автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Метод аэродинамической оптимизации ступенчатой выходной кромки охлаждаемых лопаток газовых турбин

На правах рукописи

Тихомирова Надежда Владимировна

*

МЕТОД АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ОПТИМИЗАЦИИ СТУПЕНЧАТОЙ ВЫХОДНОЙ КРОМКИ ОХЛАЖДАЕМЫХ ЛОПАТОК ГАЗОВЫХ ТУРБИН

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Рыбинск-2005

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

Научный руководитель

доктор технических наук, профессор Богомолов Евгений Николаевич

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Горюнов Лев Васильевич

кандидат технических наук, доцент Александренков Владислав Петрович

Ведущая организация

ОАО «Пермский моторный завод»

Защита состоится 30 ноября 2005 г. в Ю00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 при Рыбинской государственной авиационной технологической академии им. П.А. Соловьева по адресу 152934, Рыбинск, ул. Пушкина, 53, ауд. 237

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Рыбинской государственной авиационной технологической академии им. П.А. Соловьева

Автореферат разослан «///» 2005 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

Конюхов Б.М.

МЪЗб 3

Общая характеристика работы

Актуальность темы

По мере совершенствования газотурбинной техники возможности дальнейшего повышения коэффициента полезного действия турбйны сужаются. Поэтому в указанных целях приходится использовать практически любые мероприятия, обещающие получение положительного эффекта даже в весьма ограниченном масштабе. Такого рода мероприятием является применение ступенчатой выходной кромки турбинных лопаток, что обеспечивает снижение кромочных потерь в турбинной решетке за счет уменьшения диссипации энергии в процессе внезапного расширения потока, имеющей место при обтекании выходной кромки.

Цель работы

Разработка метода аэродинамической оптимизации ступенчатой выходной кромки охлаждаемых лопаток газовых турбин с целью повышения эффективности решетки на основе теоретического и экспериментального исследования течения с внезапным расширением с выдувом охладителя.

Задачи работы

1. Провести теоретический анализ течения с внезапным расширением применительно к ступенчатой выходной кромке с выдувом.

2. Провести экспериментальное исследование течения с внезапным расширением с выдувом охлаждающего воздуха применительно к ступенчатой выходной кромке турбинной лопатки.

3. Провести методическое обобщение результатов экспериментально-теоретических исследований для инженерных расчетов при проектировании турбинных лопаток со ступенчатой выходной кромкой.

Научная новизна работы

- Исследовано внезапное двухступенчатое расширение применительно к ступенчатой выходной кромке охлаждаемой турбинной лопатки.

- На основе экспериментальных данных получено полуэмпирическое выражение для определения оптимального с точки зрения потерь расстояния между ступенями в системе внезапного двухступенчатого расширения при наличии выдува охладителя.

- Получены экспериментальные данные о влиянии выдува в ступенчатую выходную кромку на вторичные течения в решетке.

- Разработана методика определения оптимальных геометрических размеров ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки с выдувом

охладителя.

РОС. НАЦИОНАЛЬНАЯ } БИБЛИОТЕКА С.Петсрб

од мг^ ^

ЮТЕКА I

Автор защищает

- результаты экспериментального исследования течения с внезапным расширением применительно к турбинной решетке со ступенчатой выходной кромкой при наличии выдува;

- результаты экспериментально-теоретического определения влияния разряжения в области среза обратного выступа на потери энергии при внезапном расширении;

- результаты исследования влияния выдува на вторичные течения в решетке со ступенчатой выходной кромкой;

- расчетный метод определения потерь на ступенчатой выходной кромке турбинной лопатки с выдувом охладителя.

Апробация работы

Материалы диссертационной работы докладывались и обсуждались в Рыбинской государственной авиационной технологической академии им. П.А. Соловьева на кафедре «Авиационные двигатели», на Международной молодежной научной конференции «XXIX Гагаринские чтения» (г. Москва, 2003г.), на XIV Школе-семинаре молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А.И.Леонтьева (г.Рыбинск, 2003г.), на Международной молодежной научной конференции «XXX Гагаринские чтения» (г. Москва, 2004г.), на VI Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды» (г. Рыбинск, 2004 г.), на Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика технологических процессов» (г.Рыбинск, 2005 г.), на XV Школе-семинаре молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А.И.Леонтьева (г.Калуга, 2005г.).

Личный вклад автора заключается в

- теоретическом анализе течения с внезапным расширением применительно к ступенчатой выходной кромке с выдувом;

- получении экспериментальных данных и их обработке;

- анализе полученных результатов;

- получении выражения для определения оптимального расстояния между ступенями в системе внезапного двухступенчатого расширения при наличии выдува охладителя;

- расчетном анализе особенностей двухступенчатого внезапного расширения в решетке.

Структура и объем работы

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников (83 наименования), приложения. Работа содержит 115 страниц, 11 таблиц, 58 рисунков.

Содержание работы

Во введении обоснована актуальность темы работы и перечислены ее основные положения.

В первой главе представлен обзор научной литературы по теме диссертации, а также определены цели и задачи исследования. Показано состояние проблемы в настоящее время.

Из анализа рассмотренных работ следует, что ступенчатое расширение обеспечивает высокую эффективность аэродинамических устройств с торможением потока, однако данные об оптимальных длинновых размерах элементов расширения весьма ограничены. Задача аэродинамической оптимизации ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки без выдува охладителя решается в работах Е.Н.Богомолова, А.А.Данилюка и В.В.Вяткова, где доказано, что существуют оптимальные с точки зрения потерь геометрические размеры ступенчатой выходной кромки. Однако в изученной литературе отсутствует информация об особенностях внезапного расширения с выдувом, что характерно для охлаждаемых турбинных лопаток. Не исследовано влияние выдува на корытце в области выходной кромки на вторичные течения в решетках.

Во второй главе представлен теоретический анализ течения с внезапным расширением применительно к ступенчатой выходной кромке турбинной лопатки с выдувом охладителя.

