автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Методы газодинамического проектирования и совершенствование элементов проточной части турбин авиационных высокотемпературных двигателей

САМ4Р®СИ(Н(РСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ » ' 0 У имени академика С.П.КОРОЛЕВА

ГГЩГШ5-

На правах рукописи

Мамаев Борис Иванович

МЕТОДЫ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ И СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИН АВИАЦИОННЫХ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Специальность 05.07.05 - Тепловые двигатели

летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Самара 1995

Работа выполнена в АО Самарский научно-технический комплекс "Двигатели НК".

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор Ег.:»::: О.Н.,

академик Транспортной академии РФ, доктор технических наук Новиков А.С.,

доктор технических наук, профессор Тихонов Н.Т.

Ведущая организация - Центральный институт авиационного

моторостроения им. П.И.Баранова (Москва).

Защита состоится " " 1995г. в час.

на заседании диссертационного совета Д 063.87.01 в Самарском государственном аэрокосмическом университете имени академика С.П.Королева по адресу: 443086, г.Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Самарского государственного аэрокосмического университета.

Автореферат разослан " " 1995г.

Ученый секретарь диссертационного совета А/

доктор технических наук, профессор Коптев

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. Успех создания авиационного ГТД в большой мере ависит от достижения высокой эффективности и сокращения сроков оводки турбины. Потребность развития двигателей при ограниченной озможчсти повышения параметров иикла усиливает эту связь и делает точнение методов проектирования и разработку рекомендаций по азодинамическому совершенствованию турбины одними из основных утей ее улучшения. При этом даже незначительное улучшение турбины южет привести к существенному сбережению энергоресурсов.

Высокотемпературные турбины современных и перспективных ГТД ля пассажирских и транспортных самолетов отличает все более интен-ивное охлаждение первых ступеней, относительно малые длины их юпаток и высокая газодинамическая нагруженность, приводящая к юзникновению сверхзвуковых скоростей и больших углов поворота ютока на венцах. Вследствие высокой степени расширения проточная 1асть турбины получается со значительным меридианным раскрытием и ильным изменением параметров по радиусу в последних ступенях, перечисленные особенности усиливают влияние трехмерности течения и юложняют проблему не только дальнейшего повышения к.п.д., но и юддержания его значения на достигнутом уровне.

За последнее время повышению к.п.д. турбин и улучшению мето-юв их расчета уделялось пристальное внимание у нас в стране и за Рубеком. Исследования с указанной целью занимали видное место в работах •аких коллективов, как АО"А.Люлька-Сатурн", "Союз", "Двигатели НК", Ш.Климова, РКБМ, МКБ "Прогресс" и др. Плодотворной в этом направ-1ении была деятельность творческих коллективов турбинистов ЦИАМ, ДКТИ, МГТУ, МЭИ, СПбГТУ, МАИ, КГТУ и ХПИ. Перспективными шляются методы расчета турбинных ступеней и элементов их проточной lacTH, разработанные М.Е.Дейчем, Г.Ю.Степановым, М.Я.Ивйновым, \.М.Топуновым, К.Л.Лапшнным и В.И.Гнесиным. Большой вклад в развитие методов проектирования охлаждаемых ступеней внесли В.Х.Абианц, К.М.Попов, В.И.Локай, С.З.Копелев, Е.Н.Богомолов, В.Д.Венедиктов, ^.Ф.Слитенко. Для улучшения процесса профилирования лопаток продуктивными являются работы Б.М.Аронова, В.А.Журавлева, Ф.А.Стоянова. Благодаря усилиям перечисленных и многих других коллективов и исследователей имеющиеся методы проектирования и доводки позволили получить в авиационных ГТД IV поколения к.п.д. на уровне 0,88+0,89 в эдноступенчатых турбинах компрессора и 0,91-Ю,915 в двухступенчатых турбинах компрессора и многоступенчатых турбинах вентилятора.

Однако и в настоящее время встают серьезные задачи по поиску и использованию резервов повышения эффективности турбины. В авна-

3

ционных ГТД все более широкое распространение находят турбины с управляемой системой охлаждения (СО), в которых по мере снижения режима работы уменьшается расход охлаждающего воздуха. Теория и практика создания таких турбин еще требуют достаточно полного решення многих важных вопросов: управления радиальными зазорами (РЗ), осевой

п »» ЧП Л^лЛаНи^ УОЛЛУЛП!!»« I П^УЛИОЦ.

^ ^ 11. I . ] •• И^- ^ '----«-„П...« [----------- ^

дации по выбору рациональных схем выпуска охладителя в проточную часть и методы оценки характеристик охлаждаемых лопаточных венцов.

Большое значение приобретает правильный учет пространственных явлений в потоке. В связи с этим на передний план выдвигается необходимость исследования ступеней с уменьшенным радиальным градиентом реактивности. Профилирование лопаток разного типа, встречающихся в авиационной многоступенчатой турбине, с оптимальной формой профиля по всей высоте требует разработки метода, позволяющего воспроизводить произвольные законы кривизны поверхности пера и точно выдерживать заданные значения геометрических параметров решеток. Для облегчения решения задачи оптимизации профилен необходимы модели быстрого расчета течения и знание влияний изменения геометрии решетки на ее газодинамические характеристики.

Указанные проблемы, затрагивающие в комплексе все важнейшие этапы проектирования и доводки турбины, должны быть преодолены на пути улучшения ее газодинамики. Действительно, ошибки при проектировании и анализе испытаний затрудняют разработку мероприятий по устранению обнаруженных дефектов, могут отдалить во времени получение окончательного варианта турбины и существенно увеличить материальные затраты на создание двигателя. Поэтому разработка надежных методов расчетного анализа и проектирования, а также способов повышения к.п.д. турбины обеспечивает перспективное развитие авиационных ГТД и представляет собою крупную научную проблему, решение которой имеет важное народнохозяйственное значение .

Цель работы - повышение экономичности высокотемпературных авиационных турбин путем совершенствования методов газодинамического расчета и проектирования элементов проточной части. Для достижения этой цели в диссертации решались следующие научные задачи по разработке:

1) концепции выбора параметров проектируемой турбины;

2) принципов создания эффективной высокотемпературной турбины с управляемой СО;

3) энергетически целесообразных способов выпуска охлаждающего воздуха из лопаток и на концевые поверхности венца;

4) метода проектирования системы активного управления радиальными зазорами (АУЗ) ;

4

5) способов рационального использования ступеней с элементами фостранственного профилирования соплового аппарата (СА);

6) гибкого метода аналитического профилирования лопаток;

7) надежных методов приближенного расчета течения газа и щенкн потерь в профильных решетках;

8) комипекся рекомендаций по оптимизации геометрии проекти-)уемой турбннной решетки.

Практическая направленность диссертации заключалась в повы-иенин экономичности высокотемпературных ТРДД, ТВВД и силовых остановок семейства НК (86, 144, 321, 93, 14, 16 и др.) за счет улучшения турбины и в создании научно-методического задела для премирования перспективных ГТД и ГТУ разного назначения.

Методы исследовании. Теоретическим путем с привлечением урав-1ений сохранения и теплообмена, с использованием связей между гео-1егрическими параметрами элементов проточной части и с учетом дефор-!ацин деталей турбины в рабочих условиях были установлены основные юложения методов расчета течения в лопаточных решетках, профили-ювания лопаток и проектирования системы АУЗ.

Расчетные исследования потока при заданных условиях, соответ-твующих реальным, широко использовались для доказательства работоспособности н целесообразности применения предложенных методов.

Для получения рекомендаций по оптимизации венцов и определенно их характеристик выполнялись специальные модельные экспери-1енты и привлекались опытные данные других авторов.

При обоснования принципов создания турбины и изучении ступени с пространственным профилированием СА были использованы испы-ания турбины в натурных условиях. Натурными испытаниями прове-шлись эффекты предложенных решений по совершенствованию турбин.

Научная новизна работы заключается в том, что впервые:

1) сформулирована и подтвержена на практике концепция выбора 1араметров проектируемой турбины, учитывающая пониженную эффек-ивность узлов двигателя в начале его доводки;

2) применены и исследованы в высокотемпературном ТРДД тупени с наклонными и саблевидными обратно закрученными по углу ;ыхода сопловыми лопатками; обоснована целесообразность их 1спользования для последней ступени турбины вентилятора;

3) для многорежнмного ГТД изучены возможности и сформули-юваны рекомендации по использованию в турбине АУЗ с помощью финудительного изменения теплового состояния ее корпуса и ротора;

4) исследованы закономерности влияния выдува охладителя на ко-1Ыто вблизи выходной кромки на характеристики профильной решетки и точнено противодавление при выдуве; предложены и исследованы лопат-

5

ки со скосом на корыте, обеспечивающим снижение потерь энергии и противодавления при выпуске охладителя; лопатки со скосом корыта с успехом использованы в турбинах авиационных двигателей;

5) разработан метод аналитического профилирования турбинных лопаток, в котором построение каждого профиля в различных сечениях лопатки по высоте основано на расчете кривизны его конура,

6) для ГТД с управляемой по режимам работы СО установлено, что выдув охладителя до горла лопаточного венца помогает стабилизировать осевую силу на роторе турбины при изменении напорности СО; сформулирован, экспериментально проверен и реализован в серийном ТРДД принцип, в соответствии с которым для эффективной разгрузки ротора турбокомпрессора разгрузочные полости выносятся из районов коммуникаций охлаждающего воздуха;

7) для выбора газодинамически совершенной решетки обоснованы критерии качества эпюры скоростей на спинке профиля, а для улучшения СА с толстыми лопатками предложено использовать профили со знакопеременной кривизной на корыте или разнотолщинные лопатки;

8) получены аналитические зависимости для расчета углов на выходе из лопаточного венца с изменяющейся высотой меридианного сечения; зависимости учитывают реальные свойства потока и обеспечивают высокую точность определения углов при решении прямой и обратной задач газодинамики турбины;

9) показаны качественные различия решений прямой и обратной задач об оптимальном угле входа в решетку, расчетным путем получены и экспериментально подтверждены зависимости для определения оптимальных значений /¡¡к в проектируемых решетках.

Новизна описанных решений по п.п. 2, 4, 6, 7 подтверждается 6 авторскими свидетельствами на изобретение, выданными Госкомизоб-ретений СССР.

Практическая ценность. Сформулированные принципы проектирования высокотемпературных турбин прошли расчетно-экспери-ментальную проверку и воплощены в проекты опытных и серийных авиационных ГТД. Разработанные расчетные методы и рекомендации по улучшению проточной части турбины внедрены в практику ОКБ и широко используются при проектировании и оценке газодинамических характеристик турбин. Созданные на предприятиях программные модули, расширяющие возможности разработанных автором методов и рекомендаций, могут использоваться как автономно, так и в САПР турбины.

