автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Методики и компьютеризированная технология двухуровневого газодинамического моделирования компрессоров авиационных ГТД

4859336

На правах рукописи

МИХАЙЛОВА Александра Борисовна

МЕТОДИКИ И КОМПЬЮТЕРИЗИРОВАННАЯ

ТЕХНОЛОГИЯ ДВУХУРОВНЕВОГО ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ КОМПРЕССОРОВ АВИАЦИОННЫХ ГТД

Специальность 05.07.05 -Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

1 О НОЯ 2011

АВТОРЕФЕРАТ на соискание учёной степени кандидата технических наук

Уфа-2011

4859336

Работа выполнена в ФГБОУ ВПО «Уфимский государственный авиационный технический университет» на кафедре авиационных двигателей.

Научный руководитель: доктор технических наук, доцент

Ахмедзянов Дмитрий Альбертович, кафедра авиационных двигателей Уфимского государственного авиационного технического университета

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Гимранов Эрнст Гайсович, кафедра прикладной гидромеханики Уфимского государственного авиационного технического университета

доктор технических наук, профессор Белоусов Анатолий Иванович, кафедра конструкции и прочности двигателей летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика С.П. Королёва

Ведущее предприятие - ОАО «НПП «Мотор»

Защита состоится «_» декабря 2011 г. в 10.00 часов на заседании

диссертационного совета Д-212.288.05 при Уфимском государственном авиационном техническом университете по адресу: 450000, г. Уфа, К. Маркса, 12, УГАТУ, актовый зал 1-го корпуса.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Уфимского государственного авиационного технического университета.

Автореферат разослан «_» октября 2011 г.

Учёный секретарь диссертационного совета—___ У

доктор техн. наук, профессор ^^^п^м) ф- г- Бакиров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Проектирование авиационных ГТД и их узлов базируется на комплексе исследований в аэро- и термодинамике, материаловедении, механике жидкости и газа и других науках.

В настоящее время ведутся работы над созданием двигателей нового поколения, которые должны обладать рядом характеристик, придающих качественно новый уровень летательному аппарату. Среди основных направлений развития компрессоров следует отметить сокращение числа ступеней при одновременном повышении суммарной степени повышения давления и адиабатического КПД. Это может быть достигнуто за счет значительного повышения аэродинамической нагруженности и адиабатического КПД отдельных ступеней, а также применения новых материалов и технологий изготовления, совершенствования методов конструирования и оценки напряженно-деформированного состояния узла. Ведутся работы по снижению акустического шума ступеней компрессора. В перспективных схемах ГТД проявляется значительный интерес к центробежным компрессорам.

Для обеспечения широкого спектра требований к двигателям новых поколений в условиях сокращения затрат (времени и материальных ресурсов) и повышения качества продукции на международном рынке происходит коренной пересмотр методологии проектирования с внедрением информационных технологий в рамках CALS - компьютерной поддержки жизненного цикла продукции, реализации системного и объектного подходов, широкого использования математического моделирования. За рубежом разрабатываются гибкие многодисциплинарные многоуровневые программные комплексы, обеспечивающие информационную поддержку жизненного цикла изделия. Для проектирования компрессоров используются программные комплексы, обеспечивающие интеграцию математических моделей различного уровня, размерности и функционального назначения, охватывающие весь цикл проектирования компрессора от технического задания до выпуска конструкторской и технологической документации.

В настоящее время значительный интерес проявляется к трёхмерным нестационарным математическим моделям турбулентных течений, которые позволяют с наибольшей достоверностью описать рабочий процесс в компрессоре. Однако данная математическая модель требует значительных затрат машинного времени и материальных ресурсов. Таким образом, для информационной поддержки ранних стадий проектирования необходима разработка многоуровневого гибкого программного комплекса, базирующегося на одномерных и двухмерных моделях рабочего процесса, что позволит значительно сократить трудоёмкость последующих стадий проектирования, а также экспериментальной доводки изделия, таким образом, тема диссертационной работы является

актуальной.

Цель и задачи исследования

Целью работы является разработка методик и компьютеризированной технологии многоуровневого газодинамического моделирования компрессоров для решения прямых и обратных задач при проектировании и доводке.

Исходя из цели работы, для её реализации были определены следующие задачи исследований:

1. Разработка методик одномерного моделирования компрессоров авиационных ГТД, позволяющих решать как проектировочные задачи (обратные задачи по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров под заданные параметры потока), так и прогнозировать характеристики осевых компрессоров в широком диапазоне частот вращения ротора (прямая задача).

2. Создание методик двухмерного моделирования осевых компрессоров авиационных ГТД, позволяющих рассчитывать радиальное распределение параметров в лопаточных венцах и прогнозировать характеристики осевого компрессора (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора с последующим решением обратной задачи по корректировке исходных геометрических параметров лопаточных венцов.

3. Формирование методики, позволяющей проводить расчёт границы устойчивой работы компрессора в одномерной и двухмерной постановках с учетом влияния переменной геометрии (различные углы установки направляющих аппаратов (НА) и ВНА) и влияния технологических отклонений.

4. Реализация разработанных методик в системах моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR2D, позволяющих моделировать процессы в компрессорах различных схем (осевых и центробежных) современных и перспективных авиационных двигателей, решать проектно-доводочные задачи, оптимизировать распределение параметров по ступеням, режимы работы, учитывать влияние внешних условий и входного направляющего аппарата (ВНА) в одномерной и двухмерной постановке, что повышает достоверность аналитического этапа разработки конструкторской документации, сокращает временные затраты решения задач верификации.

5. Разработка методики интеграции разработанных систем с системами моделирования (СИМ DVIGw) авиационных двигателей и программными комплексами для численного трехмерного газодинамического моделирования (ANSYS CFX).

6. Экспериментальная проверка эффективности методик и систем моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D на примере конкретных компрессоров современных и перспективных авиационных двигателей, а также испытательных стендов компрессоров. Верификация расчётных результатов и выработка рекомендаций по применению разработанных методик и систем моделирования при проектировании компрессоров.

Научная новизна

Новыми научными результатами, впервые полученными в настоящей работе, являются разработанные методики и системы имитационного моделирования процессов в компрессорах авиационных газотурбинных двигателей

(ГТД):

1. Методика расчёта границы устойчивой работы осевых ступеней, осевых многоступенчатых компрессоров в одномерной и двухмерной постановках, основанная на ограничении по критическому углу атаки, которая в отличие от существующих методик (использующих ограничение по максимальной

степени повышения давления, либо аэродинамической нагруженности венцов) позволяет повысить точность определения границы устойчивой работы.

