автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследование влияния переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД

На правах рукописи

Гладков Юрий Игоревич

□ □348 Ю77

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ПЕРЕМЕННОЙ ПО РАДИУСУ ВХОДНОЙ ЗАКРУТКИ ПОТОКА НА ЭФФЕКТВНОСТЬ МЕЖТУРБИННЫХ ПЕРЕХОДНЫХ КАНАЛОВ ГТД

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 9 с:::

Рыбинск-2009

003481077

Работа выполнена в Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П. А. Соловьева.

Научный руководитель кандидат технических наук, доцент

Ремизов Александр Евгеньевич

Официальные оппоненты: Доктор технических наук, профессор г ; ■;"Горюнов Иван Михайлович

кандидат технических наук, доцент Нестеренко Валерий Григорьевич

Ведущая организация ОАО «Московское машинострои-

тельное предприятие им. В.В. Чернышева», г. Москва

Защита состоится //. 2009 г. в 12 часов на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 в 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 Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П. А. Соловьева

Автореферат разослан «12» октября 2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

Конюхов Б. М.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Требования уменьшения массы газотурбинного двигателя (ГТД) и повышения его экономичности приводят к необходимости

оптимизации межтурбинных переходных каналов (МПК) (рис.1) на стадии проектирования. Анализ данных о влиянии изменения коэффициентов потерь в элементах проточной части ГТД показывает, что газодинамическое совершенство МПК, а также характеристики потока, выходящего из переходника, оказывают существенное влияние на газодинамические харак-

„ , „ „ теристики турбины низкого давления и

Рис. 1. Межтурбинный переходный канал

основные эксплуатационные показатели

двигателя.

Современные авиационные ГТД имеют высокоперепадные одноступенчатые турбины, отличительной особенностью которых является невозможность получения осевого выхода потока из турбины. Таким образом, течение практически во всех МПК происходит при наличии входной закрутки потока.

Несмотря на значительные усилия ряда отечественных и зарубежных научно-исследовательских и конструкторских организаций уровень изученности МПК с закруткой газового потока на входе, остается неполным. В частности, на сегодняшний день информации о влиянии входной закрутки потока при различных способах распределения по радиусу (закрутка по высоте увеличивается, закрутка по высоте уменьшается) на уровень потерь при средней и умеренной диффузорности недостаточно, а для большой диффузорности информация практически отсутствует.

Подобная ситуация требует серьезных материальных затрат на экспериментальные исследования и доводку ГТД с МПК, и замена этих работ расчетно-аналитическими методами на стадии проектирования является весьма актуальной.

Целью работы является исследование влияния переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД.

Для достижения поставленной цели необходимо:

1 Установить зависимость характеристик потока в МПК от уровня входной закрутки;

2 Выполнить анализ структуры потока в исследуемом канале с помощью верифицированного численного метода;

3 Выявить условия, определяющие оптимальное профилирование меридиональных образующих МГПС. ■ ,, „,,

Методы исследований. Для решения поставленной задачи используются:

методы экспериментального исследования параметров течения в

каналах;

методы численного моделирования, основанные на.решении осред-ненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замыкаемых «к-Е» - моделью турбулентности;

- методы математической статистики. д

Достоверность и обоснованность результатов исследования:

достигается применением основополагающих законов термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированных средств измерения, прошедших необходимую поверку и калибровку;

подтверждается совпадением результатов численного расчета с опытными данными и результатами других исследователей.

На защиту выносятся:

результаты экспериментального исследования аэродинамических характеристик модели МПК при переменной по радиусу входной закрутке потока;........

рекомендации по профилированию меридиональных образующих МПК в условиях переменной по радиусу входной закрутки потока.

Научная новизна. Новыми научными результатами, положенными в основу предложенного методического подхода к аэродинамическому проектированию МПК, являются:

1 Экспериментально выявленная, для МПК с коническими меридиональными образующими, зависимость потерь энергии и изменения углов потока от характера распределения по радиусу входной закрутки потока. При этом показано, что при уменьшающейся по радиусу закрутке обнаруживаются минимальные потери, в то время как при увеличивающейся по радиусу закрутке наблюдается постоянный рост потерь по мере увеличения закрутки.

2 Установленная зависимость минимальных потерь, при уменьшающейся по радиусу входной закрутке потока, вызвана различным (разнонаправленным) изменением потерь во втулочной и периферийной областях МПК. Рост потерь, при увеличивающейся по радиусу входной закрутке потока, объясняется определяющим влиянием втулочных сечений МПК. В случае уменьшающейся по радиусу входной закрутки относительный вклад в общие потери втулочных и периферийных сечений зависит от величины средней по высоте закрутки, что объясняет существование минимальных потерь при закрутке 3°...8°.

3 Впервые введение в практику проектирования МПК относительного интегрального параметра пристеночной входной закрутки потока, более детально отражающего влияние пристеночного течения потока на потери при любом распределении по радиусу входной закрутки потока.

