходит при наличии входной закрутки потока В процессе доводки двигателей с межтурбинными переходниками разработчикам пришлось пойти на компромисс, то есть в ущерб эффективности турбины низкого давления по возможности пренебречь необходимостью в развитом переходнике, тем более с аэродинамическими элементами

Однако, подобное решение носит частный характер и не всегда возможно, а следовательно не снимает проблемы совершенствования межтурбинных переходников, поскольку их появление в конструкциях не является случайным, а от-

терь встала для межтурбинных переходных каналов, где высокая скорость газа усугубляется диффузор-ным режимом течения, а в большинстве случаев и наличием в проточной части канала силовых стоек. С дру-

канала

вертого, и, особенно, пятого поколения имеют высокоперепадные одно-

ражает объективные свойства современных и перспективных газотурбинных двигателей

В то же время уровень изученности аэродинамических свойств кольцевых диффузорных каналов остался недостаточным, несмотря на значительные усилия в этом направлении ряда отечественных и зарубежных научно-исследовательских и конструкторских организаций. В частности, на сегодняшний день достоверная информация о влиянии входной закрутки потока на газодинамическую эффективность течения в межтурбинных переходных каналах при средней и умеренной диффузорности недостаточна, а при большой диффу-зорности канала практически отсутствует. В связи с этим возникают значительные трудности при создании совершенных переходных каналов и определении эффективного КПД турбины на стадии ее проектирования. Поэтому исследования, посвященные выявлению влияния входной закрутки потока на характеристики течения в межтурбинных переходниках как с аэродинамическими стойками, так и без них, являются весьма актуальными

Цель диссертационной работы Установить влияние остаточной закрутки потока за турбиной высокого давления на аэродинамику межтурбинного переходного канала и уточнить возможные параметры учета этого влияния.

Для достижения этой цели необходимо решить задачи

- провести комплексное экспериментальное исследование характеристик кольцевых диффузорных каналов с прямолинейными образующими при различных уровнях входной закрутки потока, при наличии и отсутствии в каналах профилированных стоек,

- провести численное исследование параметров течения в канале и установить границы применимости используемых численных методов для решения поставленной задачи,

- сформулировать рекомендации по практическому применению результатов экспериментального и численного исследования для выбора параметров и проектирования, как турбины высокого давления, так и совместной работы переходного канала и турбины низкого давления ТРДЦ

Направление исследований Для достижения поставленной цели необходимо-

- установить зависимость эффективности торможения потока в диффузорном канале от уровня входной закрутки и определить основные кинематические характеристики течения,

- с помощью верифицированных численных методов получить более полную информацию о структуре потока в исследуемом канале;

- выявить связь кинематических параметров течения с параметрами отрыва пограничного слоя с целью прогнозирования уровня потерь в диффузорном канале.

Методы исследований. Для решения поставленной задачи используются теоретические методы исследований турбулентных течений, методы численного моделирования, основанные на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замыкаемых к-е и ввТ моделями турбулентности, методы статистического анализа и методы экспериментального исследования параметров течения и пограничного слоя.

Достоверность и обоснованность полученных результатов

- достигается корректным применением основополагающих законов термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированного метрологического обеспечения постановки опытов, прошедшего необходимую поверку и калибровкой используемых датчиков;

- подтверждается удовлетворительным совпадением результатов численного расчета с опытными данными и результатами других исследователей, а также применением на практике.

На защиту выносятся

- экспериментально-расчетные данные о параметрах течения в кольцевом диффузорном канале при наличии входной закрутки,

- зависимость потерь кинетической энергии потока в кольцевом диффузорном канале от величины входной закрутки потока;

- модифицированный параметр Бури отрыва пограничного слоя с уточнением области его применения.

Научная новизна. Впервые для межтурбинных переходных каналов диф-фузорного типа выявлено влияние входной закрутки потока на характер течения и установлена количественная зависимость уменьшения окружной компоненты скорости от входной закрутки, позволившая получить взаимосвязь параметров пограничного слоя с интегральными характеристиками потока

Практическая полезность состоит в обосновании возможности проектирования турбины высокого давления с неосевым выходом потока, что имеет важное значение для современных высокоперепадных турбин и в обоснованном задании параметров потока по высоте канала при профилировании лопаток турбины низкого давления.

Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссертационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке межтурбинных переходных каналов в конструкторском отделе Турбин в ОАО «ОМКБ» г Омск.

Апробация работы. Основные результаты работы представлены и обсуждены на следующих конференциях и семинарах- всероссийская научно-техническая конференция «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды»" г. Рыбинск, 2004 г.;

- всероссийская научно-техническая конференция «Теплофизика технологических»" г. Рыбинск, 2005 г.;

- международная научно-техническая конференция «Рабочие процессы и технология двигателей» г. Казань, 2005 г.;

- международная школа-конференция молодых ученых, аспирантов и студентов им. П. А. Соловьева и В. Н. Кондратьева «Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений» г. Рыбинск, 2006 г.

Публикации. Основные материалы диссертации опубликованы в одной статье в реферируемом журнале, 6 тезисах докладов всероссийских научных конференций.

Структура и объем работы. Диссертационная работа изложена на 154 страницах и включает в себя 77 иллюстрации и 11 таблиц Работа состоит из введения, пяти глав, выводов, списка используемой литературы из 64 наименований

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Введение. Во введении представлено обоснование актуальности темы диссертационной работы, формулируется задача исследования, отмечается научная новизна и практическая значимость полученных результатов.

Глава первая содержит обзор отечественной и зарубежной литературы по вопросам изучения течения в диффузорных каналах с использованием экспериментальных и численных методик, основных проблемах и достижениях в этой области.

Собраны и проанализированы статистические данные о геометрии межтурбинных переходников существующих и перспективных двигателей. Обзор схем известных двигателей показал, что геометрические параметры межтурбинных переходников столь разнообразны, что не позволяют выявить какую-либо тенденцию в их эволюции Достаточно сказать, что конструктивные решения в отношении межтурбинных переходников, принятые фирмой Дженерал Электрик при модифицировании двигателя CF6 в период с 1970 по 1991 гг (6 модификаций), в поле параметров степень диффузорносги F2/Fj (отношение площадей по входу/выходу соответственно) - эквивалентный угол раскрытия

Фэкв - 2arctg

Ы*\ -1

образовали перехлестывающуюся петлевую кривую

Ii-14 II-19 8

пио(гад)

ом «-цим У •"Sfiumil

/lbу

11 12 13 14 13 16 17 18 19 F./Ц

Рис 2 Эволюция проточной части переходника

\ 2L/h,

(рис. 2) с размахом по степени диффузорности от 1,1 до 2, а по углу раскрытия от 2 до 14 градусов.