Реализация полученных методов, а также обоснование с их помощью технических решений обеспечили высокий технико-экономический эффект при создании двигателей семейства НК для военно-транспортной и гражданской авиации, а также для силовых установок. В частности, в 1-й 6

ступени турбины газогенератора ТВВД НК-93 достигнут к.п.д. на уровне 0,9140,92, а в серийно выпускаемом ТРДДФ НК-321 за счет мероприятий по турбине обеспечено улучшение топливной экономичности на 3%.

Материалы диссертационной работы в виде научных выводов и рекомендаций, расчетных методов и результатов экспериментов широко использовались в проектных организациях, лабораториях НИИ и вузах: АО "А.Люлька-Сатурн", г.Москва; КБМ, г.Рыбинск; ОБМ, г.Калуга; СПБ "Машпроект", г.Ннколаев; АО "Турбомоторный завод", г.Екатеринбург; СКБ "Союзгазтехремонт", г.Брянск; ЦИАМ, ЦКТИ, СПбГТУ, СГАУ и др.

Результаты научных исследований и обобщений нашли отражение в Теплотехническом справочнике, т.2, изд.2-е, М., "Энергия", 1976г., монографиях М.Е.Дейча "Техническая газодинамика", М., "Энергия", 1979г., Б.М.Аронова, М.И.Жуковского, В.А.Журавлева "Профилирование лопаток авиационных газовых турбин", М., "Машиностроение", 1975г., В.Х. Абианца "Теория авиационных газовых турбин", М., "Машиностроение", 1979г., В.И.Локая, М.К.Максутовой, В.А.Стрункина "Газовые турбины двигателей летательных аппаратов", изд. 3 и 4-е, М., "Машиностроение", 1979 и 1991г.г. и используются в учебном процессе вузов (в пособии "Газодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД", КуАИ, 1984г., в соавторстве с Мусаткиным Н.Ф. и Ароновым Б.М).

Научная и практическая значимость работы в целом. Комплекс разработанных методов и рекомендаций, охватывающий большинство основных этапов газодинамического проектирования, модификации и доводки турбины по параметрам, может быть использован для улучшения качества проектирования, уточнения характеристик и повышения эффективности турбин. Успешная промышленная реализация, широкое применение результатов исследований и полученный высокий технико-экономический эффект позволяют квалифицировать работу автора как решение крупной научной проблемы улучшения экономичности ГТД путем совершенствования методов газодинамических расчетов и проектирования турбин, которое имеет важное народнохозяйственное и оборонное значение и обеспечивает перспективное развитие отраслей газотурбостроения.

Апробация работы. Основные результаты диссертации докладывались и обсуждались на Всесоюзных научно-технических сессиях по проблемам газовых турбин, Николаев, 1985 и 1990, Харьков, 1987, Рыбинск, 1993, С.-Петербург, 1994; Всесоюзной конференции "Современные проблемы двигателей и энергетических установок летательных аппаратов", Москва, МАИ, 1985; Всесоюзной межвузовской конференции по газотурбинным и комбинированным установкам, Москва. МГТУ. 1991: Всесоюзном семинаре по газотурбинным и комбинированным установкам, Москва, МГТУ, 1988; Всесоюзном симпозиуме "Применение систем авто-матизированого проектирования конструкций в машиностроении", Рос-

tob, 1985; 5-й межотраслевой конференции "Высокотемпературные газовые турбины", Москва, ЦИАМ, 1986; 2-й межотраслевой научно-технической конференции "Проблемы газовой динамики двигателей и силовых установок", Москва, ЦИАМ, 1990; отраслевых конференциях "Автоматизированное проектирование авиационных двигателей", Москва, ЦИАМ, i979 и i95i; Республиканской научно-технической конференции üo магматическому моделированию турбоустановок, Харьков, 1991; семинаре "Проблемы лопаточных машин ГТД", Москва, МАИ, 1977, 1984 и 1989; научно-технической конференции профессорско-преподавательского состава ЛКИ, Ленинград, 1988; конференции "Проблемы разработки конструкторских и технологических систем автоматизации проектирования в машиностроении", Свердловск, 1985; заседаниях НТС отдела турбин ЦИАМ, 1986 и 1987 ; нескольких заседаниях НТС СНТК "Двигатели НК" в период 1984-1995гг.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 70 печатных работ ( в том числе 40 статен в центральных издательствах и 20 тезисов всесоюзных, республиканских и отраслевых конференции и семинаров ). Практическое приложение результатов работы автора нашло отражение в многочисленных научно-технических отчетах СНТК "Двигатели НК".

Структура и объем работы. Диссертация состоит из предисловия, введения, 7 глав, заключения и приложения ( документов, подтверждающих внедрение ). Каждая глава содержит краткий обзор литературы, постановку задачи, материалы выполненных исследований и их анализ.

Работа изложена на 298 стр. машинописного текста, содержит 135 рисунков и 27таблиц. Список литературы включает 258 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении анализируются факторы, которые затрудняют достижение высокой экономичности авиационной турбины, и выделяются главные направления по ее улучшению: 1) оптимизация распределения газодинамической нагрузки по венцам и высоте лопаток; 2) совершенствование профильных решеток; 3) уменьшение потерь в радиальном зазоре; 4) экономия охлаждающего воздуха. На основании проведенного анализа сформулирована цель диссертационной работы и определен комплекс задач, которые необходимо решить для достижения этой цели.

Глава I содержит методы решения основных задач газодинамики для заданной решетки профилен, а также методы определения и рекомендации по выбору параметров проектируемой решегки.

Для предварительного расчета обтекания решетки (рис.1) найдена полуэмпирическая формула, которая позволяет эпюру v(s), определяемую по методу интегральных уравнений для несжимаемой жидкости, 8

X =

1ересчитать в эпюру скорости для газа:

- на участке спинки профиля в косом срезе

X = [| -0.001(26Х,Дг)5^с]-о;

- на остальной части контура за исключением кромок й/Хг ¡0,7 +0.64(Х2 /Я -1,2)" ] • а, Я ¿1.43Х, ;

(1 -0,001 -2ХаХг!Н Я)-о, Я >1,43Х2 ,

•де V =v/ot , Я = 1 +0,67 • 2'°^. .

Как показало сравнение, полученные по расчету распределения удовлетворительно сходятся с экспериментальными. В частности, 1ля 30 сопловых и рабочих решеток, значения геометрических параметров которых лежат в широких диапазонах (/31(С =30-90°, 19-36°,

Г=0,64ч-1,05), при (5, «/Зи и 0,38 г»А2 ^1,1 относительная погрешность вычисления максимальной скорости на спинке составляет ~5%.

Для расчета пограничного слоя на профиле и коэффициента £ТР зыбран связанный с решением интегрального соотношения Кармана путь, юзволяющий создать экономичный по затратам оперативной памяти и машинного времени программный комплекс. Расчет ламинарного слоя зедется по методу Кочина-Лойцянского, турбулентного - по методу Кута-геладзе-Леонтьева. Используется предположение Прандтля о пренебрежимо малой протяженности переходной области при достижении числом Не" критического значения. Определяется точка отрыва турбулентного :лоя по критическому значению формпараметра /. Рассматривается раздельно до- и сверхзвуковые режимы обтекания, для чего по эпюрам :коростей находится критическое значение теоретической (изоэнтро-

пической) скоростиЛ*^. при котором на профиле достигается ^тах=1-

Коэффициент £Кр определяется по формуле Флюгеля. На основании экспериментальных данных МЭИ внесено уточнение в эту формулу, позволяющее учесть влияние степени конфузорности решетки.

С ростом скорости \2Г до ^27" коэффициент уменьшается до своего минимального значения. В закритической области, как показал анализ экспериментов, сначала до значения ^^¡т профиль-

ные потерн стабилизирую ген на минимальном уровне, а при Х27- >\°2т растут. Для 0,6 ¿Х^ ^0,9 найдена эмпирическая

формула =0,6 +^0,09 -0.9)'. 9

Сравнение показало, что для аэродинамически совершенных решеток при Х2Тйй,4 расчет потерь удовлетворительно сходится с экспериментом (как правило, относительная погрешность не более 10%).

Формулы для расчета важнейших характеристик лопаточного венца

и профильной решетки - угла (3, и предельной скорости А«^. при которой в горле канала устанавливается критическая скорость, т.е. происходит явление "запирания" решетки, получены путем совместного решения уравнений сохранения для объема струйки газа между сечениями в горле и на выходе (рис.1).

Скорость А^*5 находится последовательными приближениями из уравнения ( при с=соп$1 ):

^ íf^MMcofvjA =0 .

.iпред

(1.1)

При Ад. угол выхода потока находится из выражения

sin 0 г,ф COSX

0г -arctg

**

eos /8 лУ{Ь2тУ>)

: у

Ктфг 1 + tg2 fijeos2 v„ 4„Ктр V + tg2fi 2/cos2 v г

1 + tg2 (i 2/со$г 1>. V» + tg2fiJcos2v,

а при Xjy в явном виде

_ sin fiscos х- ¡/фг^)собуг

&г =arctg-

Shr-ty

к 4>

Ш*.

eos* V.

со5гРпсо?у, -ял2 р^сж'х '

(1.3)

В этих формулах &гзф = а гея ш / |, где Р^- площадь горловины, Ргас" осевая площадь на выходе; ? ~г1/гп '< Ф „»^ " коэффициенты скорости по потерям до горла и суммарным потерям; КТР - коэффициент, учитывающий силы трения на границах струнки и различие давлений в горле и на спинке в косом срезе. 10

г

и

ы

2(П

1 в\т

Ч

а

¿ось 5рйщения

12

а)

5)

Рис. 1. К расчету течения в-лопаточном венце: а) меридианное сечение венца; б) решетка профилей.

А и

20

------ V,- А г X у/ ед г

------

---- ______ Аг зо °

5)

«Мл

0,6

0.8

I Л

2Т

Рис. 2. К анализу уравнений (1.1) -г- (1.3): а) при /?2эф=10°, оп = о2 ,

</„=0.99, ц/=0,98, Кц,= \;'б) при /32зф =20°;----г=0,97, оп = О,=-10°,

----/т=], оп = и= 0, ------г=1,03, ц, = у2=10°.

