автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Методологические основы аэродинамического проектирования интегрированной системы межтурбинного переходного канала, обеспечивающей повышение эффективности перспективных газотурбинных двигателей

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева».

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ИНТЕГРИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ МЕЖТУРБИННОГО ПЕРЕХОДНОГО КАНАЛА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание учёной степени доктора технических наук

005049608

Ремизов Александр Евгеньевич

14 ФЕВ 2013

Рыбинск-2012

005049608

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

Научный консультант: Богомолов Евгений Николаевич, доктор технических наук, профессор. Официальные оппоненты:

Новиков Александр Сергеевич, доктор технических наук, профессор, Государственный научный центр РФ. Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова», заместитель генерального директора; Матвеев Валерий Николаевич, доктор технических наук, профессор, Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)», заведующий кафедрой теории двигателей летательных аппаратов;

Равикович Юрий Александрович, доктор технических наук, профессор, Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)», заведующий кафедрой конструкции и проектирования двигателей;

Ведущая организация: открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн", г. Рыбинск.

Защита диссертации состоится 27 февраля 2013 г. в 12:00 на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования ((Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева» по адресу: 152934, г. Рыбинск, Ярославской области, ул. Пушкина, 53, ауд. Г-237.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева».

Ученый секретарь диссертационного совета

Конюхов Борис Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы непосредственно определяется спецификой развития современного двигателестроения. Повышающаяся сложность и ответственность задач, решаемых современной военной и гражданской авиацией, требует создания все более совершенных двигателей, причем они становятся все сложнее и дороже, что приводит к значительному увеличению сроков создания и к колоссальным финансовым затратам, соизмеримым с бюджетными возможностями отдельных государств. Причем доля научно-исследовательских и экспериментальных работ (НИЭР) как в стоимости, так и в продолжительности создания нового двигателя возросла с 20 % для двигателей третьего поколения до 60 % для двигателей пятого поколения.

В условиях значительных финансовых ограничений и жесткой конкурентной борьбы на рынке авиадвигателей процесс создания высокосовершенных двигателей потребовал новых организационно-экономических мероприятий, обеспечивающих успешную разработку и доводку двигателей в заданные сроки. Эти мероприятия совершенствовались на протяжении последних тридцати лет и трансформировались в современную методологию разработки двигателей, обеспечивающую гарантированное получение требуемых технико-экономических показателей в заданные сроки, высокие показатели надежности и ресурса с самого начала эксплуатации, сокращение затрат на разработку, производство и эксплуатацию. Современный регламент создания авиационных двигателей состоит из двух этапов:

- создание научно-технического задела (НТЗ);

- проведение опытно-конструкторских работ (ОКР).

Суть современной методологии, реализуемой ведущими авиадвигателестроительными компаниями, состоит в том, что решение о начале опытно-конструкторских работ принимается только тогда, когда компанией накоплен необходимый уровень знаний и проверенных конструкторских решений, обеспечивающих безусловное выполнение поставленной задачи в заданные сроки.

Цель этапа научно-технического задела (НТЗ) состоит в опережающей отработке новых технических решений для достижения максимально возможного уровня технического совершенства двигателей при минимально возможных затратах. При этом на основе поискового прогноза развития двигателей, их узлов и систем по основным технико-экономическим показателям, конструктивной схеме, параметрам рабочего процесса, конструкционным материалам и на основе анализа эффективности их

применения на летательных аппаратах различного назначения формируются технический облик базовых двигателей нового поколения, критические (узловые) технологии и требования к новым материалам.

В этих условиях предпочтение отдается изучению не отдельных элементов двигателя, а интегрированных систем. Впервые такая интегрированная система в составе диффузор КВД - камера сгорания -сопловой аппарат ТВД исследовалась специалистами компании GE при создании перспективного унифицированного газогенератора в рамках работ по выполнению программы IHPTET. Созданный газогенератор является базовым элементом для целого семейства двигателей, а модификация двигателей в рамках семейства на преимущественно осуществляется за счёт изменения состава и конфигурации каскада низкого давления.

В настоящее время ведущие двигателестроительные компании ведут активные исследования интегрированной системы в составе последнее рабочее колесо ТВД - межтурбинный переходный канал (со стойками или без таковых) - первый сопловой аппарат ТНД или ТСД. Такие исследования проводятся компаниями SNECMA Moteurs и MTU Aero Engines в рамках программы CLEAN по созданию экологически чистого двигателя. Компания Rolls-Royce в рамках программы Vision исследует межтурбинный переходный канал в условиях противоположного вращения роторов ТВД и ТСД для двигателей семейства Trent. Компания General Electric проводит концептуальные исследования межтурбинных переходных каналов малой высоты для двигателей с началом эксплуатации в 2030...2035 годах в рамках проекта SFW NASA, а также, исследования каналов с интегрированными в них лопатками соплового аппарата в рамках собственных программ GEnx и GEny. В этих исследованиях относительно короткие переходные каналы с большими значениями кривизны и угла подъёма образующих получили название «агрессивных».

В таких условиях особое значение приобрела необходимость разработки методологических основ процесса аэродинамического проектирования интегрированной системы проточной части ТНД.

Цель работы заключается в разработке методологии аэродинамического проектирования проточной части турбины низкого давления современных и перспективных ТРДЦ на основе математической модели интегрированной системы межтурбинного переходного канала, позволяющей рассчитывать параметры потока на входе в первое рабочее колесо турбины низкого давления при любых кинематических параметрах потока на входе в переходник, определяемых условиями работы турбины высокого давления.

Задачи, решаемые в работе

• Выбрать методы и средства получения аэродинамических характеристик элементов, входящих в интегрированную систему межгурбинного переходного какнала.

• Разработать математическую модель вторичного вихря, позволяющую рассчитывать траекторию перемещения вторичного вихря в межлопаточном канале турбинной решётки активного и реактивного типа и оценивать изменение аэродинамических параметров течения на выходе из лопаточного венца под воздействием вторичного вихря.

• Установить зависимость аэродинамических характеристик турбинных лопаточных венцов от характера взаимодействия друг с другом вторичных вихрей в межлопаточном канале и выявить критериальный параметр, позволяющий делать количественную оценку характера взаимодействия вторичных вихрей.

• Выявить основные закономерности развития пограничного слоя на поверхностях, образующих проточную часть интегрированной системы межгурбинного переходного канала и связь параметров пограничных слоёв с аэродинамическими характеристиками этой интегрированной системы.

• Получить обобщённые аэродинамические характеристики моделей межтурбинных переходных каналов в условиях переменной по высоте проточной части входной закрутки потока, моделирующей остаточную закрутку потока турбиной высокого давления.

• Выявить особенности генерации потерь энергии потока в интегрировашюй системе переходного канала, состоящей из кольцевого диффузора, прямой стоечной решётки и изогнутой решётки соплового аппарата.

• Разработать принципы рационального профилирования меридиональных поверхностей «агрессивных» межтурбинных переходных каналов.

Методы исследования. За последние 20-30 лет в науке и технике произошёл ряд изменений скорее политического, экономического свойства. Одним из таких изменений является относительное снижение роли национальных исследовательских центров, таких как NASA и NGTE в США, ЦАГИ и ЦИАМ в Российской Федерации, по сравнению с фирмами разработчиками и производителями газотурбинных двигателей. При этом фирмы получают и накапливают обширную информацию, но более селективно и только ту, которая способствует решению их собственных технических задач, тогда как исследовательские учреждения, как правило, занимаются всеми аспектами проблемы в их взаимосвязи и развитии.

Использование экспериментальных методов исследования течения в каналах сложной формы ограничено тем, что процессы, определяющие газодинамическую эффективность таких каналов, развиваются в

пограничных слоях, где параметрические измерения весьма затруднены, а оптические методы дают значительную погрешность при большой кривизне поверхности исследуемого канала. Простое увеличение числа измерений за счёт применения в эксперименте ЭВМ само по себе ещё не даёт лучшего понимания картины течения в канале.

Область применения аналитических методов исследования течений в проточной части ГТД постоянно сокращается в связи с тем, что эти методы часто содержат предположения, которые являются спорными и снижают полезность или надёжность результатов расчёта. Но при этом необходимо отметить, что именно аналитические методы позволяют наиболее глубоко понять природу и свойства исследуемых течений. Поэтому, сохраняется устойчивый интерес к расчёту аналитическими методами средних параметров потока или вторичных течений с развитыми вихревыми структурами.

Основу современной вычислительной аэродинамики составляет система нестационарных уравнений Навье - Стокса, которую уже в общем виде невозможно решить без упрощений, относящихся к модели турбулентности потока. Применительно к течению в элементах проточной части ГТД эта система уравнений приобретает специфические черты и для её решения требуются специальные методы. При оценке применимости этих методов следует исходить из того, что все численные методы - это упрощения различного уровня и при любой численной схеме будут возникать ошибки при аппроксимации градиентов параметров потока.

Поиск рациональных методов, приводящих к желаемому результату с минимальными издержками, привёл к необходимости применения комплексных (синтезированных) методов исследования течения в каналах сложной формы. Совокупность и взаимосвязь этих методов составляют основу методологии исследования основных закономерностей течения в межтурбинных каналах.

Достоверность и обоснованность результатов обеспечивается корректностью применяемых физических моделей течения газа и используемых допущений при составлении расчётных моделей потока и подтверждается соответствием полученных данных известным достоверным результатам, наблюдениям и описаниям других исследователей, соответствием известным закономерностям изменения исследуемых величин, совпадением полученных в ходе исследования расчетных и экспериментальных данных.

