автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Методы совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД при различных схемах подвода газа

004683126 На правах рукописи

ОСИПОВ Евгений Владимирович

МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИН ГТД ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПОДВОДА ГАЗА

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 6 ГЕН 7П10

Уфа-2010

004608126

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

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Кривошеее Игорь Александрович

декан факультета авиационных двигателей Уфимского государственного авиационного технического университета

Официальные оппонепты: доктор технических наук, профессор

Гимранов Эрпст Гайсович

профессор кафедры прикладной гидромеханики Уфимского государственного авиационного технического университета

кандидат технических наук, доцент Ремизов Александр Евгеньевич зав. кафедрой авиационных двигателей Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П.А. Соловьева

Ведущая организация: ОАО «Научно-производственное

предприятие «Мотор», г. Уфа

Защита состоится «08» октября 2010 г. в 10:00 часов на заседании диссертационного совета Д-212.288.05 при Уфимском государственном авиационном техническом университете по адресу. 450000, г. Уфа, ул. К. Маркса, 12, актовый зал 1-го корпуса.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Уфимского государственного авиационного технического университета

Автореферат разослан «29» августа 2010 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета

доктор технических наук, профессор

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. При разработке современных газотурбинных двигателей (ГТД) используются экспериментально-теоретические методы оптимизации геометрии я газодинамических характеристик элементов проточной части, в то же время имеется возможность и необходимость дальнейшего совершенствования и развития этих методов. В частности, в настоящее время развиты недостаточно методы оптимизации геометрии переходных каналов и ступеней турбин (по коэффициенту полезного действия (КПД) и другим критериям) в зависимости от режимов, формы каналов, формы лопаток с применением методов 3D CAD/CAE - численного моделирования.

В турбореактивных двухконтурных двигателях (ТРДД) с большой степенью двухконтурности и при конвертации авиационных ГТД в наземные газотурбинные установки (ГТУ) часто используется кольцевой межтурбинный переходной диффузор с коническими образующими (МПД), соединяющий турбины на разных диаметрах. В таких конструкциях МПД оказывает большое влияние на газодинамические характеристики расположенной за ним турбины (в ТРДД это турбина вентилятора (ТВ)), что влияет на экономические и эксплуатационные показатели ГТД. Требование уменьшения массы и длины ГТД реализуется, в том числе, и за счет сокращения длины МПД. Если при этом проектные диаметры турбин сохраняются, то конусность обводов МПД увеличивается, что существенно влияет на газодинамические характеристики МПД и расположенной за ним турбины. На эти характеристики также влияют размещаемые внутри МПД стойки и обтекатели, влияние которых усиливается от не осевого угла выхода потока из высоконагруженных турбин современных ГТД.

В конвертированных авиационных и нетрадиционных схемах перспективных ГТД используются турбины с боковым подводом газа. В таких ГТД существуют проблемы обеспечения высокой эффективности турбины с подводящим патрубком. На этапе проектирования, при формировании конструктивного облика данных ГТД, большое значение также имеет выбор схемы подвода газа к турбине, от которой будет зависеть экономичность создаваемого ГТД.

В связи с этим, актуальной является разработка экспериментально-теоретических методов совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД с использованием численных исследований лопаток турбин, экспериментальных исследований МПД с расположенной за ним турбиной, разных вариантов турбины с несимметричным боковым подводом газа, разных схем подвода газа к турбине.

Целью работы является исследование и разработка методов обеспечения требуемых газодинамических и массогабаритных характеристик турбин ГТД.

Для достижения поставленной цели решены следующие задачи:

1. Разработка метода оптимизации геометрии проточной части турбин (на примере лопаточных аппаратов, включая математическую модель влияния геометрии лопаточных аппаратов на КПД турбины).

2. Разработка экспериментальных установок и методик для исследования газодинамических характеристик МПД и расположенной за ним турбины (с учетом стоек, обтекателей, различной формы обводов МПД, схем подвода газа к турбине, включая несимметричные боковые).

3. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной за ним турбиной (за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей).

4. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик турбин при несимметричном боковом подводе газа (за счет применения СА с разными по окружности конструктивными углами входа), экспериментальное выявление наиболее эффективной схемы несимметричного бокового подвода газа к турбине.