4 Установление соотношения входного и выходного радиусов сопряжения образующих канала, обеспечивающего минимальные потери энергии в канале при различном распределении по радиусу входной закрутки.

Практическая полезность. Результаты исследования положены в основу методологического подхода к проектированию МПК, отличающегося от традиционных:

в обоснованном задании при профилировании лопаток первой ступени ТНД распределения углов потока по высоте канала на выходе из МПК;

в автоматизированном выборе образующих МПК с учетом распределения закрутки потока на входе;

в рациональном выборе радиусов сопряжения меридиональных образующих проточной части, соответствующих минимальным потерям энергии в канале при различном распределении по радиусу входной закрутки.

Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссертационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке МПК в ОАО «НПО«САТУРН» г. Рыбинск.

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

Всероссийская научно-техническая конференция «Теплофизика технологических процессов» г. Рыбинск, 2005 г.;

международная научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития двигателестроения», Самара: СГАУ, 2006 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.

Всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы развития транспорта», г. Киров, 2008 г;

Всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых, аспирантов и студентов «Авиационная и ракетно-космическая техника», г. Рыбинск, 2008 г;

Публикации. Основные материалы диссертации опубликованы в 7 статьях, в том числе две в рекомендованных ВАК изданиях, двух тезисах докладов всероссийских научных конференций.

Структура и объем работы. Диссертационная работа изложена на 150 страницах и включает в себя 137 иллюстраций и 4 таблицы. Работа состоит из

введения, пяти глав, выводов и списка используемой литературы из 81 наименования.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

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

В первой главе.содержится обзор и анализ отечественной и зарубежной литературы по врпросам изучения течения в диффузорных каналах с использованием экспериментальных и численных методик, основных проблемах и достижениях в этой области.

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 потока газа.

Обоснована целесообразность применения «к-£» - модели турбулентности для замыкания системы уравнений Навье-Стокса при численном решении задач течения газа в МПК.

. .. Представленный в главе анализ материалов свидетельствует о недостаточной ясности механизма влияния входной закрутки потока на течение в МПК и указывает на необходимость изучения аэродинамических явлений в них.

Во второй главе приведены данные об установке для испытаний, использованном объекте исследования, описана методика проведения1 эксперимента и обработки опытных данных, представлено описание применяемых средств измерения 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 работы избыточное давление в ЮООПа при массовом расходе воздуха примерно в 1,5 кг/с. Такие возможности аэродинамического стенда позволяют проводить испытания каналов при максимальных скоростях газа на входе в исследуемый канал до 50 м/с, что соответствует приведенной скорости А,] = 0,14. Испытания проводились при числе Ле 3,4* 105, что соответствует области автомодельности по числу Ле, для кольцевых диффузоров и числу Ие близком для реальных МПК на расчетном режиме работы ГТД.

¿Для решения задачи исследования была спроектирована и изготовлена экспериментальная установка (рис.2), 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.

Наружная стенка исследуемого диф-фузорного канала была запрепарирована под измерение статического давления. Характеристики канала следующие: геометрическая диффузорность Р2/ Р) = 1,6 и угол раскрытия эквивалентного конического диффузора фэкв= 13,5°. 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. Перемещение датчика по входным и выходным сечениям канала при измерениях осуществлялось с помощью автоматического координатного устройства, управляемого ЭВМ. Принцип организации измерений представлен на схеме (рис.3).

Рис.2. Модель экспериментальной установки

Рис.3. Принцип организации измерений

ния:

Коэффициент потерь кинетической энергии определялся из соотноше-

О)

где ДР - разность между полными напорами на входе и выходе из канала, определенная по осредненным значениям замеренных параметров;

У1, - плотность и скорость воздуха на входе в канал соответственно.

990 985 980 975 970 965 960 955 950 I

0 5 10 15 20

Рис.4. Регистрация давления в текущей точке и доверительный интервал

Измерительный стенд был оснащен измерителями давления ДЦМ-2500ДИ, регистрирующими давление в диапазоне 0...2500 Па и измерителем давления ДДМ-0,25ДИВ, регистрирующим давление в диапазоне ±250Па. Погрешность измерителей не превышала 0,5%. На рис.5 представлен' пример изменения мгновенного значения давления в заданной точке с интервалом времени 0,5 секунды и построенная по этим данным ширийа доверительного интервала. Точность перемещения координатника составляла: Дх = Ду = ±0,5мм; Аг = 0,025мм. Для измерения угла потока на входе и выходе диффузорного канала был изготовлен цилиндрический зонд с двумя приемными отверстиями, расположенными под углом 72°. Измерение угла потока осуществлялось выравниванием измеряемого давления при повороте зонда с точностью ±0,5°.

В третьей главе дается детальное описание результатов физического эксперимента и их предварительный анализ.

Программа испытаний включала следующие этапы:

- исследование течения на выходе из подводящего канала установки при различных углах закрутки потока, с целью формирования знаний о поле параметров на входе в МПК;

- исследование течения в переходном канале с фиксированным радиусом скругления переходов от цилиндра к конусу на входе и выходе.