1,м

ОЛ

0.18 0.16

■ д-^ ^Чср ч. Л—

У Ч ...1____ _ ¡0 _ Л 75 \ \ \

¡\Лс, а' 1 Р ! > ц о ,л ¿Л,

! 1 «я • § ! б ,• У А § 1 £ \

0,6 0,7 0,8 Л 0,8 0.9 20 30 оС, ,/32°

Рис. 3. Сравнение расчета и эксперимента по углу выхода потока: С. Л - ¡¡ом^р^ния в модельной ступени с £Г/<=58мм, 1\./г/(,_, -6,6 [СПбГТУ];----расчет по (1.2).

Анализ показал, что полученные формулы объясняют качественную картину течения и обеспечивают высокую точность определения угла /32

при Х2Г =0,Зч-1,4 (рис.2,3). В частности, из формул (1.1) и (1.2) следует, что в косом срезе решетки течение может быть как диффузорным, так и конфузорным. Со снижением Х2у угол 02 растет при диффузорном течении и уменьшается при конфузорном, причем он может быть как больше, так и меньше /?2Зф- При Х27-=1 в общем случае 02 Увеличение 02, характерное для сверхзвуковых скоростей выхода, может начаться и при Х2Г <1, если потери в решетке быстро нарастают на околозвуковых режимах.

Из факторов г, 1>п,1>2, характеризующих пространственность течения, наиболее сильное влияние на величины Х2^ и 02 оказывает отношение Г(рнс.2). Рост этого отношения усиливает диффузорность потока за горлом и увеличивает /82. В корневых сечениях при малых Гик, <0 часто бывает /}2 зф ■

Формулы (1.1Ы1.3) указывают на параметры венца, которые необходимо учитывать при его проектировании для обеспечения заданной эпюры /32{г). Выведены зависимости для угла (¡%аф, из которых следует, что он определяется не только величинами /}2 и Х2Г, но и значениями и др. Некоторые из этих значений заранее неизвестны, поэтому угол 02зф должен уточняться в процессе проектирования.

При разработке рекомендаций по выбору газодинамической на-груженности профиля использован путь анализа и обобщения экспериментальных результатов по решеткам, обладающим малыми потерями.

Анализ позволил заключить следующее: 1) оптимальный шаг увеличивается с ростом степени конфузорности и уменьшением угла поворота потока; 2) при Х27- >0,5 с ростом Х2Г шаг Топт уменьшается и усиливается его зависимость от Х2Г; 3) рост «/2 ведет к увеличению (опт • более сильному в более конфузорных решетках. Получены

соответствующие этим тенденциям зависимости (01, /3 2. Хгг .¿г)-Установлено, что существует различие в решениях задачи об оптимуме шага в строгой ее постановке и в обычном эксперименте: в сравнении с ним поправка в сторону увеличения значения Топп составляет -5%.

Поскольку с увеличением шага сверх оптимального потерн растут из-за диффузорных эффектов и волновых явлений на спинке, в качестве дополнительного критерия оптимальной нагруженности принимается коэффициент О =Хтак/Х2 —1, характеризующий уровни скорости и тор-12

моження потока на выходном участке спинки. Анализ показал, что для оптимальных по эксперименту решеток существует единая зависимость, по которой с увеличением \2т от до ' коэффициент 0опт снижается от 0,3 до 0,13 по близкому к линейному закону.

Зависимость {гр (Р^ &г> ^аг) была получена с помощью метода,

который заключается в расчете турбулентного пограничного слоя в решетке оптимальной густоты с последующим исправлением величин ^

на основе экспериментальных данных, относящихся к Л27- =0,5-50.8. Анализ экспериментальных зависимостей $•(*) показал, что решеткам, имеющим более высокое значение Топп, присуще и более плавное протекание потерь при изменении шага.

На основании полученных зависимостей для оценки величин 02эф>

'опт' ?тр н разработана методика оценки величины £пр при эскизном

проектировании, когда еще нет конкретного профиля. Эта методика широко и с успехом была использована на практике, в частности, при

отыскании зависимостей для оптимального конструктивного угла .

Согласно найденной и экспериментально проверенной (на 8 сериях решеток для разных характерных треугольников скоростей) зависимости

для угла решетки, проектируемые на угол |3, <70°, целесообразно

выполнять с углом &хк ; решетки для /8, =70-90° целесообразно

выполнять с 01к для /5, >90° оптимальными являются решетки с

¡¡опт < ^ Установлено, что существует широкий диапазон значений /Зи,

при которых проектируемая конфузорная решетка с оптимальным шагом сохраняет высокое совершенство. Использование этого диапазона при профилировании лопаток может облегчить удовлетворение прочностных н технологических требований.

При выборе угла 6 следует учитывать, что кривизна выходного участка спинки, как правило, существенно влияет на величину Х^. . Соответствующая этому зависимость получена в предположении, что звуковая скорость достигается на спинке в т.С (рис.1):

Х£ «со5(0г1 +а/2)/^(1 +аг /2/?с ")со$ /91, ( 1.4 )

где /Ус- радиус кривизны в т.С. Из (1.4) следует, что в решена с меньшим углом величину 6 можно выбирать больше.

Полученные в этой главе зависимости и рекомендации помогают выбрать параметры проектируемой решетки так, чтобы она наилучшим образом отвечала требованиям по газодинамической эффективности

13

создаваемой турбины.

В главе 2 приведены результаты газодинамических исследований и рекомендации по улучшению охлаждаемых лопаточных решеток.

Влияние выпуска охладителя из лопаток детально изучено в экспериментах на рабочей решетке с =42°, *"я0,6 при

=0,8+0,95 и отношении полных температур охладителя и газа 7^хл=0,6+1,0. Исследовался выдув через щели в выходной кромке и вблизи нее на корыто под разным углом ав к его поверхности (рис.4)

Эксперименты без выпуска охладителя показали, что щель, нарушая плавность профильной поверхности, ведет к росту потерь, усиливающемуся с уменьшением углаав: при ав=20° прирост *2%.

Установлено, что при любом варианте выдува изменяется обтекание всей спинки. Охладитель поджимает основной поток и поэтому растет давление не только в горле канала, но и выше по потоку, что свидетельствует об уменьшении пропускной способности по газу.

Разные варианты выдува приводят к различным зависимостям профильных потерь от расхода воздуха Ов (рис.4). При выдуве в кромку и на корыто под углом ав >20° с увеличением Св коэффициент {" непрерывно растет. В случае ав520° при увеличении Св коэффициент £ сначала резко снижается, достигая минимума, близкого к своей величине для исходной лопатки без щели, а затем начинает расти. По эксперименту величина а =/'2*//,1* и коэффициент , вычисленный по приведенным скоростям без учета температурного отношения, практически не зависят от Тохл. При одинаковой толщине </г и Ов =0,2-4% выдув на корыто под углом 20° дает наименьшие потерн. С учетом возможного утонения кромки выигрыш по к.п.д. решетки может составить ~2% по сравнению с выдувом в кромку.

Установлен важный для проектирования охлаждаемых лопаток факт: при выдуве на корыто статическое давление на выходе из щели выше на 8+10% давления в этом же месте на гладком профиле.

В целях снижения толщины </2 н облегчения выпуска охладителя предложено в профилируемой лопатке при благоприятной форме спинки допускать знакопеременную кривизну на выходном участке корыта с его изломом и за ним при ы, >5 расширяющийся канал (рис.5). Путем экспериментального исследования двух серий рабочих решеток, в каждой из которых было по несколько вариантов профилей с изломом и без яего, установлено, что утонение кромки при изломе на корыте под углом е не более 12-14° и а^/а2>0,98 ведет к снижению кромочных потерь. 14

фронт ■Рш /решетки

а) V 5) 6)

Рис. 4. Влияние выдува охладителя на потери в решетке (/3^=42°, /32эф «22°, £>=41,Змм, ¿2=2мм, /=0,66): а,б- варианты выходной части профиля; в) эксперимент при 36°, Д2Т = 0,8-0,95; О - щель в кромке, Д=0,6мм; щель на корыте, Д=0,9мм, 10 =3,6мм : Д- а8 =20°, □- а8 =30°.

___< -I- $

4 о / - V

/ □ ' / /а /ь е/ /

О / Ш Т/ / г

и У А

—о---- а /

а'

1 /

%

1.2 1.1 1,0 0.9

"У

/

/

0,8 0,9 А2т ' 0,8 0,9 Л2г 0)

Рис. 5. Характеристики решетки с изломом на корыте профиля: а) решетка; б) эксперимент при Д=5Г, ¿=40мм, а2=10,7мм, £=5,7мм, £0=3,4мм,( =0,73; О- й?2=2мм,^=1 1,9мм, £=0; Д- <^=0,7мм,а2'=Ю,85мм, £=12,5°, □- ¿2 =0,7мм,£^=11,5мм,£=0;р0- противодавление в щели.

Л

Промежуточные профили

Каркасная линия

Базабыг профили

Рис. 6. Схема построения профилей в контрольных сечениях проектируемой лопатки турбины.

При этом выигрыш практически не отличается от максимального, получаемого от утонения кромки изменением корыта по кривой без излома. Излом под углом е ¿14° ведет к существенному снижению давления на выходном участке корыта (рис.5).

Таким образом, можно рекомендовать выпуск охладителя на корыТ/> и •> > Ч( Л *•«>»•»»»• И^ГМ^Л»« |»ли 'Т-. Щ пЛ -«».-,»» . ч. - Л у«» • «-у «1».лЛ »»г«^..».,! « •» у 1«-«V « « («кимит ¡1«) • ^ I Ьи1ЛУДГ|Ч/Г| П^ШШ!

через узкую щель или ряд отверстий под небольшим углом, исключающим осевой импульс охладителя против основного потока ((¡щ>0). При

этом для получения низких потерь и снижения противодавления на выходе охладителя допускается излом на корыте под углом не более 1214° и практически постоянный по ширине канал на участке за изломом.

В результате экспериментального исследования получены рекомендации по улучшению характеристик рабочих решеток ступеней в.д.

различных по высоте сечений лопаток рабочего колеса (РК) с относительно толстыми профилями и большим их изгибом: £„,=0,16-^0,24; <72 =0,18*0,25; Г=0,71+0,78 для /3, =36-45°; 0,=2О- 24°; Х2г<0,95. Сделан вывод: на спинке профиля не должно быть более двух пиков скорости, причем в 1-м пике, расположенном на входном участке до т.С, скорость не должна быть более 0,6+0,7 максимальной, которая достигается во 2-м пике, расположенном в косом срезе, и которая является небольшой сверхзвуковой, соответствующей коэффициенту О £.0опт. Выполнение этих требований позволяет получить эффективные махо- и ударостойкие решетки с устойчивым и равномерным потоком на выходе. Последнее качество, как показали испытания натурной турбины, благоприятно влияет на работу последующей ступени и дает тем самым дополнительный выигрыш в экономичности ГТД.