На основе уравнения импульсов для потока, расширяющегося от сечения с площадью Бо до сечения с площадью при наличии вдува охладителя через торец ступеньки под углом ав к направлению основного потока (рисунок 1) с учетом уравнения расхода получена формула для коэффициента потерь полного давления в первой ступени расширения

(т=м0(1+оу

г г? л2 £о

F^J

—(2А/, -ЛГ)-2^М0(1+сИсо*О, (1) Р\ % М0

где р - плотность жидкости; р - давление; - скорость в потоках, причем индекс «в» указывает на параметры вдуваемого потока; М - коэффициент Буссинеска; Л^- коэффициент Кориолиса,

V»

а - угол вдува охлаждающего воздуха; О = Св/- относительный расход охлаждающего воздуха. Индекс О указывает сечение перед ступенькой (минимальное), 1 - за ступенькой. Рисунок 1 - Схема течения Ввиду малых

значений Сг, реализуемых в турбинных решетках, будем полагать р0/р, = 1. Для равномерных потоков (М=Ы=1) согласно формуле (1) можно записать

/ / // '/////

или

<01 =

\2

1-

1 /

— Р Ш 2 + 0 -2——со$ав

(2)

— Л

3

(3)

Выражение (2) показывает, что при расчете суммарных потерь на внезапное расширение с выдувом применимы принципы суперпозиции: первое слагаемое соответствует чистому внезапному расширению, т.е. расширению в отсутствие вдува, второе - дополнительные потери, обусловленные вдувом, которые обращаются в нуль при С? = 0. Однако, второе слагаемое в выражении (2) нельзя считать строго выражающим потери на смешение, поскольку оно не обращается в нуль при созав=1, когда влияние потоков не вызывает процесса перемешивания ввиду идентичности их кинематических параметров. Строго выражает потери смешения второе слагаемое выражения (3). Но согласно первому слагаемому этого выражения потери на внезапное расширение при вдуве снижаются в связи с тем, что степень расширения уменьшается вследствие определенного заполнения области за ступенькой вдуваемым потоком.

Если к коэффициенту потерь , определяемому выражением (1), прибавить коэффициент потерь на внезапное расширение во второй

ступеньке

рЖ/2

(4)

где в соответствии с (1) при G = О

Р\*~Рг *

лХ/2

= jV, -2—М, +

(2M2-N2\ (5)

то с учетом уравнения расхода получим выражение для коэффициента суммарных потерь при двухступенчатом внезапном расширении в виде

£ох ~

W 2 / F

°/2

. + (i + <r(F°

(2М, -JV,)-

(6)

_ ^ ^

20 +

** 1 "о

JV,

+ I J-I (2 M2-N2)

Для определения оптимального (в отношении потерь полного напора) отношения F0/Fx рассмотрено условие d£z/d(FQ/F]) = 0.

Дифференцирование (6) при G = const, F0/F2 = const, дает

Mo

-Mi

+ (l + G)2 —+ G ——cosar,

1 у

2(1+ G)2

(7)

(Fo/Fi)3KCip

Графически формула (7) в предположении М^Мо изображена на рисунке 2, из которого следует, что увеличение относительного расхода вдуваемой массы вызывает необходимость углубления ступеньки.

Рисунок 2 - Оптимальное отношение площадей в первой ступени внезапного расширения с вдувом

Оптимальное значение глубины уступа Ь] (рисунок 3), в котором располагается щель для выпуска охладителя при заданных исходных значениях горла решетки аг и общей толщины выходной

Рисунок 3 - Схема выходной части решетки

кромки dup будет определяться по формуле (8)

■Чф

К.

Va г)

2(l + G)2

i+(I+G)2

1

- + G

--1

(8)

Wn

-cosa.

Коэффициент потерь в долях от скоростного напора в горле решетки будет определяться формулой

Се =1~

1+ А, /аг

s

1

■ (i + gJ

i

1 + hjarj

-2-

W.

l + hjar W,

-cosa. +

1-

[1 + hjarj В третьей главе

1 + hjar

_приводятся внезапным

(9)

результаты экспериментального расширением применительно к

отверстия для слияя штуцер подяод* пограничного слоя яоздуха

г

JLJL

Й

исследования течения с турбинной решетке профилей со ступенчатой выходной кромкой при наличии вдува.

В первой части исследования измерения проводились на модели ступенчатой выходной кромки с выдувом охладителя, схема

которой представлена на рисунке 4.

При продувке число Рейнольдса по гидравлическому диаметру и параметрам потока в узком сечении канала

поддерживалось

,5

Рисунок 4 - Схема экспериментальной установки

на уровне 2,7103.

Длина зоны выравнивания в первой ступени расширения и в процессе продувки могла изменяться от /] = 0 до /|тах=0,067 м, длина зоны выравнивания второй ступени сохранялась постоянной и равной /2=0,04 м.

Геометрические размеры ступенек и щелей для выдува воздуха представлены в таблице 1.

Таблица 1 - Геометрические размеры ступенек и щелей для выдува воздуха.

<1ьм а2,м ширина щели 8„, м высота щели, м Ш

0,014 0,06 0,011 0,03 1,04

0,01 0,01 0,007 0,045 1,111

Опыты проводились при с!2;=<11+<12=0,02 м для двух значений высоты ступеньки с1|, двух значений ширины щели вдува 8В (при а„=0), двух значений высоты щели выдува и двух уровней значений относительного

расхода вдуваемого воздуха С?. Величина 1\/с1х варьировалась в пределах от ноля до четырех. При этом высота подъема ¡струи определялась изменением положения щели относительно торцевой стенки уступа от Ь=0 до 11 = 0,008 м (рисунок 5).

Полученные результаты представлены на рисунках 6,7.

0,035 0,03 0,025 0,02 0,015

0 0.5 1 1,5 2 2,5 3 3.5 4 /,/(}

■ - а,=0,014 м; ё2=0,006 м; И,=0,006 м; 8„=0,006 м;С =0,0147

♦ - с!,=0,014 м; (¡2=0,006 м; Ь]=0,006 м; 8В=0,006 м;(7 =0,0123 ▲ - а,=0,014 м; <12=0,006 м; Ь,=0,008 м; 8„=0,004 м в =0,0108; х - <1,= с12=0,01 м; Ь,=0; 8В=0,007 м^ в =0,0076;

* - (1,=0,014 м; (12=0,006 м; Ь,=0; 8В=0,011 м;(^=0,011;

• - <11=0,014 м; а2=0,006 м; Ь,=0; 8В=0,011 м; в =0,0197

Рисунок 6 - Влияние вдува на коэффициент потерь

-с:

Со

Рисунок 5 - Схема расположения щели для выдува воздуха

Согласно рисунку 6 оптимальная (в отношении потерь) величина отношения 11/с11 значительно больше таковой при отсутствии канала вдува.

Из рисунков 6, 7 следует, что изменяется с изменением отно-

сительной высоты щели выдува /с1[, но практически не зависит от относительного расхода вдуваемой массы (и коэффициента вдува т = ).