Результаты, вынесенные на защиту:

1. Выбор методов исследования элементов, составляющих интегрированную аэродинамическую систему межтурбинного переходного канала.

2. Принципы построения методологии аэродинамического проектирования интегрированной системы межтурбинного переходного канала на этапе создания научно-технического задела с целью гарантированного определения параметров потока на входе в турбину низкого давления.

3. Результаты исследования газодинамических характеристик турбинных лопаточных венцов в условиях доминирующего влияния вторичных течений.

4. Результаты исследования газодинамических характеристик межтурбинных переходных каналов с варьируемой диффузорностью при различных величине и характере входной закрутки потока.

5. Рекомендации по профилированию меридиональных образующих «агрессивных» переходных каналов.

Научная новизна диссертации состоит в разработке методологии аэродинамического проектирования интегрированной системы межтурбинного переходного канала, позволяющей по интегральным параметрам течения и геометрии проточной части оценивать кинематические параметры и газодинамическую эффективность системы с различным количеством и расположением элементов. В основу методологии впервые положены выявленные факторы:

1. Критериальный характер влияния относительной высоты лопаточного венца и интегральных параметров пограничного слоя на меридиональной образующей межлопаточного канала на кинематику вторичных вихрей и газодинамическую эффективность течения в межлопаточном канале.

2. Взаимосвязь состояния пограничного слоя на выпуклой поверхности лопатки с дрейфом вторичных вихрей в межлопаточном канале, а также существование оптимальной в отношении потерь величины закрутки потока на входе в переходный канал, зависящей от распределения закрутки по высоте проточной части, от диффузорности канала и наличия в нём стоек.

3. Зависимость изменения средних углов потока в межтурбинном переходном канале от геометрических и режимных параметров течения, позволившая существенно уточнить эмпирические соотношения для оценки потерь и углов потока в переходных межтурбинных каналах.

Практическая полезность работы состоит в том, что разработанная методология позволяет перейти к рассмотрению характеристик интегрированных (укрупнённых) элементов двигателя уже на ранних этапах создания научно-технического задела по разработке ГТД нового поколения и при выполнении ОКР с целью модификации двигателя в пределах семейства. Такой переход уменьшает количество независимых параметров, определяющих уровень конкурентоспособности создаваемого двигателя и

повышает вероятность успеха принимаемого технического решения, что способствует уменьшению сроков и стоимости создания двигателя. Результаты диссертационной работы были использованы в ОАО «НПО «Сатурн» г. Рыбинск при проектировании и доводке турбины двигателя РД-600В, при выполнении работ по госконгракту № 14.740.11.0322 от 17 сентября 2010 г., между РГАТУ имени П.А. Соловьёва и Министерством образования и науки Российской Федерации, внедрены в учебный процесс подготовки дипломированных специалистов по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов» в Рыбинском государственном авиационном техническом университете имени П.А. Соловьёва и в Уфимском государственном авиационном техническом университете.

Апробация работы осуществлялась путём выполнения докладов и обсуждения результатов на Всероссийских и Международных конференциях и форумах. Результаты исследования характеристик турбинных лопаточных венцов в условиях доминирующего влияния взаимодействующих в межлопаточном канале вторичных вихрей были представлены на Всероссийской конференции «Научно-технические проблемы энергомашиностроения и пути их решения», - Санкт-Петербург, 1992 г., на « X научно-технической сессии по проблемам газовых турбин Комиссии РАН по газовым турбинам». - Рыбинск, 1993, на Всероссийских конференциях «Процессы горения и охрана окружающей среды». - Рыбинск, 1994 г. и «Рабочие процессы и технологические особенности создания ГТД». - Рыбинск, 1998 г., IX Российской научно-технической конференции «Теплофизика технологических процессов». — Рыбинск, 1996г., «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды». - Москва, 1999г. и 2001г., на V Международном симпозиуме «Авиационные технологии XXI века». - Жуковский, 1999г. Результаты исследований характеристик межтурбинных переходных каналов в условиях входной закрутки потока, наличия силовых стоек и лопаточных венцов соплового аппарата в проточной части канала докладывались на У,У1 Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды». - Рыбинск, 2004г., на Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика технологических процессов». -Рыбинск, 2005г., на Международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения». - Самара, 2006г., на Международном научно-производственном форуме «Будущее высоких технологий и инноваций за молодой Россией». - Санкт-Петербург, 2009г., на Международной научно-технической конференции «Энергетические установки: тепломассообмен и процессы горения.» - Рыбинск, 2009г., на Международной научно-технической конференции «Авиационные двигатели

и энергетические установки». - Рыбинск, 2009г., на Международном молодежном научно-производственном форуме «Будущее авиации за молодой Россией». - Москва, 2010г., на XXXI Всероссийской конференции «Наука и технологии». - Миасс: МСНТ, 2011.

Публикации. По материалам диссертации опубликована 71 печатная работа из которых 18 статей опубликованы в центральных рецензируемых изданиях, входящих в список ВАК РФ, 3 статьи опубликованы в иностранных изданиях. Основные результаты обобщены в 2 научных монографиях.

Структура и объём диссертации. Текст диссертации изложен на 455 страницах и состоит из введения, семи глав, выводов по работе и списка использованной в работе литературы из 277 наименований.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Введение содержит описание объекта исследования, обоснование актуальности темы диссертационной работы. Сформулирована цель и аргументирована научная новизна исследований, показана практическая значимость полученных результатов, представлены выносимые на защиту научные положен™ и сведения об апробации работы и публикациях основных результатах диссертационной работы.

Глава 1 посвящена анализу состояния проблем аэродинамического проектирования турбин низкого давления современных ТРДЦ, относящихся к пятому и шестому поколениям двигателей. Описание признаков вьщеленных поколений двигателей и причины смены одного поколения другим достаточно полно представлены публикациях последних лет, поэтому

в первой главе подробно рассмотрены только аспекты развития двигателей, связанные с межкаскадными переходными канатами их газовоздушного тракта. Выбор этого элемента в качестве характерного признака принадлежности двигателя к одному из последних поколений определяется следующими соображениями.

Начиная с двигателей четвёртого поколения

наблюдается устойчивый темп

1950 1980 1670 1900 1990 2000 ЗОЮ Годы

Рисунок 1. Изменение размерности ТРДЦ по годам их создания

снижения размерности газогенераторов ТРДЦ (рис. 1), которая определяется

как ^гг пр вых =- ,5/6. Это приводит к уменьшению высоты

проточной части турбины высокого давления и к уменьшению среднего диаметра с целью восстановления приемлемой высоты лопаток. Постоянно ужесточающиеся требования по снижению уровня шума двигателей вынуждают уменьшать величину окружной скорости вентилятора, а эффективная турбина низкого давления требует более высоких окружных скоростей, в результате чего её проектируют на более высоком диаметре. Современная методология создания двигателей предполагает разработку целого семейства двигателей на базе единого унифицированного газогенератора за счёт изменения преимущественно каскада низкого давления.

В таких условиях межтурбинный переходный канал превращается в критический элемент

конструкции двигателя (рис. 2), во многом определяющий не только уровень эффективности базового двигателя, но и диапазон его возможной модификации в пределах всего семейства. Аэродинамические параметры современных

«агрессивных» переходных каналов будут определяться, во - первых, режимом течения в кольцевом диффузоре, во - вторых, развитыми вторичными течениями в условиях толстых пограничных слоев на меридиональных образующих канала и значительной кривизны поверхности, в - третьих, взаимодействием вторичных вихрей при малой высоте лопаточных венцов турбины низкого давления.

Глава содержит аналитический обзор и анализ публикаций, формирующих современное представление о моделировании вторичных течений в межлопаточных каналах турбомашин и о газодинамической эффективности диффузорных каналов. Основные выводы, сделанные в результате этого анализа, сводятся к следующему.

1. Усиление влияния вторичных течений на эффективность современных и перспективных турбин обусловлено уменьшением

/ ! .1 зг СЕпк

еРб-восг

1 |Ер щ

Ц»

Рисунок 2. Типичное изменение формы

межкаскадных переходных каналов в двигателях

пятого поколения по сравнению с четвёртым

поколением.

размерности газогенератора и уменьшением высоты лопаток с ростом среднего диаметра и увеличением толщины пограничного слоя с ростом длины меридиональных образующих межтурбинного переходного канала;

2. Ни один из известных способов моделирования вторичных течений в турбинном лопаточном венце не в состоянии адекватно описывать изменение вторичных потерь в условиях взаимодействия вторичных вихрей в межлопаточном канале;

3. Результаты исследования структуры и свойств течения в плоских и конических диффузорах не удаётся напрямую использовать при построении модели кольцевого диффузора;

4. Одним из наиболее значимых факторов, определяющих уровень газодинамической эффективности кольцевого диффузора межгурбинного переходного канала, является эпюра входной скорости, которая в свою очередь во многом определяется особенностями развития вторичных течений в лопаточных венцах турбины высокого давления;

5. Для кольцевого диффузора известно существование оптимальной по потерям входной закрутки потока, но при этом не выявлена связь параметров закрутки и геометрии канала с величиной потерь.