В таблице 1 (Вариант А) представлены геометрические характеристики исследуемого переходного канала. Для данного варианта геометрии канала был проведен ряд экспериментов с различными граничными условиями на входе: варьировался угол закрутки потока на входе в канал от 0° до 20°); менялся способ распределения закрутки потока (закрутка по радиусу увеличивалась или уменьшалась), путем замены комплекта закручивающих лопаток.

Таблица 1

Геометрические характеристики канала

Вариант Ь, мм ^втвх» ММ Опер вхэ мм Ъ„ ВЫХ! ММ Г^пср вых» ММ Яь мм 1^.2, ММ

А 50 50

В 250 100 200 190 290 50 250

С 250 50

О 250 250

Экспериментально определены величины потерь кинетической энергии в зависимости от способа распределения по радиусу закрутки и величины угла входной закрутки потока.

-зэк. увел.

На рис.5 представлено распределение коэффициента потерь кинетической энергии от величины входной закрутки потока для исследуемого диф-зак. умен, фузорного канала. При уменьшающейся по радиусу закрутке величиной 3...80, наблюдается уменьшение потерь кинетической энергии потока в канале вследствие повышения устойчивости течения к отрыву на периферийной образующей поверхности канала. Реализация случая увеличивающейся по радиусу закрутке дает монотонное увеличение потерь с увеличением угла закрутки. Кроме того, средняя величина потерь при уменьшающейся по радиусу закрутке примерно на 20 % меньше в сравнении с увеличивающейся по радиусу закруткой во всем диапазоне ее изменения.

На рисунках 6-7 представлены распределения коэффициента потерь С, по высоте канала для разных углов входной закрутки.

Рис.5. Распределение потерь на выходе из диффу' зорного канала

А 1

0,9 {

0,8 4. 0,7 0,6 0,5

0,4 ]■

0,3 +

0,2 +

0,1 I

о ■

-А-10 -#•20

0 ОД 0,2 0,3 0,4 ?

Рис.6. Распределение потерь по

относительной высоте канала. Закрутка по радиусу уменьшается.

А 1

0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,5 0.2 0,1 О

1 1 ! Г

-Н.,.......)

•"! ": Г ; ¡ИМ

ОД

0,2

0,3

0,4 {

Рис.7. Распределение потерь по относительной высоте канала. Закрутка по радиусу увеличивается.

В случае уменьшающейся по радиусу входной закрутки относительный вклад в общие потери втулочных и периферийных сечений зависит от величины средней по высоте закрутки, чем и объясняется существование минимальных потерь при закрутке 3°...8°. При увеличивающейся по радиусу входной закрутке определяющими с точки зрения потерь являются втулочные сечения.

Этим обусловлен постоянный рост потерь при увеличении входной закрутки данного типа.

На рисунках 8-9 представлена раскручивающая способность диффу-зорного канала в зависимости от уровня входной закрутки потока. Под раскручивающей способностью диффузорного канала понимается приближение выходного потока к осевому направлению, в основном проявляется в периферийной области. Причем она увеличивается с увеличением входной закрутки. Рост раскручивающей способности прекращается при входной закрутке в 15 градусов в случае уменьшающейся по радиусу входной закрутки и при 10 градусах в случае увеличивающейся по радиусу входной закрутке, т.е. при разных видах входных закрутках, по-разному работают периферийные части канала. А различия по втулке не так значительны.

Рис.8. Раскручивающая способность Рис.9. Раскручивающая способность

диффузорного канала при уменьшающейся диффузорного канала при увеличивающейся по радиусу входной закрутке по радиусу входной закрутке

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

Моделирование пространственного течения воздуха производилось на основе уравнений Навье-Стокса осредненных по Рейнольдсу. На рис.10. представлены результаты сопоставления результатов численного и экспериментального исследования с целью верификации расчета:

1) распределение относительного статического давления на периферийной образующей диффузорного канала для увеличивающейся по радиусу входной закрутке (рис. 10. а);

. 2) распределение углов входа потока по относительной высоте канала при увеличивающейся по радиусу входной закрутке(рис.10. б);

3) распределение углов выхода потока по относительной высоте канала при увеличивающейся по радиусу входной закрутке (рис.10. в).

р 1 •

0,999 п- -

I

0,998

0,997 0,996

0,995 * 0,994 ■ / 0,993 0,992 0,991 0,99

О

0,2

Л''

Г*

о)

0,6

■ 5эксп. 4 20 эксп. -»•20расч

'х

а, град

а, град

Рис. 10. Сопоставление результатов численного и эксперементального исследования.

Отмечена удовлетворительная сходимость результатов эксперимента и расчета (рис.10). Данный факт позволяет сделать вывод о правильности настройки расчетной модели и адекватности предсказания кинематических характеристик исследуемого канала. Но необходимо отметить, что расчет потерь дал существенно заниженные значения, что, по всей видимости^ объясняется особенностями перехода от расчета пристеночного слоя к расчету основного потока.