Полученный результат позволяет сделать вывод, что оптимальное значение отношения /, /г/, физически определяется не степенью выравнивания потока за ступенькой внезапного расширения, а интенсивностью возвратного течения во впадине канала, поскольку согласно известным экспериментальным данным процесс заполнения впадины

Обозначения соответствуют рисунку 6. Рисунок 7 - Оптимальная геометрия уступа

заканчивается на значительном расстоянии от ступеньки (более ЮёО, а возвратная струйка может сформироваться на расстоянии на порядок меньше указанного.

На этом основании можно предположить, что значение при вдуве будет изменяться приблизительно обратно пропорционально величине 1 - , т.е. согласно выражению

(Ю)

1-СЛ/а1

где (/¡/с/,)0=О,8 - оптимальное значение при отсутствии вдува; С -эмпирический коэффициент. Согласно данным рисунка 7 можно принять С=0,6.

Из соотношения (10) следует, что оптимальное значение 1\!й\ при наличии вдува (при определенном ненулевом расходе в ) не зависит от параметров вдуваемого потока. Этот результат можно объяснить тем, что в отношении возникновения возвратной струйки основным является пространственный фактор (при вдуве часть впадины заполняется вдуваемой массой), а не соотношением скоростей в ядрах взаимодействующих потоков,

так как контакт этих потоков реализуется путем контакта пограничных слоев, где скорость всегда мала.

Во второй части исследования проводились продувки плоских сопловых решеток. Схема экспериментальной установки представлена на рисунке 8.

В опытах реализовано два типа конструкции выходной кромки (рисунок 9): 1) бесступенчатая с толщиной на срезе ¿£=<12=0,0048 м; 2) ступенчатая с толщиной на срезе ¿2=0,0023 м и высотой ступеньки с1|=0027 м, т.е. <11=0,005м причем в исследуемом случае выполнено /|/<з?]=0,85. Высота щели выдува в том и в другом случае равнялась 8„=0,002 м.

1 - корпус; 2 - лопатки; профилированные боковые стенки; 4 -металлическая подложка; 5 - отверстия для слива пограничного слоя Рисунок 8 - Схема плоской сопловой решетки

1 2 Рисунок 9 - Схемы выходных кромок лопаток. Геометрические параметры решеток следующие: шаг г = 0,102 м; хорда профиля Ь = 0,165м; ширина горла аг = 0,028 м; высота решетки Ьр = 70 мм; диаметр входной кромки ф = 25 мм; угол входа в решетку = 90°;

эффективный угол выхода Р2р = акат — = 16,14 ; угол установки профиля

7

у = 40 ; конструктивный угол выхода: Р2л = 20,5°

Из анализа рассмотренных работ следует, что величина разрежения за выходными кромками лопаток оказывает значительное влияние на

кромочные потери в решетке, поэтому для более точной оценки потерь на лопатках со ступенчатой выходной кромкой необходимо учитывать разрежение в уступе на корытце.

С учетом относительного избыточного давления на срезе уступа формула для расчета потерь при внезапном расширении с вдувом имеет вид:

г Ро *~Р\ * _ д-

п

+2^ А

. "Ь,

(И)

Л- Ру~Р' где Ар, = 2

- относительное избыточное давление на срезе уступа; р! -

0,05

0,1

давление в потоке; - скорость потока; ру - измеренное давление в уступе.

Было выполнено экспериментальное исследование кромочного давления на модели ступенчатой выходной кромки (рисунок 4). Измерялось кромочное давление в уступе под струей выдуваемого воздуха для пяти различных значений относительного расхода охлаждающего воздуха С от 0 до 13,4%. Опыты проводились при <1|= 0,014 м, с12=0,006 м, отношение изменялось в пределах от 0 до 2,6. Определяющие относительные площади составляли /У-Р, =0,898; ^/г0=0,0484. Результаты исследования приведены на рисунке 10.

Результаты расчета по формуле (11) и данным рисунка 10 представлены в таблице 2, где

увеличение коэффициента потерь за счет разрежения. Причем коэффициент потерь на внезапное расширение без вдува при Др>= 0 определяется по формуле:

Д<ГИ =(1-ВД)2=0,0103

-0,01 -0,03

I

-0,05 --0,07 , -0,09 -0, -0,13 -I

4Ру :

X 1

X *

♦

0.09 1

0,11 Т

-/,/<*,-О; ■ - /,/¿,=0,78: А - /,/¿,=1,6; Х - /,/(/,=2,5 Рисунок 10 - Коэффициент давления на срезе уступа

Таблица 2 - Коэффициенты потерь.

0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,10

Ьру -0,093 -0,08 -0,075 -0,065 -0,062 -0,05

^р 0,0094 0,0081 0,0076 0,0066 0,0063 0,0051

¿Ген 0,0197 0,036 0,0243 -0,017 -0,0867 0,0238

£о1др=о 0,0103 0,028 0,0167 -0,0236 -0,093 -0,191

Результаты продувок решеток в виде зависимости среднемассового коэффициента профильных потерь от относительного расхода вдуваемого воздуха представлены на рисунке 11, из которого следует, что переход к ступенчатой выходной кромке сопровождается существенным снижением потерь в решетке.

На рисунке 11

i

представлены также

результаты пересчета коэффициента потерь на основании формулы (6) с учетом влияния разрежения за уступом и за выходной кромкой лопатки. Как видно из рисунка 11 результаты расчета достаточно хорошо согласуются с экспериментальными данными. Таким образом, величина снижения потерь Д^от применения ступенчатой выходной кромки может быть достаточно ■I- точно оценена расчетным путем.

В четвертой главе приведены результаты дополнительного экспериментального исследования аэродинамических свойств турбинных решеток со ступенчатой выходной кромкой.

Было проведено экспериментальное исследование особенностей вторичных течений в решетке со ступенчатой выходной кромкой при вдуве.

Осуществлялась продувка сопловой решетки, имеющей следующие параметры: шаг 1=0,102 м, ширина горла ао=0,028 м, хорда лопаток

ОСЙГ,-

0,062 -

0,058

0,054

0,05

X X

X

X

!

X |

I

О 2 4 6 8 10

в 103

о - выходная кромка без уступа; • - выходная кромка с уступом; х -пересчет на ступенчатую выходную кромку Рисунок 11 - Влияние вдува на коэффициент потерь в решетке

Ь=0,165 м, высота рабочей части составляла 11=0,06 м. Геометрия ступенчатой выходной кромки была близка к оптимальной. Толщина кромки на срезе <12=0,0023 м, высота ступеньки «11=0,0027 м, т.е. <12=0,005 м, причем 1[/с11=0,85, высота щели выдува 8„=0,002 м. Число Рейнольдса поддерживалось на уровне 3-Ю5.