2. Методика расчёта характеристик осевых компрессоров в одномерной постановке, которая на ранних стадиях проектирования (при ограниченном числе исходных данных - расчётные параметры на среднем радиусе), в отличие от существующих, не требует задания прототипа проектируемого узла и эмпирических поправочных коэффициентов, позволяет проводить расчёт транс- и сверхзвуковых ступеней в широком диапазоне частот вращения при числах Маха по окружной скорости до Миср - 1.27 (в отличие от метода Оль-штейна, ограниченного величиной Миср = 0.8). Погрешность существующих методик по максимальному расходу и КПД составляет 2-2,5%, а погрешность разработанной методики по аналогичным параметрам 1,5-2%.

3. Методика поверочного расчёта осевых компрессоров в двухмерной постановке, которая позволяет определять радиальное распределение параметров за лопаточными венцами, а также характеристику компрессора по среднеинтегральным параметрам за венцами при различных методах осреднения неравномерного потока; при этом, в отличие от существующих методик, возможно разбиение потока на произвольное количество струек тока для учета конструктивных особенностей и характерных размеров лопаточных венцов и выявления локальных особенностей течения, а также использование индивидуальных эмпирических моделей углов атаки, отставания и потерь полного давления при разработке новых конструктивных решений.

4. Методики проектировочного расчёта по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров, которые в отличие от существующих позволяют решать широкий спектр проектировочных задач на ранних стадиях проектирования в автоматизированном режиме за счет задания условий моделирования.

5. Разработанные методики, позволяющие решать обратные и прямые задачи в одномерной и двухмерной постановках, реализованы в системах моделирования COMPRESSOR (свидетельство об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ № 2009612688) и COMPRESSOR_2D (свидетельство об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ №2011611711).

Практическая ценность

Результаты исследований, разработанные методики и системы имитационного моделирования рабочего процесса компрессоров авиационных ГТД внедрены в промышленности - ОАО "НПП Мотор" и в учебный процесс ФГБОУ ВПО УГАТУ.

Разработанные методики и системы моделирования имеют практическую ценность, а именно позволяют:

• моделировать рабочие процессы в компрессорах с диагностированием предпомпажных ситуаций для разработки систем предотвращения неустойчивой работы ГТД;

• прогнозировать характеристики осевых многоступенчатых компрессоров в широком диапазоне частот вращения и входных параметров на начальных стадиях проектирования;

• повысить эффективность проектирования (сократить время и затрачиваемые ресурсы) компрессоров.

Методы исследования. При выполнении работы использованы следующие методы и способы исследования:

• теории рабочих процессов и лопаточных машин авиационных ГТД;

• системный анализ и объектно-ориентированный подход при моделировании сложных процессов и объектов;

• численные методы решения систем уравнений.

На защиту выносится:

1. Методики одномерного моделирования компрессоров авиационных ГТД, позволяющих решать как проектировочные задачи (обратные задачи по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров под заданные параметры потока), так и прогнозировать характеристики осевых компрессоров в широком диапазоне частот вращения ротора (прямая задача).

2. Методики двухмерного моделирования осевых компрессоров авиационных ГТД, позволяющих рассчитывать радиальное распределение параметров в лопаточных венцах и прогнозировать характеристики осевого компрессора (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора с последующим решением обратной задачи по корректировке исходных геометрических параметров лопаточных венцов.

3. Методика, позволяющая проводить расчёт границы устойчивой работы компрессоров в одномерной и двухмерной постановках с учетом влияния переменной геометрии (различные углы установки направляющих аппаратов (НА) и ВНА) и влияния технологических отклонений.

4. Системы моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D, позволяющие моделировать процессы в компрессорах различных схем (осевых и центробежных) современных и перспективных авиационных двигателей, решать проектно-доводочные задачи, оптимизировать распределение параметров по ступеням, режимы работы, учитывать влияние внешних условий и входного направляющего аппарата (ВНА) в одномерной и двухмерной постановке, что повышает достоверность аналитического этапа разработки конструкторской документации, сокращает временные затраты решения задач верификации.

5. Методика интеграции разработанных систем с системами моделирования (СИМ DVIGw) авиационных двигателей и программными комплексами для численного трехмерного моделирования (ANSYS CFX).

6. Результаты проверки эффективности разработанных методик и систем моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D на примере конкретных компрессоров современных и перспективных авиационных двигателей, а также испытательных стендов. Результаты верификации расчётов и рекомендации по применению разработанных методик и систем моделирования при проектировании компрессора.

Достоверность результатов исследования.

Достоверность научных положений, результатов и выводов, содержащихся в диссертационной работе, основывается на:

- проведении верификации математических моделей посредством сопоставления расчётных данных с экспериментальными, решении большого числа тестовых задач и введения необходимых корректировок;

- корректном использовании фундаментальных уравнений теории рабочих процессов авиационных двигателей и теории лопаточных машин;

- использовании признанных научных положений, апробированных методов и средств исследования, применении математического аппарата, отвечающего современному уровню.

Апробация работы. Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались на Международной НТК "Проблемы и перспективы развития двигателестроения" (Самара, СГАУ, 2009, 2011); Международной заочной конференции в рамках I Форума молодых ученых Приволжского федерального округа (Уфа, 2009); НТК "Зимняя школа аспирантов" (УГАТУ-УМПО, Уфа, 2009-2011); Всероссийской НТК "Мавлютовские чтения" (УГАТУ, Уфа, 2008-2011); Международной НТК "Авиадвигатели XXI века" (Москва, ЦИАМ, 2010), Международном молодёжном форуме "Будущее авиации за молодой Россией" (Жуковский, МАКС, 2011).

Публикации. По результатам выполненных исследований и разработок опубликовано 44 работы, в том числе 6 публикаций в центральных рецензируемых журналах, включенных в перечень ВАК. Получены свидетельства об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ на СИМ COMPRESSOR (свидетельство № 2009612688) и COMPRESSOR_2D (свидетельство № 2011611711).

Структура и объем работы. Диссертация состоит из четырёх глав, основных выводов, списка литературы и приложений. Содержит 242 страницы машинописного текста, включающего 175 рисунков, 20 таблиц, библиографический список из 103 наименований, 1 приложение.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении обоснована актуальность работы, сформулирована цель научного исследования, показаны новизна работы, практическая ценность работы и методы исследования, а также выносимые на защиту основные позиции диссертационной работы

В первой главе проведён аналитический обзор работ в области проектирования компрессоров авиационных ГТД.