Методы исследований. Дня решения поставленных задач использованы методы 3D CAD/CAE - численного моделирования, основанные на решении ос-редненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замыкаемых SST моделью турбулентности Ментера, методы теории планирования эксперимента (ТПЭ), методы экспериментального исследования параметров течения в каналах.

Достоверность и обоснованность результатов исследовании подтверждается:

- применением основополагающих законов термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированных средств измерений, прошедших поверку и калибровку;

- совпадением результатов численных экспериментов с опытными данными и результатами других исследователей.

На защиту выносятся:

1. Метод оптимизации геометрии проточной части турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ, полученная математическая модель влияния геометрических параметров лопаток на КПД турбины.

2. Метод улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной за ним турбиной за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей.

3. Метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа за счет использования лопаток СА с разными по окружности конструктивными углами входа; экспериментально выявленная наиболее эффективная схема бокового подвода газа к турбине.

4. Экспериментальные газодинамические характеристики МПД с расположенным на выходе СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа и с различными схемами подвода газа к турбине.

Научная новизна заключается в следующем:

1. Впервые разработан метод оптимизации геометрии ступеней турбин на основе численных экспериментов и ИТЭ (греко-латинских квадратов), позволивший получить математическую модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени, данная модель позволяет оценивать КПД при различном сочетании параметров и находить их оптимальные значения.

2. Предложен новый метод улучшения характеристик МПД с СА турбины за счет придания коноидальной формы обводам МПД, позволяющий минимизировать меридиональные углы течения, устранить отрывы потока в корне турбины и снизить потери энергии.

3. Впервые разработан и экспериментально подтвержден метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, заключающийся в выполнении первого СА турбины с несколькими группами лопаток, имеющими разные по окружности конструктивные углы входа.

4. Впервые получены экспериментальные газодинамические характеристики исследованных вариантов элементов проточной части турбин, характерных для ТРДД, ГТУ с конвертированными авиационными ГТД и перспективных ГТД: МПД с СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа, различных схем бокового подвода газа к турбине.

Практическую ценность имеют следующие полученные результаты:

1. Разработанный метод оптимизации позволяет эффективно, с широким набором геометрических параметров оптимизировать ступени турбин, используя ТПЭ и современные программные комплексы трехмерного моделирования. В рассмотренном конкретном примере КПД ступени турбины повышен на 1,0 %.

2. Разработанный метод придания обводам МПД коноидальной формы позволяет улучшить газодинамические характеристики МПД с расположенным за ним СА турбины, повысить эффективность СА и системы "переходной диффузор - СА турбины" при проектировании и доводке ТРДД и ГТУ с конвертированными авиационными ГТД.

3. Разработанный метод использования СА с различными по окружности углами на входе, результаты экспериментального исследования различных схем несимметричного подвода газа к турбине позволяют оптимизировать схемы подвода газа и геометрию проточной части турбин в двигателях и энергоустановках нетрадиционных схем.

4. Экспериментально полученные газодинамические характеристики элементов турбин с МПД используются при разработке методов проектирования ГТД, верификации программ расчетов трехмерных течений в ОАО НЛП «Мотор» и в НЛП «Машпроект».

Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссертационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке ступеней турбин, межтурбинных переходных диффузоров и турбин с боковым подводом газа в ОАО «НЛП «Мотор» (Уфа) и в НЛП «Машпроект» (Николаев).

Апробация работы. Основные результаты работы были представлены и обсуждались на научно-технических конференциях «Современное предприятие в условиях рыночных отношений» (Николаев, 2003); Международной научно-практической конференции «Авиасвит-2004» (Киев, 2004); V Международной научно-технической конференции «Интегрированные компьютерные технологии в машиностроении» (Харьков, 2005); научно-технической конференции «Внедрение новых технологий и интенсификация развития производства» (Николаев, 2005); XI Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2006); XII Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2007); XIII Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2008); НТС в ОАО «НЛП «Мотор» (Уфа, 2009).

Публикации. Основные материалы диссертации отражены в 15 публикациях, в том числе 5 в рекомендованных ВАК изданиях.