В ходе эксперимента было измерено поле скоростей за решеткой, по результатам был вычислен коэффициент потерь. Продувки проводились при отсутствии выдува и относительных расходах охлаждающего воздуха 0,4% и 0,8%. Полученное в результате эксперимента распределение коэффициента потерь по высоте решетки представлено на рисунке 12.

Наблюдается отличие значений коэффициента потерь при выдуве и без выдува вблизи торцевых поверхностей решетки, причем с увеличением относительного расхода вдуваемого воздуха потери снижаются.

Была проведена оценка эффективности завесного охлаждения ступенчатой

11, мм

■без выдува

~выдув с относительным расходом0,8% -выдув с относительным расходом!) 4%

Рисунок 12 - Распределение коэффициента потерь по высоте решетки

выходной кромки. При этом она рассматривалась как стержень в виде пластины, омываемой с двух сторон газом с заданными параметрами. Так как оптимальная с точки зрения потерь выходная кромка оказывается достаточно короткой, достигается более низкий, чем на лопатках существующих двигателей, уровень температуры на ее торце. Таким образом, переход к оптимальной геометрии ступенчатой выходной кромки будет выгодным и для обеспечения ее лучшего охлаждения.

Выводы по работе

1. Полуэмпирическая формула, полученная на основании результатов экспериментальных и теоретических исследований двухступенчатого внезапного расширения с вдувом, проведенных на модели ступенчатой выходной кромки и на решетке турбинных лопаток, позволяет определять оптимальное расстояние между ступенями внезапного расширения, обеспечивающее наименьший уровень потерь.

2. Разработанный метод оценки потерь на ступенчатой выходной кромке охлаждаемых лопаток газовых турбин дает возможность расчётным путем получать результаты, которые хорошо согласуются с экспериментальными данными.

3. Экспериментально обнаружено, что с увеличением до 0,8 % относительного расхода воздуха, выдуваемого в щель, расположенную в уступе на корыте вблизи выходной кромки лопатки, вторичные потери в канале снижаются.

4. Реализация оптимальных с точки зрения потерь геометрических размеров ступенчатой выходной кромки обеспечит, как показал расчетный анализ эффективности охлаждения, более низкий уровень температуры ее торца, чем на лопатках существующих газотурбинных двигателей.

Публикации по теме диссертационной работы

По теме диссертации опубликовано 9 печатных работ, в том числе 3 статьи и 6 тезисов докладов.

1. Тихомирова, Н.В. Оптимизация оребрения охлаждаемой лопатки первой ступени турбины [Текст] // Сборник трудов молодых ученых. -Рыбинск: РГАТА, 2001. - С. 89-92.

2. Тихомирова, Н.В. Исследование потерь в ступенчатом канйге с выдувом применительно к выходным кромкам турбинных лопаток [Текст] // XXVIII Гагаринские чтения: тез. докл. Международной молодежной научной конференции: в 4 ч. - М.: Изд-во МАТИ, 2002. - 4.2. - С.41.

3. Тихомирова, Н.В. Экспериментальное исследование влияния вдува охладителя на оптимальные размеры ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки. [Текст] / Н.В. Тихомирова, В.В. Вятков // XXIX Гагаринские чтения: тез. докл. Международной молодежной научной конференции: в 5 ч - М.: Изд-во МАТИ, 2003. - 4.4. - С.53

4. Богомолов, E.H. Влияния положения струи охладителя на оптимальные размеры ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки. [Текст] / E.H. Богомолов, В.В. Вятков, Н.В. Тихомирова // Проблемы газодинамики и тепломассообмена в энергетических установках: труды XIV Школы-семинара молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А.И.Леонтьева: в 2-х т.- М.: Изд-во МЭИ, 2003. - Т.2. - С. 3941.

5. Богомолов, E.H. Аэродинамичская оптимизация ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки с выдувом охладителя. [Текст] /

bls/)%9t

2006-4

i6

17396

E.H. Богомолов, B.B. Вятков, H.B. Тихомирова // Изв. вузов. Авиационная техника. - Казань: Изд-во КГТУ, 2004, № 1, - С.17-20.

6. Тихомирова, Н.В. Некоторые вопросы аэродинамической оптимизации ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки. [Текст] // XXX Гагаринские чтения: тез. докл. Международной молодежной научной конференции: в 5 ч - М.: Изд-во МАТИ, 2004. - ч.4 - С. 84-85.

7. Богомолов, E.H. Экспериментальное исследование влияния выдува воздуха в щель ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки на вторичные течения / E.H. Богомолов, В.В. Вятков, Н.В. Тихомирова И Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды: Материалы V и VI Всероссийских научно-технических конференций; под ред.

Ш.А. Пиралишвили. - Рыбинск: РГАТА, 2004. - С. 203-204.

8. Богомолов, E.H. Исследование влияния выдува охлаждающего воздуха в ступенчатую выходную кромку турбинной лопатки на интенсивность вторичных течений. [Текст] / E.H. Богомолов, В.В. Вятков, Н.В. Тихомирова // XII Всероссийская межвузовская научно-техническая конференция «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели»: тез. докл. - М.: Печатный салон «Федотов и Ко», 2004. - С.125-126.

9. Богомолов, E.H. Об эффекте разрежения за уступом ступенчатой выходной кромки охлаждаемой турбинной лопатки. [Текст] / E.H. Богомолов, В.В. Вятков, Н.В. Тихомирова // Проблемы газодинамики и тепломассообмена в энергетических установках: труды XV Школы-семинара молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А.И.Леонтьева: в 2-х т.- М.: Изд-во МЭИ, 2005. - Т.2. - С. 16-17.

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

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

Зав. РИО М.А. Салкова Подписано в печать 27.10.2005 г. Формат 60x84 1/16. Уч.-изд.л. 1,0. Тираж 100. Заказ 139.

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

1 АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ.

1.1 Особенности течения при обтекании уступа. Ступенчатый диффузор.

1.2 Использование ступенчатой выходной кромки в охлаждаемых турбинных лопатках.

1.2.1 Влияние формы профиля и места расположения щелей на коэффициент скорости решетки.

1.2.2 Оценка дополнительных потерь при выпуске воздуха на корытце.

1.2.3 Влияние кромочного разрежения на потери в решетке.