Проведён аналитический обзор специализированных программных комплексов для газодинамического моделирования компрессоров авиационных двигателей (Contcepts NREC, ANSYS CFX, Star CD), адаптированных к решению специфических задач науки и техники, и разработанных пакетов прикладных программ, универсальных средств моделирования (МетаСАПР САМСТО). Были изучены работы следующих учёных: А. С. Бунимович, А. Н. Белоусов, А. П. Комаров, В. И. Милешин, Л. Е. Ольштейн,

Ю. А. Ржавин, А. А. Святогоров, В. А. Стефановский, К. В. Холщевников, R. О. Bullock, A. D. S. Carter, Н. F. Creveling, A. R. Howell, 1. А. Johnsen! N. Cumpsty, С. С. Koch, S. Lieblein, N. Т. Monsarrat, W. С. Swan. Результатом проведенного обзора и анализа явилось формирование задач исследования.

Во второй главе описаны разработанные автором, методики газодинамического многоуровневого моделирования компрессоров авиационных ГТД, представлена реализация методик в СИМ COMPRESSOR и COMPRESSOR 2D, предложен подход к разработке поэлементных математических моделей компрессоров с различным уровнем декомпозиции.

Для проведения расчётов компрессоров, в FrameWork CAMCTO автором были разработаны СИМ COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D. Обеспечена интеграция разработанных СИМ с СИМ DVIGw (системой термогазодинамического моделирования авиационных ГТД) с последующей передачей данных в трехмерные газодинамические программные комплексы. На рисунке 1 приведена разработанная методика проектирования компрессора с использованием 3D CAD/CAE и имитационного моделирования.

На каждом уровне проектирования компрессора решаются прямые и обратные задачи. В прямых задачах предполагается, что известна форма обтекаемого тела (или системы тел) и заданы необходимые краевые условия, а определению подлежит распределение скоростей и давлений в рассматриваемой области. В обратных задачах, наоборот, известны какие-либо данные о характере потока, достаточные для решения задачи, и должна быть определена геометрия обтекаемого тела или системы тел. Поэтому в теории лопаточных машин область применения прямых задач - это поверочный расчёт обтекания известных лопастных систем с целью оценки их показателей, а обратных -проектирование лопастных систем на заданные условия.

В СИМ COMPRESSOR реализована разработанная методика расчёта по параметрам на среднем диаметре и профилирования по высоте пера лопатки осевых и центробежных компрессоров (обратная ID задача). При проведении расчётов в системе можно получать схему проточной части, треугольники скоростей и профили рабочих колес произвольных ступеней на произвольных радиусах (рисунки 2-4). Система COMPRESSOR, в отличие от существующих систем, позволяет решать оптимизационные задачи. На рисунке 5 показано решение задачи подбора осевых скоростей при неизменной геометрии и изменяющемся расходе.

Реализованная в СИМ COMPRESSOR прямая 1D задача, представляет собой расчёт характеристики компрессора по параметрам на среднем диаметре. По известным геометрическим параметрам проточной части и лопаточных венцов, а также режимным параметрам (частота вращения, расход воздуха) рассчитываются степень повышения давления и КПД, т.е. с помощью математического описания процессов в компрессоре рассчитывается его характеристика. Основой для расчёта характеристики в одномерной постановке является метод обобщенных зависимостей. Суть метода заключается в выделении двух безразмерных комплексов, зависящих от соотношения коэффициентов расхода в «расчётной» и текущей точках. Метод имеет ограниченный

(Ми = 0,4...0,8) диапазон применения, что делает невозможным его применение в компрессорах, имеющих сверхзвуковые ступени.

гкг на г

-HXlftJ! кг/с -*4i=59.H кг/с

ркз ндз -•"0=44,6 КГ/с -»-G-66.6 кг/с

Рисунок 2 - Структурные схемы имитационных моделей компрессоров

Рисунок 3 - Треугольники

скоростей осевой и центробежной ступеней

РК1 НА1

-о-Г.=32,6КГ/с -4-0-55.3 кг/с

I

0Г> обратная задача

~0~W '{ ( 1 / hliwipctiop,!

«н

-¿-п II- » ii' k-J

РТгпттоР 1

Рисунок 1 - Методика проектирования компрессора с использованием 3D CAD/CAE и имитационного моделирования

Рисунок 4 - Схемы проточных частей Рисунок 5 - Изменение осевой скорости осевого и центробежного в трехступенчатом компрессоре

компрессоров при разных расходах

Автором предложен метод решения прямой задачи, отличающийся от существующих более широким диапазоном применения с учетом современных тенденций в компрессоростроении (увеличение числа Маха в окружном направлении). На рисунке 6 приведены полученные расширенные зависимости. Безразмерные комплексы, зависящие от кинематики потока, выражаются следующими зависимостями:

0,95 0,97 0,99 1.01 1,03 1,05 1,07 1,09 1,11 1,13 1,15 0.95 0,97 0.99 1.01 1.03 1,05 1,07 1.09 1,11 1ДЗ 1Д5

а 6

Рисунок 6 - Обобщенные характеристики ступени компрессора а) Кг = f(ca/ca0, Ми), б) Кг = f(ca/ca0, MJ при Ми = 0,4 ... 1,27

Метод обобщенных зависимостей наряду с очевидными преимуществами (небольшой объем исходных данных) обладает одним существенным недостатком - необходимостью наличия всех данных в «расчётной» точке. Под «расчётной» понимается точка на ветви характеристики с максимальным КПД. Таким образом, для расчёта каждой конкретной ветви характеристики необходимо задаваться «расчётными», то есть соответствующими точке с максимальным КПД, значениями следующих параметров: частота вращения, расход воздуха, углы входа потока в РК по абсолютной скорости и углы выхода потока из РК по относительной скорости. Однако задача существенно упрощается, если одновременно с прямой задачей решать обратную: проектировать компрессор под заданные условия, но с неизменной геометрией.

Прямая 2D задача, представляет собой расчёт радиального распределения газодинамических параметров в лопаточных венцах на различном радиусе. По известным геометрическим параметрам проточной части и лопаточных венцов, а также режимным параметрам (частота вращения, расход воздуха) рассчитывается радиальное распределение степени повышения полного давления и адиабатического КПД по высоте пера рабочего колеса, и распределение коэффициента восстановления полного давления но высоте пера направляющего аппарата. Далее с помощью различных методик осреднения неравномерного потока рассчитываются среднеинтегральные значения степени повышения полного давления и КПД рабочего колеса и ступени в целом.

Суть разработанной методики заключается в определении различных видов потерь, исходя из конкретного значения коэффициента диффузорности (diffusion factor) (впервые предложено S. Lieblein). Ниже приведен один из вариантов расчёта коэффициента диффузорности рабочего колеса и направляющего аппарата:

«л-да-* ш (51 - >)]• я

=1 - S+S Ы - w -«(S) (S - <-)]. СЗ)

с2а и2' ' U2 t

С помощью коэффициента диффузорности можно рассчитать коэффициент потерь полного давления для РК и НА. На рисунке 7 приведена зависимость (^psin(p2,a3)/2a) от коэффициента диффузорности Dи относительной высоты лопатки (Нт — (гк — 7})/(гк — гвт)). Как видно, наибольшие потери наблюдаются на концевом радиусе, где сильно влияние зазора, а наименьшие потери при относительной высоте лопатки Нг — 0,6.. .0,7.