Научно-технический задел в области диффузорных течений заложили Аббот, Совран, Кломп, Ховард, Гиневский, Довжик, Дейч, а в области вторичных течений - Лэнгстон, Сивердинг, Степанов, Гречаниченко. Наибольших успехов в области численных методов расчётов диффузорных течений достигли Крэйн, Янг, Ха, а в области вторичных вихревых течений -Лакшминарояна и Сарпакайя. Последние наиболее интересные результаты по исследованию аэродинамических характеристик кольцевых Б-образных диффузоров были получены Домини, Норрисом, Аксельсоном и Гётлихом, а по методам управления вторичными течениями в криволинейных каналах -Копелевым, Нарежным, Гуревичем, Розе, Эйманом и Грегори-Смитом. Результатом работы в этом направлении научной школы кафедры «Авиадвигатели» РГАТУ (рис.3) явилась разработка автором диссертации методологии аэродинамического проектирования интегрированной системы межтурбинного переходного канала.

Глава 2 содержит обоснование методов и средств экспериментальных и расчётных исследований моделей элементов проточной части современных турбин с переходными каналами. Аэродинамические характеристики малоразмерных лопаточных венцов и кольцевых диффузоров в условиях закрученного, неравномерного и нестационарного потока на входе на сегодняшний день являются наименее изученными. Более того, они часто имеют неоднозначный характер, который не удаётся объяснить с позиций

достаточно тщательно изученных плоских и осесимметричных моделей. Для их исследования были использованы аэродинамические стенды двух типов.

I Методология МПК_I

Рисунок 3. Исследования, положенные в основу разработанной методологии.

При исследованиях характеристик моделей межтурбинного переходного канала и соплового аппарата турбины в широком диапазоне чисел Маха потока на входе и для обоснования возможности исследования моделей каналов при низких скоростях потока на входе использовался высоконапорный экспериментальный стенд, основные параметры которого приведены в таблице 1.

Таблица 1 - Погрешности измерения параметров потока при различных _скоростях воздуха на входе в модель канала._

Измеряемый параметр Прибор Приведенная скорость на входе

0,52 0,38 0,25 0,12

Перепад между измеряемым давлением и атмосферой. Датчик давления DRUCKSTX ±0,21% ±0,28% ±0,31% ±0,34%

Температура воздуха Датчик температ. П-77 ±0,28% ±0,28% ±0,28% ±0,28%

Расход воздуха Сопло ИСА 1932 ±2,05% ±2,10% ±2,12% ±2,14%

Для детального изучения структуры течения в моделях переходного канала и соплового аппарата и определения аэродинамических характеристик канала (модель представлена на рис. 4) в условиях входной закрутки потока

использовался низконапорный

jbl< -"Jiife аэродинамический стенд, который

фш 0 позволял проводить не только

^ параметрические, но и визуальные

• исследования течения. Приведены

i ^ ж&Л описания и параметры двух

зг модельных турбинных решёток

(активного и реактивного типа) и пяти Рисунок 4. Модель установки моделей кольцевых диффузоров (с

различной диффузорностью и углами раскрытия). Результаты исследования этих модельных установок положены в основу разработанной методологии.

Установлена связь между результатами испытаний моделей при различных скоростях газа (рис. 5), которая позволяет корректно обобщать результаты различных испытаний и переносить их на реальный двигатель, и при различных способах осреднения параметров (рис. 6). Очевидно, что для

.2-2 2 1,8 1.6 " 1,4

I.Î 1 "

(1,8

■>KctLiyaT;*uiiomiMe режимы Мсж1> ршшцык nt[H'Mi;iHbi\ квнилов

î р

и

(1,1 (1,2 (1.3 0,4 О,S (1.6 0,7 (1,8 0,У 1

о толстый п.с. Д ТОНКИЙ п.с.

Pf/PO-

1.04 1.03 -1,02 -1.01 -1 -0,99 -0.98 -

0,97 -0.9$ -0.95 -0.94 ■ 0,93 -0.92 -0.91 -0,9 -

0,3 0,4 0.5 0.6 0,7 0,8 0.9 1 1,1 1.2 li/lis

Рисунок 5. Зависимость коэффициента потерь в кольцевом диффузоре от входной скорости потока.

Рисунок 6. Зависимость величины угла выхода потока из соплового аппарата от способа осреднения.

турбинных решёток способ осреднения оказывает влияние на результат только при условии сильного взаимодействия вторичных вихрей в межлопаточном канале.

В заключительной части главы проанализированы возможности численных методов расчёта течения применительно к задачам, сформулированным в диссертации. Целесообразность их применения на стадии создания научно-технического задела ограничивается адекватностью результатов расчёта отрывных течений и доминирующим влиянием на параметры течения взаимодействующих вихревых структур. В этих условиях численные методы наиболее эффективны для выявления наиболее

проблемных областей течения и для обоснования необходимого объёма и средств экспериментальных исследований. В диссертационной работе расчётные исследования моделей проводились с целью выявления индивидуальных особенностей течения в исследуемых каналах. Для этого использовался комплекс вычислительной газодинамики CFX - Task Flow.

Рациональный выбор пакета прикладных программ для решения сформулированных в диссертации задач представляет из себя компромисс между, адекватностью результатов расчёта, требованиями со стороны программного комплекса к вычислительной технике, опытом практического применения, материальными и временными возможностями. Комплексы GDT, FLOW - 3D, Flow Vision, FLUENT и STAR-CD не подошли по причине их достаточно узкой специализации. Окончательный выбор осуществлялся между комплексами NUMECA и CFX. Предпочтение последнему было отдано по причине наличия лицензионного пакета и имеющегося опыта практических расчётов.

Глава 3 посвящена разработке физической и математической моделей вторичных течений в криволинейных элементах проточной части турбины. Термин "вторичные течения" используется для обозначения тех областей течения, где наблюдается самопроизвольное отклонение направления движения ограниченных масс жидкости по сравнению с основным направлением движения в ядре потока. Предпосылкой возникновения вторичного течения является неравномерность распределения полных напоров в исходном потоке, а непосредственная причина порождения вторичного течения связана с тем или иным внешним воздействием, вызывающим в жидкости градиент давления, вектор которого не совпадает с вектором скорости в направлении распространения потока. Вторичные течения имеют две области с существенно различающимися свойствами. Первая область соответствует потенциальному пристеночному течению (рис. 8, поз. 6), которое достаточно успешно может быть смоделировано с помощью современных CFD-методов (рис.7). Вторая область соответствует вихревому течению (рис. 8, поз. 4,5,7), моделирование которого, особенно в условиях взаимодействующих вихревых структур, на сегодняшний день может быть осуществлено только с помощью полуэмпирических методов.

В данной главе приводится механизм образования входного и канального вторичных вихрей в турбинном межлопаточном канале, который положен в основу разработанной совместно с профессором E.H. Богомоловым математической модели вторичного вихря. В прямых турбинных решётках траектория канального вихря определяется аэродинамическими силами, действующими на вихрь со стороны основного

Рисунок 7. Численная визуализация течения.

Рисунок 8. Схема вторичных течений, соответствующая математической модели

начальной расходной определяется следующим образом:

потока: центробежными силами, силами давления и подъёмной силой. В кольцевых решётках различие траектории втулочного и периферийного канальных вихрей в первую очередь определяется изменением шага лопаточного венца. В диагональных лопаточных венцах на положение вторичного вихря в межлопаточном канале оказывают дополнительное воздействие Кориолисовы силы, перемещающие вихрь вдоль фронта решётки.

Математическая модель вторичного вихря построена на трёх основных допущениях: во-первых, в образовании входного вихря участвует весь входной пограничный слой, тормозящийся на входной кромке лопатки; во-вторых, по своей структуре входной вихрь соответствует вихрю Рэнкина, состоящему из ядра вихря и потенциальной оболочки; в-третьих, отсутствует массообмен между вихрем, распространяющимся в межлопаточном канале, и основным потоком. При этих допущениях ядро входного вихря имеет 6.

радиус г0 =—'■=, а скорость на внешней границе

2 л/е

ядра вихря составляет И^ = И7, Те. Начальная скорость растекания пограничного слоя у входной кромки которая является

скоростью в вихревой струе в этом случае

\Уг " в\

2

Ж 2

0)

а условная протяженность С, части пограничного слоя вдоль фронта решетки из которого образуется входной вихрь (рис. 9, поз. 3) определяется как

С, Г — = 1-V 1

(2)

Перемещение вихря в канале описывается, исходя из струйной модели. Условие поперечного равновесия элементарного объёма жидкости определяется балансом сил, действующих на элемент (силы скоростного

напора основного потока, силы давления и центробежной силы). Решая систему из этих уравнений, находим высоту подъема оси вторичных масс над торцевой стенкой

zr ~b

W, b

w, + w,

W, b зг b ;

(3)

(4)

и диаметр вторичного вихря на выходе из межлопаточного канала

тщ-щ).

b |iW,bbl 1; В результате удалось рассчитать высоту лопаточного венца при которой в

межлопаточном канале происходит смыкание зон (областей течения), занятых вторичными вихрями в виде:

hs=2zt+D,2 (5)

Сопоставление результатов расчета для сопловых и рабочих лопаточных венцов (значки на рис. 9) с экспериментальными данными,

заимствованными у Ю.В. Гречаниченко (заштрихованная область на рис. 9), показывает достаточно высокую точность расчёта по разработанной методике.

Глава 4 содержит результаты исследования характеристик турбинных лопаточных венцов реактивного и активного типов в условиях доминирующего влияния вторичных течений, включая режимы взаимодействия вторичных вихрей. Представлены результаты параметрических и визуальных исследований вторичных течений.