В главе обозначены проблемные вопросы, связанные с современными представлениями о течении газа в искривленных каналах при отсутствии и при наличии положительного продольного градиента давления, о влиянии изменения кривизны меридиональных обводов на возникновение отрыва. Хронологически результаты работ, посвященных данной тематике можно разделить на два временных этапа. Первый этап относится к 50-60 годам прошлого века. В эти годы получены основополагающие экспериментальные данные по характеристикам конических и в меньшей степени кольцевых диффузоров такими исследователями как М. Е. Дейч, А. Е. Зарянкин, G. Sovran, Е. D. Klomp, S.J Kline, D.E Abbot, R W. Fox Второй этап начинается с конца 80-х годов и продолжается до настоящего времени Этот этап характеризуется появлением новых экспериментальных возможностей и численных методов моделирования, бурным развитием вычислительной техники. Основные работы по исследованию течения в каналах сложной формы на этом этапе выполнены А. А. Халатовым, В. Вассильевым, среди иностранных исследователей Н. U. Fleige, W. Riess, J. Seume, D Japikse.

Представлен обзор методик трехмерного численного моделирования на основе решения системы уравнений Навье-Стокса, применительно к течению в диффузорных каналах. Следует отметить большую значимость и необходимость работ по верификации программных комплексов вычислительной газовой динамики по результатам модельных экспериментальных исследований для конкретной задачи Однако, до сих пор не получено критерия, позволяющего достоверно определить положение точки отрыва пограничного слоя Более того, до сих пор не выработано единое мнение о том, что же все-таки считать отрывом, и каков механизм взаимодействия отрывных зон с основным потоком Данные проблемы создают определенные сложности применения комплексов вычислительной газовой динамики для решения задач подобного рода

Тем не менее, бурное развитие CFD методов за последнее десятилетие позволило выйти на качественно новый уровень решения задач гидрогазодинамики, сократив время доводки узлов газотурбинных двигателей Примером служат

экспериментально-расчетные исследования течений в диффузорных каналах сложных конфигурации при влиянии входных условий и режимных параметров работы на характеристики каналов.

С точки зрения максимального приближения к реальным режимам работы актуальным и нерешенным вопросом остается исследование влияния входной закрутки потока на аэродинамические характеристики натурных и модельных межтурбинных переходных каналов Проблема связана с особенностью работы современных высокоперепадных одноступенчатых турбин с углом выхода потока, изменяющимся в очень широких пределах (для среднего радиуса турбины от 41 до 77 градусов от фронта) На данный момент информация, доступная из открытой печати по влиянию входной закрутки на характеристики диффузорных каналов весьма ограничена и в основном представлена в работах иностранных авторов

Представленный в главе анализ материалов свидетельствует о недостаточной ясности механизма течения в межтурбинных переходниках и указывает на необходимость поэлементного изучения аэродинамических явлений в них

Во второй главе приведены данные об использованных объектах исследования; описаны методика проведения экспериментов и обработки опытных данных, представлено описание применяемых приборов и определение погрешностей измерений

Аэродинамический стенд, используемый для исследования переходных каналов, создан на базе низконапорного вентилятора ВН-800-0,01, позволяющего получить на номинальном режиме его работы избыточное давление в ЮООПа при массовом расходе воздуха примерно в 1,5 кг/с Такие дутьевые возможности аэродинамического стенда позволяют проводить испытания каналов при максимальных скоростях газа на входе в исследуемый канал до 45 м/с, что соответствует приведенной скорости ^=0,14. В работах М. Е. Дейча, А. Е. Зарян-кина, а также В. Васильева экспериментально подтверждено отсутствие влияния числа Маха в диапазоне от 0 до 0,6 на коэффициент восстановления давления и потери в диффузорном канале Поэтому автор отказался от проведения дополнительного исследования влияния числа Маха на характеристики диффу-зорного течения

Для решения задачи исследования была спроектирована и изготовлена экспериментальная установка (рис. 3), состоящая из подводящего цилиндрического канала, имеющего лемнискатный вход и исследуемого диффузорного канала. Аппарат закрутки установлен в подводящем канале и представляет собой кольцевую решетку с поворотными лопатками, с густотой на среднем диаметре Ых =1,05 Аппарат закрутки выполнен съемным, поэтому есть возможность исследовать переходный канал как при наличии закрутки воздуха на входе, так и

без нее. В проточную часть модельного диффузорного канала могут устанавливаться стойки. Характеристики канала следующие: геометрическая диффузор-¡¡ость и угол раскрытия эквивалентного конического диффузора

При исследовании модели канала проведены

замеры распределения полного давления на входе и выходе в диффузорный канал, распределение статического давления вдоль образующих канала и распределение действительных углов потока на выходе из канала. В большинстве известных работ, в частности в трудах М. Е. Дейча, А. Е. Зарянкина

потери в диффузорном канале вычис-Рис.З. Экспериментальная установка

лялмсь путем пересчета из статического давлений, измеренного на образующей цилиндрического патрубка, установленного непосредственно за исследуемым диффузором. Отличительной особенностью данной работы является определение потерь кинетической энергии но результатам измерения полей распределения полного давления по входу и выходу из исследуемого канала, получаемых траверсированием сечения как по высоте, так и в радиальном направлении.

Коэффициент потерь кинетической энергии определялся из соотношения:

с=-ЛРт-.

У!Ш,2 2

где АР* - разность между полными напорами на входе и выходе из канала, определенная по осредненным значениям замеренных параметров; У], Ш] - плотность и скорость воздуха на входе в канал соответственно.

Инструментальные и установочные погрешности при проведении экспериментальных исследований находились в пределах:

1, Измерение давления

а) траверсирование потока и измерение давления в пограничном слое -дифференциальный микроманометр ММН: ЛР — ±0,2 мм.сп.ст:

ЛР

6Р = —- ■ 100 % = 0,2 %; Р

пик

б) атмосферное давление - АР ~ ±0,5мм,рт.ст ; 5Р = 0,1 %;

2. Точность перемещения координатника:

¿х = Л у - ±0,5,мм; Аг = 0,025мм . Скорость потока рассчитывалась по измеренным параметрам с погрешностью

8W= ± 4 % Коэффициент потерь кинетической энергии рассчитывался с погрешностью 8£= ± 6 % Угол потока измерялся с точностью 8а= ± 0,5 градуса.

Третья глава посвящена детальному описанию физического эксперимента и представлению полученных результатов.