Рис.11 показывает, что сопряжение цилиндрических участков МПК с коническими следует выполнять с различной кривизной. При этом на.входе в канал, где пограничный слой еще достаточно тонкий необходимо сопряжение малым радиусом г (см. рис. 12), а на выходе из канала, где имеет ¡йесто развитый пограничный слой необходимо сопряжение большим радиусом Н.

Относительные потери кинетической энергии высчитывались по формуле:

где %6аз - потери при осевом входе без закрутки.

На данных графиках (рис.11) видно, что наибольшие относительные потери достигаются в варианте А (рис. 11 а) при постоянной закрутке для всего диапазона изменения угла потока на входе. Для варианта В при уменьшающейся по радиусу входной закрутке (рис. 11 в) для всего диапазона изменения угла потока на входе относительные потери кинетической энергии получились минимальными.

(2)

С помощью программного комплекса CFX-TASCflow был проведен аэродинамический анализ четырех конструктивных вариантов переходных каналов. Так же был проведен анализ влияния закрутки потока в входной части на потери в переходном канале. Переходные каналы отличались радиусами переходов на входе и выходе. В таблице 1 представлены геометрические характеристики вариантов моделей переходного канала.

Любой способ распределения закрутки по радиусу можно представить в виде Cu rv = const, где v равно 0,-1, 1 (рис.11 а,б,в).

В результате анализа расчетных данных была установлена зависимость соотношения входных и выходных радиусов сопряжения (рис.12) от распределения по радиусу входной закрутки и геометрических параметров канала, обеспечивающая минимальные потери. При любом распределении закрутки по радиусу.

R Ввых

(3)

Рис. 11. Относительные потери кинетической энергии в переходных каналах

а) при постоянной закрутке,

б) при Cu/r = const,

в) при Си*г = const.

В пятой главе представлен анализ 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. Переменная по радиусу входная закрутка потока приводит к изменению статического давления по радиусу канала, которое можно учесть величиной относительного градиента давления (рис.13.):

250

Рис.12. Схема канала

ДР=Д/> /ДР А; АР Л=Р ~Р ; АР а=У,АР.; (4)

■г*") прод прод атм вх' рад г 4 '

где АР - относительный градиент давления; ДРрад - радиальный градиент давления; &Р — продольный градиент давления; - атмосферное давление на выходе; Р^. - статическое давление на входе в канал; ДРг - радиальный градиент давления на входе в диффузор на )-ой высоте от втулки; р - плотность воздуха на входе в канал; Л-радиус на котором берется АР(; г-шаг на котором берется ДР,.

Также переменная по радиусу входная закрутка приводит к изменению соотношения окружной и осевой составляющих потока импульса, которые учитываются параметром закрутки Ф*. Данный параметр был использован в работах Пиралишвили Ш.А., Щукина В.К., Халатова А.А. Интегральный параметр закрутки Ф*, представляет сбой отношение окружного момента импульса к осевому импульсу в произвольном сечении в масштабе линейного размера канала Я. Интегральный параметр Ф* не однозначно характеризует особенности локальной структуры закрученного потока. Однако Ф. однозначно и объективно характеризует его интегральные свойства, он универсален и принят в качестве критерия подобия, отражающего влияние закрутки на тепло -массобмен и трение.

Интегральный параметр закрутки определяется по формуле:

Рис.13. Зависимость потерь от интегрального параметра закрутки Ф<

ф

* К

м

я

я

X

■Л'

М = 7л | рюиг^йг; К-£=2п\ рм гйг\

О

О

(5)

где М - окружная составляющая потока момента импульса, Кх - осевой поток

импульса, Я -радиус канала, г-

о,24 -т......-........._> ... текущий радиус канала, р-

плотность жидкости, V -

о 22 — ¡-—I—- / - -

окружная составляющая скоро-- - ---- . сти, и - осевая составляющая скорости.

При построении зависимости потерь по любому из этих параметров (рис. 13-14), явно видна зависимость от вида распределения входной закрутки по радиусу. Учитывая, то обстоятельство, что определяющее влияние на потери в канале оказывают пристеночные области течения, был предложен относительный параметр пристеночной закрутки потока Фст, который определяется по следующей формуле:

Рис.14. Зависимость потерь от относительного радиального градиента статического давления

Фст =

фвт+фпер

Ф* '

(6)

где Ф. - интегральный параметр закрутки; Ф^ и Фпер - это интегральные параметры закрутки, рассчитан-

' 0,4 0,35 0,3 0,25 0,2

0,15 ■+

0,1 +

I

0,05 -!■

I

О I

— Потери внезапного расширения .......

у = 52,724>с' -16,606х +1,4716 = 0,7282

« у = -1

• V = 1

« у = 0

о

Потери трения од

0,2 0,3 ф„

Рис.15. Зависимость потерь кинетической энергии потока в канале от интегрального паоаметоа закоттки потока

ные на высоте 10% от втулочного сечения и 10% от периферийного сечения. Критерий Фст рассчитывается из условия попадания ширины участка интегрирования, на котором рассчитываются Фвти Фпер, в

пределы физической толщины пограничного слоя в выходном сечении переходного канала.