Обобщение параметров турбинных решёток в условиях взаимодействия в межлопаточном канале вторичных течений целесообразно проводить по относительной аэродинамической высоте лопаточного венца h/hs, где hs - расчётная высота (5) лопаточного венца при которой начинается взаимодействие вторичных вихрей. Выявлен критериальный характер параметра h/hs. Переход от свойств характеристик турбинных лопаточных венцов с «длинными» лопатками (полноразмерные лопаточные венцы) к свойствам характеристик лопаточных венцов с «короткими» лопатками (малоразмерные лопаточные венцы) соответствует

Рисунок 9. Верификация модели

началу взаимодействия вторичных вихрей своими потенциальными оболочками при = 1.

$э/?р 1,2 1 0,8 0,6 0,4

0,2 0,6

реактивная решетка

№

активная решетка

реактивная решетка

Ь/Ь5,

Рисунок 10. Зависимость коэффициентов потерь энергии потока в лопаточном венце

от условий взаимодействия вторичных _вихрей._

Рисунок 11. Изменение угла выхода потока из лопаточного венца от условий взаимодействия вторичных вихрей.

Наиболее сильное изменение характеристик лопаточных венцов происходит после начала взаимодействия вторичных вихрей своими ядрами при Л/й5 = 0,6. На рис. 10 вторичные потери характеризуются отношением коэффициента потерь, определённого экспериментально, к коэффициенту потерь, рассчитанному как сумма вторичных потерь от канального вихря

С. = 2^—— Ь Л

-\ + В\ 1 + ср{Х)

«ЕА V

соэ /?2

и потерь от входного вторичного вихря

£

п 51П /?,

1 + в\ Л

(6)

(7)

Характер зависимости параметров течения от высоты проточной части (рис. 10 и 11) определяется двумя обстоятельствами. Во-первых, в межлопаточном канале решётки реактивного типа вторичные вихри распространяются практически параллельно спинке лопатки не изменяя своего влияния на пограничный слой на спинке лопатки до начала взаимодействия вихрей друг с другом, сопровождающееся изменением траектории вихрей в межлопаточном канале (их отходом от спинки лопатки), а в решётке активного типа вторичные вихри попадают на спинку лопатки, изменяя состояние пограничного слоя в области вихря. Поэтому, характеристики

имеют различный вид для решёток различного типа. Во-вторых, количественное изменение этих параметров определяется условиями взаимодействия вторичных вихрей друг с другом. При Л/А5=1 вихри начинают взаимодействовать потенциальными оболочками, а при й//г5=0,6 начинают взаимодействовать своими ядрами.

Взаимодействующие в межлопаточном канале вторичные вихри Оказывают влияние не только на величину выходного угла, но и на величину угла потока на входе в лопаточный венец. При входе потока в турбинную решетку линии тока искривляются (рис. 12), что приводит к несовпадению

1э

хЩШШж ■• _ -уйажгяИ 12 /

/ 4 \

/

шшшшш 0,6 1,0 1,4 1, 2,2 2 6 3,0 3,4 ^ «Г

Рисунок 12. Визуализация течения в решётке реактивного типа методом дымящей проволоки. Рисунок 13. Аэродинамический угол атаки в короткой решётке реактивного типа.

геометрического угла атаки, определяемого направлениями потока перед решеткой (на бесконечности) и касательной к средней линии профиля в области входной кромки с аэродинамическим (истинным) углом атаки, определяемой этой касательной "и направлением линии тока в критической точке (рис. 13). При этом аэродинамический угол атаки оказывается превышающим геометрический. Аэродинамический угол атаки гд достигает максимального отличия от величины геометрического угла атаки ;г при УСЛОВИИ /г//г5 = 0,6.

Кроме этого, визуальные исследования вторичных течений позволили придти к выводу о том, что при уменьшении высоты проточной части лопаточного венца своё положение в пространстве изменяет не только канальный, но и входной вторичный вихрь. При /г/Л5>1 входной вторичный вихрь «опирается» на входную кромку лопатки своим ядром, а при <1 входной вихрь смещается вверх по потоку из-за увеличения давления в области между вихрём и входной кромкой лопатки.

Таким образом, именно изменение траектории вторичных вихрей в межлопаточном канале является решающим фактором, влияющим на

протекание газодинамических характеристик и на особенности течения в пограничном слое на профиле турбинных решёток с короткими лопатками.

Глава 5 посвящена изучению состояния пограничного слоя на поверхностях, образующих проточную часть интегрированной системы межтурбинного переходного канала.

В условиях смыкания вторичных вихрей в межлопаточном канале наблюдается дополнительное торможение пограничного слоя на спинке лопатки (в области встречного вращения взаимодействующих вторичных вихрей). Увеличение формпараметра пограничного слоя Н = S'/S" при торможении потока представляется вполне закономерным явлением, многократно подтверждённым различными экспериментальными исследованиями. Однако, вопрос о реальных количественных характеристиках пограничного слоя в потоке, тормозящемся вследствие поглощения им вторичных неактивных масс (заторможенная среда из входного пограничного слоя на торцевой образующей), оставался открытым.

Поэтому было осуществлено непосредственное измерение параметров пограничного слоя на спинке сопловой лопатки при различных значениях её высоты, а, следовательно, при различных условиях взаимодействия

вторичных вихрей,

характеризуемых значениями h/hs. Результаты измерений приведены на рис. 14, где светлые значки соответствуют пограничному слою вблизи выходной кромки лопатки, а тёмные значки - погранслою на спинке лопатки в области горла межлопаточного канала. При уменьшении относительной аэродинамической высоты

лопаток h/hs до значения примерно 0,5... 0,6 толщина пограничного слоя на спинке лопатки уменьшается в результате «захвата» его наружной части вторичным вихрем, а сам пограничный слой приближается к отрывному состоянию, что отражается ростом величины формпараметра Н. При дальнейшем

- э

X / i* 1

ч 1 К

>

V- ---•

и J

-о»-. т г. *— — «Q

8, мм 16

12

0.2 0.4 0.6 0.8 h/hs

Рисунок14. Параметры пограничного слоя на спинке лопатки

уменьшении й/й5 взаимодействующие вторичные вихри «всплывают» над спинкой лопатки и не препятствуют нарастанию толщины пограничного слоя на спинке лопатки.

Уменьшение выходного угла р2 (рис- 11) с уменьшением высоты решетки, при к/И! > 0,6 можно объяснить изменением структуры пограничного слоя на поверхности профиля, проявляющимся в виде роста формпараметра Н при уменьшении высоты решетки в условиях взаимодействия зон вторичных течений, поскольку уменьшение /г в этом случае сопровождается усилением торможения пограничного слоя за счет скопления неактивных масс на спинке профиля и стеснения их взаимодействующими между собой вторичными вихрями, а такое

торможение сопровождается ростом формпараметра Я, который можно рассчитать (рис. 15) по параметрам лопаточного венца в виде:

а,

_ 5« d2 У^/ /

t \

il ■ Iis

\ ----1

1 « w2

ч

0 "" • А о—

н=А

tgß: tgß»p

a,/t

(8)

0,2 0.4 0,5 0.8 1.0 1,2 hp/hs Рисунок 15. Результаты расчёта по (8)

Численное значение h/hs « 0,6, разграничивает безотрывный и отрывной режимы течения на спинке лопатки. В случае h/hs < 0,6, т. е. в области отсоединения вторичных вихрей от спинки лопатки, величина формпараметра пограничного слоя Н на спинке фактическим газодинамическим

лопатки перестает соответствовать параметрам лопаточного венца.

Развитие пограничных слоев на меридиональных образующих межтурбинных переходных каналов, как правило, происходит в условиях переменной по высоте проточной части входной закрутки потока. В этих условиях, как показал проведённый анализ, ни один из общепринятых параметров отрыва пограничного слоя не позволяет сделать адекватный вывод о состоянии пограничного слоя. Для повышения точности оценки был предложен модифицированный параметр Бури, в котором, помимо осевого градиента скорости, дополнительно учтён радиальный градиент скорости на внешней границе пограничного слоя

5"

,dWs dW5

На рис. 16 приведена оценка состояния пограничного слоя на меридиональной образующей кольцевого диффузора при различной входной закрутке потока. Оценка по (9), нанесённая значками, позволяет выявить отрыв пограничного слоя на выходе из канала, в то время как параметр Бури,

рассчитанный только по осевому градиенту скорости (нанесён линиями) ошибочно прогнозирует безотрывный пограничный слой.

На характер распределения параметров пограничного слоя по меридиональной поверхности аэродинамически «чистого» канала в большей степени оказывает влияние диффузорность и в меньшей степени характер распределения по радиусу входной закрутки потока. При любом характере изменения по радиусу входной закрутки потока её влияние на распределение

011 0,2 ДЗ 0,4 0.5 0,6 0,7 0,8 0,9 Ж крмтврт Гм, 0 фад-

□ критерий Гм, в град. ♦ хригер»} Гм, 20 град.

Рисунок 16. Оценка состояния пограничного слоя иа меридиональной образующей кольцевого диффузора, статического давления заметно начинается только после средней величины закрутки более 15 градусов. Но в периферийной области кольцевого

диффузорного канала увеличение закрутки потока стабилизирует состояние пограничного слоя (рис. 17), проявляющееся в уменьшении темпа нарастания толщины пограничного слоя в условиях входной закрутки потока (пунктирная линия) по сравнению с осевым входом потока (сплошная линия), создавая предпосылки к предотвращению отрыва потока.

В случае расположения в переходном канале стоечного узла, развитие пограничного слоя на меридиональной образующей претерпевает значительные изменения. Наличие в исследуемом канале стоечного узла существенно искажает поле статических давлений на торцевой образующей канала даже при небольших значениях густоты стоечной решётки и

Рисунок 17. Нарастание пограничного слоя на периферийной образующгй кольцевого диффузора.