Программа экспериментальных исследований состояла из нескольких этапов, содержащих поэлементное изучение характеристик установки. С целью формирования знаний о структуре потока на входе в модельный диффузорный канал была проведена серия продувок начального цилиндрического канала. Определено распределение потерь кинетической энергии и углов выхода потока в зависимости от уровня создаваемой в канале закрутки. На втулке отмечена большая крутка потока по сравнению с периферией, причем с увеличением уровня входной закрутки, изменение угла выхода потока из канала от периферии к втулке усиливается по зависимости, близкой к параболической.

На рис. 4 представлено распределение коэффициента потерь кинетической энергии от величины входной закрутки потока для чистого диффузорного канала и для канала со стойками Точка при авх=0° соответствует осредненному значению потерь, которое при различных продувках составляло величину £=0,27-0,43. Распределение осредненных потерь в диффузорном канале с аэродинамическими стойками имеет качественно идентичную зависимость от уровня входной закрутки потока и более высокий общий уровень потерь Нестабильно высокие потери при осевом входе потока имели место вследствие неустойчивого пограничного слоя на периферийной образующей канала, что качественно соответствует известным данным о меньшей устойчивости погранслоя при обтекании вогнутой поверхности. При создании незначительной закрутки потока на входе, примерно 5-10° наблюдался минимум потерь кинетической энергии за счет уменьшения потерь вблизи периферийной границы

Для кольцевого диффузорного канала данной геометрии выявлен факт наличия оптимальной величины входной закрутки потока с точки зрения минимизации потерь кинетической энергии. Ранее в ряде исследовательских работ, в частности, в трудах М. Е. Дейча, А Е. Зарянкина был отмечен положительный эффект закрутки потока на характеристики плоских конических диффузоров. В работах Макдональда и Кумара показан положительный эффект умеренной

044

0 39 034 05« 0,24 019 0,14

мвмршмг 0м ОТМК мемряипгг со огеАшм *

• — —Р* Ч»т6" Г Щ

/

4 / А

\ 4

-30 25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 30 авх, град.

Рис 4 Зависимость потерь в исследуемом канале от величины закрутки потока

входной закрутки на характеристики диффузора. Результаты работ Кумара и др. показывают, что наличие входной закрутки приводит к улучшению степени восстановления давления в целом, особенно для кольцевых диффузоров, работающих вблизи границы устойчивости. Увеличение закрутки приводит к снижению отрывной зоны на периферии и перемещает зону отрыва потока в направлении втулки.

Исследования выявили, выравнивающую способность диффузорного канал по углу закрутки потока (рис. 5), которая проявляется за счет наибольшего влияния периферийной образующей канала На входе в канал величина аи во всех экспериментальных продувках постоянна по высоте.

Достаточно четко прослеживаются две зоны с разными свойствами: в

диапазоне авх=0-15° выравнивающая способность диффузорного канала прямо пропорциональна величине входной закрутки, причем коэффициент пропорциональности, вероятно, зависит от степени диффузорности.

В диапазоне углов входной закрутки потока авх>15° выравнивающая способность не зависит от входной закрутки, что вызвано развитием отрыва потока с обеих меридиональных поверхностей диффузорного канала.

В диффузорном канале с аэродинамическими стойками поток раскручивается на всей высоте канала на больший угол по сравнению с раскруткой потока в чистом диффузорном канале

Экспериментально установлено, что отрыв на стойке данной геометрии появляется вблизи значения угла закрутки авх>15°. В области «спинки», то есть в области локального отрыва потока, измеренный угол выхода потока стабилизируется, а в области «корытца» соседней стойки наблюдается увеличение угла поворота потока.

По измеренному углу потока на выходе из исследуемого диффузорного канала со стойками отмечено большее влияние закрутки на параметры потока в периферийных сечениях при весьма близких параметров средних и втулочных сечений.

В четвертой главе представлено описание методики трехмерного моделирования течения газа в элементах турбомашин, результаты настройки и расчета характеристик модельного диффузорного канала.

А «оспермюкт етулса

_ — расчет втулке

■ эксперимент периферия |

- расчет периферия

А

А*

у ■ ■

у

-1

О 6 10 15 20 25 30

о... град.

Рис 5 Выравнивающая способность диффузорных каналов

Для численного решения задачи был выбран коммерческий комплекс вычислительной гидрогазодинамики СРХ-ТА8САо\у Данный программный комплекс позволяет проводить численное моделирование движения жидкости и газа для широкого спектра научно-технических задач Задачи, решаемые в двига-телестроении: расчет ступеней и венцов турбомашин, моделирование теплового состояния деталей и узлов высокотемпературных ГТД, расчет процессов горения в камерах сгорания авиационных двигателей. Решатель СРХ-ТА8СйошЗБ обеспечивает решения для несжимаемого или сжимаемого, стационарного или нестационарного, ламинарного или турбулентного однофазного газового потока, включая дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые течения в сложных геометриях. СРХ-ТА8САо\у используется метод совместного решения уравнений Навье-Стокса и системы уравнений разностного оператора для скоростей и давления

Численное решение основывается на конечно-элементном подходе. Для дискретизации расчетной области используются блочно-структурные неортогональные сетки с встроенными и присоединенными доменами, совпадающие с границами расчетной области

Настройка комплекса для решения поставленной задачи проведена на основе удовлетворения условий проведения специально поставленного модельного физического эксперимента. Граничные условия на входе полное давление и на выходе - статическое давление задавались равными, измеренным значениям при проведении экспериментального исследования. При создании математической модели диффузорного канала сохранялось полное геометрическое соответствие натурной экспериментальной установке Пример настройки программного комплекса по распределению статического давления вдоль периферийной образующей канала представлен на рис 6, где по оси абсцисс отложена относительная длина канала, а по оси ординат - коэффици-

ент давления

р

рассчитан-

Рис 6 Пример настройки расчетного комплекса

ный по выходному и текущему статическим давлениям и кинетической

энергии потока на входе в канал

Отмечена удовлетворительная сходимость результатов эксперимента и расчета, что позволяет сделать вывод о правильности настройки расчетной модели и адекватности предсказания кинематических характеристик исследуемого

канала, в то время как расчет потерь дал существенно заниженные значения, что, по всей видимости, объясняется особенностями перехода от расчета пристеночного слоя к расчету основного потока.

Результаты численного моделирования позволили выявить положение и размеры зон с повышенными потерями {рис.7). Эти зоны определяются взаимным влиянием образующих канала и стоек, причем наличие стоек осевой вход потока в канал приводит к появлению областей с высокими значениями продольных градиентов статического давления, вызывающих отрыв потока. Входная закрутка потока 10 1рад.