Обработка экспериментальных данных подтвердила обоснованность

сформулированных утверждений и целесообразность использования критерия Фст для определения характера влияния входной зарутки на аэродинамическую эффективность переходного канала (рис. 15).

ВЫВОДЫ

1. Установлено, что характер изменения потерь энергии от величины входной закрутки потока в кольцевом диффузорном канале, зависит от ее распределения по радиусу. При уменьшающейся по радиусу входной закрутке имеют место минимальные потери, в то время как при увеличивающейся по радиусу входной закрутке потока потери энергии монотонно растут.

2. Выявлено, что наличие минимальных потерь, при уменьшающейся по радиусу входной закрутке потока, вызвано различным (разнонаправленным) изменением потерь во втулочной и периферийной областях канала. Рост потерь, при увеличивающейся по радиусу входной закрутке потока, объясняется определяющим влиянием втулочных сечений канала. В случае уменьшающейся по радиусу входной закрутки относительный вклад в общие потери втулочных и периферийных сечений зависит от величины средней по высоте закрутки, чем и объясняется существование минимальных потерь при закрутке 3°...8°.

3. При геометрической диффузорности межтурбинных переходных каналов равной 1.6 около 70% изменения величины закрутки потока в канале приходится на его периферийную область, а около 30% на втулочную область.

4. Предложен относительный интегральный параметр пристеночной входной закрутки потока, позволивший выявить зависимость потерь энергии в канале от входной закрутки потока, при любом характере ее распределения по радиусу.

5. Выявлено соотношение входного и выходного радиусов сопряжения цилиндрических и конических участков образующих межтурбинных переходных каналов, обеспечивающее минимальные потери энергии в канале при любом распределении по радиусу входной закрутки потока.

Основные материалы диссертации опубликованы в работах:

1 Гладков, Ю. И. Анализ численного исследования по определению потерь в кольцевом диффузорном канале при наличии входной закрутки [Текст] / Ю. И. Гладков, А. Е. Ремизов // Вестник машиностроения, 2008 г. - С.50 - 52

2 Гладков, Ю. И. Обзор средств измерения давления газового потока при экспериментальных исследованиях ГТД и его узлов [Текст] / М.А. Дани-люк, Ю.И. Гладков, А.Е. Ремизов // Материалы конференции молодых ученых, аспирантов и студентов. Авиационная и ракетно-космическая техника. 2008 г. -С.24

16 /

у

3 Гладков, Ю. И. Стенд для гидродинамических испытаний элементов узлов [Текст] / Ю. И. Гладков, А. Е. Ремизов // Материалы конференции. Проблемы развития транспорта. 2008 г. - С.32 - 34

4 Гладков, Ю. И. Течение закрученного потока в кольцевом диффузор-ном канале [Текст] / Ю. И. Гладков, А. Е. Ремизов // Вестник МАИ, 2009 г. -С.65-67

5 Гладков, Ю. И. Гидравлический стенд для проведения исследования диффузорных переходных каналов. [Текст] / Ю. И. Гладков, А. Е. Ремизов // Материалы конференции. Международная научно-техническая конференция 21-23 июня 2006 г.Самара. - С.36 - 38

6 Гладков, Ю. И. Физико-математическая модель движения воздуха в вихревом прямоточном термотрансформаторе и ее практическое применение. [Текст] / Ю. И. Гладков // «Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П.А. Соловьева: Сборник научных трудов», №1 - 2 (5 - 6), 2004 г. - С.55 - 60

7 Гладков, Ю. И. Оценка проникающей способности турбулентных молей на основе описания движения дискретных жидких частиц в закрученном энергоизолированном сдвиговом течении сжимаемого газа в вихревом термотрансформаторе. [Текст] / Ю. И. Гладков // Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды. Материалы V и VI Всероссийской научно-технической конференции. - С.42

Зав. РИО М. А. Салкова Подписано в печать 09.10.2009. Формат 60x84 1/16. Уч.-издл. 1. Тираж 100. Заказ 92.

Рыбинская государственная авиационная технологическая академия имени 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.

1.1 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 входной закрутки потокаю.

1.4. Оценочные параметры закрученных потоков

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.

2.6 Методика обработки результатов измерений.

ВЫВОДЫ.

ГЛАВА 3. РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК КАНАЛОВ.

3.1 Программа экспериментального исследования.

3.2 Исследования распределения угла потока в диффузорном канале.

3.3 Результаты исследования характеристик течения в диффузорном канале при разных значениях угла входной закрутки потока.

ВЫВОДЫ.

ГЛАВА 4. ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ

ЭФФЕКТИВНОСТИ ПЕРЕХОДНЫХ КАНАЛОВ.

4.1 Обзор разработанных численных методов, пригодных для решения поставленной задачи.