Автором впервые получены следующие аппроксимирующие зависимости

вида:

^sin^/20 = а + еЬф2 +c'D+d + д ■ D. (5)

Для расчёта сверхзвуковых ступеней в СИМ COMPRESSOR_2D разработана модель волновых потерь полного давления. Для реализации в СИМ предложена однопараметрическая модель, в которой волновые потери зависят от числа Маха на входе (в относительном движении для РК и абсолютном для НА). После обработки экспериментальных данных автором были построены (рисунок 7) и выведены следующие зависимости.

_ 39.175 + 28.219 • Mwl + 0.711 • М^

Кг

-0.732542.

(6)

51.604 + 44.187 • М№1 — 3.357 ■ При сверхзвуковых и околозвуковых режимах течения в межлопаточном канале суммарные потери складываются из профильных и волновых потерь полного давления.

& = (7)

{,*!11рг/2<Г

0.07 0.06 0,05 0.04 0,03 0,02 0,01 0

-с-НгШ! -*-Цг=0.1 ~Нг=0.4-0.7 IIЩ

«0.8,

(а

0,04

0 (1,1 0,2 0.2 0,4 0.5 0,6 ¿V

Рисунок 7 - Зависимость коэффициента потерь полного давления от коэффициента диффузорности {слева) и числа Маха (справа)

В СИМ реализована композиция методик расчёта номинальных или реальных углов отставания и атаки.

Для расчёта параметров за венцом автором впервые предложена оригинальная методика итерационного подбора угла выхода потока в абсолютном движении из каждой «струйки». Критерием окончания цикла перебора является совпадение расчётного и теоретического расходов воздуха в «струйке». Теоретическим считается расход, пропорциональный доле площади «струйки» на выходе. В СИМ существует возможность расчёта лопаточных венцов при

произвольном числе струек. Это позволяет проводить расчёт различных каскадов компрессоров с учетом конструктивных особенностей и характерных размеров лопаточных венцов, а также выявлять локальные особенности течения при увеличении числа струек.

В третьей главе приведены расчёты высоконагруженной ступени в СИМ COMPRESSOR с визуализацией течения в программном комплексе ANSYS CFX. Разработана методика расчёта границы устойчивой работы. Для расчёта границы устойчивости впервые было введено ограничение по критическому углу атаки. В качестве объекта исследования был выбран трёхступенчатый КНД АЛ-55. На рисунке 8 показаны сводные зависимости углов атаки всех ступеней от расхода отдельно для низконапорных и высоконапорных ветвей характеристики.

< К / :рия

ii> срыо 1 •«-crvnei -о-ступе Ь 1 ь 2 ь.Ч

n; N

-Ш 0. 15 l\ ft 3 Nfx; i и Si » « 4 1> 15 С ДН s

•го ч \

-30 -»-ступень 1 -о-ступень 2 N \ 9 S !li — S 'Х'СГ- V 2S 1 75 (¡т.

to -й-ступеньЗ

Рисунок 8 - Зависимости углов атаки от расхода для низконапорных (слева) и высоконапорных (справа) ветвей

Проанализировав зависимости (рисунок 8), можно сделать вывод, что в области пониженных частот вращения неустойчивая работа вызывается срывом потока с лопаточных венцов первых ступеней, а в области повышенных -срывом потока в последних ступенях. На рисунке 9 приведены границы устойчивости для различных углов атаки в сравнении с экспериментом и дискретным распределением критических углов атаки по ступеням.

Рисунок 9 - Сравнение расчётной и экспериментальной границ устойчивой

работы при различных критических углах атаки (слева) и дискретном распределении критических углов атаки по ступеням (справа)

устойчивая область граница устойчивости

Рисунок 10 - Распределение расчётных и экспериментальных углов атаки и расчётных границ срыва

В четвёртой главе приведены результаты верификации разработанных методик и компьютеризированной технологии моделирования:

1. Обратной ID задачи для осевого многоступенчатого компрессора. Некоторые результаты верификации компрессора КР17-300 в СИМ COMPRESSOR в сравнении с экспериментальными результатами и результатами верификации в СИМ KOMPRwin приведены в таблице.

Параметр Максимальная погрешность, %

СИМ COMPRESSOR СИМ KOMPRwin

£>„ „м 0,27 4,98

/>к2,м 0,18 расчёт не производится

0,47 14,95

0,81 расчёт не производится

Как видно из таблицы, погрешность расчётов диаметров в СИМ COMPRESSOR не превышает 1%, тогда как в СИМ KOMPRwin достигает 14%. Это связано с более широкими возможностями СИМ COMPRESSOR относительно СИМ KOMPRwin. В данном случае погрешность обусловлена возможностью задания индивидуальной схемы проточной части в каждой ступени, а также функции коррекции «постоянного» диаметра.

Были проведены расчёты ступени по разработанной методике в СИМ COMPRESSOR2D. Полученные результаты позволили сделать вывод о подтверждении гипотезы ограничения по критическому углу атаки. Как видно из рисунка 10, на границе устойчивой работы примерно 50% высоты лопатки находится в зоне начала срыва. Впервые был предложен критерий определения границы устойчивой работы в двухмерной постановке, реализованный в СИМ COMPRESSOR_2D. Точкой неустойчивой работы ступени, согласно критерию, является такой режим течения, при котором более половины высоты лопатки находится в зоне начинающегося срыва.

0 2 4 fi Я 10 1г 14 -^эксперимент -°-расчет

—кпчало^рыиа —срын

2. Обратной 10 задачи для центробежного компрессора ВД-100 и стенда ОРТ-2Ю. Был проведён расчёт компрессора двигателя ВД-100. Погрешность расчёта основных параметров не превышает 3-5 %, что можно считать удовлетворительным результатом. Апробация модели была также проведена на установке для изучения характеристик центробежных компрессоров ОРТ-2Ю (рисунок 11), данные расчёта в имитационной модели совпали с экспериментальными данными в пределах допустимой погрешности (погрешность не более 3-4%).