максимальной толщины стоек. Это искажение значительно усиливается в условиях закрутки потока на входе в канал (рис. 18).

-•-1Я шега

{ i

Л

^Л i i

^Д | j

!

i*5» i

f\ -»-1/2 шага

/ i\ шага, "cfMHKrf" r i \

/ i \ -»-2/41ЛЯГЯ. "ичзыпж"

ù-7^8 шага, "корытце"

К й Л** L i

i

T^®».....

Входная закрутка потока 0°

1/2 шага -»-1/4 шага. "спинмГ 1/8 шага, "спада" 3/4 иига. "корытце" -*-7/6 шага, "корытце"

V/

Входная закрутка потока 27°

Входная закрутка штока 18° \\|\

À

и !

Схема замера статического давления

Рисунок 18. Распределение относительного скоростного напора ш периферийной образующей канала с шестью стойками

При наличии входной закрутки, соответствующей углу потока относительно оси установки 18° вблизи «спинки» наблюдается наибольший локальный разгон потока с последующим увеличением степени торможения за максимальной толщиной стойки, а в области «корытца», несколько раньше Спи, также появляется область повышенного торможения. При входной закрутке потока 27° на «спинке» стойки локальный разгон потока почти отсутствует, что говорит о наличии отрыва потока с этой стороны стойки. Но появление глубокого минимума относительного скоростного напора со стороны «корытца» говорит о максимальном торможении потока уже на поверхности, примыкающей к противоположной стороне стойки. Таким образом, при увеличении входной закрутки потока область максимального торможения на меридиональной поверхности канала со стойками перемещается по межсгоечной поверхности в направлении входной закрутки.

Когда стойка располагается в проточной части кольцевого диффузора, развитие пограничного слоя происходит в условиях градиентного течения, которое вносит существенные коррективы в развитие пограничного слоя на стойке. Диффузорный канал основное влияние на характер обтекания стойки оказывает на участке разгона потока по профилю, а последующее торможение потока в основном определяется особенностями профилирования стойки (рис. 19). В области разгона потока по профилю стойки (до координаты х = 0,41) параметры пограничных слоев в условиях свободного потока и в условиях диффузорного канала близки друг к другу. После координаты, соответствующей максимальной толщине профиля, пограничный слой на профиле стойки в условиях диффузорного канала нарастает в 2...3 раза быстрее, чем в условиях свободного потока. При этом профильные потери растут за счёт вязкого трения (пропорционально толщине потери импульса 5**), а предрасположенность пограничного слоя к отрыву уменьшается (при оценке по величине формпараметра Н) даже по сравнению с состоянием пограничного слоя на меньшей координате. В этом

случае для работоспособности всей системы канал - стойка, несмотря на рост потерь трения, повышение устойчивости к отрыву пограничного слоя на стойке может оказаться предпочтительнее.

Глава 6 содержит анализ и обобщение характеристик межтурбинных переходных каналов современных турбин. Представлена обширная статистическая информация в табличном виде об основных интегральных геометрических параметрах (таких как степень диффузорности, относительная длина, угол раскрытия эквивалентного диффузора, меридиональный угол раскрытия и др.) переходных каналов двигателей четвёртого - шестого поколений. Установлены корреляционные зависимости между параметрами, позволяющие выполнять обоснование экспертного заключения о выбираемых геометрических параметрах переходного канала уже на ранних этапах проектирования, например, между меридиональной диффузорностью и меридиональным углом раскрытия:

О = 22,851-я.-21,499 (10)

0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1-0,41

о стойка в канале • стойка в потоке ¡=0'

1=0,73

д стойка в канале а стойка в поток« М*

Рисунок 19. Пограничный слой на профильной поверхности стойки.

- для межтурбинных переходных каналов авиационных ГТД с достоверностью аппроксимации Я2 = 0,572;

6» = 13,506 ?я-12,968 (11)

- для межтурбинных переходных каналов промышленных ГТУ с достоверностью аппроксимации Я2 = 0,688.

Тенденция к сокращению числа ступеней и рост температуры газа в современных и перспективных газотурбинных двигателях явились основными причинами применения одноступенчатых высокоперепадных турбин газогенераторов. Исследования В. Д. Бенедиктова, В. И. Веревского показывают, что для таких турбин углы выхода потока могут достигать атвд= 41°...77°. Таким образом, закрутка потока на входе в межтурбинный переходный канал может изменяться в пределах 0°...60°. При этом распределение закрутки по радиусу может быть различным и характеризоваться параметром закрутки п, который вычисляется в предположении степенного закона изменения окружной составляющей скорости по радиусу и коэффициентами уравнения линейной регрессии а, =к-гот„+*. В дальнейшем эти коэффициенты (табл. 2) будут использованы при расчёте потерь и углов потока в кольцевых диффузорных каналах.

Таблица 2 - Коэффициенты уравнения линейной регрессии и безразмерные параметры входной закрутки потока_

аут град. Комплект 1 п—0,11 Комплект 2 п=1,28 Комплект 3 п=-0,86

к Б к Б к в

0 0 о ■ -0,14 8,75 0,10 0,19

5 0,02 4,97 -0,19 13,72 0,11 4,16

10 0,03 9,52 -0,31 20,63 0,13 6,83

15 0,04 13,69 -0,43 27,66 0,15 9,88

20 0,05 18,22 -0,5 34,19 0,17 14,8

25 0,06 22,86 - - - -

В межтурбинных переходных каналах имеет место оптимальная входная закрутка потока, при которой потери энергии потока минимальны (на рис. 20 тёмными значками нанесены данные автора, а цифрами обозначены данные других исследователей). Значение оптимальной входной закрутки потока зависит от характера (эгаоры) распределения входной закрутки по высоте проточной части. При постоянной по радиусу входной закрутке её оптимальная величина увеличивается с ростом степени диффузорности канала от значения, соответствующего оптимальной входной

град. 6

закрутке при увеличивающейся по радиусу эпюре входных углов потока, до значения, соответствующего оптимальной входной закрутке при уменьшающейся по радиусу эпюре входных углов. При уменьшающейся по

радиусу входной закрутке минимум потерь имеет место при такой входной закрутке, которая обеспечивает течение близкое к осевому в периферийной части канала, а при увеличивающейся по радиусу входной закрутке минимум потерь имеет место при такой входной закрутке, которая обеспечивает течение близкое к осевому во втулочной части канала.

Установлено, что при

Кош и / refer 2 Компл < / err 1

/ 6 5

7

1 Комп / лекгЗ

/ / »

"8

2,5

Рисунок 20. Оптималывя закрутка потока на входе в кольцевой диффузор.

наличии на входе в кольцевой диффузор закрутки потока её величина на выходе из диффузора изменяется (рис. 21). В безотрывных диффузорах наблюдается выравнивание потока (приближение его направления к осевому), а в условиях отрывного течения в диффузоре наблюдается дополнительное закручивание потока. Граница начала отрыва в кольцевых

диффузорах (линия 2) нанесена на основании данных J. Н. Howard. Линия 1 максимальных коэффициентов восстановления статического давления построена по данным М. Е. Дейча. Таким образом, все переходные каналы, попадающие в область между линиями 1 и 2, следует относить к категории «агрессивных». Рядом с точками в скобках указано значение величины относительного изменения среднего значения входного угла потока Да/аь которое для «агрессивных» каналов изменяет свой знак.

Исследование структуры течения внутри канала проводилось с помощью численных методов. Для этого был выбран коммерческий комплекс вычислительной гидрогазодинамики CFX-TASCflow. Наиболее адекватные

Тэк», град. 20

15

10

5

0

-3

S ,, 1

\ 1 О (-0,05) ,(-о. 5)

г' (0.1),

0 ffl »

° (0.32) ■(0.2)

(0.43) 1

7 8 9 10 И Mi,

Рисунок 21. Изменение закрутки потока в кольцевом диффузоре.

результаты расчёта были получены при использовании ББТ модели турбулентности (рис. 22). Достоверность расчёта кинематических параметров

к-е модель, осевой поток ..---

...........................шцншнн

ЭвТ модель, осевой поток

к-е модель, закрутка 10°

вБТ модель, закрутка 10°

Рисунок 22. Структура потока в исследуемом канале при различных моделях турбулентности

течения в кольцевом диффузорном канале ухудшается с увеличением диффузорности канала и величины входной закрутки потока. Результаты расчёта потерь энергии вызывают ещё больше сомнений, так как почти не зависят от величины входной закрутки потока и весьма близки к потерям «чистого» трения. Поэтому были разработаны эмпирические методы определения параметров течения в межтурбинных переходных каналах. Для повышения точности расчёта угла потока на выходе из канала

Ч

аг = агсЛ%

. Чг

(12)

предлагается использование поправочного коэффициента Л в виде

А = /-я + Ъ. (13)

Численные значения коэффициентов / и Ь приведены в таблице 3 для различных по высоте канала областей течения. Расчёт потерь энергии в кольцевом диффузоре при осевом входном потоке не вызывает больших затруднений. Для расчёта потерь энергии в канале с входной закруткой, характеризуемой параметрами к и С = 2- п + 1,5 (табл. 2), поправочный коэффициент А = 0,9 принимался для всей области течения, что позволило обеспечить погрешность расчёта не более 6%.

Сд

с.