4.2 Реализация одного из этих методов применительно к условиям модельных переходных каналов.

4.3 Результаты численных расчетов. '

ВЫВОДЫ.

ГЛАВА 5 АНАЛИЗ ОСОБЕННОСТЕЙ ТЕЧЕНИЯ В ДИФФУЗОРНЫХ КАНАЛАХ С ПРОФИЛИРОВАННЫМИ ОБРАЗУЮЩИМИ В

УСЛОВИЯХ ВХОДНОЙ ЗАКРУТКИ ПОТОКА.

5.1 Диффузорный канал с профилированными образующими.

5.2 Определение отрывных зон.

5.3 Рекомендации по проектированию переходных каналов турбин.

ВЫВОДЫ.

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 диаметральных размеров вентилятора и турбины низкого давления. В результате в конструкции двигателя появились ' специальные элементы — газодинамические переходники, соединяющие проточные части каскадов высокого и низкого давления.

Вскоре опыт разработки двигателей показал существенное влияние характеристик течения 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 современные авиационные ГТД имеют высокоперепадные одноступенчатые турбины, отличительной особенностью которых является невозможность получения осевого выхода потока из турбины. Таким образом, практически все межтурбинные переходные каналы работают в условиях наличия входной закрутки потока газов. 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, тем самым снизив потери полного напора.

Однако, подобное решение носит частный характер и 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 однозначно достоверная информация о влиянии входной закрутки потока на газодинамическую эффективность течения в межтурбинных переходных каналах при средней и умеренной

I I диффузорности недостаточна, а при большой диффузорности канала практически отсутствует. В связи с этим возникают значительные трудности при создании достаточно 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 переходных каналах являются весьма актуальными.

Цель работы состоит в следующем:

1) Провести систематическое экспериментальное исследование кольцевых диффузорных каналов с криволинейными образующими при различных уровнях и способе распределения по радиусу входной закрутки потока.

2) Провести верификацию численного моделирования течения в межтурбинных переходных каналах по результатам экспериментальных исследований.

3) По результатам экспериментального и численного исследования разработать рекомендации по проектированию межтурбинных переходных каналов ГТД.

В основном данные, доступные из открытой печати, описывают характер течения в плоских и конических диффузорах простых конструкций. Результаты, полученные в данном исследовании не имеют аналогов среди опубликованных данных. В первую очередь это относится к фактическим данным о влиянии уровня входной закрутки потока, изменяемой в широком диапазоне на аэродинамические характеристики межтурбинных каналов. Новизна проведенных исследований заключается, как в постановке задачи, предполагающей выработку практических рекомендаций по нахождению оптимального уровня входной закрутки потока, так и в полученных результатах, которые позволили:

1 1 для межтурбинных переходных каналов с коническими меридиональными образующими выявить зависимость потерь энергии и изменения углов потока в канале от характера распределения по радиусу входной закрутки потока: при уменьшающейся по радиусу закрутке обнаруживаются минимальные потери, в то время как при увеличивающейся по радиусу закрутке наблюдается постоянный рост потерь по мере увеличения закрутки. выявить, что наличие минимальных потерь, при уменьшающейся по радиусу входной закрутке потока, вызвано различным (разнонаправленным) изменением потерь во втулочной и периферийной областях межтурбинных переходных каналов. Рост потерь, при увеличивающейся по радиусу входной закрутке потока, объясняется определяющим влиянием втулочных сечений межтурбинных переходных каналов. В случае уменьшающейся по радиусу входной закрутки относительный вклад в общие потери втулочных и периферийных сечений зависит от величины средней по высоте закрутки, чем и объясняется существование минимальных потерь при закрутке 3°.8°. ввести в рассмотрение относительный интегральный параметр пристеночной входной закрутки потока, позволяющий точнее оценить эффективность работы межтурбинного переходного канала. установить соотношение входного и выходного радиусов сопряжения образующих канала, обеспечивающее минимальные потери энергии в канале при различном распределении по радиусу входной закрутки.

Практическая значимость работы состоит в том, что на основе полученного экспериментального и аналитического материала сформулированы практические рекомендации по выбору уровня и способа распределения по радиусу входной закрутки потока с целью повышения

I I эффективности работы системы турбина высокого давления — межтурбинный переходный канал как на этапе проектирования двигателя, так и при последующей доводке его характеристик, в установлении соотношения радиусов сопряжения меридиональных образующих проточной части соответствующего минимальным потерям энергии в канале при различном распределении по радиусу входной закрутки.

ВЫВОДЫ

1. При уменьшающейся по радиусу входной закрутке наибольший вклад в потери вносит периферийная образующая канала.

2. При увеличивающейся по радиусу входной закрутке наибольший вклад в потери вносит втулочная образующая канала.

3. Отсутствие минимума потерь при увеличивающейся по радиусу входной закрутке связано с созданием заведомо высокого радиального градиента статического давления.