1.2.4 Влияние выдува охладителя в проточную часть на интенсивность вторичных течений в решетке.

1.2.5 Завесный эффект и тепловое состояние выходной кромки.

1.3 Выводы по главе.

2 ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ТЕЧЕНИЯ С ВНЕЗАПНЫМ РАСШИРЕНИЕМ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К СТУПЕНЧАТОЙ ВЫХОДНОЙ КРОМКЕ С ВДУВОМ

2.1 Одноступенчатая кромка.

2.2 Двухступенчатая кромка.

2.3 Выводы по главе.

3 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ С ВНЕЗАПНЫМ РАСШИРЕНИЕМ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ТУРБИННОЙ РЕШЕТКЕ ПРОФИЛЕЙ СО СТУПЕНЧАТОЙ ВЫХОДНОЙ КРОМКОЙ ПРИ НАЛИЧИИ ВЫДУВА ОХЛАДИТЕЛЯ.

3.1 Экспериментальное исследование модели ступенчатой выходной кромки с выдувом.

3.1.1 Описание экспериментальной установки.

3.1.2 Методика проведения и обработки результатов эксперимента.

3.1.3 Погрешности при проведении эксперимента.

3.1.4 Результаты экспериментального исследования модели.

3.2 Экспериментальное исследование аэродинамической эффективности турбинных решеток со ступенчатой выходной кромкой при наличии вдува.

3.2.1 Описание экспериментальной установки.

3.2.2 Результаты экспериментального исследования сопловой решетки.

3.3 Экспериментально-теоретическое определение влияния разрежения в области среза обратного выступа на потери энергии при внезапном расширении.

3.4 Выводы по главе.

4 ДОПОЛНИТЕЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СВОЙСТВ РЕШЕТОК СО СТУПЕНЧАТОЙ ВЫХОДНОЙ КРОМКОЙ.

4.1 Исследование особенностей вторичных течений в решетке со ступенчатой выходной кромкой при вдуве.

4.2 Расчетный анализ эффективности охлаждения ступенчатой выходной кромки сопловой лопатки.

4.3 Выводы по главе.

Повышение эффективности турбинных решеток остается актуальной задачей при создании газотурбинных двигателей, являясь одним из способов достижения высокого уровня коэффициента полезного действия и низкого удельного расхода топлива.

Значительную часть потерь в охлаждаемых решетках современных турбин составляют кромочные потери.

Работа содержит результаты экспериментальных и теоретических исследований течения вблизи ступенчатой выходной кромки охлаждаемой турбинной лопатки. На их основе разработана методика определения геометрических размеров ступенчатой выходной кромки, обеспечивающих минимальный уровень потерь на внезапное расширение.

Полученные данные могут быть использованы при проектировании лопаточных венцов охлаждаемых газовых турбин и расчете потерь на лопатках. Выполнение выходной кромки с оптимальными с аэродинамической точки зрения геометрическими размерами позволит понизить потери в решетках и повысить коэффициент полезного действия турбины.

Актуальность темы. По мере совершенствования газотурбинной техники возможности дальнейшего повышения коэффициента полезного действия турбины сужаются. Поэтому в указанных целях приходится использовать практически любые мероприятия, обещающие получение положительного эффекта даже в весьма ограниченном масштабе. Такого рода мероприятием является применение ступенчатой выходной кромки турбинных лопаток, что обеспечивает снижение кромочных потерь в турбинной решетке за счет уменьшения диссипации энергии в процессе внезапного расширения потока, имеющей место при обтекании выходной кромки.

Проблема оптимизации геометрических размеров ступенчатой выходной кромки лопаток является актуальной, а результаты исследований в этой области могут быть использованы при проектировании охлаждаемых лопаток турбин.

Цель работы. Разработка метода аэродинамической оптимизации ступенчатой выходной кромки охлаждаемых лопаток газовых турбин с целью повышения эффективности решетки на основе теоретического и экспериментального исследования течения с внезапным расширением с выдувом охладителя.

Задачи работы.

1. Провести теоретический анализ течения с внезапным расширением применительно к ступенчатой выходной кромке с выдувом.

2. Провести экспериментальное исследование течения с внезапным расширением с выдувом охлаждающего воздуха применительно к ступенчатой выходной кромке турбинной лопатки.

3. Провести методическое обобщение результатов экспериментально-теоретических исследований для инженерных расчетов при проектировании турбинных лопаток со ступенчатой выходной кромкой.

Научная новизна работы:

- Исследовано внезапное двухступенчатое расширение применительно к ступенчатой выходной кромке охлаждаемой турбинной лопатки.

- На основе экспериментальных данных получено полуэмпирическое выражение для определения оптимального с точки зрения потерь расстояния между ступенями в системе внезапного двухступенчатого расширения при наличии выдува охладителя.

- Получены экспериментальные данные о влиянии выдува в ступенчатую выходную кромку на вторичные течения в решетке.

- Разработана методика определения оптимальных геометрических размеров ступенчатой выходной кромки турбинной лопатки с выдувом охладителя.

Автор защищает:

-- результаты экспериментального исследования течения с внезапным расширением применительно к турбинной решетке со ступенчатой выходной кромкой при наличии выдува;

- результаты экспериментально-теоретического определения влияния разряжения в области среза обратного выступа на потери энергии при внезапном расширении;

- результаты исследования влияния выдува на вторичные течения в решетке со ступенчатой выходной кромкой;

- расчетный метод определения потерь на ступенчатой выходной кромке турбинной лопатки с выдувом охладителя.

Практическая ценность и реализация работы. Результаты работы внедрены в виде методики определения потерь на ступенчатой выходной кромке охлаждаемой турбинной лопатки в ОАО «НПО «Сатурн». Методика может быть использована при проектировании охлаждаемых турбинных лопаток и оценке потерь в решетках.

Достоверность научных результатов определяется:

- корректным использованием основных уравнений механики жидкости и газа;

- использованием стандартных методов проведения экспериментов;

- хорошим совпадением экспериментальных данных с результатами расчета.

Апробация работы. Материалы диссертационной работы докладывались и обсуждались:

- на Международной молодежной научной конференции «XXIX Гагаринские чтения» (г. Москва, 2003 г.);

- XIV Школе-семинаре молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А. И. Леонтьева (г. Рыбинск, 2003 г.);

- Международной молодежной научной конференции «XXX Гагаринские чтения» (г. Москва, 2004 г.);

- VI Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды» (г. Рыбинск, 2004 г.);

- Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика технологических процессов» (г. Рыбинск, 2005 г.);

- XV Школе-семинаре молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А. И. Леонтьева (г. Калуга, 2005 г.).