С охлаждением турбины связано ухудшение экономичности двигателя не только из-за дополнительных потерь при выдуве в проточную часть, но и из-за исключения части рабочего тела из процессов подвода тепла и расширения в цикле. Поскольку относительный расход охлаждающего воздуха йв зависит от числа лопаток в венце Z, то при отыскании оптимального значения Xследует учитывать все

перечисленные потери. При этом, как показало расчетное исследование, оптимум числа лопаток, а следовательно, и оптимальная густота решеток смещается в сторону меньших значений в соответствии с зависимостью

в которой Я=2+4. Ее можно рекомендовать для использования при предварительном проектировании. Это же расчетное исследование показало,

Исследовались трансзвуковые решетки

( 2.1 )

что в широком диапазоне Еохл , включающем , удельный расход топлива Ск изменяется слабо. Это важный результат, поскольку выигрыш от снижения 2 измеряется и уменьшением затрат на изготовление и обслуживание ГТД в эксплуатации.

При выпуске воздуха из лопаток на корыто обычно образуется уступ, на участке которого межлопаточный канал может быть как конфузо-рным, так и днффузорным. На примере конкретного ТРДД изучены особенности применения таких сопловых лопаток в турбине с управляемой СО. В этом двигателе воздух из-за компрессора, подаваемый в СО турбины через управляющий клапан, сначала попадает в полость перед СА. Около трети воздуха тратится на охлаждение СА, остальная часть, пройдя внутри сопловых лопаток, попадает на вход в каналы охлаждения РК.

Эксперименты показали, что в сопловой решетке {«о — 90°, в)* 16°, Л17-=0,9-5-1,0) с конфузорным каналом за уступом профильные потери меньше на ~0,5%, чем в решетке с диффузорным каналом при одинаковой толщине выходной кромки. Это отразилось в незначительном улучшении экономичности, измеренном при сравнительных испытаниях двигателя на режимах с полным охлаждением. Но сужение межлопаточного канала за уступом привело к повышению противодавления в кромочной щели на ~30%, поэтому при закрытии клапана около 1% газа из проточной части попадало внутрь лопаток СА и оттуда в каналы охлаждения РК. При этом происходило меньшее падение давления в СО и существенно росла температура охладителя перед РК. Исключение части газа из рабочего процесса ухудшало топливную экономичность на -0,5% при длительной работе в крейсерских условиях, что вело к перерасходу топлива за полег.

Таким образом, в двигателе с управляемой СО турбины оказалось целесообразным применить для лопаток СА выходную кромку, не лучшую в газодинамическом отношении. Реализация преимуществ более совершенной кромки требует более сложной конструкции СО, в которой может осуществляться раздельное отключение охлаждения СА и РК.

Рациональное направление по улучшению характеристик СА высокотемпературной турбины найдено в результате исследования конвективно-пленочного охлаждения концевой стенки. Испытывалась прямая решетка с высотой 100мм, Г=0,7, а0<=90°, а1Э^«1б°. Охлаждающий воздух вдувался через два параллельных фронту ряда отверстий, выполненных перед горлом межлопаточного канала под углом 30° к стенке. Продувки проведены при значениях =0,6+1,0, Тохл =0,6, Св£1%.

При вдуве охладителя коэффициент потерь Х,СЛ(/А|Г)2 'Тем

17

увеличился в зоне вторичных течений и особенно сильно вблизи стенки. В частности, вдув с расходом йд-0,8% при Х17-=1 привел к росту коэффициента концевых потерь {к более, чем в 2 раза.

Визуализация потока подтвердила известный факт, что пелена в канале интенсивно сносятся к спинке лопатки, распространяясь по ней на значительную высоту (до 20мм).Поэтому вдув охладителя, организованный внутри канала до горла, не может надежно защитить всю концевую стенку СА от перегрева. По соображениям надежности и экономичности рекомендовано применение ТЗП стенки снаружи и конвективное ее охлаждение изнутри с выпуском охладителя, например, в осевой зазор ступени. В таком случае можно использовать на цели охлаждения воздух пониженного давления из разгрузочных полостей турбокомпрессора, а на крейсерских режимах работы подачу этого воздуха отключать.

Глава 3 посвящена разработке метода аналитического профилирования турбинных лопаток, в котором подход к образованию профиля основан на следующих положениях: 1) в качестве непосредственно определяемого объекта выбирается не линия обвода, а функция ее кривизны, что позволяет воспроизвести любой характер изменения кривизны вдоль контура; 2) при построении решетки используются все основные геометрические параметры, однозначно задающие положения опорных точек для спинки и корыта, и углы наклона касательных к линиям обвода в этих точках (рис.6); 3) кривизна рассчитывается так, чтобы определяемая ею линия проходила через опорные точки с нужными углами наклона.

При реализации этого метода спинка и корыто профиля разбиваются на два участка соответственно точкой С и точкой М -касания корыта с окружностью диаметра ст. Совпадение значений кривизны на границе участков обеспечивает бесскачковое изменение кривизны на спинке и корыте.

При проектировании решетки всегда известны только 3 величины -0|>02'^гг 11 задается параметр, определяющий линейный размер ((,Ь,В), а также параметр телесности профиля (сот,Г,1К).Любой из остальных параметров может быть определен или выбран по зависимостям гл.1 и 2.

Рекомендации по целенаправленному воздействию на эпюру скоростей разработаны путем расчетного исследования влияния на нее изменения различных геометрических параметров решетки. В частности, определено, что изменение угла /32к сильно влияет на обтекание спинки: если значение Ата, достигается в средней ее части, то уменьшением можно эффективно воспользоваться для снижения Агаа, и смещения пика скорости к выходной кромке. Если значение Атах достигается в косом срезе, то некоторое уменьшение 6 и «2 ведет к снижению разгона потока на спинке и одновременно смещает пик скорости вверх по потоку. 18

Изменение угла • способ воздействия на обтекание передней части профиля: если значение Атаж достигается на спинке до т.С, то путем увеличения (¡у можно снизить пик скорости и сократить протяженность

следующего за ним диффузорного участка.

Технология описываемого метода профилирования лопатки выглядит так. Оно начинается с построения базовых сечений без тщательной увязки их с точки зрения технологичности поверхности. В случае рабочей лопатки первым обычно строится периферийный профиль, затем -корневой. Размещая первые два базовых профиля единственным образом в соответствии с требованиями к расположению их центров тяжести, уже можно оценить, получается ли приемлемая форма лопатки в проекции на меридианную плоскость турбины. После построения среднего профиля образуется каркас пера, определяющий в основном форму кромок и поверхности лопатки. Далее для описания всей поверхности лопатки необходимо построить промежуточные профили, которые должны отвечать требованиям газодинамики и прочности и обеспечивать продольную плавность поверхности.

При выводе уравнения профильной поверхности лопатки линии спинки и корыта отдельного профиля описываются уравнением

у(х) = у1 + \(и,к Ми, < 3.1 ) о

в котором функция кривизны * и первообразная Ф рассчитываются по

координатам и углам наклона касательных в опорных точках

Т1 В базовых профилях п=3 и точки Т( определяются по заданной геометрии решеток.

В каждый базовый профиль вписывается, например, по 5 опорных

окружностей С/ ={5/,г/,в/],/=1+5, /- индекс профиля, р,щ,г -координаты центра и радиус окружности, в - угол наклона линии обвода в точке касания (рис.6). Окружности С( и Су совпадают с входной и

выходной кромками; а - максимальная вписанная окружность. Параметры опорных окружностей интерполируются по высоте лопатки:

Р;(г)=£(г,/У). (3.2)

Понятно, что величины р, ц, г и 9 любой опорной окружности промежуточного профиля, если они заранее выбраны, обеспечиваются при интерполировании.

Для фиксированного значения г определяются координаты опорных точек Рассчитывается функция кривизны <сг, удов-

летворяющая условиям:

*{г,к ,) =tg9 ,(г), ( 3 3 )

с

$*(и,хгЫи = у , (г ) - у , (г ),

гд? Г =х.(?)—х}(г). 1=1+5 С учетом (ЗЛй-(З.З) уравнение профильной поверхности записывается в виде

у(х,г) = у,(г) + ' ]♦(«,«,)<*"- <34 )

С помощью системы уравнений (3.2)+(3.4) можно получить промежуточные профили при различных фиксированных значениях I.

Для промежуточных профилей могут быть заданы величины г,, ,2'ст»01*102««ы1 и "г- Такая возможность влиять на геометрию профиля позволяет обеспечить необходимые распределения по высоте лопатки прочностных характеристик профилей: площади И, моментов сопротивления ВР, координат центров тяжести и др.

Предложенная технология обеспечивает, с одной стороны, хорошее газодинамическое качество профилей, т.к. для построения линии (3.1) используется достаточно совершенный в этом отношении метод, с другой стороны, плавность поверхности пера в продольном направлении ввиду плавности каркасных линий.

Изложенному методу соответствуют на ЭВМ два комплекса программ, не связанных между собою программами определения последовательности построения базовых сечений и их взаимной увязки. Опыт позволяет утверждать, что именно такая автоматизированная система может обеспечить успех при техническом проектировании турбины.

В главе 4 дан анализ потерь в радиальном зазоре (РЗ) турбины и решается проблема их уменьшения.

Предложено величину потерь в РЗ Д»;« суммировать из потерь не

только с протечками газа в осевом и окружном направлении (Д1/а, Д|?и), из-за влияния этих протечек на течение в колесе (Дчрк) и их смешения с основным потоком (Дчсд/), но и дополнительных потерь из-за изменения режимных параметров в профильных решетках обоих венцов ступени (Д^ИДч2), т.е.

Д45 =ДЧ<| +Дчи +*Чсм +ДЧ1

По выполненному исследованию главными являются компоненты

и Известный подход к проектированию ступени, когда она

рассчитывается при ¿=0, а затем лишь ее к.п.д. поправляется на влияние РЗ, может дать значительную ошибку в определении площади горло-20

вого сечения РК, которое в действительности минуют протечки через зазор.

Как показал анализ, вне зависимости от формы зазора влияние величины & =6/1 на к.п.д. более слабое в обратной задаче, т.к. с ростом

6 в проектируемой ступени (при 5 =сопз1 и снижении длины лопатки I) периферийная степень реактивности падает сильнее, чем в заданной (при увеличении 5 и /=соп50. Для проектируемой ступени с обандаженным РК это падение реактивности оказывает решающее влияние на протечки через зазор, так что с ростом 5 потеря к.п.д. Д^^ уменьшается.