4. Предложен относительный интегральный параметр пристеночной входной закрутки потока, позволивший выявить зависимость потерь энергии в канале от входной закрутки потока, при любом характере ее распределения по радиусу.

5. Установлена зависимость соотношения входных и выходных радиусов сопряжения от распределения по радиусу входной закрутки и геометрических параметров канала, обеспечивающая минимальные потери. При любом распределении закрутки по радиусу.

6. При проектировании переходного канала следует стремиться к оптимальному интегральному параметру закрутки Ф* = 0,9; при этом относительный параметр Фст целесообразно иметь максимально возможным.

7. При профилировании меридиональных образующих межтурбинных переходных каналов целесообразно использовать лемнискатное проектирование, при диффузорности канала F2/Fi < 1.4; при диффузорности F2/Fi > 1.4 потери никак не зависят от способа проектирования образующих канала поэтому в целях снижения материально - временных затрат, можно пользоваться радиусным профилированием образующих.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Установлено, что характер изменения потерь энергии в межтурбинном переходном канале от величины входной закрутки потока, зависит от ее распределения по радиусу. При уменьшающейся по радиусу входной закрутке имеют место минимальные потери, в то время как при увеличивающейся по радиусу входной закрутке потока потери энергии монотонно растут.

2. Выявлено, что наличие минимальных потерь, при уменьшающейся по радиусу входной закрутке потока, вызвано различным (разнонаправленным) изменением потерь во втулочной и периферийной областях канала. Рост потерь, при увеличивающейся по радиусу входной закрутке потока, объясняется определяющим влиянием втулочных сечений канала. В случае уменьшающейся по радиусу входной закрутки относительный вклад в общие потери втулочных и периферийных сечений зависит от величины средней по высоте закрутки, чем и объясняется существование минимальных потерь при закрутке 3°. .8°.

3. Установлено, что определяющее влияние на изменение угла потока на выходе из кольцевого диффузора, при любом характере распределения входной закрутки по радиусу, оказывает периферийная часть канала в диапазоне от среднего диаметра до периферии.

4. Предложен относительный интегральный параметр пристеночной входной закрутки потока, позволивший выявить зависимость потерь энергии в канале от входной закрутки потока, при любом характере ее распределения по радиусу.

5. Выявлена закономерность изменения входного и выходного радиусов сопряжения цилиндрического и конического участков проточной части кольцевого диффузора, позволяющая спрофилировать меридиональные образующие канала при любом распределении входной закрутки по радиусу.

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. Johngton J. Н. The effect of inlet conditions on the flow in annular diffusers//Aer. Res. Council, currant papers, 1953, № 178, P. 21 30.

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

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. 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.

10. Идельчик, И. Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям Текст. / И. Е. Идельчик. М.Машиностроение, 1975 - 560 с.

11. Шерстюк, А. Н. Исследование аэродинамики переходных патрубков прямоточных ГТУ на базе турбореактивных двигателей Текст. /

12. A. Н. Шерстюк, А. И. Соколов, В. В. Чижов, В. П. Лысенко, Г. М. Смирнов // Теплоэнергетика. 1980. - № 3. - С. 38-40.

13. Басов, В. А. Влияние входной закрутки на аэродинамические характеристики патрубков малого удлинения Текст. / В. А. Басов,

14. B. 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 // Энергомашиностроение. 1963. — № 12. - С. 24—28.

18. Гуревич, Д. В. Экспериментальное исследование диффузорных выпускных трактов вертолетных ТВД Текст. / Д. В. Гуревич // Силовые установки вертолетов: сб. трудов. Оборонгиз. — 1959. - С. 56-62.

19. 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.

20. 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. 11271133.

21. Liepe, F. K. Untersuchungen uber das Verhalten von Drallstrommungen in Kegeldiffusoren Text. / F. K. Liepe // Maschinenbautechnik. 1963. - N 3(12). - S. 137 - 147.

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

23. 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.

24. Халатов, А. А. Теория закрученных потоков Текст. / А. А. Халатов; отв. ред. А. А. Фоминский. Киев: Наукова думка, 1989. -192 с.

25. Гоголев, И. Г. Исследование влияния закрутки потока на эффективность осерадиального диффузора Текст. / И. Г. Гоголев, А. М. Дроконов, В. М. Сиваев // Известия вузов. Авиационная техника. -1976.-№ 1.-С. 132-135.

26. Quest, J. Experimcntelle Untersuchungen yon Nabendiffusoren hinter Turbinen / J. Quest, N. Scholz // FVV-AbschluSbericht, Vorhaben Nr. 188 u. 226.

27. Sultanian, В. K. Experimental and Three-Dimensional CFD Investigation in a Gas Turbine Exhaust System. / В. K. Sultanian, S. Nagao, T. Sakamoto // ASME Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. April 1999. - Vol.121. - P.364-374.

28. Thayer, E. B. Evaluation of Curved Wall Annular Diffusers / E. B. Thayer // ASME paper No. 7 I-WA/FE-35.

29. Vassiliev, V. CFD Analysis of Industrial Gas Turbine Exhaust Diffusers Text. / V. Vassiliev, S. Irmisch, S. Florjancic // ASME GT-2002-30597.