Личный вклад автора:

- теоретический анализ течения с внезапным расширением применительно к ступенчатой выходной кромке с выдувом;

- получение экспериментальных данных и их обработка;

- анализ полученных результатов;

- получение полуэмпирического выражения для определения оптимального расстояния между ступенями в системе внезапного двухступенчатого расширения при наличии выдува охладителя;

- расчетный анализ особенностей двухступенчатого внезапного расширения в решетке.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 9 печатных работ, в том числе 3 статьи и 6 тезисов докладов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников (83 наименования), приложения. Работа содержит 115 страниц, 11 таблиц, 58 рисунков.

4.3 Выводы по главе

1. Проведено исследование влияния выдува воздуха на вторичные течения в решетке со ступенчатой выходной кромкой. Полученные результаты свидетельствуют о том, что выдув воздуха оказывает влияние на интенсивность вторичных течений в канале.

2. Выполнена оценка эффективности охлаждения ступенчатой выходной кромки лопатки. На торце выходной кромки с оптимальными геометрическими размерами уровень температуры будет ниже, чем на более длинных кромках лопаток существующих газотурбинных двигателей.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В процессе выполнения работы получены следующие основные результаты.

1. Полуэмпирическая формула, полученная на основании результатов экспериментальных и теоретических исследований двухступенчатого внезапного расширения с вдувом, проведенных на модели ступенчатой выходной кромки и на решетке турбинных лопаток, позволяет определять оптимальное расстояние между ступенями внезапного расширения, обеспечивающее наименьший уровень потерь.

2. Разработанный метод оценки потерь на ступенчатой выходной кромке охлаждаемых лопаток газовых турбин дает возможность расчетным путем получать результаты, которые хорошо согласуются с экспериментальными данными.

3. Экспериментально обнаружено, что с увеличением до 0,8 % относительного расхода воздуха, выдуваемого в щель, расположенную в уступе на корыте вблизи выходной кромки лопатки, вторичные потери в канале снижаются.

4. Реализация оптимальных с точки зрения потерь геометрических размеров ступенчатой выходной кромки обеспечит, как показал расчетный анализ эффективности охлаждения, более низкий уровень температуры ее торца, чем на лопатках существующих газотурбинных двигателей.

Результаты диссертационной работы внедрены в виде методики по определению потерь на ступенчатой выходной кромке турбинных лопаток в «ОАО НПО «Сатурн». Данная методика позволяет определять оптимальные размеры ступенчатых выходных кромок и оценивать уровень потерь на лопатках на стадии проектирования.

Автор выражает глубокую благодарность канд. техн. наук Вяткову В.В. за помощь в проведении экспериментов и работе над диссертацией.

1. Абианц, В. X. Теория авиационных газовых турбин Текст. /

2. В. X. Абианц. 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1979. - 246 с.

3. Абрамович, Г. Н. Прикладная газовая динамика Текст.: учеб. руководство для втузов. 5-е изд., перераб. и доп.: в 2 т. / Г. Н. Абрамович. -М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1991. - Т. 1 - 600 с.

4. Абрамович, Г. Н. Прикладная газовая динамика Текст.: учеб. руководство для втузов. 5-е изд., перераб. и доп. : в 2 ч. / Г. Н. Абрамович. -М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат.лит., 1991. - Т. 2 - 304 с.

5. Аметистов, Е. В. Тепломассообмен. Теплотехнический эксперимент Текст.: справочник / Е. В. Аметистов, В. А. Григорьев, Б. Т. Емцев; под общ. ред. В. А. Григорьева, В. М. Зорина. М.: Энергоиздат, 1982. - 512 с.

6. Антонов, А. М. Учет влияния донной области на обтекание осесимметричных тел со вдувом Текст. / А. М. Антонов, А. В. Зайцев // Прикладная механика. 1979. - Т. 15, № 6. - С. 110-115.

7. Атлас экспериментальных характеристик плоских турбинных решеток Текст. / В. X. Абианц [и др.]. М.: ЦИАМ, 1976. - 189 с.

8. Блинов, О. М. Теплотехнические измерения и приборы Текст.: учебник для вузов / О. М. Блинов, А. М. Беленький, В. Ф. Бердышев. М.: Металлургия, 1993. - 288 с.

9. Богомолов, Е. Н. Аэродинамическая оптимизация ступенчатой выходной кромки лопаток газовых турбин Текст. / Е. Н. Богомолов,

10. В. В. Вятков, А. А. Данилюк // Изв. вузов. Авиационная техника. 2002. - № 2. -С. 16-19.

11. Богомолов, Е. Н. Гидродинамика вторичных течений в турбомашинах Текст.: учебное пособие: в 2-х ч. / Е. Н. Богомолов. Рыбинск: РГАТА. - 1998. - 214 с.

12. Богомолов, Е. Н. Гидродинамика разделяющихся потоков: учебное пособие Текст. / Е. Н. Богомолов. Рыбинск: РГАТА, 2001. - 127 с.

13. Богомолов, Е. Н. Исследование ближнего следа за турбинной решеткой Текст. / Е. Н. Богомолов, В. В. Вятков, А. Е. Ремизов // Изв. вузов. Авиационная техника. 2001.- №3.-С. 15-18.

14. Богомолов, Е. Н. К вопросу эффективности пленочного охлаждения выходной кромки сопловой лопатки Текст. / Е. Н. Богомолов, С. М. Пиотух // Теплоэнергетика. 1977. - № 5. - С. 3 - 8.

15. Богомолов, Е. Н. К исследованию струйного воздействия на структуру течения в турбинных решетках Текст. / Е. Н. Богомолов,

16. В. В. Лебедев // Изв. вузов. Машиностроение. 1989. - № 1. - С. 79 - 83.

17. Богомолов, Е. Н. Коэффициент сжатия струи при истечении из потока через щель в уступе канала Текст. / Е. Н. Богомолов // Прикладная механика. 1974. - Т.10, № 6. - С. 101 - 110.

18. Богомолов, Е. Н. Критерий эффективности турбинной решетки с воздушным охлаждением Текст. / Е. Н. Богомолов // Изв. вузов. Авиационная техника. 1976. - №> 1. - С.18 - 21.

19. Богомолов, Е. Н. Кромочное давление и потери в турбинных решетках при выдуве воздуха в закромочный след Текст. / Е. Н. Богомолов // Изв. вузов. Авиационная техника. 1972. - № 2. - С. 73 - 83.