Пятая глава посвящена анализу РисЛ- Рас'!етные итамахи ПРИ Разш,4Ний

1 входной закрутке

результатов физического и численного эксперимента, который проводился с точки зрения выявления возможности проектирования диффузорного переходного канала с минимальными потерями при условии наличия входной закрутки потока.

Выявлено влияние входной закрутки потока на кинематические параметры потока, которое может быть рассчитано с приемлемой точностью с использованием к-е модели турбулентности, а также на энергетические параметры потока {коэффициент потерь кинетической энергии), которые не удалось определить точно с помощью к-е модели турбулентности (см. рис.4). Этот факт объясняется тем, что при расчете потерь необходимо использовать более сложную модель турбулентности, замыкающуюся с помощью дополнительных уравнений связи, которые могут быть записаны с помощью экспериментально полученных данных о влиянии величины и характера входной закрутки потока на условия возникновения отрывной зоны а кольцевом канале диффузор ной формы. С этой целью в работе приводятся и обобщаются результаты измерения пограничных слоев вдоль периферийной образующей канала. Показано, что традиционно применяемые в теории пограничного слоя параметры отрыва потока Бури, Грушвица и др. неадекватно отражают условия возникновения отрыва в условиях наличия скоса потока в ядре течения, что характерно при входной закрутке потока.

Предлагается модифицированный параметр отрыва Бури (Г), учитывающий помимо осевого градиента скорости, еще и радиальный градиент, вызванный наличием входной закрутки.

ёх (1г

где WS- скорость на внешней границе пограничного слоя, .

5** - толщина потери импульса в погранслое, Ш 5"

Яе«* =—---число Рейнольдса, вычисленное по скорости на внешней гра-

V

нице пограничного слоя и толщине потери импульса.

На рис 8 представлено распределение по длине исследуемого диф-фузорного канала модифицированного параметра Бури отрыва пограничного слоя, которое полностью соответствует основным закономерностям изменения параметров течения, выявленных в данной работе Предлагаемый модифицированный параметр Бури позволяет установить соответствие между кинематическими параметрами пограничного слоя и потерями кинетической энергии в широком диапазоне углов входной закрутки потока

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Экспериментально установлено, что при исследованной геометрической диффузорности ¥2^1=1,6 состояние погранслоя на образующих исследуемого канала наиболее близко к безотрывному при оптимальной величине входной закрутки на уровне 8-10°. Этот факт можно объяснить стабилизирующим влиянием центробежных сил на периферийный пограничный слой

2. Существует оптимальная величина входной закрутки потока, позволяющая получить минимум потерь в переходном канале. Незначительная входная закрутка потока, около 5-10°, приводит к уменьшению потерь кинетической энергии потока в канале, вследствие повышения устойчивости течения к отрыву на периферийной образующей поверхности канала При этом абсолютная величина оптимальной входной закрутки потока является функцией геометрической диффузорности канала и в меньшей степени формы меридиональных образующих канала.

3 Установлено, что уменьшение окружной компоненты скорости в диф-фузорном канале проявляет себя по-разному во втулочных и периферийных сечениях. Наибольший вклад в раскрутку потока в диффузорном кольцевом канале вносят средние и втулочные сечения. При этом в периферийных сечениях может наблюдаться даже частичное увеличение окружной компоненты скорости потока

1 1

>

1

|

—-камявв»сто«» б гроз А с учете** погреми, 6 град Ш с учетом тогтявкм, в град ♦ с учетом поправки 20 град

-»-к-

О 01 О2 03 04 0! 00 07 08 09 1

X

Рис 8 Распределение параметра Бури по длине канала

4 Раскручивающая способность кольцевого диффузора в целом, выраженная в долях от входной закрутки, сохраняется постоянной при любом значении абсолютной величины входной закрутки потока.

5 Использование к-£ модели турбулентности при численном решении задачи течения газа в диффузорном канале позволяет получить адекватные результаты по кинематическим параметрам потока, но не позволяет получить достоверные результаты по потерям во всем диапазоне исследованных углов входной закрутки потока.

6. Сформулирован модифицированный параметр отрыва потока, полученный из параметра Бури в результате учета радиального градиента скорости в ядре потока. Этот параметр полностью коррелирует с экспериментально установленным характером зависимости потерь в кольцевом диффузоре от величины входной закрутки потока

Основные материалы диссертации опубликованы в работах.

1 Поляков, И. В. Анализ параметров течения в межтурбинном переходном канале с использованием численного моделирования [Текст] / И. В Поляков, А. Е. Ремизов // Авиационно-космическая техника и технология - 2006. -№7(33). -С. 25-29.

2 Ремизов, А. Е. Установка для исследования аэродинамической эффективности переходных каналов со стойками при наличии входной закрутки потока [Текст] / А Е. Ремизов, И. В. Поляков // Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды, тез докл. и материалы науч-техн. конф - Рыбинск: РГАТА, 2004. - С.231-234.

3 Ремизов, А. Е. Оценка потерь полного давления в элементах установки для исследования аэродинамической эффективности переходных каналов со стойками при наличии входной закрутки потока [Текст] / А. Е. Ремизов, И В. Поляков // Теплофизика технологических процессов: материалы науч-техн. конф. - Рыбинск: РГАТА - 2005. - С.202-204

4 Ремизов, А. Е. Анализ результатов численного исследования параметров течения в межтурбинном переходном канале [Текст] / А. Е Ремизов, И В Поляков // Рабочие процессы и технология двигателей: тез докл и материалы науч-техн. конф - Казань изд-во КГТУ - 2005. - С.237-239

5 Поляков, И. В. Влияние входной закрутки потока на параметры течения в кольцевом диффузорном канале [Текст] /ИВ Поляков, А. Е Ремизов // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: тез докл. и материалы науч-техн конф - Самара. СГАУ. - 2006. - С 256-257

6 Поляков, И. В. Влияние входной закрутки потока на параметры течения в кольцевом канале [Текст] / И. В Поляков, А. Е. Ремизов // Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений, тез. докл. и материалы школы-конф. - Рыбинск. РГАТА, 2006. - 4.3. - С.28-30.

7 Поляков, И. В. Влияние входной закрутки потока на аэродинамическую эффективность межтурбинных переходных каналов [Текст] / И. В. Поляков, А. Е. Ремизов, О. О. Карелин // Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений: тез. докл. и материалы школы-конф. - Рыбинск: РГАТА, 2006. -43 - С.30-33

Зав РИОМ А Салкова Подписано в печать 28 04 2007 Формат 60x84 1/16 Уч-издл 1 Тираж 100 Заказ 27

Рыбинская государственная авиационная технологическая академия им П А. Соловьева (РГАТА)

Адрес редакции 152934, г Рыбинск, ул Пушкина, 53 Отпечатано в множительной лаборатории РГАТА 152934, г Рыбинск, ул Пушкина, 53

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. ДОСТИЖЕНИЯ В РАЗВИТИИ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕЧЕНИЯ ГАЗА В

МЕЖТУРБИННЫХ ПЕРЕХОДНЫХ КАНАЛАХ ГАЗОТУРБИННЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ. Ю

1Л Основные тенденции в развитии газотурбинных двигателей по параметрам рабочего процесса и связанные с этим изменения в облике их проточной части.