Структура и объем работы. Диссертационная работа изложена на 177 страницах и включает в себя 79 иллюстраций и 13 таблиц. Работа состоит из введения, четырех глав, выводов и списка использованных источников из 98 наименований.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во ведении обоснована актуальность темы диссертации, сформулированы цель и задачи исследований, определены научная новизна и практическая значимость работа, представлены основные результаты, выносимые на защиту.

В первой главе выполнен обзор и анализ отечественной и зарубежной литературы по вопросам исследований течения в проточной части турбин ГТД с использованием численных и экспериментальных методов, изложены основные достижения и проблемы в этой области.

Рассмотрены опубликованные теоретические исследования С.В. Ершова, A.B. Русанова, В.Г. Солодова, Ю.В. Стародубцева, A.A. Приходько. С использованием разработанных авторами программ расчетов трехмерных вязких теме-

ний представляются широкие возможности исследований и оптимизации осе-симметричных и неосесимметричных течений в элементах проточных частей ГТД. Вместе с тем, на сегодняшний день развита недостаточно оптимизация лопаток турбин с использованием в качестве варьируемых параметров формы профиля лопатки (максимальная толщина, радиус входной кромки и др.).

Анализ результатов экспериментальных и теоретических исследований М.Е. Дейча, А.Е. Ремизова, И.В. Полякова, Ю.И. Гладкова, E.H. Богомолова, A.B. Кащеева, ИГ. Гоголева, В.Г. Солодова, Сэноо, Лохмана, Клайна показал особенности и закономерности течения в диффузорах различной геометрии, с разными углами и разной закруткой потока по высоте канала на входе, с наличием и отсутствием стоек и обтекателей. Однако на сегодняшний день остается мало изученным течение в МПД совместно с турбиной на выходе.

Исследования несимметричного бокового подвода газа к турбине выполнены в работах И.Г. Гоголева, В.Г. Солодова, Ю.В. Стародубцева, A.C. Ма-зуренко, В.А. Арсирия. В работах показано наличие большой окружной неравномерности параметров на входе в первую ступень турбины, при этом часть каналов ступени работает на нерасчетных режимах, что снижает экономичность и надежность ГТД. Существует необходимость повышения газодинамической эффективности таких турбин, а также поиска оптимальной схемы бокового подвода газа к турбине.

Результаты анализа отечественной и зарубежной литературы указывают на необходимость изучения перечисленных вопросов, исследований газодинамических характеристик, разработки методов оптимизации и улучшения газодинамических характеристик турбин ГТД.

Во второй главе представлен метод оптимизации элементов проточной части турбин, получена математическая модель влияния геометрии лопаток PK на КПД ступени турбины. Разработанный метод оптимизации лопаток турбин с использованием численных экспериментов и ТПЭ в виде блок-схемы приведен на рисунке 1. В рамках поставленной задачи, с помощью разработанного автором метода, исследована и оптимизирована ступень осевой турбины ГТД.

При оптимизации PK наложены ограничения на сохранение углов входа и выхода потока ßIiC(ß2if), осевую ширину лопатки Ъх и эффективную площадь проходного сечения F^. В качестве варьируемых параметров выбраны относительный радиальный зазор над лопаткой PK AF, густота решётки b/t, радиус входной кромки R и максимальная толщина профиля Стеш:.

Все факторы варьировались на четырех уровнях. Комбинация сочетаний варьируемых параметров для проведения численных экспериментов представ-

Метод оптимизации ступеней турбин

Выбор ступени турбины для модернизации

- I

Использование численник методов расчетов трехмерных вязких течений, основанных на

решении уравнений Наеье-Стокса -

"П

Задание геометрии

И Построение! . расчетной сетки }

Выполнение расчетов

и

Алаянэ результатов расчетов по общим характеристикам (числовым значениям)

Т

Анализ результатов расчетов с использованием визуализации течения

Профилирование лопаточных аппаратов

а.

I

»

Сравнение исходной и оптимизированной ступеней турбины (анализ прироста КПД и визуализированного течения)

"С

—и-".