Задача снижения РЗ в эксплуатации сложна по двум причинам: 1) рабочие РЗ изменяются по режимам двигателя; 2) по режимам изменяется

и минимально допустимый РЗ 6д, который должен удовлетворять требование об отсутствии задеваний РК о корпус, ведущих к заметным износам деталей и последующему необратимому увеличению РЗ.

Величина - функция многих факторов, главными из которых являются тип и назначение двигателя, особенности его изготовления и применяемые конструкционные материалы, оформление зазора.

Наиболее вероятное предельное значение окружной неравномерности зазора определяется по формуле ДСр = ±/д^+Д2 +Д* +Д5 +Д3, где Д,- производственное отклонение от среднего монтажного зазора (МЗ), Д2- радиальное искажение формы корпуса из-за окружной температурной неравномерности, Д3- неравномерность зазора из-за различий температур рабочих лопаток; Д4 и Д5- эксплуатационные влияния из-за биения ротора и маневрирования самолета.

Чтобы в турбине при известном ДСр не получить врезание в

корпус более допустимого Двр, необходимо иметь средний РЗ не менее максимального, найденного по режимам из соотношения — Двр

Для безусловного обеспечения 5 во всем парке двигателей следует

учесть, что для них имеется разброс радиальных деформаций РК и корпуса от средних значени ¿Дг и ¿¡ДЛ. Кроме того, существуют допуски на МЗ Ьчерт и на износ лопаток Ьц. С учетом всего этого

минимально допустимый зазор

Ьд =Ьт +5Дг -5ДЙ -Ьчерт -Ьи .

Задача о РЗ сформулирована так: обеспечить минимальные затраты топлива из-за потерь в РЗ за время работы на основных установившихся режимах, причем величины РЗ на этих и. переменных режимах не должны быть меньше минимально допустимых.

Например, в 2-режимном ГТД с пассивным управлением РЗ в турбине монтажный зазор Ьм выбирается, чтобы обеспечивать безопасность на переменных режимах, а на основных режимах Ьп ЪЬд. Затраты топлива, связанные с возможными превышениями рабочих зазоров наа минимально допустимыми, составляют

мТя -г +дсЙ1{5„1 ]я,/г.

где ДСк - влияние РЗ на удельный расход топлива; /?, - средняя тяга; I,-время полета; 1=1,2 - индекс режима. Расход Д<7ГЛ- теоретически максимальный выигрыш от АУЗ. В реальном ГТД возникают затраты энергии на функционирование системы АУЗ, в частности, из-за отборов воздуха из компрессора на охлаждение корпуса турбины. Поэтому затраты топлива Д<7Г/4 из-за РЗ при АУЗ приблизительно равны

где ЬI - получаемые РЗ при АУЗ, ДС£ - влияние отборов воздуха на удельный расход топлива, - расход воздуха. Если при 6,- <6„ Д(/г, <Д<7ГЛ, то активное управление зазорами в турбине имеет смысл.

Монтажный зазор, отвечающий требованиям работы на установившихся режимах, определяется из уравнения

6 м =5 й -(ДЯ -Аг). (4.1)

где ДЯ,Дг- радиальные деформации корпуса и РК. В высокотемпературном ГТД на установившихся режимах изменение РЗ (ДА? —Дг) обычно превышает соответствующее изменение допустимого зазора, поэтому при любом выбранном МЗ следует рассмотреть необходимость системы АУЗ, с помощью которой осуществляется в работе специальное тепловое воздействие на корпус и ротор.

Для правильного выбора МЗ необходимо исследовать все режимы от малого газа (м.г.) до максимала (тах). Согласно расчетной модели изменения радиальных деформаций деталей, в которой изменение размеров корпуса ДЯ при сбросе, а также лопатки Д/ и центробежной вытяжки РК ДГц при сбросе и приемистости приняты мгновенными,

имеем:

=Дг/ "А*. +*»/.« (42)

-Л«, + +С • <« )

где - разность тепловых деформаций диска на /' и 1-м режимах, 22

(Д/ + - разность сумм деформаций на тех же режимах (рис.7).

Анализ показал, что обычно изменение деформаций ДR и Дг по режимам близко к линейному, а зазор 5с повышением режима уменьшается. В таком случае в соответствии с (4.1W4.3) необходимый МЗ находится из условия oicyiciBKrt врезаний на сбросе с максимала на м.г. и

обеспечения т.е. из сравнения зазоров д"бр и

= " ¿Я« г + *>тах,м г. +«сбр. ( 4.4 )

6м = Лг -AR +6д . ( 4.5 )

max max max "mat v '

Если , то выбранный зазор удовлетворит требованиям

переменных режимов без дополнительного регулирования.

Как правило, с высотой на режимах ее набора РЗ Ьн растет, а допустимая его величина падает. Поэтому для поддержания требуемого РЗ необходимо, например, принудительно охлаждать корпус, уменьшая его

радиальный размер на величину (i>w —15^), которая максимальна на крейсерском высотном режиме. В частности, необходимая деформация на этом режиме на основании (4.1)

Ьцнеовх = Дг. _6м

кр КР кр

Если возможности системы АУЗ ограничены получением деформации &RKp > AR^*06*, то проектная задача о РЗ решается выбором МЗ из условия крейсерского режима:

К +С

При таком МЗ для получения требуемых зазоров на меньших высотах необходимо корпус дополнительно нагревать, а на промежуточных режимах этот нагрев частично или полностью убирать.

При условии ДRKp >bR»*o6x можно решить задачу о РЗ и путем

дополнительного нагрева ротора. Этот нагрев легко получить понижением напорности СО и подачей в нее утечек горячего воздуха из разгрузочных полостей или газа из проточной части турбины. Получены зависимости, позволяющие оценить необходимые в таком случае деформации корпуса и РК и их продолжительность по времени для разных высот полета.

На основании изложенных представлений и зависимостей для проектного расчета системы АУЗ разработана методика, в которой использованы уравнения теплового баланса и деформации деталей, а также данные по граничным условиям теплообмена между потоком и корпусом. Определяются МЗ и РЗ, геометрия системы и параметры потока в ней.

23

-05

0,5

ДСЙ=* ^йг

\ ос ' Р4 шах

»1 \ > ТМ-МА \

N

Рис 7, Изменение во времени, размеров корпуса и ротора, а также радиального зазора на переменных режимах.

Рис. 8. Влияние БП и ее охлаждения на экономичность ТРДД (турбина в.д. с £р=75,5яшх=0,5,<5хр=0,Змм):Св-рас-

ход воздуха на охл. БП.С^-утечки газа через РЗ.АСд- улучшение уд. расхода топлива от постановки БП, ДС/^-влияние роста к.п.д. из-за уменьшения РЗ на 0,8мм, ДСДв- влияние затрат воздуха; ДСДг- влияние изменения утечек газа, 1-максимал, 2-крейсерский режим.

с

3

6)

Рис. 9. Распределение давлений по развертке сечений лопатки СА: а) меридианные сечения СА; контрольные сечения: 1- у периферии (д^„=5мм), 2- в середине, 3- у корня (Д^к=4,5мм); для решетки в сеч.2: 0^=65°,а1эф =22,5°,Ь =62,6мм,Т=0,69,Сш=0,16; б) эксперимент при ссо=65°: Д- в сеч. 1 при Хп* =0,7; О- в сеч. 2 при Хл» =0,82, СЬ в сеч. 3 при Х)т =0,9; •- в плоской решетке сечения 2 при Х)т = 0,82.

В качестве основного пути проектирования рассматривается создание автономной системы АУЗ с одинаковой логикой функционирования и одним активным потоком для группы расположенных рядом ступеней.

В главе 5 изложены концепция и принципы проектирования турбины газогенераторов, а также результаты изучения в них эффектов пространственности потока и охлаждения деталей.

На основании опыта создания авиационных ГТД сформулировано концептуальное положение: при определении параметров проектируемой турбины должна учитываться пониженная эффективность узлов двигателя на начальном этапе доводки. Тогда становится необходимой турбина с увеличенной пропускной способностью, наилучшим образом отвечающей согласованию таких узлов в работе. Таким образом, оптимальный по соображениям параметрической доводки путь связан с изготовлением как минимум двух вариантов турбины: с раскрытыми венцами для первых опытных двигателей и с проектными (или близкими к ним) площадями венцов в конце доводки.

Оценка влияния компонентов охлаждающего воздуха и особенностей его подвода к турбине на к.п.д. и топливную экономичность двигателя выполнены путем проведения на ТРДД многочисленных экспериментов по частичному выключению охлаждения турбины, собранной в различных конструктивных компоновках (см. таблицу). Установлено, что наибольший вклад (-60%) в ухудшение параметров вносит охлаждение 1-го РК, а при выборе схемы подвода охладителя особое внимание должно уделяться использованию на нужды охлаждения неустранимых утечек воздуха из разгрузочных полостей турбокомпрессора.

Опытом доказана справедливость принципиального положения: ослабить противоречия в требованиях экономичности и надежности турбины позволяет управляемая по режимам эксплуатации СО. При создании турбины с упраатяемой СО установлено, что ее преимущества усиливаются при реализации следующих принципов:

- охлаждаемые лопатки следует проектировать для основного режима с частично отключенным охлаждением, на котором требуемое тепловое состояние лопаток 1-го СА должно обеспечиваться только пленочным охлаждением в передней части профиля, а лопаток 1-го РК - лишь конвективным при максимальной утилизации утечек воздуха с низким давлением из разгрузочных полостей;

- охлаждающий воздух следует подводить по неподвижным магистралям, исключая раздачу его по параллельным веткам с разным протиЕсдасленнсм на выпуске;

- в целях снижения потерь смешения, сохранения газодинамической на-груженности венцов и осевых сил на них по режимам следует охлаждающий воздух из лопаток выпускать до горла межлопаточного канала;

Таблица затрат расхода воздуха и ухудшений топливной экономичности, связанных с охлаждением турбины в ТРДД при

Тг* =1550-1600 и Тт* <1300К.

1 Вии 1/СО

узел компонент расхода максимальный режим крейсерский режим

Св,% дС„,% Сй,% д ся,%

ступень в.д.

СА на перфорацию в вых. кромку утечки 4.4 0,37 1,6 0,59 0,3 0,22 4,4 0,27 0,9 0,25 0,1 0,05

РК на перфорацию в вых. кромку на БП на диск на лабиринт на замок, утечки 0,9 0,83 2,5 2,11 0,8 0,38 0,2 0,18 0,5 0,37 0,4 0,37 0,4 0,27 1,5 0,94 0,5 0,18 0,2 0,11 0,4 0,22 0,3 0,2

ступень С.Д.