ДО

= 1+А-

Чг

0,25+(С+5*)

(14)

Потери канала со стойками больше суммы потерь чистого канала и свободной стойки на величину, сопоставимую с профильными потерями стойки. Эти дополнительные потери можно считать результатом аэродинамической интерференции стойки и канала. Отмеченные интерференционные явления возникают в результате взаимодействия входных вторичных вихрей с пограничными слоями на стойках и на участках меридиональных поверхностей, ограничивающих канал и примыкающих к стойкам. Зарегистрировано уменьшение интерференционного приращения потерь энергии с ростом закрутки потока на входе в канал.

При установке стоек в кольцевой диффузорный канал профильные потери и темп их прироста по углу атаки увеличиваются. При увеличении густоты стоечной решётки (числа стоек) абсолютная величина профильных потерь несколько увеличивается, а прирост профильных потерь по углу атаки заметно замедляется. Полные (суммарные) потери энергии потока по углу атаки увеличиваются менее интенсивно, чем профильные потери. Поэтому, при широком диапазоне эксплуатационных режимов и соответствующего им диапазона рабочих углов атаки может оказаться предпочтительнее более густая стоечная решётка.

Аэродинамической системе «переходный канал» - «сопловой аппарат» так же присущ эффект аэродинамической интерференции, при котором сумма потерь изолированного канала и изолированного соплового аппарата меньше потерь всей системы «переходный канал» - «сопловой аппарат». Причём этот эффект примерно в два раза сильнее аналогичного эффекта системы «переходный канал» - «силовая стойка».

Глава 7 содержит результаты исследования по установлению влияния формы меридиональных образующих межтурбинных переходных каналов на их газодинамическую эффективность. За последние тридцать лет углы наклона проточной части межтурбинных переходных каналов увеличились практически в два раза, достигнув величины в 30...40 градусов относительно оси двигателя. При таких углах наклона неизбежно возникает проблема выбора способа профилирования между радиусным сопряжением прямолинейных участков и плавным профилированием всей длины образующей канала. Необходимость профилированного сопряжения участков меридиональных образующих начинается при изменении угла наклона образующей больше 5 градусов.

Увеличение радиуса сопряжения периферийной поверхности приводит к положительному эффекту по потерям полного давления во всём практически реализуемом диапазоне скоростей на входе в переходный

канал, причём этот эффект усиливается с ростом входной скорости в диапазоне X = 0,3...0,8 по зависимости, близкой к параболической. Величина оптимального радиуса сопряжения образующих на выходе из канала зависит от характера распределения закрутки по высоте проточной части канала.

Подбором радиусов сопряжения цилиндрической и конической частей меридиональных образующих канала возможно добиться снижения на 12...15% потерь энергии относительно варианта с резким изменением направления наклона образующих (угол).

Установлено, что оптимальная форма кольцевых осевых диффузоров определяется, главным образом, величинами степени диффузорности и относительной длины канала. Угол наклона меридиональных поверхностей диффузорного канала (особенно угол наклона втулочной поверхности) является дополнительным критическим геометрическим параметром для диагонального кольцевого диффузора в условиях входной закрутки потока. Чем больше угол наклона втулочной образующей диагонального кольцевого диффузора, тем при большей входной закрутке потока достигается максимум восстановления полного давления. Выявленная зависимость «расслаивается» по величине меридионального угла раскрытия эквивалентного диффузора.

В условиях достаточно малой (или нулевой) меридиональной диффузорности межтурбинного переходного канала устранение скачкообразного изменения кривизны его профилированных образующих весьма благотворно сказывается на аэродинамических характеристиках межтурбинного переходника. При лемнискатном профилировании меридиональных образующих на расчётном режиме в аэродинамически чистом канале возможно получить потери энергии потока на уровне потерь трения.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1. Разработана научная концепция построения и исследования интегрированной аэродинамической системы межтурбинного переходного канала, выполняющей роль связующего элемента между неизменной газогенераторной частью двигателя и изменяемым в рамках семейства двигателей каскадом низкого давления. Обобщённая интегрированная система межтурбинного переходного канала состоит из поля параметров потока на входе в канал, кольцевого диффузорного канала, решётки стоечных профилей внутри канала и сопловой решётки на выходе из канала.

2. Доказано доминирующее влияние вторичных течений на аэродинамические характеристики интегрированной системы межтурбинного переходного канала ТРДД двигателей пятого и шестого поколений.

3. Разработаны физическая и математическая модели вторичного вихря, позволившие получить количественные значения относительной высоты смыкания зон вторичных течений, имеющей критериальный характер для определения аэродинамических параметров и их связи с физическими процессами вихревого вторичного течения.

4. Введены новые понятия «сильного» и «слабого» взаимодействия вторичных вихрей в проточной части турбины, соответствующие разработанной модели вторичного вихря. На их основе построен метод расчёта вторичных потерь в турбинных лопаточных венцах.

5. Установлена связь между состоянием пограничного слоя на профиле лопатки и дрейфом взаимодействующих вторичных вихрей в турбинном межлопаточном канале.

6. Для течения в кольцевом диффузорном канале доказано существование оптимальной по потерям энергии и зависящей от характера распределения по радиусу входной закрутки потока.

7. Применяемому в настоящее время понятию «агрессивного» переходного канала дана новая трактовка на основании выявленной закономерности изменения величины закрутки потока по длине канала.

8. Предложены методы расчёта потерь энергии и изменения закрутки потока в кольцевом диффузорном канале, построенные на единых геометрических параметрах канала и кинематических параметрах, характеризующих входную закрутку потока.

9. Сформулированы принципы рационального профилирования меридиональных образующих кольцевых межтурбинных каналов.

10. Выявлена зависимость аэродинамической интерференции в интегрированной системе межгурбинного переходного канала от интенсивности вторичных течений в составляющих её элементах и величины входной закрутки потока,

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ, СОДЕРЖАЩИХ ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

Статьи в изданиях, рекомендованных ВАК РФ 1. Богомолов, E.H. Влияние смыкания вторичных течений на характеристики сопловой решетки газовой турбины / E.H. Богомолов, А.Е.

Ремизов // Известия вузов. Машиностроение. - Х° 10 - 12. - Москва, 1993. -С. 53-60.

2. Богомолов, E.H. Экспериментальное исследование влияния высоты лопаток на теплоотдачу на межпрофильной поверхности турбинной решётки / E.H. Богомолов, А.Е. Ремизов // Известия вузов. Энергетика. - №7-8.-Минск, 1993.- С. 51 - 55.

3. Богомолов, E.H. Исследование влияния высоты проточной части на поведение вторичных вихрей в турбинной решётке / E.H. Богомолов, А.Е. Ремизов // Известия вузов. Энергетика. - № 5 - 6. - Минск, 1994. - С. 141 -144.

4. Богомолов, E.H. Визуальное исследование отклонения потока при входе в турбинные решётки малой высоты / E.H. Богомолов, С.И. Ежелин, А.Е. Ремизов, А.Н. Шмаков // Известия вузов. Авиационная техника. - № 4. -Казань, 1994.-С. 83-86.

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

6. Богомолов, E.H. Исследование поведения вторичных вихрей в коротких турбинных решётках и их влияния на пристеночное течение на профиле / E.H. Богомолов, С.И. Ежелин, А.Е. Ремизов // Известия вузов. Машиностроение. -№ 1-3. - Москва, 1996. - С. 35 - 41.

7. Богомолов, E.H. Экспериментальное исследование аэродинамической эффективности лемнискатных межтурбинных переходников / E.H. Богомолов, М.Н. Буров, А.Е. Ремизов // Известия вузов. Авиационная техника. - № 3. - Казань, 2000. - С. 57 - 60.

8. Богомолов, E.H. Исследование ближнего следа за турбинной решёткой / E.H. Богомолов, В.В. Вятков, А.Е. Ремизов И Известия вузов. Авиационная техника. - № 3. - Казань, 2001. - С. 15 - 18.

9. Богомолов, E.H. Влияние вторичных течений на направление потока за турбинной решёткой / E.H. Богомолов, В.В. Вятков, А.Е. Ремизов // Известия вузов. Авиационная техника. - № 1. - Казань, 2003. - С. 23 — 26.

10. Поляков, И.В. Влияние входной закрутки потока на параметры течения в модельном межтурбинном переходном канале / И.В. Поляков, А.Е. Ремизов // Справочник. Инженерный журнал. - № 8(125). - Москва, 2007. - С.35 - 38.

11. Карелин, О.О. Исследование диффузорных течений на кафедре «Авиационные двигатели» / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // Сборка в машиностроении, приборостроении. - № 11(88). - Москва, 2007. - С. 46 - 47.

12. Гладков, Ю.И. Анализ численного исследования по определению потерь в кольцевом диффузорном канале при наличии входной закрутки / Ю.И.

Гладков, А.Е. Ремизов // Сборка в машиностроении, приборостроении. - № 11(88). - Москва, 2007. - С. 50 - 52.

13. Карелин, О.О. К вопросу определения толщины пограничного слоя в условиях скоса потока / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // Фундаментальные и прикладные проблемы техники и технологии. - № 6. - Орёл, 2009. - С. 6871.

14. Карелин, О.О. Потери энергии в кольцевом диффузоре при переменной по радиусу входной закрутке потока / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // Известия вузов. Авиационная техника. - № 3. - Казань, 2010. - С. 3 - 5.

15. Карелин, О.О. Исследование совместного влияния диффузорности и входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов газотурбинных двигателей / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // Вестник РГАТА имени П.А. Соловьева. - №1 (19). - Рыбинск, 2011.-С. 19-25.