1.2 Основные этапы развития и современная проблематика изучения течений в диффузорных каналах.

1.3 Формирование современных взглядов на течение газа в диффузорных каналах при наличии продольного положительного градиента давления.

ВЫВОДЫ.

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО СТЕНДА И МЕТОДИКИ ИССЛЕДОВАНИЯ.

2.1 Экспериментальный стенд для исследования аэродинамических характеристик переходных каналов.

2.2 Описание экспериментальной установки для исследования влияния входной закрутки потока на характеристики диффузорных каналов.

2.3 Измеряемые параметры и методика проведения экспериментов

2.4 Применяемые в экспериментах зонды и приемники давления.

2.5 Погрешности измерений.

2.5.1 Погрешности измерения полного напора.

2.5.2 Погрешности измерения статического давления.

2.5.3 Инструментальные и установочные погрешности.

2.6 Методика обработки результатов измерений.

ВЫВОДЫ.

ГЛАВА 3. РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСГШРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК КАНАЛОВ.

3.1 Результаты исследований профильных потерь в прямой решетке силовых стоек.

3.2 Результаты исследования аэродинамических характеристик подводящего канала.

3.3 Результаты экспериментальных продувок диффузорного канала без стоек.

3.4 Результаты продувок диффузорного канала со стойками.

3.5 Исследование особенностей течения на секторах канала, равных

90 и 180°.

ВЫВОДЫ.

ГЛАВА 4. ПРИМЕНЕНИЕ ЧИСЛЕННЫХ МЕТОДОВ ДЛЯ РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДИФФУЗОРНЫХ КАНАЛОВ.

4.1 Методы математического моделирования течения газа в каналах турбомашин.

4.1.1 Основные уравнения газовой динамики.

4.1.2 Моделирование турбулентности.

4.2 Создание и настройка математической модели экспериментальной установки для численного исследования.

4.2.1 Расчетная область и граничные условия.

4.2.2 Сеточная дискретизация.

4.2.3 Настройка математической модели по результатам экспериментальных исследований.

ВЫВОДЫ.

ГЛАВА 5. ДЕТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ТЕЧЕНИЯ В ДИФФУЗОРНЫХ КАНАЛАХ В УСЛОВИЯХ ВХОДНОЙ ЗАКРУТКИ ПОТОКА.

5.1 Программа экспериментального и численного исследования.

5.2 Измеряемые параметры и методика проведения эксперимента

5.3 Методика обработки результатов измерений.

5.4 Зависимость потерь в модельном диффузорном канале от уровня входной закрутки потока.

5.4.1 Диффузорный канал без силовых стоек (чистый канал).

5.4.2 Диффузорный канал с силовыми стойками.

5.4.3 Параметры потока в подводящем канале с закручивающим устройством.

5.5 Кинематические характеристики потока в кольцевом диффузоре

5.5.1 Диффузорный канал без силовых стоек.

5.5.2 Диффузорный канал с силовыми стойками.

5.6 Исследование состояния пограничного слоя на периферийной образующей кольцевого диффузорного канала.

5.6.1 Критерии Грушвитца и Бури отрыва пограничного слоя.

ВЫВОДЫ.

Актуальность работы. Исторически развитие газотурбинных двигателей шло по пути повышения степени сжатия и максимальной температуры рабочего тела в цикле. В последние полтора-два десятилетия эта тенденция привела к качественным изменениям в конструктивном облике газовоздушного тракта двигателя. В частности, рост плотности и энергонасыщенности рабочего тела вынуждал разработчиков двигателей максимально понижать относительные диаметральные размеры турбокомпрессора высокого давления. В то же время, необходимость обеспечения достаточно высокой массовой и газодинамической эффективности лопаточных машин каскада низкого давления требовала реализации относительно больших их диаметральных размеров. В результате в конструкции двигателя появились специальные элементы - газодинамические переходники, соединяющие проточные части каскадов высокого и низкого давления.

Опыт разработки двигателей показал существенное влияние характеристик течения и величины потерь в газодинамических переходниках на эффективность двигателя в целом. Особенно актуально задача получения низких потерь встала для межтурбинных переходных каналов, где высокая скорость газа усугубляется диффузорным режимом течения, а в большинстве случаев и наличием в проточной части канала силовых стоек. С другой стороны авиационные ГТД четвертого, и, особенно, пятого поколения имеют высокоперепадные одноступенчатые турбины, отличительной особенностью которых является невозможность получения осевого выхода потока из турбины. Таким образом, течение практически во всех межтурбинных переходных каналах происходит при наличии входной закрутки потока. В процессе доводки двигателей с межтурбинными переходниками разработчикам пришлось пойти на компромисс, то есть в ущерб эффективности турбины низкого давления по возможности пренебречь необходимостью в развитом переходнике, тем более с аэродинамическими элементами.

Однако, подобное решение носит частный характер и не всегда возможно, а следовательно, не снимает проблемы совершенствования межтурбинных переходников, поскольку их появление в конструкциях не является случайным, а отражает объективные свойства современных и перспективных газотурбинных двигателей.

В то же время уровень изученности аэродинамических свойств кольцевых диффузорных каналов остался недостаточным, несмотря на значительные усилия в этом направлении ряда отечественных и зарубежных научно-исследовательских и конструкторских организаций. В частности, на сегодняшний день достоверная информация о влиянии входной закрутки потока на газодинамическую эффективность течения в межтурбинных переходных каналах при средней и умеренной диффузорности недостаточна, а при большой диффузорности канала практически отсутствует. В связи с этим возникают значительные трудности при создании совершенных переходных каналов и определении эффективного КПД турбины на стадии ее проектирования. Поэтому исследования, посвященные выявлению влияния входной закрутки потока на характеристики течения в межтурбинных переходниках как с аэродинамическими стойками, так и без них, являются весьма актуальными.

Цель диссертационной работы. Установить влияние остаточной закрутки потока за турбиной высокого давления на аэродинамику межтурбинного переходного канала и уточнить возможные параметры учета этого влияния.