Схема стенда

- сопло Веитури, б - рабочее колесо, 7 - выходное устройство, 8 - вал

Рисунок 11 - Испытательный стенд для центробежного компрессора

3. Прямой ID задачи для осевой сверхзвуковой ступени по методу обобщённых зависимостей. Сравнительный анализ расчётной и экспериментальной характеристик ступени компрессора (рисунок 12 (а)) указывает на высокую сходимость (погрешность менее 1 %) результатов в области пониженных относительных приведенных частот вращения ротора ппр = (50...70)%. В данном диапазоне приведенных частот числа Маха по окружной скорости на сред- 1 нем радиусе находятся внутри диапазона допустимых значений, приведенных в литературе Ми < 0.8. Соответственно значения коэффициентов КцКг ~ f(ca/ca0,Mu) на обобщенной характеристике ступени компрессора определяются интерполяцией внутри области определения функции. При значениях относительной приведённой частоты вращения ротора ппр > 70% выявлена значительная погрешность (достигает 12 %) в результатах, полученных при использовании метода Ольштейна. Данная погрешность может быть обусловлена выходом числа Маха Ми > 0.8 за область определения функции. При максимальной частоте вращения на среднем радиусе достигается значение Ми = 1.13.

4. Прямой 1D задачи для осевой сверхзвуковой ступени по модифицированному методу обобщённых зависимостей. Сравнительный анализ расчётной и экспериментальной характеристик ступени компрессора указывает на высокую сходимость (погрешность не превышает 1 %) результатов в области пониженных относительных приведённых частот вращения ротора йпр — (50...70)% (рисунок 12 (б)). В области повышенных частот вращения йпр > 70% модифицированный метод Ольштейна позволяет значительно повысить точность расчётов характеристик ступени компрессора (погрешность менее 5 %). Таким образом, проведённые исследования позволяют значительно повысить адекватность разработанной математической модели для решения 1D прямой задачи в СИМ COMPRESSOR.

50 .45 М «5 7П 75 ВО Со^.КГ/Г —зкпернкент —расчет

а б

Рисунок 12 - Сравнение расчётной и экспериментальной характеристик

5. Прямой Ш задачи для осевого многоступенчатого компрессора (КНД АЛ-55) по модифицированному методу обобщённых зависимостей.

Сравнение результатов (рисунок 13) указывает на высокую сходимость расчётной и экспериментальной степени повышения давления в устойчивой области работы (погрешность не более 5 %). В зоне умеренных частот вращения наблюдается значительное расхождение (до 7 %) в районе границы запирания.

4 б в 10 12 Л 1Ь 1В 20 22 24 26 2й 30 32 С.^.кг/с

| —эксперимент ! | -^расчет |

10 12 14 16 1Я 20 22 24 26

Рисунок 13 - Расчётная и экспериментальная характеристики КНД АЛ-55

6. Прямой 2И задачи для осевой ступени. На рисунке 14 приведены результаты расчёта осевой высоконагруженной ступени.

В результате проведенных исследований стало возможным выработать рекомендации по применению разработанных методик и систем моделирования при проектировании компрессоров. Были сделаны предложения по изменению геометрических параметров лопаточных венцов с целью улучшения их аэродинамических характеристик.

Рисунок 14 - Сравнение расчётного и экспериментального распределения параметров за РК

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

1. Разработанные методики одномерного моделирования компрессоров авиационных ГТД позволяют решать проектировочные задачи (обратные) по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров под заданные параметры потока и прогнозировать характеристики осевых компрессоров (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора.

2. Разработанные методики двухмерного моделирования компрессоров авиационных ГТД позволяют рассчитывать радиальное распределение параметров в лопаточных венцах и прогнозировать характеристики осевых компрессоров (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора с последующим решением обратной задачи по корректировке исходных геометрических параметров лопаточных венцов.

3. Выработанные критерии определения границы устойчивой работы и разработанная методика позволяют проводить расчёт границы устойчивой работы компрессоров в одномерной и двухмерной постановках с учетом влияния переменной геометрии (различные углы установки направляющих аппаратов (НА) и ВНА) и влияния технологических отклонений. Максимальная относительная погрешность разработанной методики расчёта границы устойчивой работы составляет 5%, существующих методик - 6,5%.

4. Методики, реализованные в разработанных системах моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D, позволяют моделировать процессы в компрессорах различных схем (осевых и центробежных) современных и перспективных авиационных двигателей, решать проектно-доводочные задачи, оптимизировать распределение параметров по ступеням, режимы работы, учитывать влияние внешних условий и входного направляющего аппарата (ВНА) в одномерной и двухмерной постановках, что повышает достоверность аналитического этапа разработки конструкторской документации, сокращает временные затраты решения задач верификации.

5. Проведена экспериментальная проверка методик и разработанных систем моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D на примере компрессоров авиационных двигателей (КНД АЛ-55, КНД АЛ-31СТ, КНД Р95Ш, ВД-100, SR-30), а также испытательного стенда компрессора (ОРТ-2Ю): газодинамическое моделирование, прогнозирование характеристик различных компрессоров и ступеней. Сравнение расчёта (расчётные геометрические, термодинамические и кинематические параметры) и эксперимента показало, что при газодинамическом расчёте осевого и центробежного компрессоров максимальная относительная погрешность не превышает 3 % и 5 % соответственно. Максимальная относительная погрешность расчёта характеристик (приведенный расход, степень повышения давления, КПД) в одномерной постановке не превышает 5%, в двухмерной постановке - 3 %. Выработаны рекомендации по применению разработанных методик и систем в качестве оптимизирующего инструмента.

6. Предложена методика интеграции разработанных систем с системами моделирования авиационных двигателей (СИМ DVIGw) и программными комплексами для численного трёхмерного газодинамического моделирования (ANSYS CFX) на последующих этапах проектирования и доводки компрессоров в составе двигателя.

Основное содержание диссертации опубликовано в работах

Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК:

¡.Методика расчёта и моделирование осевых компрессоров авиационных ГТД / Д. А. Ахмедзянов, А. Б. Козловская (Михайлова)// Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. - Уфа: УГАТУ, 2009. - т. 13, №1 (34). - С.9-20. (личный вклад - 8 ж. л.)

2.0 применении Олынтейна для расчёта характеристик многоступенчатых осевых компрессоров /Д. А. Ахмедзянов, Ю, М. Ахметов, А. Б. Козловская (Михайлова) и др. // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. - Уфа: УГАТУ, 2010. - т. 14, №3 (38). - С. 16-31. (личный вклад -10 ж. л.)

3. Методика расчёта и моделирование центробежных компрессоров / Д. А. Ахмедзянов, А. Б. Козловская (Михайлова), Н. Б. Проскурина // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. - Уфа: УГАТУ, 2010. - т. 14, №3 (38). - С.62-71. (личный вклад - 6 ж. л.)

4. Расчёт характеристик осевых компрессоров совместно с границей устойчивой работы / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов и др. // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. - Уфа: УГАТУ, 2010. -т.14, №5 (40). - С.15-26. (личный вклад - 5 ж. л.)

5. Расчётное исследование динамической характеристики одновалыюго турбореактивного двигателя / А. Б. Козловская (Михайлова), Д А Ахмедзянов и др. // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. - Уфа: УГАТУ, 2011. - т.15, №1 (41). - С.15-26. (личный вклад - 5 ж. л.)