16. Карелин, О.О. Экспериментальное исследование газодинамической эффективности и кинематических параметров переходных каналов различной степени расширения в условиях входной закрутки потока / О.О. Карелин, А.Е. Ремизов // Фундаментальные и прикладные проблемы техники и технологии. - № 2 - Орел, 2011. - С. 51 - 57.

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

18. Ремизов, А.Е. Некоторые аспекты аэродинамической интерференции в межтурбинных переходных каналах ГТД / А.Е. Ремизов // Омский научный вестник. Приборы, машины и технологии. - № 1(107). - Омск, 2012. - С. 136 - 140.

Статьи в отечественных изданиях

1. Богомолов, E.H. Исследование особенностей формирования входных вихрей и их распространения в межлопаточном канале в турбинных решётках с короткими лопатками / E.H. Богомолов, А.Е. Ремизов // Материалы X научно-технической сессии по проблемам газовых турбин Комиссии РАН по газовым турбинам. - Рыбинск, 1993. - С. 30 - 35.

2. Ремизов, А.Е. Особенности расчёта потерь в коротких турбинных решётках при взаимодействии вторичных течений / А.Е. Ремизов // «Рабочие процессы и технологические особенности создания ГТД». - Рыбинск, 1998. -С. 113-120.

3. Богомолов, E.H. О роли ядра вторичного вихря в формировании эпюры углов выхода потока из рабочей турбинной решётки / E.H. Богомолов, А.Е. Ремизов, А.Н. Шмаков // Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды. - Москва, 1999. - С. 168 - 172.

4. Ремизов, А.Е. Особенности аэродинамического согласования турбин высокого и низкого давления в современных авиационных и энергетических ГТД / А.Е. Ремизов // «Наука и технологии. Сборник научных трудов». -Москва: РАН, 2011. - С. 37 - 45.

5. Богомолов, Е.Н. Особенности течения газа в межтурбинных переходниках с силовыми стойками / Е.Н. Богомолов, М.Н. Буров, А.Е. Ремизов // Вестник РГАТА. № 1(1). - Рыбинск, 2002. - С.79 - 83.

Статьи в иностранных изданиях

1. Bogomolov, E.N. Flow separation in cascade of turbine nozzle blades by secondary vortices / E.N. Bogomolov, A.E. Remizov // Reports on INTAS / ERCOFTAC Project Pan- European Network of Flow, Turbulence and Combustion - Brussel, Belgium, 1999. - p. 73 - 82.

2. Поляков, И.В. Анализ параметров течения в межтурбинном переходном канале с использованием численного моделирования / И.В. Поляков, А.Е. Ремизов // Авиационнокосмическая техника и технология. - № 7(33). -Харьков, 2006. - С. 25 - 29.

3. Karelin, О.О. Energy Losses in Annular Diffuser at the Radius-Variable Inlet Flow Swirling / O.O. Karelin, A.E. Remizov // Russian Aeronautics, 2010. - vol. 53, №3,- pp. 289-294.

Монографии

1. Ремизов, A.E., Геометрические и аэродинамические характеристики межкаскадных переходных каналов авиационных ТРДД и энергетических ГТУ / А.Е. Ремизов, И.А. Кривошеев, О.О. Карелин, Е.В. Осипов. - Москва: Машиностроение, 2012.-216 е.: ил.

2. Богомолов Е.Н., Газодинамика лопаточных венцов и переходных каналов современных турбин ГТД / В.В. В'ятков, А.Е. Ремизов. - Москва: РАН, 2012. -164 е.: ил.

Зав. РИО М. А. Салкова Подписано в печать 14.11.2012г. Формат 60x84 1/16. Уч.-изд.л. 2,0. Тираж 100. Заказ 334.

Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева (РГАТУ)

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

Рыбинский государственный авиационный технический университет

имени П.А. Соловьёва

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ИНТЕГРИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ МЕЖТУРБИННОГО ПЕРЕХОДНОГО КАНАЛА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Диссертация на соискание учёной степени доктора технических наук

05201350603

На правах рукописи

Ремизов Александр Евгеньевич

Научный консультант: доктор технических наук, профессор, заслуженный деятель науки и техники РФ

Богомолов E.H.

Рыбинск - 2012

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ.................................................................................8

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ. ЦЕЛЬ РАБОТЫ И

РЕШАЕМЫЕ ЗАДАЧИ.....................................................18

1.1 Специфические особенности проектирования современных турбин......18

1.1.1 Двигатели первого и второго поколений.................................20

1.1.2 Двигатели третьего поколения.............................................21

1.1.3 Двигатели четвёртого поколения..........................................22

1.1.4 Двигатели пятого поколения.................................................33

1.1.5 Двигатели шестого поколения.............................................38

1.2 Аналитический ретроспективный обзор работ, формирующих современное представление о моделировании вторичных течений в межлопаточных каналах турбомашин..........................................42

1.2.1 Формирование представлений о физической природе и способах моделирования вторичных течений.....................................................42

1.2.2 Способы расчёта вторичных потерь.......................................50

1.3 Аналитический обзор работ о газодинамической эффективности диффузорных каналов...............................................................56

1.3.1 Анализ параметров течения в плоских и осесимметричных диффузорах.....................................................................56

1.3.2 Аэродинамические характеристики диффузоров.......................64

1.3.3 Геометрические характеристики диффузоров............................65

1.3.4 Анализ параметров течения в кольцевых диффузорах..................66

1.3.5 Определяющие условия работы диффузорных каналов...............71

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 1 .................................................................80

ГЛАВА 2. МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ И

РАСЧЁТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ МОДЕЛЕЙ ЭЛЕМЕНТОВ

ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИНЫ.......................................82

2.1 Стенд для исследования моделей каналов в широком диапазоне режимов их работы....................................................................84

2.2 Стенд для детального исследования течения в моделях проточной

части турбины при низких скоростях.............................................90

2.2.1 Модельная установка для исследования характеристик межтурбинного переходного канала.......................................91

2.2.2 Модельные установки для исследования вторичных

течений в турбинных решётках...........................................104

2.2.2.1 Модельная турбинная решётка реактивного типа для параметрических исследований......................................104

2.2.2.2 Модельная турбинная решётка реактивного типа

для визуальных исследований........................................107

2.2.2.3 Модельная турбинная решётка активного типа

для параметрических исследований.................................110

2.3 Обеспечение адекватности физического моделирования..................114

2.3.1 Масштаб моделирования....................................................114

2.3.2 Подобие по числам Маха и Рейнольдса..................................115

2.3 3 Осреднение параметров......................................................117

2.4 Численные методы расчёта параметров течения в элементах проточной части турбины.........................................................121

2.4.1 Общие принципы реализации численных методов расчёта...........121

2.4.2 Расчётные сетки...........................................................133

2.4.3 Сравнительная оценка коммерческих программных CFD-комплексов...........................................................136

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 2.............................................................143

ГЛАВА 3. ФИЗИЧЕСКАЯ И МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛИ ВТОРИЧНЫХ ТЕЧЕНИЙ В КРИВОЛИНЕЙНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИНЫ................145

3.1 Механизмы возникновения и развития вторичных течений

в турбинных лопаточных венцах.................................................145

3.1.1. Возникновение парного вихря.............................................145

3.1.2. Возникновение входного вихря...........................................148

3.1.3. Возникновение канального вихря.........................................150

3.2 Динамика вторичных вихрей в турбинных решетках......................153

3.2.1 Канальный вихрь в прямых решетках активного и

реактивного типа.............................................................153

3.2.2 Канальный вихрь в кольцевой решетке......:...........................161

3.2.3 Канальный вихрь в диагональной решётке.............................164

3.3 Математическая модель вторичных течений в кольцевом криволинейно канале...........................................................167

3.4 Математическая модель вторичного вихря ...............................172

3.4.1 Математическая модель входного вихря..............................173

3.4.2 Математическое моделирование распространения вихря

в межлопаточном канале..................................................176

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 3...............................................................183

ГЛАВА 4. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБИННЫХ ЛОПАТОЧНЫХ ВЕНЦОВ В УСЛОВИЯХ ДОМИНИРУЮЩЕГО

ВЛИЯНИ ВТОРИЧНЫХ ТЕЧЕНИЙ.................................185

4.1 Характеристики турбинных лопаточных венцов

реактивного типа....................................................................187

4.1.1 Влияние высоты проточной части решётки реактивного

типа на потери энергии и углы выхода потока.............................187

4.1.2 Соответствие полученных результатов известным продувкам

решёток реактивного типа.................................................200

4.1.3 Аэродинамический угол атаки в решетке реактивного

типа с лопатками малой высоты..........................................204

4.1.4 Положение вторичных вихрей в межлопаточном канале решётки реактивного типа при изменении высоты

проточной части...............................................................212

4.2 Характеристики турбинных лопаточных венцов активного типа......219

4.2.1 Углы выхода потока из коротких лопаточных венцов

активного типа................................................................219

4.2.2 Потери кинетической энергии потока в коротких решетках активного типа................................................................225

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 4...............................................................231

ГЛАВА 5. ПОГРАНИЧНЫЕ СЛОИ НА ПОВЕРХНОСТЯХ,

ОБРАЗУЮЩИХ ПРОТОЧНУЮ ЧАСТЬ ТУРБИНЫ..............233

5.1 Пограничный слой на спинке лопатки турбинной решётки реактивного типа в условиях смыкания вторичных вихрей...............233

5.2 Зависимость угла выхода потока из лопаточного венца от состояния пограничного слоя на профиле и вторичных вихрей