Для достижения этой цели необходимо решить задачи: - провести комплексное экспериментальное исследование характеристик кольцевых диффузорных каналов с прямолинейными образующими при различных уровнях входной закрутки потока, при наличии и отсутствии в каналах профилированных стоек;

- провести численное исследование параметров течения в канале и установить границы применимости используемых численных методов для решения поставленной задачи;

- сформулировать рекомендации по практическому применению результатов экспериментального и численного исследования для выбора параметров и проектирования, как турбины высокого давления, так и совместной работы переходного канала и турбины низкого давления ТРДД.

Направление исследований. Для достижения поставленной цели необходимо:

- установить зависимость эффективности торможения потока в диф-фузорном канале от уровня входной закрутки и определить основные кинематические характеристики течения;

- с помощью верифицированных численных методов получить более полную информацию о структуре потока в исследуемом канале;

- выявить связь кинематических параметров течения с параметрами отрыва пограничного слоя с целью прогнозирования уровня потерь в диффу-зорном канале.

Методы исследований. Для решения поставленной задачи используются теоретические методы исследований турбулентных течений, методы численного моделирования, основанные на решении осредненных по Рейнольд-су уравнений Навье-Стокса, замыкаемых к-е и 88Т моделями турбулентности, методы статистического анализа и методы экспериментального исследования параметров течения и пограничного слоя.

Достоверность и обоснованность полученных результатов

- достигается корректным применением основополагающих законов термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированного метрологического обеспечения постановки опытов, прошедшего необходимую поверку и калибровкой используемых датчиков;

- подтверждается удовлетворительным совпадением результатов численного расчета с опытными данными и результатами других исследователей, а также применением на практике.

На защиту выносятся

- экспериментально-расчетные данные о параметрах течения в кольцевом диффузорном канале при наличии входной закрутки;

- зависимость потерь кинетической энергии потока в кольцевом диффузорном канале от величины входной закрутки потока;

- модифицированный параметр Бури отрыва пограничного слоя с уточнением области его применения.

Научная новизна. Впервые для межтурбинных переходных каналов диффузорного типа выявлено влияние входной закрутки потока на характер течения и установлена количественная зависимость уменьшения окружной компоненты скорости от входной закрутки, позволившая получить взаимосвязь параметров пограничного слоя с интегральными характеристиками потока.

Практическая полезность состоит в обосновании возможности проектирования турбины высокого давления с неосевым выходом потока, что имеет важное значение для современных высокоперепадных турбин и в обоснованном задании параметров потока по высоте канала при профилировании лопаток турбины низкого давления.

Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссертационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке межтурбинных переходных каналов в конструкторском отделе Турбин в ОАО «ОМКБ» г. Омск.

Апробация работы. Основные результаты работы представлены и обсуждены на следующих конференциях и семинарах:

- всероссийская научно-техническая конференция «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды»" г. Рыбинск, 2004 г.;

- всероссийская научно-техническая конференция «Теплофизика технологических»" г. Рыбинск, 2005 г.;

- международная научно-техническая конференция «Рабочие процессы и технология двигателей» г. Казань, 2005 г.;

- международная школа-конференция молодых ученых, аспирантов и студентов им. П. А. Соловьева и В. Н. Кондратьева «Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений» г. Рыбинск, 2006 г.

Публикации. Основные материалы диссертации опубликованы в одной статье в реферируемом журнале, 6 тезисах докладов всероссийских научных конференций.

ВЫВОДЫ

1. При наличии оптимальной входной закрутки точка отрыва потока смещается вниз по течению.

2. При входной закрутке меньше оптимальной наибольший вклад в потери вносит периферийная образующая канала. Причем с ростом закрутки влияние периферийной образующей уменьшается.

3. При входной закрутке больше оптимальной основной вклад в потери вносит втулочная образующая канала, причем с ростом закрутки влияние втулочной образующей усиливается.

4. Предлагаемый модифицированный критерий Бури позволяет установить соответствие между кинематическими параметрами пограничного слоя и потерями кинетической энергии в широком диапазоне углов входной закрутки потока.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Экспериментально установлено, что при исследованной геометрической диффузорности состояние погранслоя на образующих исследуемого канала наиболее близко к безотрывному при оптимальной величине входной закрутки на уровне 8-10°. Этот факт можно объяснить стабилизирующим влиянием центробежных сил на периферийный пограничный слой.

2. Существует оптимальная величина входной закрутки потока, позволяющая получить минимум потерь в переходном канале. Незначительная входная закрутка потока, около 5-10°, приводит к уменьшению потерь кинетической энергии потока в канале, вследствие повышения устойчивости течения к отрыву на периферийной образующей поверхности канала. При этом абсолютная величина оптимальной входной закрутки потока является функцией геометрической диффузорности канала и в меньшей степени формы меридиональных образующих канала.

3. Установлено, что уменьшение окружной компоненты скорости в диффузорном канале проявляет себя по-разному во втулочных и периферийных сечениях. Наибольший вклад в раскрутку потока в диффузорном кольцевом канале вносят средние и втулочные сечения. При этом в периферийных сечениях может наблюдаться даже частичное увеличение окружной компоненты скорости потока.

4. Раскручивающая способность кольцевого диффузора в целом, выраженная в долях от входной закрутки, сохраняется постоянной при любом значении абсолютной величины входной закрутки потока.

5. Использование к-е модели турбулентности при численном решении задачи течения газа в диффузорном канале позволяет получить адекватные результаты по кинематическим параметрам потока, но не позволяет получить достоверные результаты по потерям во всем диапазоне исследованных углов входной закрутки потока.

6. Сформулирован модифицированный параметр отрыва потока, полученный из параметра Бури в результате учета радиального градиента скорости в ядре потока. Этот параметр полностью коррелирует с экспериментально установленным характером зависимости потерь в кольцевом диффузоре от величины входной закрутки потока.

1. Скибин, В. А. Перспективы авиационных двигателей в развитии транспорта и энергетики Текст. / В. А. Скибин, В. И. Солонин, М. М. Цховребов // Конверсия в машиностроении. -1999. № 2. - С. 28-35.

2. Пархомов, А. Л. Оптимизация параметров ВРД по экономичности Текст. / А. Л. Пархомов. М.: ЦИАМ, 1968. - Т 446.

3. Шляхтенко, С. М. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей Текст. / С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунов М.: Машиностроение, 1979. -431с.

4. Речкоблит, А. Я. Разработка и исследование высокоперепадных одноступенчатых турбин Текст. / А. Я. Речкоблит // Научный вклад в создание авиационных двигателей. Кн. 2. - М: Машиностроение, 2000. - С. 228-241.