СА на лопатки на лабиринт утечки 1 0,51 0,3 0,26 0,3 0,26 1 0,38 0,3 0,19 0,3 0,19

РК на лопатки на замок, утечки 0,4 0,37 0,1 0,09 0,4 0,27 0,1 0,07

турбина н.д.

ротор, опора на охл. деталей и наддув лабиринтов 0,8 0,73 0,4 0,37 0,8 0,55 0,4 0,27

сумма 10,5 8,01 7,6 4,41

Примечание: в суммы не вошли: 1) расход воздуха через перфорацию, выпускаемый до горла 1-го СА; 2)ухудшение уд.рас.хода топлива ДСк ««0,3% из-за дополнительного увеличения гидравлических потерь в камере сгорания, связанного с выпуском воздуха через перфорацию лопаток СА.

при выборе способа осевой разгрузки упорного подшипника ротора едует добиваться независимости ее эффекта от напорности в СО, для го необходимо разгрузочные полости размещать вне коммуникаций яаждающего воздуха, например, перед компрессором; управление напорностью в СО следует использовать для сохранения чдажной полки (БП) на лопатке 1-го РК в турбине с большей темпе-гурой газа; по суммарной экономичности ГТД с турбиной, имеющей эхлаждаемую на пониженных режимах БП и интенсивное ее лаждение на максимале, значительно превосходит аналогичный ГТД с обиной без БП на лопатках 1-го РК (рнс.8);

минимально допустимые РЗ на различных режимах следует обеспечить с помощью специального принудительного теплового воздействия на эпус и РК турбины;

для сокращения сроков решения сложных и тесно переплетающихся эблем газодинамики и надёжности следует создать развитую экспери-нтальную базу, позволяющую вести обширные систематизированные следования на моделях и натурных объектах; при этом натурные ГТД и газогенераторы должны использоваться не только для выявления |>ектов и регистрации достигнутых успехов, но и для уточнения усло-Т| работы детален и картины течения в проточной части турбины.

Анализ испытаний натурных охлаждаемых ступеней с 1генциально наклоненными лопатками (ТНЛ) СА позволил уточнить 1внение для расчета параметров потока на различных радиусах:

-С

! коэффициентом К2 по теории, разработанной в МЭИ. учитывается 1яние угла наклона лопаток у, а коэффициентами (¡1 и (>2 • отличие 1льного течения от теоретического. Как показал анализ, использование 1ичин (>, =0,9-ь0,98 и (¿2=0,7 дает хорошее согласие с результатами из-эений статического давления за СА при 0Ср/1с /с =60-100мм,

= 14-18°,уср =«0-8°, рф= 0,35-Ю,45, Х,г=0,9+1.

Определено влияние ТНЛ СА на газодинамические характеристики 'пени в.д. Эксперимент проведен на двигателе путем замены СА с на-жными на ~8° лопатками на СА с радиально установленными лопат-ш. Оба сопловых аппарата имели одинаковый постоянный по высоте 1аток профиль. За СА с ТНЛ замерена разность давлений по радиусу )%, а без наклона лопаток она составила -24%. Ступень с ТНЛ СА к.п.д. на ~!,2% Еыше, что было определено по увеличению полного 1ления за РК и по улучшению экономичности ТРДД.

Пространственные явления были подробно изучены в результате

27

испытаний нескольких СА средней веерности {0СрЦс =7+8,2) на стенде

кольцевых решеток и в составе турбины. В меридианном сечении СА имели значительное раскрытие проточной част. Лопатки б них б и.".:: переменного профиля по высоте и с обратной закруткой как без тангенциального наклона, так и саблевидные.

Обнаружено, что в периферийном сечении со стороны спинки при резком снижении давления уже вблизи входной кромки достигается его минимум, после чего к выходной кромке давление возрастает, т.е. на большей части спинки течение диффузорное (рис.9). Этот слой с неблагоприятным обтеканием профиля занимает -10% высоты лопатки. Только на большем удалении от концевой стенки течение принимает обычный для конфузорной решетки характер. Но в реальном СА даже в среднем по высоте сечении лопатки обтекание хуже и с более высокими скоростями, чем в плоской решетке. Установлено, что обтекание концевых сечений существенно улучшается с ростом угла входа потока о0.

Из анализа экспериментов следует, что исследования плоских решеток не могут дать надежную информацию о потоке в концевых сече ниях СА. Это объясняется не только вязкими эффектами, но и сильное трехмерностью основного потенциального потока. Вопросы выборг оптимального закона закрутки лопаток такого СА, оптимальной геометрш их профилей и концевых поверхностен, а также уровня и радиально» эпюры углов входа ав правильно могут быть решены лишь после анализ; пространственного потока в венце.

В главе 6 изложены методы улучшения и рекомендации по газоди намической настройке ступеней турбины вентилятора ТРДД.

Анализ показал, что в многоступенчатой турбине с умеренны! числом / '¿0,52 требование обеспечить осевой поток за турбиной и пс ложительную корневую реактивность вынуждает относительно слабо нг гружать последнюю ступень ( например, для 2Т-Ъ обычно доля общег

теплоперепада, приходящаяся на нее, /////<0,25). При этом эффектш ность ступени резко снижается из-за увеличения углов а,, /?2 и умеш шения скоростей , Х,^, заметно отдаляющихся от их оптимальног

диапазона. Из-за перегрузки ухудшаются и передние ступени, в которы иЛ*оа становится меньше 0,45 (рис. 10). В целом к.п.д. турбины издает.

Обоснован путь создания эффективной турбины с нагруженнс последней ступенью. Он заключается в использовании ступени с п ниженной реактивностью на ЬСр и уменьшенным радиальным градиенте

статического давления в осевом зазоре. Для выравнивания давления г радиусу можно выбрать тангенциальный наклон или саблевидност 28

лопаток СА. Такая ступень приноснт двойной эффект: за счет лучшей кинематики потока в ней самой достигается более высокий к.п.д., чем в ступени обычного типа, и повышаются к.п.д. передних ступеней за счет их разгрузки. В итоге, как показывает расчетное исследование, улучшение к.п.д. 3-ступенчатой турбины может превысить 0,5%.

Чтобы получить рекомендации по коррекции венцов для изменения расходного параметра турбины С„р, которое часто требуется при доводке

двигателя, проведены расчеты турбин с различными распределениями теплоперепада по ступеням. При этом учитывалось и связанное с приростом ЬОПр изменение режима работы турбины. Выявлены следующие закономерности: нелинейность кривых Ьвпр{Лр) несущественна при раскрытии венцов № <10%; раскрытие последующих за 1-м СА венцов дает малый прирост ЬС„р\ в турбине с менее нагруженными передними

ступенями раскрытие венцов слабее сказывается на величине Ь<>Пр.

Как показали расчеты, заданное увеличение Ь6Пр достигается

многими способами без значительного снижения к.п.д. турбины. Можно рекомендовать раскрывать сразу несколько венцов и, в первую очередь, передних до максимально возможной площади, если требуется. Для сохранения исходного направления потока за турбиной необходимо практчески одинаковое для всех способов раскрытие последнего РК.

С целью изучения возможностей оптимизации выходной части проектируемого профиля были исследованы 3 серии дозвуковых решеток, охватывающие широкий класс сечений рабочих венцов многоступенчатых турбин вентиляторов современных ТРДД (/3, =50-102°, 02 =21-44°, Х27-=0,б4<),7, Г=0,6+0,8; ст=5-12%). В каждой серии по 2 решетки: с умеренным значением ^3.5° при ¿=16-20° и с увеличенной

разностью 02 ~(12к =6,5-8,5° при 6 =21-27°.

По расчету и эксперименту при изменении /?21С и 5 изменялось обтекание на всем контуре профиля, но на корыте изменение было несущественным. Опыт свидетельствует о целесообразности в ряде случаев больших отличий углов от величины /32. Лучшей в газодинамическом отношении решетке соответствует профиль с более ярко выраженным и смещенным к выходной кромке провалом давления на выходном участке спинки. Сужение участка эпюры с давлением р ®Рт{п является более действенным положительным фактором, чем повышение величины рт|п. Особенности эпюр давления хорошо объясняются по распределениям кривизны на контуре профиля. Более значительное понижение кривизны на конфузорном участке течения замедляет понижение давления, а на

29

Рис. 10. Влияние величины Н.

т

на к.п.д. и газодинамическую нагруженность ступеней 3-сту-пенчатой турбины вентилятора.

Рис. 11. Оптимизация толстого профиля лопатки СА: а) исследованные профили с си «0,27; б) результаты продувок при а =70°.

го 12-й ст.

КОМПРЕССОРА

< А /

/ /

Рис. 12. Усовершенствованная схема осевой разгрузки ротора турбокомпрессора: а) схема; б) давления в полостях турбокомпрессора; в) осевая сила Р на подшипнике ротора, 1- охлаждение включено, 2- охлаждение отключено, 3- крейсерский режим.

днффузорном -ускоряет его повышение. В решетке, близкой к активной при 0, «40°, желательно спинку от входа до горлознны выполнять без резких изменений кривизны. Из анализа эпюр при разных А27 сделан полезный в методическом отношении вывод: чтобы полнее выявить особенности обтекания профиля, целесообразно исследовать поток в решетке при более высоком докритическом значении Агр, чем задано в проекте.

С помощью выполненных расчетно-экспериментальных исследований обоснованы рекомендации по улучшению СА, имеющих толстые пустотелые лопатки, через которые проходят разного рода коммуникации. Продувки профильных решеток показали, что волнообразный выступ на корыте лопатки сам по себе не ведет к значительному росту потерь. Вместе с тем применение такой выпуклости обеспечивает компромисс для наилучшего удовлетворения требований экономичности, надежности и технологичности, т.к. позволяет выполнить, во-первых, оптимальную густоту решетки, во-вторых, аэродинамически целесообразный контур спинки и, в-третьих, малый радиус г, и оптимальный угол (рис.И). Вершина выступа должна отстоять от входной кромки на расстояние (0,2*0,3)6.

Другим способом улучшения СА с толстыми лопатками, через часть которых проходят коммуникации, является использование разно-толщинных лопаток одинаковой ширины, имеющих одинаковую газодинамически благоприятную поверхность спинки и образующих межпрофильные каналы, сужающиеся до одинакового горла. В испытаниях СА с такими разнотолщлнными лопатками показали высокую эффективность.

В главе 7 рассмотрено применение изложенных в главах 1-5-6 методов и научных рекомендаций.