Применение теории планирования эксперимента

Использование метода греко-латинских квадратов

Выбор варьируемых геометрических* параметров лолэгок I

.Наложение ограничений

X

Задание диапазонов варьирования параметров

I ~~

С остээл&ние таблицы экспериментов по методу греко-латинских квадратов

Обработка результатов экспериментов по методу греко-латинских квадратов

У

Выбор наиболее эф фективного сочетания исследуемых геометрических параметров лопаток, обеспечивающих максимальный КПД турбины (оптимизированный вариант)

Принятие решения о внедрении оптимизированного варианта ступени турбины на ПГД |

Рисунок 1 - Метод оптимизации ступеней турбин с использованием численных экспериментов и ТПЭ

лена в таблице 1. В качестве целевой функции использован мощностиой КПД ступени турбины. Спрофилированные, согласно данным таблицы 1,16 вариантов лопатки РК, поочередно были рассчитаны в составе ступени турбины с использованием компле- Таблица 1 кса программ расчета трехмерных вязких течений РЬауЕК Течение газа описывалось осред-ненными по Рейпольдсу уравнениями Навье-Стокса. Моделирование турбулентности осуществлялось дифференциальной моделью Ментера «БЭТ».

Обработав полученные в расчетах значения КПД ступеней по методу греко-латинских квадратов, построены графики усредненных значений КПД ступени турбины в зависимости от каждого фактора с усреднением по трем

Радиальный зазор Аг,% Число лопаток Ъ

59 79 99 1 119

Ичм рзлгтуг» иконой кромрн ЛК. мм; -—---- ______—-- 1 Изм. макс, толщины профиля ДСшах, мм

0 ----"¡Г"" 2,5 4

1 О ^— 2

2 2,5 2 —"

3

другим переменным (рисунки 2-5). Допустимые диапазоны изменения параметров в оптимизации заданы в виде ограничений пунктирными линиями.

;; уммииаии» КПД и* 1%:

• уменыиаии« КДП м 2М\: <1р*3% - уменьшение КПД на 4%.

0,0 0,5 1.0 1,5 2.0 2,5Д/*) %

Рисунок 2 - Зависимость усредненного КПД ступени турбины от радиального зазора РК

Л««

0.855 ■

0,850 ■ 0,845'

0,«0---

0,835 ■ 0,830 ■ 0.В25 0,820

О», - - < ДА -~2 1»Л.Ч» 1«.

• 1.5 -1,0 -0,5 0,0 0,5 1.0 1,5 Л, мм

Рисунок 4 - Зависимость усредненного КПД ступени турбины от радиуса входной кромки лопатки РК

Л«»/,

0.855

-!--.-(--!—

Соответствие густот числу попаТок. | Иаменеиие потерь по сравнению с ИСЩПНой густотой рсшвтки: I Ы1 I ^Ч]СТ [ 1.17 59 -1,64% [ 135 79 0% (искцная густота): 1.59 09 0.47* | 1 Щ 119 С.61% ___;

1.1 1.2 1.3 1.« 1.5 1,6 1,7 1,8 Ъ1Х

Рисунок 3 - Зависимость усредненного КПД ступени турбины от густоты решетки РК

-1,0-0,5 0.0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 С^,МЛ1

Рисунок 5 - Зависимость усредненного КПД ступени турбины от максимальной толщины лопатки РК

Графические зависимости КПД от А г, Ъ/1, Я и Стах представляют собой усредненные по трем другим факторам значения х\ст от каждого фактора в отдельности, поэтому для определения их дискретных значений требуется дополнительно определить коэффициент аппроксимации К по формуле:

Пси

К = :

(1)

"Пст Дг^\ст блЛ ст АС г

где значения КПД в числителе принимаются по результатам исходного численного эксперимента, а в знаменателе берутся по усредненным графикам (рисунки 2-5). По формуле (1) была рассчитана матрица коэффициентов К. Усредненное значение Кср составило 1,662. Таким образом, математическая модель мощност-

ного КПД ступени турбины описывается зависимостью: ж —* —»

"Л ст 'Т]с„ ¿-Щ^ ь/1Цст МТ\С!Г! йСтах. (2)

Данная зависимость позволяет рассчитать графоаналитическим способом с использованием графиков на рисунках 2-5 КПД ступени турбины при любых сочетаниях исследуемых геометрических параметров, в том числе, которые не охватывались экспериментом, и выбрать приемлемые. Параметризовав кривые зависимостей, представленные на рисунках 2-5, математическая модель мощностного КПД ступени турбины (2) получена в аналитическом виде:

т|*т = 1,662(-15,4 ■ 1(Г4Лг2 - 85,77 • Ю-4Дг + 0,8625б}- 0,39(6/0" +2,57(бД)3 -- 6,34(¿//)2 + 6,97(Ь/1)-2,026^2,4 • 10~4АЛ2 - 7,2 ■ 10~4 Дй + 0,8439б)х .(3) х (-1,8 • КГ4 ДС2™*, +14,2 ■ 10'4 ДСтах + 0,84335)

По результатам анализа полученных зависимостей установлено, что улучшить эффективность ступени турбины можно, изменив густоту решетки РК и максимальную толщину профиля. С учетом этого спрофилированы и рассчитаны в составе ступени несколько оптимизированных вариантов лопатки. Эффект от увеличения максимальной толщины профиля не обнаружен, что объясняется использованием довольно грубой сетки на этапе получения математической модели. Увеличение густоты привело к положительному эффекту (рисунок 6). Из рисунка видно, что увеличение ЬЛ с 1,36 до 1,63 приводит к росту КПД ступени на Лт)*т я 1,0 %, до 1,88 на Дт)*т я 1,13 %. На основании этого определена оптимальная густота как с точки зрения КПД ступени, так и затрат на изготовление лопаток, ЬЛ= 1,63.

Использование изложенного метода на этапе проектирования турбомашин дает возможность в достаточно короткие сроки созда- оптимизированных вариантов сту-вать более совершенные их конструкции. пени турбины от густоты решетки

Представленный анализ газодинамических процессов в переходных диффузорах свидетельствует о многопараметричности задачи оптимизации и

----- —

А" •ггТ и о

_ 1 / _ ....

/

/

/

4 Соспмгстеив густот числу попыток. ' 1 (кичр* по сда*»тмб с —1 Исхааими *»рчлигят про4*1Л»: | ЬЛ г \г)ст ' !*1.36 79 0\ (исхслная лолэтив) 1 А. 1.63 99 1,034 --{♦1.М яэ из* :_Рад иа гжиу-Л та эор_сЬ" 1% __

1,3 1,4 1,5 1.6 1.7 1,8 Ь[1

Рисунок 6 - Зависимость КПД

необходимости учета взаимного влияния элементов проточной части ГТД. Данные положения были учтены в выполненных автором исследованиях, позволивших выбрать оптимальные геометрические параметры МПД с конои-дальными (криволинейными) обводами.

В третьей главе приведены данные об экспериментальных установках, объектах исследований, описаны применяемые средства измерительной техники (СИТ) и дана информация о погрешностях измерений, описаны методики проведения испытаний и обработки экспериментальных данных.

Экспериментальные исследования выполнены в НЛП «Машпроект» на аэродинамическом стенде для исследований газодинамических характеристик модельных и натурных сборочных единиц ГТД.

Для исследований переходного диффузора с турбиной на выходе автором разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 7. На выходе из МПД установлен смоделированный СА турбины, на входе - аппарат закрутки потока, внутри - 6 стоек и 3 обтекателя, обводы образованы простав-ками (участки 1-4). На рисунке 8 приведены схемы исследованных вариантов. В испытаниях измерялось полное давление на входе, выходе из МПД и за СА, статическое давление вдоль обводов, углы потока на входе и выходе из МПД.

В качестве источника сжатого воздуха при испытаниях использована стендовая турбовоздуходувка ТВ-175-1,6, обеспечивающая номинальный режим работы объекта исследований с коэффициентом моделирования 1:4,2. Расход воздуха через модель составил 1,9^3,1 кг/с, избыточное полное давление 1300К3400 кгс/м2 и температура воздуха 5(И-70 °С, максимальная скорость на входе в МПД 140 м/с (Х2 =0,376). Испытания проводились в области автомо-дельности по числу Рейнольдса 3,8x105, близкому к числу Рейнольдса натурных МПД. Измерение полного давления на входе в МПД и выходе из СА осуществлялось с помощью 21 и 15 точечной шаговых гребенок. Углы потока на входе и выходе из МПД измерялись дистанционно управляемым пневмонасадком с аэродинамическим угломером, имеющим точность поворота зонда ±0,5°.

Для исследований турбины с несимметричным боковым подводом газа автором разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 9. Объектами исследований являются исходный СА и модернизированный СА, состоящий из трех групп лопаток с разными конструктивными углами входа.