5. Венедиктов, В. Д. Исследование одноступенчатой высокоперепадной турбины Текст. / В. Д. Венедиктов, В. И. Веревский // ЦИАМ 2001-2005 Основные результаты научно-технической деятельности. М.: ЦИАМ, 2005. - Т. 1. - С. 317-319.

6. Панкратова, А. Г. Исследование отсека ступень-переходный диффузор-направляющий аппарат Текст. / А. Г. Панкратова // Энергетическое машиностроение. 1984. - № 38. - С. 46-50.

7. Ласенко, К. М. Влияние меридианального раскрытия на КПД газотурбинной ступени Текст. / К. М. Ласенко, Н. В. Роскошный, К. Б. Саранцев, Б. П. Шайдак // Энергомашиностроение. -1985. № 2. - С. 4-7.

8. Гоголев, И. Г. Экспериментальное исследование двухступенчатого турбинного отсека с переходным патрубком между ступенями Текст. / И. Г. Гоголев, Р. В. Кузьмичев, А. М. Дроконов, А. А. Кочегаров // Теплоэнергетика. 1984. - № 7. - С. 62-64.

9. Агачев, Р. С. Влияние переходных патрубков на КПД турбины и удельные параметры ГТД Текст. / Р. С. Агачев, А. И. Архипов,

10. М. У. Закиров, А. Г. Вавилов // Рабочие процессы в охлаждаемых турбома-шинах газотурбинных двигателей: сб. трудов. Казань: КАИ, 1989. - С. 8084.

11. Агачев, Р. С. Исследование совместной работы турбины с диффузором Текст. / Р. С. Агачев, А. И. Архипов, А. М. Коломту, В. Т. Маханев // Охлаждаемые газовые турбины летательных аппаратов. Казань: КАИ, 1990. -С. 69-72.

12. Коломыц, А. М. Особенности рабочего процесса ступени турбины совместно с переходным устройством Текст.: автореф. дис. . канд. тех. наук 05.07.05 / А. М. Коломыц. Казанский авиационный институт. - 1991. -14 с.

13. Шерстюк, А. Н. Исследование аэродинамики переходных патрубков прямоточных ГТУ на базе турбореактивных двигателей Текст. / А. Н. Шерстюк, А. И. Соколов, В. В. Чижов, В. П. Лысенко, Г. М. Смирнов // Теплоэнергетика. 1980. - № 3. - С. 38-40.

14. Басов, В. А. Влияние входной закрутки на аэродинамические характеристики патрубков малого удлинения Текст. / В. А. Басов, В. И. Гудков, В. А. Конев // Известия вузов. Энергетика. - 1992. - № 1. - С. 108-113.

15. Gersten, Kleins Berechnung ebener Diffusoren Text. / Gersten Kleins, Herwic Heinz, Schmitz Gerhard // Z. Flugwiss und weltraumforsch. 1983. -№ 3(7). - P. 183-192.

16. Дейч, M. E. Газодинамика диффузоров и выхлопных патрубков турбомашин Текст. / М. Е. Дейч, А. Е. Зарянкин. М.: Энергия, 1970. - 384 с.

17. Амелюшкин, В. Н. Влияние закрутки потока на эффективность криволинейного диффузора Текст. / В. Н. Амелюшкин, М. П. Уманский //

18. Энергомашиностроение. -1963. -№ 12.

19. Гуревич, Д. В. Экспериментальное исследование диффузорных выпускных трактов вертолетных ТВД Текст. / Д. В. Гуревич // Силовые установки вертолетов: сб. трудов. Оборонгиз. - 1959.

20. Макдональд, А. А, Влияние закрутки потока на входе на восстановление давления в конических диффузорах Текст. / А. А. Макдональд, Р. Б. Фокс, Р. С. Дьюестайн // Ракетная техника и космонавтика. 1971. - № 10. -С. 152-157.

21. Hah, С. К. Calculation of various diffuser flows with inlet swirl and inlet dietortion effects Text. / С. K. Hah // AJAAJ. -1983. N 8(21). - P. 1127-1133.

22. Liepe, F. К. Untersuchungen über das Verhalten von Drallstrommungen in Kegeldiffusoren Text. / F. K. Liepe // Maschinenbautechnik. 1963. -N3(12). - S. 137-147.

23. Hashimoto, H. P. Vortex breakdown in swirling conical flow Text. / H. P. Hashimoto // Trans. Jap. Soc. Mech. -1974. N 337(40). - P. 2589-2596.

24. Neve, R. G. Changes in conical diffuser performance by swirl addition Text. / R. G. Neve, N. R. Wiransinghe // Aeronaut. Quart. 1978. - 29, N 3. -P.131 -143.

25. Халатов, А. А. Теория закрученных потоков Текст. /

26. A. А. Халатов; отв. ред. А. А. Фоминский. Киев: Наукова думка, 1989. -192 с.

27. Гоголев, И. Г. Исследование влияния закрутки потока на эффективность осерадиального диффузора Текст. / И. Г. Гоголев, А. М. Дроконов,

28. B. М. Сиваев // Известия вузов. Авиационная техника. 1976. - № 1. - С. 132-135.

29. Quest, J. Experimentelle Untersuchungen yon Nabendiffiisoren hinter Turbinen / J. Quest, N. Scholz // FVV-AbschluSbericht, Vorhaben Nr. 188 u. 226.

30. Sultanian, В. K. Experimental and Three-Dimensional CFD Investigation in a Gas Turbine Exhaust System. / В. K. Sultanian, S. Nagao, T. Sakamoto //

31. ASME Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. April 1999. -Vol.121. -P.364-374.

32. Thayer, E. B. Evaluation of Curved Wall Annular Diffiisers / E. B. Thayer // ASME paper No. 71-WA/FE-35.

33. Vassiliev, V. CFD Analysis of Industrial Gas Turbine Exhaust Diffiisers Text. / V. Vassiliev, S. Irmisch, S. Floijancic // ASME GT-2002-30597.

34. Vassiliev, V. Experimental and numerical investigation of the impact of swirl on the performance of industrial gas turbines exhaust diffiisers Text. / V. Vassiliev, S. Irmisch, M. Claridge, D. P. Richardson // ASME GT-2003- 38424.

35. Fleige, H.-U. Swirl and tip leakage flow interaction with struts in axial difiuser Text. / H.-U. Fleige, W. Riess, J. Seume // ASME GT-2002-30491.

36. Абрамович, Г. H. Прикладная газовая динамика Текст.: учеб. пособие для вузов / Г. Н. Абрамович. М.: Наука, 1976. - 888 с.

37. Шлихтинг, Г. Теория пограничного слоя Текст. / Г. Шлихтинг. -М.: Иностранная литература, 1956. 528 с.