6. Применение имитационного моделирования на ранних стадиях проектирования силовых установок для беспилотных летательных аппаратов одноразового применения / И. А. Кривошесв, Д. А. Ахмедзянов, А Б Михайлова и др. II Вестник ВГТУ: научный журнал Воронежск. гос. техн. ун-та. - Воронеж: ВГТУ, 2011. - т.7, №4 . - С.215-223. (личный вклад - 4 ж. л.)

Свидетельства об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспятента РФ!

7. Система имитационного моделирования COMPRESSOR / Д. А. Ахмедзянов, А. Б. Козловская (Михайлова), И. А. Кривошеев // Свидетельство № 2009612688 Москва, Роспатент. - 2009.

8. Система имитационного моделирования COMPRESSOR_2D / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Свидетельство № 2011611711 Москва, Роспатент. -2011.

Публикации в других изданиях:

9. Автоколебания лопаток компрессора авиационных ГТД / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Альманах современной науки: научный журнал. - Тамбов: Грамота, 2008. - № 7 (14) - С.9-10.

10. Система моделирования компрессоров авиационных ГТД / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Альманах современной науки: научный журнал. - Тамбов: Грамота, 2009. - № 6 (25) - С.21-24.

11. Получение характеристик многоступенчатых осевых компрессоров в широком диапазоне / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Альманах современной науки: научный журнал. - Тамбов: Грамота, 2009. -№ 6(25)-С.17-21.

12. Моделирование влияния угла установки входного направляющего аппарата на характеристику осевого компрессора / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Молодой ученый: научный журнал. - Чита: ООО "Издательство Молодой ученый", 2009. - №10. - С.23-26.

13. Испытания и расчёт центробежного компрессора / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов, Н. Б. Проскурина // Молодой ученый: научный журнал. - Чита: ООО "Издательство Молодой ученый", 2009. - т. 1, №1-2 (13). - С. 79-82.

14. Методика определения границы устойчивой работы компрессора / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Молодой ученый: научный журнал. - Чита: ООО "Издательство Молодой ученый", 2009. - т. 1, №1-2 (13). -С. 82-85.

15. Разработка программного комплекса для повышения эффективности ранних стадий проектирования современных и перспективных авиационных газотурбинных двигателей / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов и др. // Молодой ученый: научный журнал. - Чита: ООО "Издательство Молодой ученый", 2011. - №6 (29). - С. 15-19.

16. Разработка методов и средств моделирования компрессоров авиационных ГТД в одномерной постановке / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов и др. // Молодой ученый: научный журнал. - Чита: ООО "Издательство Молодой ученый", 2011. - №8 (37). - С. 53-57.

17. К вопросу об автоколебаниях лопаток компрессора авиационных ГТД / А. Б. Козловская (Михайлова) // Мавлютовские чтения: Всероссийская НТК. -Уфа: УГАТУ, 2008.-т.1. - С.55-56.

18. Получение характеристик многоступенчатых осевых компрессоров / А. Б. Козловская (Михайлова) // Мавлютовские чтения: Всероссийская НТК. -Уфа: УГАТУ, 2009. - т.1. - С.52-53.

19. Расчёт характеристик осевых компрессоров и методика определения границы устойчивой работы / А. Б. Козловская (Михайлова) // НТК "Зимняя школа аспирантов". - Уфа: УГАТУ-УМПО, 2010. - С.241-245.

20. Расширение диапазона применения метода Ольштейна для расчёта характеристик осевых компрессоров / А. Б. Козловская (Михайлова) // Авиадвигатели XXI века: Международная НТК. - М.: ЦИАМ, 2010. -С.148-153.

21. Расчёт характеристики рабочего колеса в двухмерной постановке с использованием имитационного моделирования / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов и др.// Международная НТК. - Самара: СГАУ, 2011. -ч.1. -С.36-37.

22. Повышение эффективности проектирования компрессоров авиационных ГТД с использованием имитационного и ЗО САБ/САЕ-моделирования / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Мавлютовские чтения: Всероссийская НТК. - Уфа: УГАТУ, 2011. - т.1. - С.119-122.

23. Разработка программного комплекса для повышения эффективности ранних стадий проектирования современных и перспективных авиационных ГТД / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов // Международный молодежный форум. - Рыбинск: РГАТА, 2011. - С.49-54.

Диссертант

Михайлова А. Б.

МИХАЙЛОВА Александра Борисовна

МЕТОДИКА И КОМПЬЮТЕРИЗИРОВАННАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ДВУХУРОВНЕВОГО ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ КОМПРЕССОРОВ АВИАЦИОННЫХ ГТД

Специальность 05.07.05 -Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ на соискание учёной степени кандидата технических наук

Подписано к печати 20.10.2011 г. Формат 60x84 1/16 Бумага офсетная. Печать плоская. Гарнитура Times New Roman. Усл. печ. л. 1,0. Уч.-изд. 1,0. Тираж 100 экз. Заказ № 330

ФГБОУ ВПО Уфимский государственный авиационный технический университет Центр оперативной полиграфии 450000, Уфа-центр, ул. К. Маркса, 12

61 12-5/69

Министерство ооразования и науки Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования

"УФИМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ"

МЕТОДИКИ И КОМПЬЮТЕРИЗИРОВАННАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ДВУХУРОВНЕВОГО ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ КОМПРЕССОРОВ АВИАЦИОННЫХ ГТД

СПЕЦИАЛЬНОСТЬ 05.07.05 Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

На правах рукописи

МИХАЙЛОВА Александра Борисовна

Научный руководитель доктор технических наук Ахмедзянов Д. А.

Уфа-2011

ОГЛАВЛЕНИЕ

ПРИНЯТЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ.............................................5

Обозначения параметров.....................................................................................5

Индексы.................................................................................................................^

Основные сокращения.........................................................................................6

ВВЕДЕНИЕ..............................................................................................................7

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ПРОБЛЕМЫ ИССЛЕДОВАНИЯ...................................14

1.1 Лопаточные машины. Область применения компрессоров. Понятие характеристики компрессора.............................................................14

1.2 Структура процесса проектирования компрессора..................................18

1.3 Классификация математических моделей рабочего процесса компрессора на различных этапах проектирования.......................................23

1.3.1 Одномерная модель рабочего процесса компрессора........................25

1.3.2 Двухмерная модель рабочего процесса компрессора........................32

1.3.3 Трехмерная модель рабочего процесса компрессора.........................37

1.4 Анализ систем моделирования компрессоров авиационных ГТД.........45

1.4.1 Системы моделирования на базе одномерных моделей....................45

1.4.2 Системы моделирования на базе двухмерных моделей.....................48

1.4.3 Системы моделирования на базе трехмерных моделей.....................50

1.4.4. Специализированный программный комплекс

для проектирования лопаточных машин Concepts NREC..........................55

1.5 Анализ проблемы и постановка задач исследования............................61