в межлопаточном канале..........................................................244

5.3 Пограничный слой на поверхностях межтурбинного

переходного канала................................................................254

5.3.1 Распределение статического давления по меридиональной поверхности канала ...........................................................254

5.3.2 Определение параметров пограничного слоя на меридиональной поверхности канала в

условиях скоса потока.......................................................264

5.3.3 Оценка состояния пограничного слоя на меридиональной поверхности межтурбинного канала....................................270

5.3.4 Пограничный слой на поверхности силовой стойки

межтурбинного переходного канала.....................................280

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 5...............................................................284

ГЛАВА 6. ХАРАКТЕРИСТИКИ МЕЖТУРБИННЫХ ПЕРЕХОДНЫХ

КАНАЛОВ СОВРЕМЕННЫХ ТУРБИН...............................286

6.1 Конструктивно - компоновочные параметры межтурбинных переходников современных турбин.............................................286

6.1.1 Конструктивные решения и геометрические параметры межтурбинных переходных каналов авиационных ГТД и энергетических ГТУ...........................................................286

6.1.2 Сопоставление статистических данных о геометрических параметрах переходников со срывными характеристиками диффузоров..................................................................298

6.1.3 Оценка влияния потерь энергии в межтурбинном переходнике

на эффективность ГТД......................................................302

6.2 Газодинамические характеристики аэродинамически чистых межтурбинных переходных каналов...........................................305

6.2.1 Структура потока на входе в канал.......................................305

6.2.2 Потери энергии в переходном канале при наличии

входной закрутки потока...................................................311

6.2.3 Изменение закрутки потока в кольцевом диффузоре, моделирующем межтурбинный переходный канал....................321

6.3 Расчёт потерь энергии и углов выхода потока в кольцевом диффузоре, моделирующем межтурбинный переходный канал..........331

6.4 Течение в межтурбинном канале с профилированными

элементами в проточной части..................................................352

6.4.1 Особенности течения в канале с силовыми стойками внутри проточной части....................................................................................352

6.4.2 Особенности течения в канале с сопловым аппаратом

на выходе из проточной части..............................................371

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 6

376

ГЛАВА 7. ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ МЕРИДИОНАЛЬНЫХ

ОБРАЗУЮЩИХ МЕЖТУРБИННЫХ ПЕРЕХОДНЫХ КАНАЛОВ НА ИХ ГАЗОДИНАМИЧЕСКУЮ ЭФФЕКТИВНОСТЬ......................................................380

7.1 Радиусное сопряжение участков, образующих меридиональную поверхность канала................................................................380

7.1.1 Экспериментальное исследование газодинамической эффективности переходного канала при

радиусном профилировании его образующих...........................383

7.1.2 Численные исследования течения в переходном канале при

радиусном сопряжении меридиональных образующих............387

7.1.3 Влияние угловых характеристик проточной части

на течение в переходном канале..........................................395

7.1.4 Построение меридиональной поверхности

сопряжением дуг окружностей..........................................403

7.2 Лемнискатное профилирование меридиональных поверхностей межтурбинного переходного канала...........................................405

7.2.1 Некоторые доводы в пользу лемнискатного Профилирования меридиональной поверхности переходного канала...................405

7.2.2 Построение лемнискатной меридиональной поверхности..........409

7.2.3 Потери энергии в переходном канале с профилированными меридиональными поверхностями.......................................415

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ 7...............................................................420

ВЫВОДЫ ПО ДИССЕРТАЦИИ......................................................422

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ ...............................424

ВВЕДЕНИЕ

Повышающаяся сложность и ответственность задач, решаемых современной военной и гражданской авиацией, требует создания все более совершенных двигателей, причем они становятся все сложнее и дороже, что приводит к значительному увеличению сроков создания и к колоссальным финансовым затратам, соизмеримым с бюджетными возможностями отдельных государств. Причем доля научно-исследовательских и экспериментальных работ (НИЭР) как в стоимости, так и в продолжительности создания нового двигателя возросла с 20 % для двигателей третьего поколения до 60 % для двигателей пятого поколения.

В условиях значительных финансовых ограничений и жесткой конкурентной борьбы на рынке авиадвигателей процесс создания высокосовершенных двигателей потребовал новых организационно-экономических мероприятий, обеспечивающих успешную разработку и доводку двигателей в заданные сроки. Эти мероприятия совершенствовались на протяжении последних тридцати лет и трансформировались в современную методологию разработки двигателей, обеспечивающую гарантированное получение требуемых технико-экономических показателей в заданные сроки, высокие показатели надежности и ресурса с самого начала эксплуатации, сокращение затрат на разработку, производство и эксплуатацию. Современный регламент создания авиационных двигателей состоит из двух этапов:

- создание научно-технического задела (НТЗ);

- проведение опытно-конструкторских работ (ОКР).

Суть современной методологии, реализуемой ведущими авиадвигателестроительными компаниями, состоит в том, что решение о начале опытно-конструкторских работ принимается только тогда, когда компанией накоплен необходимый уровень знаний и проверенных конструкторских решений, обеспечивающих безусловное выполнение поставленной задачи в заданные сроки.

Цель этапа научно-технического задела (НТЗ) состоит в опережающей отработке новых технических решений для достижения максимально возможного уровня технического совершенства двигателей при минимально возможных затратах. При этом на основе поискового прогноза развития двигателей, их узлов и систем по основным технико-экономическим показателям, конструктивной схеме, параметрам рабочего процесса, конструкционным материалам и на основе анализа эффективности их применения на летательных аппаратах различного назначения формируются технический облик базовых двигателей нового поколения, критические (узловые) технологии и требования к новым материалам.

8 К и О

5 о

X

X и н <и 3 а о

РЭ

Новые техническ. решения

Материалы

Топливо, смазка

Системы управлени

——

Конструк. схемные решения

Математич

модели

К 5 и О

е: о ас х а> н

<и

03

о

4

Р) >

Вентилято Р

Компрессо Р

Камера сгорания

Турбина

Сопло, смеситель, реверс

Экспериментальная отработка

Рисунок 1. Фазы работ по созданию НТЗ

Сформировавшийся регламент работ по созданию НТЗ состоит из трех стадий (рис. В.1). На стадии разработки базовых технологий обеспечивается накопление и осмысливание исходной фундаментальной информации. На второй стадии, названной «узловые технологии», изучаются основные узлы двигателя, построенные на основе новых идей, перспективных технических решений с применением новых материалов и технологических процессов. На завершающей стадии проводится экспериментальная отработка всех

основных технических решений сначала на демонстрационном

»

газогенераторе, а потом на демонстрационном двигателе, построенном на основе доработанного газогенератора.

Этап создания НТЗ проводится непрерывно на основе программ, финансируемых как из средств государственного бюджета, так и из собственных средств компаний. Соотношение объемов финансирования может быть самым разным, но общая тенденция такова, что общенациональные программы практически полностью финансируются из госбюджета, а региональные и отраслевые программы имеют значительную долю финансирования из собственных средств компаний-исполнителей. При этом выделенные бюджетные средства распределяются примерно следующим образом: 3 % - на базовые технологии, 33 % - на узловые технологии, 64 % - на экспериментальную отработку. Причём эффективность использования большей части средств на третьей стадии создания НТЗ в значительной степени зависит от результатов, полученных на первых двух стадиях. Как правило, этап создания НТЗ не связан напрямую с разработкой двигателя для конкретного летательного аппарата, поэтому результаты его выполнения должны обладать наиболее высокой степенью унификации.

В этих условиях предпочтение отдаётся изучению не отдельных элементов двигателя, а интегрированных систем. Впервые такая интегрированная система в составе диффузор КВД - камера сгорания -сопловой аппарат ТВД исследовалась специалистами компании ОЕ при

создании перспективного унифицированного газогенератора в рамках работ по выполнению программы IHPTET.

В настоящее время ведущие двигателестроительные компании ведут активные исследования интегрированной системы в составе последнее рабочее колесо ТВД - межтурбинный переходный канал (со стойками или без таковых) - первый сопловой аппарат ТНД или ТСД Такие исследования проводятся компаниями SNECMA Moteurs и MTU Aero Engines в рамках программы CLEAN по созданию экологически чистого двигателя. Компания Rolls-Royce в рамках программы Vision исследует межтурбинный переходный канал в условиях противоположного вращения роторов турбин высокого и среднего давления для двигателей семейства Trent. Компания General Electric проводит концептуальные исследования малоразмерных межтурбинных переходных каналов для двигателей дозвуковых пассажирских самолётов с началом эксплуатации в 2030...2035 годах в рамках проекта SFW NASA, а также, исследования «агрессивных» переходных каналов и каналов с интегрированными в них лопатками соплового аппарата турбины низкого давления в рамках собственных программ GEnx и GEny.

Примерно до середины двадцатого века практически все технические науки оперировали с хорошо организованными математическими системами, в которых явления и процессы были одной физической природы и зависели от малого числа переменных. В этих условиях была возможна чёткая математическая постановка задачи для решения которой и были разработаны классические методы математического анализа. Однако, в последнее время всё чаще приходится иметь дело со сложно организованными физическими системами в которых не удаётся чётко выделить отдельные физические явления и связи между ними. Таким образом, в настоящее время чрезвычайно остро встала проблема адекватных методов анализа сложных систем при неполном знании механизма явлений.

Типичным примером такой системы является межтурбинный переходный канал газотурбинного двигателя. Состав этой интегрированной системы на ранних стадиях проектиро