38. Дейч, М.Е. Техническая газодинамика Текст. / М. Е. Дейч. М. -JL: Госэнергоиздат, 1961. - 670 с.

39. Чжен, П. Отрывные течения Текст.: в 3 Т. / П. Чжен. М.: Мир,1972.

40. Чжен, П. Управление отрывом потока Текст. / П. Чжен. М.: Мир, 1979.-552 с.

41. Зарянкин, А. Е. О механизме возникновения отрыва потока от стенок гладких каналов Текст. / А. Е. Зарянкин, В. Г. Грибин, С. С. Дмитриев // Теплофизика высоких температур. -1989. № 5(27). - С. 913-919.

42. Богомолов, Е. Н. Метод определения потерь в канале, вызванных продольным изменением кривизны стенки Текст. / Е. Н. Богомолов, Е. А. Ходак // Известия вузов. Авиационная техника. 1997. - № 3. - С. 8893.

43. Марков, Н. М. Расчет аэродинамических характеристик плоской решетки профилей осевых турбомапган Текст. / Н. М. Марков. М.: Маш-гиз, 1952.

44. Лойцянский, Л. Г. Механика жидкости и газа Текст.: учеб. для вузов./ Л. Г. Лойцянский. 7-е изд., испр. - М.: Дрофа, 2003. - 736 с.

45. Shubauer, G. В. Air flow in the boundary layer of an elliptic cylinder Text. / G. B. Shubauer//NACARept. 652. 1939.

46. Капинос, В. M. Уравнение связи между формпараметрами турбулентного пограничного слоя Текст. / В. М. Капинос, Г. Е. Загоруйко // Энергетическое машиностроение. Харьков, 1983. - № 35. - С. 33-37.

47. Бам-Зеликович, Г. М. Расчет отрыва пограничного слоя Текст. / Г. М. Бам-Зеликович // Известия АН СССР. ОТН. -1954. № 12.

48. Федяевский, К. К. К расчету турбулентного пограничного слоя с продольным градиентом давления Текст. / К. К. Федяевский, А. В. Колесников, А. Н. Смолянинова // Труды ЦАГИ, 1967. вып. 1-088.

49. Kline, S. J. Correlation of the Detachment of Two-Dimensional Turbulent Boundary Layers Text. / S. J. Юте, J. G. Bardina, R. C. Strawn // AIAA Journal, 1983, № 1(21). - P. 68-73.

50. Fox, R. W. Flow regimes in curved subsonic diffiisers Text. / R. W. Fox, S. J. Kline // ASME Paper. № 61 - WA-191. - 1961.

51. Молочников, В. M. Определение аэродинамических характеристик предотрывных диффузоров на основе обратной задачи пограничного слоя Текст. / В. М. Молочников // Инженерно-физический журнал. 1992. -№6(62).-С. 808-813.

52. Преображенский, В. П. Теплотехнические измерения и приборы

53. Текст. : учебник для вузов по специальности «Автоматизация теплоэнергетических процессов» / В. П. Преображенский. М.:Энергия, 1978. - 704 с.

54. Краснов, Н. Ф. Прикладная аэродинамика Текст. : учеб. пособие для втузов / Н. Ф. Краснов. М.: Высш. школа, 1974. - 732 с.

55. Заботин, В. Г. Теплотехнические измерения в двигателях летательных аппаратов Текст. : учеб. пособие / В. Г. Заботин, А. Н. Первышин. -Куйбышев: КуАИ, 1990. 67 с.

56. Повх, И. JL Аэродинамический эксперимент в машиностроении Текст. / И. Л. Повх. Л.: МАШГИЗ, 1959. - 396 с.

57. Андерсон, Д. Вычислительная гидромеханика и теплообмен Текст.: в 2 т. / Д. Андерсон, Дж. Таннехилл, Р. Плетчер; пер. с англ. М.: Мир, 1990.-728 с.

58. Прандтль, Л. Гидроаэромеханика Текст. / Л. Прандтль. -Ижевск: НИЦ Регулярная и хаотическая динамика, 2000. 576 с.

59. Weinerfelt, Per. Prediction of lift losses due to surface roughness by means of a 2D Navier-Stokes solver Text. / Per Weinerfelt // ICAS-2000 CONGRESS. W. C, 2000. - P 2113.1 - 2113.10.

60. CFX-TASCflow computation fluid dynamics software. Theory documentation Version 2.11. Turbulence Closure Models Text. // AEA Technology. -W. C, 2001. P. 25-73.

61. Yang, R. J. Turbine Blade Heat Transfer Prediction in Flow Transition Using k-w Two-Equation Model Text. / R. J. Yang, W. J. Luo // AIAA Paper. 1996. -N 2793. - 11 p.

62. Wilcox, D. C. Reassessment of the Scale-Determining Equation for

63. Advanced Turbulence Models Text. / D. С Wilcox // AIAA Journal. -1988.-V. 26, N11.-P. 1299-1310.

64. Yershov, S. V. Numerical simulation of 3D viscous turbomachinery flow with high-resolution ENO scheme and modern turbulence model Text. / S. V. Yershov, A. V. Rusanov // Task quarterly. 2001. - V. 5, N 4. - P. 459476.

65. Гуляев, A. H. К созданию универсальной однопараметрической модели для турбулентной вязкости Текст. / А. Н. Гуляев, В. Е. Козлов, А. Н. Секундов // Механика жидкости и газа. 1993. - № 4. - С. 61-81.

66. Barakos, G. Investigation of nonlinear eddy-viscosity turbulence models in shock/bondary-layer interaction Text. / G. Barakos, D. Drikakis // AIAA Journal. 2000. - V. 38, N 3. - P. 461^169.

67. Tsan-Hsing Shih. Turbulence model developments at ICOMP Text. / Tsan-Hsing Shih // AIAA 98-3243. Cleveland, 1998. - 15 p.

68. Hussaini, M. Y. On Large-Eddy Simulation of Compressible Flows Text. / M. Y. Hussaini // AIAA Paper. 1998. - N 2802. - 12 p.

69. Rizzetta, D. P. Direct Numerical and Large-Eddy Simulation of Supersonic Flows by a High-Order Method Text. / D. P. Rizzetta, M. R. Visbal, D. V. Gaitonde // AIAA Paper. 2000. - N 33834. - 12 p.

70. Стрелец, M. X. Применение метода моделирования отсоединенных вихрей для расчета гидродинамики и теплообмена в отрывных турбулентных потоках Текст.: в 8 т. / М. X. Стрелец, А. К. Травин, М. Л. Шур. -Санкт-Петербург, 2002. Т. 3. - С. 273-276.