ГЛАВА 2. СИМ COMPRESSOR И РЕАЛИЗАЦИЯ МЕТОДИК ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МНОГОУРОВНЕВОГО

МОДЕЛИРОВАНИЯ КОМПРЕССОРОВ...........................................................64

2.1 Методика одномерного моделирования компрессоров...........................64

2.1.1 Реализация методики газодинамического расчета осевого компрессора по параметрам на среднем диаметре......................................64

2.1.2 Реализация методики газодинамического расчета центробежного компрессора..........................................................................82

2.1.3 Реализация в системе моделирования методики расчета характеристик осевых компрессоров по обобщенным зависимостям......95

2.1.4 Расширение области применения обобщенных зависимостей

при расчете высоконагруженных осевых ступеней...................................102

2.2 Методика двухмерного моделирования осевого компрессора

в СИМ COMPRESSOR2D.............................................................................117

2.2.1 Вычисление коэффициента диффузорности (diffusion factor).........117

2 2 2 Связь фактора диффузорности и коэффициента потерь полного

121

давления..........................................................................................................

2.2.3 Расчет углов атаки и отставания при решении прямой

1 95

и обратной задач............................................................................................

2.2.4 Расчет степени повышения давления в роторе и коэффициента восстановления полного давления

с помощью коэффициента потерь...............................................................133

2.2.5 Алгоритм расчета в СИМ COMPRESSOR_2D..................................134

1

Заключение по главе 2..................................................................................... D

ГЛАВА 3. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ГРАНИЦЫ УСТОЙЧИВОЙ РАБОТЫ И ЕЕ ВЕРИФИКАЦИЯ.......................................................................................139

3.1 Неустойчивая работа компрессора...........................................................139

3.2 Расчет характеристики компрессора совместно

с границей устойчивой работы.......................................................................142

3.3 Уточненный расчет границы устойчивой работы компрессора...........149

3.4 Расчет границы устойчивой работы

в одномерной постановке для многоступенчатого компрессора................154

3.5 Расчет границы устойчивой работы

1 SR

в двухмерной постановке................................................................................LJO

Заключение по главе 3.....................................................................................166

ГЛАВА 4. ВЕРИФИКАЦИЯ РАЗРАБОТАННЫХ МЕТОДИК В СИМ COMPRESSOR И COMPRESSOR_2D..............................................................168

4.1 Расчет осевого компрессора в СИМ COMPRESSOR.............................168

4.1.1 Сравнение с экспериментом................................................................168

4.1.2 Сравнение с СИМ KOMPR.................................................................170

4.2 Расчет центробежного компрессора в СИМ COMPRESSOR................172

4.3 Верификация методики одномерного расчета

характеристик осевых компрессоров в СИМ COMPRESSOR....................177

4.4 Верификация расширенной методики одномерного расчета характеристик осевых компрессоров в СИМ COMPRESSOR

на примере высоконагруженной ступени......................................................184

4.5 Верификация расширенной методики одномерного расчета характеристик осевых компрессоров в СИМ COMPRESSOR

на примере многосупенчатого компрессора.................................................186

4.6 Верификация методики двухмерного расчета осевых компрессоров ..190

4.7 Выработка рекомендаций по профилированию лопаточных венцов с использованием разработанной методики

2D расчета осевого компрессора....................................................................198

4.7.1 Влияние числа лопаток на основные параметры

рабочего колеса..............................................................................................199

4.7.2 Влияние парусности лопатки

на основные параметры рабочего колеса....................................................201

4.7.3 Влияние относительной максимальной толщины профиля

на основные параметры рабочего колеса....................................................204

4.7.4 Влияние положения точки максимальной толщины профиля

на основные параметры рабочего колеса....................................................206

4.7.5 Влияние неравномерности потока

на основные параметры рабочего колеса....................................................209

4.7.6 Выработанные рекомендации.............................................................212

4.7.7 Пример комплексной оптимизации лопаточного венца

с целью увеличения запасов газодинамической устойчивости................213

4.7.8 Приближенный расчет на прочность оптимизированного

и исходного лопаточного венца...................................................................220

Заключение по главе 4.....................................................................................225

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ.....................................227

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ...........................................229

ПРИЛОЖЕНИЯ...................................................................................................239

ПРИНЯТЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

Обозначения параметров

Ъ Хорда профиля, м

с Абсолютная скорость, м/с / толщина профиля, м

I Угол атаки, град.

п Частота вращения, об/мин

р Давление воздуха, Па

г Шаг решетки, м

и Окружная скорость, м/с

и> Относительная скорость, м/с

£ Расход воздуха, кг/с

Т Температура воздуха, К

а Угол потока в абсолютном направлении, град.

р Угол потока в относительном направлении / лопаточный угол, град.

у Угол установки профиля, град.

5 Угол отставания потока, град,

е Угол поворота потока, град.

ц Коэффициент полезного действия

0 Угол изгиба профиля, град.

X Приведенная скорость

£ Коэффициент потерь полного давления

л Степень повышения давления

^_^ о

Р Плотность, кг/м

а Густота решетки

% Угол кривизны профиля, град.

Индексы

1 Вход в рабочее колесо/ входное сечение

2 Выход из рабочего колеса/ выходное сечение

3 Выход из направляющего аппарата

а Осевое направление

тах Максимальное значение

тт Минимальное значение

ге/ Номинальное значение параметра

и Окружное направление

ад адиабатический

кр Критическое значение

ном Номинальное значение параметра

пр Приведенное к САУ значение

* Полное (заторможенное)/ номинальное значение параметра

Основные сокращения

БЛД Безлопаточный диффузор

ВНА Входной направляющий аппарат

ГТД Газотурбинный двигатель

КВД Компрессор высокого давления

кнд Компрессор низкого давления

кпд Коэффициент полезного действия

лд Лопаточный диффузор

НА Направляющий аппарат

РК Рабочее колесо

САУ Стандартные атмосферные условия

СИМ Система имитационного моделирования

ТРДД Турбореактивый двухконтурный двугатель

ТРДДФ Турбореактивый двухконтурный двугатель с форсажной камерой

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы

Проектирование авиационных ГТД и их узлов базируется на комплексе исследований в аэро- и термодинамике, материаловедении, механике

жидкости и газа и других науках.