20. Богомолов, Е. Н. Метод определения потерь в канале, вызванных изменением продольной кривизны стенки Текст. / Е. Н. Богомолов, Е. А. Ходак // Изв. вузов. Авиационная техника. 1997. - № 3. - С. 88 - 93.

21. Богомолов, Е. Н. О влиянии теплообмена на потери в охлаждаемых решетках с выпуском охлаждающего воздуха через выходную кромку Текст. / Е. Н. Богомолов // Изв. вузов. Авиационная техника. 1975. - № 3. - С. 119 — 126.

22. Богомолов, Е. Н. Основы теории и выбор параметров авиационных газовых турбин Текст. / Е. Н. Богомолов. Ярославль: ЯПИ, 1986. - 88 с.

23. Богомолов, Е. Н. Рабочие процессы в охлаждаемых турбинах газотурбинных двигателей с перфорированными лопатками Текст. /

24. Е. Н. Богомолов. М.: Машиностроение, 1987. - 160 с.

25. Богомолов, Е. Н. Расчет эффективности газовой завесы за перфорированным участком поверхности, омываемой турбулентным потоком Текст. / Е. Н. Богомолов // Изв. вузов. Энергетика. 1979. - № 1. - С. 83 - 88.

26. Бэйли. Исследование полей осредненной и турбулентной скорости в крупномасштабном канале турбинных лопаток Текст. / Бэйли // Труды американского общества инженеров-механиков. Энергетические машины. -1980.-№ 1.-С. 87-96.

27. Васильев, Ю. Н. Лопаточные машины и струйные аппараты Текст. / Ю. Н. Васильев. М.: Машиностроение, 1969. - Вып. 4. - С. 229 - 245.

28. Венедиктов, В. Д. Влияние охлаждения сопловых и рабочих лопаток на к.п.д. турбинной ступени Текст.: техн. отчет / В. Д. Венедиктов // Труды ЦИАМ. 1976. - № 589. - 14 с.

29. Венедиктов, В. Д. Газодинамика охлаждаемых турбин Текст. / В. Д. Венедиктов. -М.: Машиностроение, 1990. 240 с.

30. Венедиктов, В. Д. Исследование турбинной ступени при выпуске охлаждающего воздуха через щели на вогнутой поверхности сопловых лопаток Текст. / В. Д. Венедиктов // Теплоэнергетика. 1972. - № 7. - С. 15-19.

31. Гольцев, В. В. Определение потерь в прямых турбинных решетках Текст.: техн. отчет. / В. В. Гольцев, А. П. Кадетов // Труды ЦИАМ. 1980. -№476.- 15 с.

32. Гольцев, В. В. Расчет коэффициентов потерь в турбинных решетках при выпуске охлаждающего воздуха из выходных кромок лопаток Текст.: техн. отчет. / В; В. Гольцев, А. П. Кадетов // Труды ЦИАМ. 1980. - №> 1023. - 11 с.

33. Горшенин, Д. С. Методы и задачи практической аэродинамики Текст. / Д. С. Горшенин, А. К. Мартынов. М.: Машиностроение, 1977. - 240с.

34. Гостелоу, Дж. Аэродинамика решеток турбомашин Текст. / Дж. Гостелоу. М.: Мир, 1987. - 392 с.

35. Грибин, В. Г. Снижение потерь в коротких лопатках решеток турбомашин Текст. / В. Г. Грибин // Теплоэнергетика. 2002. - № 6. - С. 25 -29.

36. Дейч, М. Е. Атлас профилей решеток осевых турбин Текст. /

37. М. Е. Дейч, Г. А. Филиппов, Л. Я. Лазарев. М.: Машиностроение, 1965. - 95 с.

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

39. Дейч, М. Е. Техническая газодинамика Текст. / М. Е. Дейч. М. -Л.: Госэнергоиздат, 1961.-671 с.

40. Диксон, С. Л. Механика жидкостей и газов. Термодинамика турбомашин Текст. / С. Л. Диксон; пер. с англ. Р. Е. Данилова, М. И. Осипова. М.: Машиностроение, 1981. - 213 с.

41. Довгаль, А. В. Экспериментальное моделирование периодического вихреобразования при отрыве течения за уступом поверхности Текст. /

42. А. В. Довгаль, А. М. Сорокин // Теплофизика и аэромеханика. 2002. - Т. 9, №2.-С. 193-200.

43. Елизарова, Т. Г. Численное моделирование отрывных течений за обратным уступом Текст. / Т. Г. Елизарова [и др.] // Труды факультета вычислит, мат. и кибернетики МГУ. - 2003. - № 14. - С. 85 - 122.

44. Журавлев, В. А. Характеристики турбинной решетки при вдуве по торцу Текст. / С. 3. Копелев, Е. Е. Лихерзак // Известия Академии наук СССР. Энергетика и транспорт. 1986. - № 4. - С. 130- 137.

45. Идельчик, И. Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям Текст. / И. Е. Идельчик. М.: Машиностроение, 1975. - с. 152.

46. Ким. Исследование присоединения турбулентного сдвигового слоя: обтекание обратного уступа Текст. / Ким, Клайн, Джонстон // Труды американского общества инженеров-механиков. Теоретические основы инженерных расчетов. 1980. - Т. 102, № 3. - С. 124 - 132.

47. Климовский, К. К. Оптимальный многоступенчатый диффузорный гидравлический канал Текст. / К. К. Климовский, И. М. Пинкэ // Теплоэнергетика. 2002. - № 3. - С. 68 - 71.

48. Копелев, С. 3. Охлаждаемые лопатки газовых турбин Текст. / С. 3. Копелев. М.: Наука, 1983.- 145 с.

49. Крючков, С. А. Интенсификация охлаждения концевых поверхностей турбинных решеток закруткой завесных струй: дис. . канд. техн. наук: 05.07.05: защищена 15.03.01: утв. 27.06.01 / Крючков Сергей Александрович. Рыбинск, 2001. - 160 с.

50. Кутателадзе, С. С. Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое Текст. / С. С. Кутателадзе, А. И. Леонтьев. М.: Энергия, 1972.-135 с.

51. Лазарев, Л. Я. Исследование влияния формы выходной кромки на эффективность охлаждаемых профилей сопловых и рабочих решеток Текст. / Л. Я. Лазарев // Изв. вузов. Авиационная техника. 1973. -№ 1-С. 112-114.

52. Лойцянский, Л. Г. Механика жидкости и газа Текст. / Л. Г. Лойцянский. М.: Наука, 1987. - 840 с.