Использование концепции выбора параметров (гл.5) при проектировании трехвального ТВВД НК-93 заставило увеличить по сравнению с исходным проектом пропускные способности всех турбин, причем в ступенях газогенератора на 6-7%. По результатам испытаний первых экземпляров двигателя это привело к снижению максимальной температуры газа Тг' на ~60° и тем самым серьезно облегчило доводку.

Комплекс изменений, внесенных в турбину на базе разработанных иетодов и рекомендаций, позволил улучшить экономичность ТРДДФ НК-321 на бесфорсажных режимах на 3%. При этом к.п.д. в 1-й ступени турбины повысился на 1,5, во 2-й - на 1,3 и в турбине н.д. - на 0,6%, а эасход охлаждающего воздуха и его утечки удалось уменьшить на 1,5% )бсолютных. Этот эффект был проререн несколькими сравнительными испытаниями, в том числе и в ТБК ЦИАМ.

Испытания двигателя НК-321 показали, что выигрыш в экономичности от улучшения схемы охлаждения и осевой разгрузки ротора соста-

31

вил -1%. При изменении схемы (рис. 12) в соответствии с принципами гл.5 разгрузочная полость была создана перед компрессором в.д. (КВД),а не за ним. Полость А сообщена со входом в аппарат закрутки 1 перед РК, а полость между гребешками лабиринта 2 сообщена со входом в последнюю ступень КВД. Подача воздуха в СА 3 и через его лопатки к лабиринту 4 осуществлена из промежуточной ступени КВД. При отключении охлаждения давление в полости А снижается и прорвавшийся через лабиринт 2 и нагретый в нем воздух поступает на охлаждение РК, что дает выигрыш за счет такой утилизации и уменьшения РЗ из-за нагрева РК. Кроме того, стабилизирована нагрузка на подшипник, поскольку обеспечено равенство давлений сзади на диск КВД и спереди на диск турбины, что позволяет расширить диапазон высот полета на режимах с выключенным охлаждением и получить дополнительную экономию топлива.

Опыт проектирования и доводки двигателей НК-321,64 и 110 свидетельствует о том, что на основе результатов гл.4 могут быть найдены прогрессивные технические решения по снижению потерь в РЗ.

Установлено, что безопасны местные врезания лабиринтных гребешков в соты корпуса до 0,4мм на установившихся режимах и до 1мм на переменных режимах. Поэтому, если МЗ приходится назначать из условии переменного режима, то постановка БП позволяет существенно уменьшить РЗ на установившихся режимах. К уменьшению рабочего РЗ ведет снижение окружной неравномерности МЗ при изготовлении турбины и снижение термической овализации ее корпуса, а также уменьшение разброса температуры корпуса на разных экземплярах двигателя.

Определено, что эффективным средством управления температурой корпуса является его обдув воздухом внешнего контура. В ТРДД НК-321 на крейсерском режиме при подаче на обдув 3% вентиляторного воздуха температура корпуса турбины газогенератора в крейсерских условиях снижалась на 40-80°, что уменьшало РЗ на 0,3-0,5мм. Эффект такой системы АУЗ был прямо выявлен при испытании двигателей: зафиксировано снижение удельного расхода топлива на -0,7%.

Для изменения температуры корпуса на 150° при управлении РЗ в турбине вентилятора ТРДД НК-64 потребовалась система с разнородным тепловым воздействием на корпус. МЗ определялся из крейсерских : условий с обдувом корпуса 3% воздуха внешнего контура, а на макснмале включался подогрев корпуса смесью этого воздуха и 0,5% газа из последней ступени турбины. Такая система АУЗ позволяла уменьшить РЗ на 1 мм н за счет этого улучшить крейсерскую экономичность на 0,2%.

В ТВВД НК-110, турбина которого проектировалась по схеме 1 + 1+3, для оптимального управления РЗ потребовались 2 самостоятельные системы с отбором воздуха из 1-й ступени компрессора: одна для турбины газогенератора, другая для турбины винта. В последней определяю-32

ними при выборе МЗ явились переменные режимы, что связано с ысокон температурой необдуваемого воздухом корпуса и значительными 'епловыми деформациями длинных лопаток. Поэтому на основных •ежимах потребовалось охлаждать корпус для уменьшения РЗ на 1,1,4мм. Суммарное улучшение экономичности от уменьшения РЗ в ;реиОерскоМ iiojieie сисгасьЛйбТ 0,3, а на БаЛсТе прсВЫШЗсТ 2%.

Рекомендации по распределению теплоперепада (гл.6) нашли под-верждение на опыте доводки 3-ступенчатых турбин вентиляторов для

ГРДД НК-56 и 64. В турбине НК-56 ( Gnp=0,064, яу=3, у ""=0,52,

Уф/ic =4,9+3,6) был использован обычный подход к распределению

•еплоперепада (//ш=0,2, <*2Т=90°, РсрШ=^Л2). Оценка, выполненная по

>езультатам испытаний двигателей, показала, что на расчетном режиме с.п.д. не более 0,89. Было обнаружено, что отличие экспериментальных шачений к.п.д. от проектного 0,91 связано, в основном, с низким к.п.д. 3-i ступени и кризисными явлениями у втулок СА первых двух ступеней.

Турбина НК-64 (G„p=0,058, *;=3, .r*=0,5, D^jl^4,8+3,2) была

¡проектирована при //,„=0,26, Рср///=0,33, а2Г=87°. СА последней

:тупени имел криволинейные лопатки с углами наклона ук'=60, и

обратной закруткой bal3tp=-5°. Измеренное значение к.п.д. турбины

-сходилось в диапазоне 0,905+0,915 и хорошо согласовывалось с ожидаемым для первых экземпляров двигателя.

Разработанный метод профилирования (гл.З) и рекомендации по зыбору параметров профильных решеток (гл. 1,2) были с успехом использованы при создании нескольких десятков лопаток модернизированных и гтерспективных турбин двигателей семейства НК и др. организаций. Практика показала, что метод пригоден для ступеней на любые перепады явлений и с любыми реальными сочетаниями углов на входе в решетку и выходе из нее. Обеспечиваемая методом возможность точно выдержать выбранные геометрические параметры при благоприятном распределении кривизны на контуре помогает получать решетки с высоким газодинамическим совершенством. Последнее подтверждено многочисленными продувками решеток, в частности, проведенными на стендах ЦИАМ и МЭИ.

И, наконец, в результате испытаний газогенератора ТВВД НК-93 установлено, что в 1-й ступени турбины (DvJtc-13,6, /р=42мм, 5 =

4 / 9(С -

0,4мм, яу =2,5, Ч/Са(j =0,54, GOJtJt=i03/o), спроектированной с использованием материалов диссертации, достигнут к.п.д. в диапазоне 0,91+0,92.

Приведены данные о реализации результатов диссертации в про-

33

мышленных предприятиях и научно-исследовательских организациях:

НПО ЦКТИ при создании программного комплекса дл! проектирования, исследования и диагностики проточной части турбины;

- АО "А.Люлька-Сатурн" при проектировании ГТУ АЛ-31СТ и АЛ СТЭЯ, а также двигателя АЛ-34;

М П01| чачп 11 клиаппилянцц япиглтлчч 0^.40

• » мрмииПш^ «к ш^дСиииаицги! диш и 1 • ^

газогенератора нзд.77 и силовой турбины ГТУ60СТЭ;

- Калужском ОБМ при проектировании, исследованиях и довода турбин ГТД наземного применения 9И56, 9И57 и 9И121;

- КПГП "Авиамотор" при модернизации турбины ТРДД НК-86 и проек тировании ГТУ НК-91СТ;

- АО ТМЗ при модернизации турбин ГТН-25-1 и ГТН-16М-1;

- СКБМ при проектировании ГТУ НК-14СТ и НК-14Э, а такж турбины пускового устройства авиационного ГТД;

- БИТМ при модернизации турбины МБ3002 фирмы йЕ;

- СГАУ при разработке промышленных САПР и в учебном процессе;

- УПИ в учебном процессе по специальности 16.2 "Турбостроение".

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Диссертация направлена на решение крупной народнохозя» ственной проблемы повышения экономичности авиационных высокс температурных ГТД путем совершенствования турбины на основе разрг ботки, развития и применения комплекса эффективных методов газе динамического расчета и проектирования элементов проточной части. П< лучены следующие научные и практические результаты:

1. Решены основные задачи газодинамики для заданной турбинно решетки: разработанные методы и полученные зависимости для расчет обтекания профиля, пограничного слоя, потерь энергии, угла и кр1 тической скорости потока на выходе обеспечивают высокую точное! оценки характеристик решетки.

2. Решена задача профилирования лопаточного венца:

- предложенные на основе теоретических, расчетных и экспериментал ных исследований зависимости дня выбора газодинамической нагруже] ности решетки, конструктивного угла входа, эффективного угла выхода угла отгиба позволяют при проектировании на этапе выбора геометр! ческнх параметров приблизить решетку к оптимальной;

- разработанный оригинальный метод аналитического профилировав пригоден для турбинных лопаток любого типа и направлен на достнжеш высокого газодинамического совершенства при учете основных огр ничений, накладываемых условиями прочности, особенностяк конструкции и технологии изготовления;

34

сформулированная концепция автоматизированной системы профили-ювания лопатки позволяет достичь высокой эффективности и ускорения фоектных работ.

3. Разработана концепция выбора параметров проектируемой урбины, опирающаяся на опыт доводки авиационных ГТД, и ¡формуллроггны принципы создания эффективной высокотемпературной •урбины, охватывающие проблемы настройки СО, рационального выпуска >хладителя из лопаток, выбора подводящих магистралей охлаждения, >севой разгрузки ротора турбокомпрессора, применения БП на рабочей юпатке, использования системы АУЗ и методологии доводки турбины.

4. С целью уточнения методов расчета и проектирования турбин азогенераторов ГТД:

- впервые в авиационных ГТД с успехом применены и в натурных усло-знях исследованы СА с тангенциально наклоненными и саблевидными юпатками;

- путем анализа многочисленных испытаний ГТД определено влияние на ■с.п.д. турбины и экономичность двигателя различных компонентов охлаждающего воздуха и его утечек;

- на основании расчетно-экспериментального исследования выявлены эсобенности пространственного потока в СА с меридианным уширением проточной части.

5. Выполненный комплекс исследований для развития методов расчета и проектирования охлаждаемых лопаточных венцов позволил:

- для венцов с выпуском охлаждающего воздуха из лопаток в кромку и вблизи нее на корыто уточнить газодинамические характеристики решеток и противодавление в СО;

- путем детального учета влияния охлаждения на экономичность ГТД уточнить рекомендации по выбору числа лопаток в венце;

- уточнить требования к газодинамически целесообразному распределению скоростей на толстом профиле рабочей лопатки, осуществляющей большой поворот потока;

- определить изменение характеристик сопловой решетки при выпуске охладителя на ее концевые поверхности и предложить рациональный способ охлаждения концевых полок лопаток.