В настоящее время ведутся работы над созданием двигателей нового поколения, которые должны обладать рядом характеристик, придающих качественно новый уровень летательному аппарату. Среди основных направлений развития компрессоров следует отметить сокращение числа ступеней при одновременном повышении суммарной степени повышения давления и адиабатического КПД. Это может быть достигнуто за счет значительного повышения аэродинамической нагруженности и адиабатического КПД отдельных ступеней, а также применения новых материалов и технологий изготовления, совершенствования методов конструирования и оценки напряженно-деформированного состояния узла. Ведутся работы по снижению акустического шума ступеней компрессора. В перспективных схемах ГТД проявляется значительный интерес к

центробежным компрессорам.

Для обеспечения широкого спектра требований к двигателям новых поколений в условиях сокращения затрат (времени и материальных ресурсов) и повышения качества продукции на международном рынке происходит коренной пересмотр методологии проектирования с внедрением информационных технологий в рамках CALS - компьютерной поддержки жизненного цикла продукции, реализации системного и объектного подходов, широкого использования математического моделирования. За рубежом разрабатываются гибкие многодисциплинарные многоуровневые программные комплексы, обеспечивающие информационную поддержку жизненного цикла изделия. Для проектирования компрессоров используются

программные комплексы, обеспечивающие интеграцию математических моделей различного уровня, размерности и функционального назначения, охватывающие весь цикл проектирования компрессора от технического задания до выпуска конструкторской и технологической документации.

В настоящее время значительный интерес проявляется к трёхмерным нестационарным математическим моделям турбулентных течений, которые позволяют с наибольшей достоверностью описать рабочий процесс в компрессоре. Однако данная математическая модель требует значительных затрат машинного времени и материальных ресурсов. Таким образом, для информационной поддержки ранних стадий проектирования необходима разработка многоуровневого гибкого программного комплекса, базирующегося на одномерных и двухмерных моделях рабочего процесса, что позволит значительно сократить трудоёмкость последующих стадий проектирования, а также экспериментальной доводки изделия, таким образом, тема диссертационной работы является актуальной.

Цель и задачи исследования

Целью работы является разработка методик и компьютеризированной технологии многоуровневого газодинамического моделирования компрессоров для решения прямых и обратных задач при проектировании и доводке.

Научная новизна

Новыми научными результатами, впервые полученными в настоящей работе, являются разработанные методики и системы имитационного моделирования процессов в компрессорах авиационных газотурбинных

двигателей (ГТД):

1. Методика расчёта границы устойчивой работы осевых ступеней, осевых многоступенчатых компрессоров в одномерной и двухмерной постановках, основанная на ограничении по критическому углу атаки,

которая в отличие от существующих методик (использующих ограничение по максимальной степени повышения давления, либо аэродинамической нагруженности венцов) позволяет повысить точность определения границы

устойчивой работы.

2. Методика расчёта характеристик осевых компрессоров в одномерной постановке, которая на ранних стадиях проектирования (при ограниченном числе исходных данных - расчётные параметры на среднем радиусе), в отличие от существующих, не требует задания прототипа проектируемого узла и эмпирических поправочных коэффициентов, позволяет проводить расчёт транс- и сверхзвуковых ступеней в широком диапазоне частот вращения при числах Маха по окружной скорости до Ммср = 1,27 (в отличие

от метода Ольштейна, ограниченного величиной Ммср = 0,8). Погрешность

существующих методик по максимальному расходу и КПД составляет 22,5%, а погрешность разработанной методики по аналогичным параметрам 1,5-2%.

3. Методика поверочного расчёта осевых компрессоров в двухмерной постановке, которая позволяет определять радиальное распределение параметров за лопаточными венцами, а также характеристику компрессора по среднеинтегральным параметрам за венцами при различных методах осреднения неравномерного потока; при этом, в отличие от существующих методик, возможно разбиение потока на произвольное количество струек тока для учета конструктивных особенностей и характерных размеров лопаточных венцов и выявления локальных особенностей течения, а также использование индивидуальных эмпирических моделей углов атаки, отставания и потерь полного давления при разработке новых

конструктивных решений.

4. Методики проектировочного расчёта по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров, которые в отличие от существующих

позволяют решать широкий спектр проектировочных задач на ранних стадиях проектирования в автоматизированном режиме за счет задания

условий моделирования.

5. Разработанные методики, позволяющие решать обратные и прямые задачи в одномерной и двухмерной постановках, реализованы в системах моделирования COMPRESSOR (свидетельство об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ № 2009612688) и COMPRESSOR_2D (свидетельство об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ №2011611711).

Практическая ценность

Результаты исследований, разработанные методики и системы имитационного моделирования рабочего процесса компрессоров авиационных ГТД внедрены в промышленности - ОАО "НПП Мотор" и в

учебный процесс ФГБОУ ВПО УГАТУ.

Разработанные методики и системы моделирования имеют практическую ценность, а именно позволяют:

моделировать рабочие процессы в компрессорах с диагностированием предпомпажных ситуаций для разработки систем предотвращения

неустойчивой работы ГТД;

прогнозировать характеристики осевых многоступенчатых компрессоров в широком диапазоне частот вращения и входных параметров на начальных стадиях проектирования;

повысить эффективность проектирования (сократить время и затрачиваемые ресурсы) компрессоров.

Методы исследования

При выполнении работы использованы следующие методы и способы исследования:

• теория рабочих процессов, теория лопаточных машин авиационных ГТД;

• системный анализ и объектно-ориентированный подход при моделировании сложных процессов и изделий;

• численные методы решения систем уравнений.

На защиту выносится:

1. Методики одномерного моделирования компрессоров авиационных ГТД, позволяющих решать как проектировочные задачи (обратные задачи по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров под заданные параметры потока), так и прогнозировать характеристики осевых компрессоров в широком диапазоне частот вращения ротора (прямая задача).

2. Методики двухмерного моделирования осевых компрессоров авиационных ГТД, позволяющих рассчитывать радиальное распределение параметров в лопаточных венцах и прогнозировать характеристики осевого компрессора (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора с последующим решением обратной задачи по корректировке исходных геометрических параметров лопаточных венцов.

3. Методика, позволяющая проводить расчёт границы устойчивой работы компрессоров в одномерной и двухмерной постановках с учетом влияния переменной геометрии (различные углы установки направляющих аппаратов (НА) и ВНА) и влияния технологических отклонений.

4. Системы моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D, позволяющие моделировать процессы в компрессорах различных схем (осевых и центробежных) современных и перспективных авиационных двигателей, решать проектно-доводочные задачи, оптимизировать распределение параметров по ступеням, режимы работы, учитывать влияние внешних условий и входного направляющего аппарата (ВНА) в одномерной и двухмерной постановке, что повышает достоверность аналитического этапа

разработки конструкторской документации, сокращает временные затраты решения задач верификации.

5. Методика интеграции разработанных систем с системами моделирования (СИМ DVIGw) авиационных двигателей и программными комплексами для численного �