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

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

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

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

34. Дейч, М.Е. Техническая газодинамика Текст. / М. Е. Дейч. М. -Д.: Госэнергоиздат, 1961. - 670 с.

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

36. Чжен, П. Управление отрывом потока Текст. / П. Чжен. М.:1. Мир, 1979. 552 с.

37. 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.

38. 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.

39. Марков, Н. М. Расчет аэродинамических характеристик плоской решетки профилей осевых турбомашин Текст. / Н. М. Марков. М.: Машгиз, 1952.

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

41. Shubauer, G. В. Air flow in Ihe boundary layer of an elliptic cylinder Text. / G. B. Shubauer // NACA Rept. 652. 1939. - 32 p.

42. 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.

43. Бам-Зеликович, Г. М. Расчет отрыва пограничного слоя Текст. / Г. М. Бам-Зеликович // Известия АН СССР. ОТН. 1954. - № 12. - С. 44-50.

44. 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. -С. 36-45.

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

46. Fox, R. W. Flow regimes in curved subsonic diffusers Text. /

47. R. W. Fox, S. J. Kline // ASME Paper. № 61 - WA-191. - 1961. - P.28-36

48. 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.

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

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

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

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

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

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

55. Weinerfelt, Per. Prediction of lift losses due to surface roughness by means of a 2D Navier-Stokes solver Text. / Per Weinerfelt // ICAS-2000

56. CONGRESS. W. С, 2000. - P 2113.1 - 2113.10.

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

58. 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. - № 2793. - 11 p.

59. Wilcox, D. C. Reassessment of the Scale-Determining Equation for Advanced Turbulence Models Text. / D. С Wilcox // AIAA Journal. -1988. -V. 26, N11. P. 1299-1310.

60. 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.

61. 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.

62. 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.

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

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

65. 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.

66. 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.

67. Пономарев, Н. В. Улучшение газодинамических характеристик входных и выходных устройств промышленных газотурбинных установок Текст. / Н. В. Пономарев // Газотурбинные технологии. 2000. — № 3. — С. 16-19.

68. Богомолов, Е. Н. Исследование особенностей течения газа в межтурбинном переходнике газотурбинного двигателя Текст. / Е. Н. Богомолов, М. Н. Буров, А. Е. Ремизов // Известия вузов. Авиационная техника. 1995. - № 4. - С. 84-87.

69. Богомолов, Е. Н. Об особенностях профилирования межтурбинных переходников Текст. / Е. Н. Богомолов // Известия вузов. Авиационная техника. 1996. - № 3. - С. 72-77.

70. Щукин, В. К. Теплообмен, массобмен и гидродинамика закрученных потоков в осесимметричных каналах Текст. / В. К. Щукин, А. А. Халатов. М.: Машиностроение, 1982, - 200 с.

71. Ледовская, Н. Н. Управление отрывом потока в диффузорных каналах. Экспериментальное исследование Текст. : дис. канд. тех. наук: 01.02.05. / Ледовская Наталия Николаевна Москва ЦИАМ им. П.И.Баранова -2004- 187 с.

72. Благов Э. Е. Предельный максимальный коэффициент расхода сужающих устройств гидросистем Текст. / Э. Е. Благов // Наука и конструирование №47 М.: 2007 - С. 57-63.

73. Буров М. Н. Экспериментальное исследование межтурбинных переходных каналов с целью совершенствования формы их меридиональных обводов. Текст. / дис. канд. тех. наук: 05.07.05. / М. Н. Буров Рыбинск РГАТА им. П. А. Соловьева - 1998 - 212 с.

74. Богомолов, Е. Н. Исследование аэродинамики диффузорных течений применительно к задачам проектирования межтурбинных переходников. Текст. / Е. Н. Богомолов // Сборник научных трудов. Вестник РГАТА им. П.А. Соловьева. Рыбинск, 2007. - № 2 (12). - С. 3-30.

75. Пиралишвили, Ш. А. Вихревой эффект. Эксперимент, теория, технические решения Текст. / Ш. А. Пиралишвили, В. М. Поляев, М. Н.

76. Сергеев // Под ред. А. И. Леонтьева. — М.: УНПЦ «Энергомаш», 2000. -412с.

77. Мигай, В.К. Проектирование и расчет выходных диффузоров турбомашин Текст. / В. К. Мигай, Э. И. Гудков. Л.: Машиностроение, 1981. - 272 с.

78. Первый заместитель Генеральногоконструктора главный конструктор * jsначальник ОКБ-1, к.т.н. Матвеенко Г.П.y>/fL JL 2009г.

79. Заместитель Генерального конструктора

80. Главный конструктор по ГТД Земсков А.С.» ^c^t^-2009г.

81. Начальник КО турбин, к.т.н. —-"Пиотух С.М.2009г.

82. Начальник бригады КО турбин Симонов И.А.<? » 2009г.