53. Локай, В. И. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов Текст. / В. И. Локай, М. К. Максутова, В. А. Стрункин. М.: Машиностроение, 1979.-447 с.

54. Локай, В. И. К вопросу обобщения опытных данных по исследованию влияния выпуска охлаждающего воздуха в проточную часть на КПД турбинной решетки Текст. / В. И. Локай, Б. А. Кумиров // Изв. вузов. Авиационная техника. 1971. - № 4 - С. 129-135.

55. Р. С. Аргачев. Казань: КАИ, 1980. - 91 с.

56. Лукачев, В. П. Выбор параметров и инженерные основы проектирования систем охлаждения элементов турбин авиационных ГТД Текст. / В. П. Лукачев, В. П. Данильченко, В. Е. Резник. Куйбышев: КуАИ, 1983.- 120 с.

57. Мамаев, Б. И. Газодинамические характеристики турбинной решетки с охлаждаемыми профилями Текст. / Б. И. Мамаев, Т. И. Шуверова // Сб. науч. тр. КуАИ. Куйбышев: КуАИ, 1988. - С. 53 - 60.

58. Мамаев, Б. И. К выбору геометрии выходной части профилей охлаждаемых лопаток турбины Текст. / Б. И. Мамаев, Т. И. Шуверова // Изв. вузов. Авиационная техника. 1992. - № 3. - С. 22 - 26.

59. Михеев, М. А. Основы теплопередачи Текст. / М. А. Михеев. М.: Госэнергоиздат, 1956. - 392 с.

60. Мухтаров, М. X. Газодинамическое исследование решеток турбин при воздушном охлаждении лопаток Текст.: технический отчет /

61. М. X. Мухтаров // Труды ЦИАМ. 1976. - № 719. - 16 с.

62. Основы проектирования турбин авиадвигателей Текст. /

63. А. В. Деревянко и др.; под ред. С. 3. Копелева М.: Машиностроение, 1988 -328 с.

64. Петунии, А. Н. Методы и техника измерений параметров газового потока Текст. / А. Н. Петунин. -М.: Машиностроение, 1972. 332 с.

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

66. Румшиский, Л. 3. Математическая обработка результатов эксперимента Текст.: Справочное руководство / Л. 3. Румшиский. М.:

67. Главная редакция физико-математической литературы изд-ва «Наука», 1971. -135 с.

68. Симпсон. Обзор некоторых явлений, возникающих при отрыве турбулентного потока Текст. / Симпсон // Труды американского общества инженеров-механиков. Теоретические основы инженерных расчетов. 1981. -Т.103, № 4. - С. 131 - 149.

69. Скубачевский, Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей Текст. / Г. С. Скубачевский. М.: Машиностроение, 1981. - 550 с.

70. Степанов, Г. Ю. Гидродинамика решеток турбомашин Текст. / Г. Ю. Степанов. М.: Физматгиз., 1962. - 420 с. •

71. Стернин, JI. Е. Основы газовой динамики Текст.: учебное пособие / JI. Б. Стернин. -М.: Издательство МАИ, 1995. 336 с.

72. Теплообмен и гидродинамика на выпуклой и вогнутой поверхностях сопловых аппаратов газовых турбин с интенсивными вторичными и вихревыми течениями Текст. / А. А. Халатов [и др.] // Промышленная теплотехника. -1993.-Т. 15, №4.-С. 18-23.

73. Теплопередача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей летательных аппаратов Текст. / В. И. Локай [и др.]. М.: Машиностроение, 1985.-216 с.

74. Холщевников, К. В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин Текст. / К. В. Холщевников, О. Н. Емин, В. Т. Митрохин. М.: Машиностроение, 1986. - 432 с.

75. Хорлокк, Дж. X. Осевые турбины (газовая динамика и термодинамика) Текст. / Дж. X. М. Хорлокк; пер. с англ. М.: Машиностроение, 1972.-208 с.

76. Шлихтинг, Г. Теория пограничного слоя Текст. / Г. Шлихтинг. -М.: Наука, 1969.-744 с.

77. Шляхтенко, С. М. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей Текст. / С. М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987. - 568 с.

78. Шнейдер, П. Инженерные проблемы теплопроводности Текст. / П. Шнейдер. М.: Издательство ин. лит., 1960. - 480 с.

79. Экспериментальное исследование теплообмена на торцевых поверхностях и лопатках в крупномасштабной турбинной решетке Текст. /

80. Р. А. Грациани и др. // Энергетические машины и установки. 1980. - № 2. — С. 23-27.

81. Amalendu, S. Vortex dynamics and mass entrainment in a rectangular channel with a suddenly expanded and contracted part Text. / Amalendu, S. // Phys. Fluids. 2002. - Vol. 14, N 9. - P. 23 - 29.

82. Armaly, B. F. Experimental and theoretical investigation of backward-facing step slow Text. / B. F. Armaly, F. Durst, J. C. F. Pereira [et al.] // J. of Fluid Mech. 1983. - Vol. 127. - P. 473 - 496.

83. Goldstein, R. J. Film cooling on a gas turbine blade near the end wall Text. / R. J. Goldstein, H. P. Chen // Trans. ASME: J. Eng. Gas Turbines and Power. -1985.-Vol. 107, N1.-P. 117-122.

84. Kenichi, R. Behavior of Separated and Reattaching Flow Formed over a Backward Facing Step Text. / R. Kenichi // Trans. Jap. Aeronaut. Space Sci.2002. Vol. 45, N 147. - P. 20 - 27.

85. Lee, Joon Sik. Effect of embedded vortices on film cooling performance on a flat plate Text. / Joon Sik Lee, Ho Gyung Jung, Sae Byul Kang // Experimental Thermal and Fluid Science. 2002. - № 26. - P. 197 - 204.

86. Nallasamy, M. Turbulence models and their applications to the prediction if internal flows: a review Text. / M. Nallasamy // Computers and Fluids. 1987. -V. 15, N2. - P. 151-194.

87. Siverding, С. H. Turbine Blade Trailing Edge Flow Characteristics at High Subsonic Outlet Mach Number Text. / С. H. Siverding, H. Richard, and

88. J.- M. Desse // Asme J. Turbomashinery. 2003. -Vol. 125. - P. 298 - 309.

89. Siverding, С. H. Unsteady Turbine Blade Wake Characteristics Text. / С. H. Siverding, D. Ottolia, C. Bagnera // Journal of Turbomashinery. 2004. -Vol. 126,N4.-P. 551 -559.