В качестве источника сжатого воздуха использован компрессор М29, обеспечивающий проведение испытаний на номинальном режиме. Максимальный расход воздуха составил 3,8 кг/с, избыточное полное давление 15200 кгс/м2 и температура воздуха 200 °С. Параметры регистрировались СИТ стенда и приемниками полного давления, установленными на трех группах лопаток модернизированного СА и в сходственных точках исходного СА.

Учаспк* 3 Участок

0 б D3 HQ Ч 6 HU Я с .

-—5 - оотекишели.

1 - Входное устройство, 6 - поправляющий аппарат

2 - наружный и внутренний (аппарат эакрутки|:

обЬоаы Эиффуэора; 7 - имитатор сопло&ых

3 - ЬыхоЗной участок. лопаток; U - стойки; 8 - ребро опоры

Рисунок 7 - Модель межтурбинного переходного диффузора вместе с С А турбины: а - схема конструкции; б - препарирование на испытательном стенде

л А-А

-1 А

Pop top б 5 4

№1.2,3

Вврхнри

Рисунок 10 - Экспериментальная установка турбины с радиальным и тангенциальным подводом газа в распределяющий по окружности тороидальный и улиточный канал

Участок 1 Учос/гак 2

Рисунок 8 - Схемы вариантов переходного диффузора

Ые f -0 ■ точки Jаыеров полны* давлений на входа в СЛ."

(*). (-) - coomoe memo снмо положите льнде и отрицательный углы о токи

Рисунок 9 - Экспериментальная установка турби-■ ны с несимметричным боковым подводом газа

Для исследований разных схем подвода газа к турбине разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 10.

На схеме обозначено: 1 - входной учосто* ^ ? - задняя крышка — Э - осроОияя нришка

4 - ци/юндрцчосяий Kotxryc-------

с двумя патрубкаии сечения 1-го СА

5 внутренний оЫгкнсатепь 9 - кривопипаОныа образу

6 - первые патрубок

7 • второй патрубок

в ■ диск с отверстиями, и цитирующими проходные

7- С'^нный сопловой втадот;

2- входная упитко турбины, состоящая из двух полуулиток Д .

3- кожух повой и правой ЖТ (по ходу газа); I*

4-певая и правая ЖТ (по ходу газе); i

5- выходная часть компрессоре: *" ториопара

6- переходники, соединякяцие ресивер с установкой:

A12.SH

Метод улучшения характеристик межтурОикного переходного диффузора с примыкающей на выходе турбиной ГТД

)-—

Объектом исследований является турбина с радиальным и тангенциальным подводом газа в распределяющий по окружности тороидальный, либо улиточный канал. В качестве источника сжатого воздуха использована турбовоздуходувка ТВ-175-1,6. Параметры регистрировались СИТ стенда и приемниками полного и статического давления.

В четвертой главе представлены результаты экспериментальных исследований, их обобщение и разработанные методы улучшения характеристик элементов проточной части турбин ГТД.

Предложенный метод улучшения газодинамических характеристик переходного диффузора с расположенной на выходе турбиной ГТД представлен в виде блок-схемы на рисунке 11.

На первом этапе исследований выполнена качественная, оперативная оценка эффективности разработанных автором новых вариантов МПД по расходным характеристикам (рисунок 12). Из рисунка видно, что наилучшими являются варианты 2 и 3, линии которых проходят выше исходной

Изучение Анализ | Выбор

состоя*» ия исходной 1 Г-* метода

вопроса ю>мстру*ци*| исследований

Разработка методики экспериментальных исследований, модели переходного диффузора с САТв. схемы препарирования и СИТ,программы исгилачий и программы обработки результатов «спъланмА

т

Анализ Сравнение с

литератор кых отечественными

источников и зарубежными

-

Проведение з в р и «ею альй ых исследований и «нал« исходной конструкции переходного дифф узора

Проведение экспериментальных , исследовании и анализ модернизировании* вариантов переходного диффузора

Рисунок 11 - Метод улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной на выходе турбиной ГТД

конструкции. В варианте 2 максимально уменьшен угол раскрытия эквивалентного диффузора во второй половине МПД. На основании исследований исходной конструкции, внутренний обвод сделан выпуклым, с "цилиндрическим" участком на выходе длиной Ьц = (0Д2-0Д5)ЬД (рисунок 13). Было предположено, что это должно выровнять поток перед СА и обеспечить меридиональный угол входа в СА, близкий к оси ГТД. В варианте 3, по сравнению с вариантом 2, выполнено плавное поджатне канала наружным обводом.