6. Для многоступенчатой турбины вентилятора определена расчет-но и подтверждена испытаниями ТРДД целесообразность использования последней ступени с уменьшенным радиальным градиентом реактивности, предложены способы коррекции расходной характеристики турбины в доводке двигателя, разработаны рекомендации по повышению эффективности сопловых венцов с толстыми лопатками и обоснованы возможности улучшения рабочих лопаток за счет оптимизации течения на спинке.

7. Расчетно-аналитическим путем выявлены различия во влияниях

35

изменения РЗ на к.п.д. заданной и проектируемой турбины и предложена формула, структура которой более точно описывает потери в зазоре. Получены принципиальные решения по обеспечению минимально допустимого РЗ в турбине многорежимного ГТД с помощью принудительного теплового воздействия на корпус и РК. Предложенная методика проектного расчета системы ЛУЗ позволяет оятнмнгнрссать ее параметры по расходу топлива за полетный цикл.

8. Полученные новые научные результаты включены в известные монографии по турбинам и учебные пособия для вузов; разработанные расчетные методы и сформулированные рекомендации по улучшению характеристик элементов проточной части турбины применяются в ведущих научно-исследовательских организациях, внедрены в инженерную практику двигателестроительных предприятий, в частности, широко использованы при создании двигателей семейства НК. Одним из главных практических итогов работы явилось решение задачи снижения удельного расхода топлива на 3% для одного из лучших по экономичности и самого мощного в мире ТРДДФ НК-321.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО РАБОТЕ

1. Аронов Б.М..Мамаев Б.И.Метод расчета углов выхода из плоской турбинной решетки //Теплофизика и теплотехника,- Киев: Наук.думка.1964, с.230-240.

2. Клебанов А.Г.,Мамаев Б.И. Оптимальный шаг турбинной решетки //Теплоэнергетика. 1969. N 10, с.56-59.

3. Мамаев Б.И.,Клебанов А.Г. Профильные потери в турбинной решетке //Теплоэнергетика. 1970. N 6, с.38-42.

4. Аронов Б.М. .Мамаев Б.И. О выборе значения конструктивного угла входа в проектируемой турбинной решетке //Теплоэнергетика. 1971. N 8, с.32-35.

5. Аронов Б.М.,Богатырев А.Г.,Епифанов В.М..Мамаев Б.И.,Шкурихин И.Б. Экспериментальное исследование влияния конструктивного угла входа на эффективность проектируемой решетки профилей / / Изв.вузов. Авиационная техника. 1975. N 3, с.111-115.

6. Мамаев Б.И..Рябов Е.К. Построение решетки турбинных профилей методом доминирующей кривизны //Теплоэнергетика. 1979. N 2. с.52-55.

7. Мамаев Б.И. Влияние констуктквного угла входа на обтекание решетки турбинных профилей//Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей:Межвуз.сб. /КуАИ,Куйбышев, 1980. с.64-74.

8. Литвинов В.П.Мамаев Б.И..Рябов Е.К. Аналитическое построение профильной поверхности лопатки //Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины двигателей летательных аппаратов:Межвуз.сб./КАИ,Казань.1980.с. 107-113.

9 Литвинов В Г,Мамаев Б.И.Рябов Е.К Автоматизированная система проектирования турбинной решетки профилей/ / Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей:Межвуз.сб./КуАИ,Куйбышев, 1980, с.83-103.

10. Исаков С.Н.,Мамаев Б.И.. Литвинов В.Г., Невзоров Ф.Ф., Тугушев Н.У. Расчет обтекания решеток турбинных профилей сжимаемым потоком / / Проек-36

ирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей: Межвуз.сб./КуАИ, Суйбышев, 1981. с.73-82.

11. Мамаев Б.И. К определению направления потока газа за лопаточной ре-иеткон турбины/ /Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двига-елей: Межвуз.сб./КуАИ, Куйбышев, 1982, с.40-49.

12. Литвинов В.Г., Мамаев Б.И., Рябов Е.К. Опыт машинного проектирования iepa турбинной лопатки /'/'Проектирование и доводка авиационных газотурбинах двигателей: Межвуз.сб./КуАИ, Куйбышев. 1982, с.111-120.

13. Киржнер Р.А..Мамаев Б.И. Исследование управления радиальными за-орами в турбине высокотемпературного ТРДД//Тепловое состояние охла-кдаемых деталей высокотемпературных газотурбинных двигателей: Межвуз.сб. ''КАИ, Казань. 1984. с.8-12.

14. Клебанов А.Г..Мамаев Б.И.Некоторые пути улучшения экономичности высокотемпературной турбины//Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины двигателей летательных аппаратов:Межвуз.сб./КАИ,Казань, 1985, с.52-59.

15. Исаков С.Н..Мамаев Б.И., Тугушев Н.У. Расчет пограничного слоя и оцен-;а профильных потерь в турбинных решетках// Проектирование и доводка авиа-(ионных газотурбинных двигателей:Сб.научн.тр./КуАИ,Куйбышев, 1985, с.88-99.

16. Мамаев Б.И.,Сандимирова Т.А. К оценке влияния радиального зазора на >аботу осевой турбины / / Проектирование и доводка авиационных азотурбинных двигателей: Сб.научн.тр./КуАИ, Куйбышев, 1986, с.83-92.

17. Мамаев Б.И..Сандимирова Т.А. Распределение теплоперепада по ступеням •урбины вентилятора ТРДД / / Лопаточные машины и струйные аппараты.М: 1ИАМ. 1987, с.84-94.(Труды N 1179.вып.8).

18. Киржнер РА.Мамаев Б.И. Обеспечение требуемых радиальных зазоров в урбине высокотемпературного ГТД на эксплуатационных режимах / / Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины двигателей летательных аппаратов: Межвуз.сб./КАИ.Казань. 1987, с.94-99.

19. Мамаев Б.И.,Шуверова Т.И. Влияние охлаждения концевой стенки на ■ечение в прямой решетке сопловых лопаток //Рабочие процессы в охла-кдаемых турбомашинах газотурбинных двигателей: Межвуз.сб./КАИ,Казань, 1988. с.48-52.

20. Камоцкая М.М..Мамаев Б,И.,Сандимирова Т.А. Расчетное исследование «сходных характеристик многоступенчатых турбин вентиляторов ТРДД !/Изв.вузов. Авиационная техника. 1988. N 2, с.33-36.

21. Мамаев Б.И.,Шуверова Т.И. К выбору оптимального профиля в проекти->уемой дозвуковой решетке турбины // Изв.вузов. Авиационная техника. 1988. М 4. с.94-96.

22. Мамаев Б.И..Шуверова Т.И. Газодинамические характеристики турбинной >ешетки с охлаждаемыми профилями / / Проектирование и доводка авиаци-жных газотурбинных двигателей: Сб.научн.тр./КуАИ, Куйбышев, 1988, с.53-60.

23. Киржнер P.A..Мамаев Б.И. Минимально допустимый радиальный зазор в турбине ГТД // Изв.вузов. Авиационная техника. 1989. N 3, с.52-56.

24. Киржнер P.A.,Мамаев Б.И. Проектирование системы управления радиаль-шми зазорами в турбине многорежимного ГГД / / Рабочие процессы в )хлаждаемых турбомашинах газотурбинных двигателей: Межвуз.сб. /КАИ, Казань, 1989, с.84-91.

25. Мамаев Б.И.,Шуверова Т.И. Профилирование лопаток многоступенчатой турбины вентилятора ТРДД // Лопаточные машины и струйные аппараты.М: ЦИАМ, 1990. с.142-148.(Труды N 1261,вып.11).

26. Аронов Б.М..Мамаев Б.И.,Спирясва Е.А. Выбор числа лопаток в охлаждаемых венцах турбины / / Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины двигателей летательных аппаратов:Сб.науч.тр./КАИ,Казань, 1990, с.61-65.

27. Мамаев Б.И.Шуверова Т.И. Газодинамическое совершенствование охлаждаемых турбинных лопаток: / /Тез.докл. 37-й Всесоюзной сессии по газ. турбинам / АН СССР, НПО "Машпроект", Николаев, 1990. с.46-47.

28. Кузнецов Н.Д.,Стснькин Е.Д..Ключников В.В.,Мамаев Б.И..Токарев В.В. Газодинамический комплекс для создания конкурентоспособного газотурбинного двигателя //Техника воздушного флота. 1991. N 1, с.5-12.

29.Ежов М.Г.,Мамаев Б.И. Повышение экономичности высокотемпературной турбины авиационного двигателя / / Рабочие процессы в охлаждаемых турбо-машинах газотурбинных двигателей: Сб.науч.тр./КАИ,Казань. 1991, с.4-10.

30. Мамаев Б.И.,Печенкин А.Н. Моделирование и результаты исследования пространственного потока в осевой турбине: Тез. докл. республиканской НТК /ИПМаш АН УССР. Харьков. 1991, с.59-60.

31. Мамаев Б.И. Пути повышения к.п.д. авиационной газовой турбины / / Газотурбинные и комбинированные установки: Тез. докл. Всесоюзной конференции / МГТУ. М.. 1991, с.43-44.

32. Мамаев 6.И.,Печенкин А.Н..Шуверова Т.И. Расчетно-экспериментальное исследование пространственного потока в сопловом аппарате турбины / / Теплоэнергетика. 1992. N 6. с.33-37.

33. Мамаев Б.И.,Шуверова Т.И. К выбору геометрии выходкой части профилей охлаждаемых лопаток турбины // Изв. вузов. Авиационная техника. 1992. N 3, с.76-79.

34. Мамаев Б.И.,Шуверова Т.И. О выборе кромки для сопловой лопатки турбины с управляемым охлаждением / / Рабочие процессы в охлаждаемых турбо-машинах и энергетических установках: Сб.науч.тр./КАИ,Казань, 1992, с.52-57.

35. Афанасьева Н.Н.,Мамаев Б.И.,Полин В.А. Решение прямой осесимметрич-ной задачи для турбины с управлением пространственной структурой потока / / Тез. докл. 40-й научно-техн. сессии по проблемам газовых турбин. / РАН, АО РКБМ, Рыбинск, 1993. с.66-68.

36. Мамаев Б.И.,Сандимирова Т.А. Выбор оптимальной нагрузки на профиль турбинной решетки// Тез. докл. 41-й научно-техн. сессии по проблемам газовых турбин / РАН. НПО ЦКТИ. СПб. 1994. с.91-92.

]