На втором этапе исследований выполнена количественная оценка эффективности наилучшего варианта 3 и исходной конструкции. На рисунке 14

0,334 0,342 0.350 0,358 0,366 0.374 Д

. 0,072 ■ о

¿0,071

• 0.070

| * Исходная яонстру«да| \

«вариант 2

: авармжтЗ '

^ ^-Вариант 36 :_

I «Вариант 2а [

ОВариаит 4 г-

Вариаит 3

0,062

1,52 1,24 1,28 1,28 1,30 Р*рвс/В

Рисунок 12 - Расходные характеристики вариантов МПД в системе "переходной диффузор - СА турбины"

Сильно9Ыпухпый внутренний обаой переходника

Рисунок 13 - Варианты 2 и 3 проточной части МПД

представлены относительные поля полного давления за СА по высоте канала. Подвод газа к СА с минимальным меридиональным углом, за счет одновременного изменения геометрии внутреннего и наружного обводов диффузора (рисунок 13), улучшили эпюру полного давления за СА на относительной высоте лопатки Л я 0 - 0,5, что было подтверждено повторными испытаниями (вариант 3 повтор). В периферийной части СА поле полного давления практически не изменилось и совпало с полем исходной конструкции. Зависимости, приведенные на рисунке 15, показывают, что эффективность варианта 3 практически во всём диапазоне исследованных режимов

выше исходной конструкции. Коэффициент восстановления полного давления варианта 3 на номинальном режиме увеличился по сравнению

с исходным вариантом на 0,6 %. %

93,0 ■

Ь, мм

* м

\

— V

: Ч*-В»р«аитЗ \

М Э (повтор)

—

—

\ //

\ /

/ / ВариантЭ )

у У 1Вщм»

М «тЗ|лс штор)

0.80 0,85 0,80 0,95 Р»7Р*

г 4,г рее

Рисунок 14 - Распределение относительных полей полного давления за СА по высоте канала

Рисунок 15 - Зависимости коэффициента восстановления полного давления системы "МПД - СА турбины" от приведенной скорости на входе в МПД

Для разработки метода улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа и подтверждения его эффективности выполнены теоретические и экспериментальные исследования. По полученной формуле (4) определены углы атаки на левую и правую половины исходного С А (рисунок 16).

360-р-Сд JJ' w

Чтобы уменьшить потери необходимо минимизировать углы атаки на лопатках СА. Для этого, согласно полученной зависимости, были изменены конструктивные углы входа лопаток исходного СА. В результате создан модернизированный СА,

-180 -150 -120 -90 -60 -30 0 30 60 90 120 150 1В0

в град состояш.ии ИЗ трех групп лопа-Рисунок 16 -Распределение углов атаки иа лопатках ток: верхней, левой и правой.

исходного и модернизированного СА Верхняя группа состоит из 10

лопаток исходного СА с углами входа a0Jr = 88 град, левая группа состоит из 18 лопаток с углами входа аок -55 град и правая группа состоит из 18 лопаток с углами входа аок =115 град. Конструктивные углы входа выбирались так, чтобы углы атаки на каждую из групп были минимальными. При этом площадь проходного сечения СА и угол выхода из СА остались неизменными. Углы атаки на лопатках модернизированного СА рассчитаны по формуле, аналогичной (4), и приведены, в сравнении с исходным СА, на рисунке 16. По результатам экспериментальных исследований получены характеристики газодинамической эффективность исходного и модернизированного СА (рисунки 17,18).

По увеличению <р определено повышение КПД ступени турбины Ar|*m. <Р1

0.955

cVroMPooFcai, *nÎK/(cwe)

<Ш ------------

, 1 II 1 1 1 1

■ Исхдоы* СА |— J А МолерммзмроМнньй СА 1—

¥Г

О

/л

» ?

/

f

г

Л

/

/

/

1.Ю i.is us 1.2S оо t л г.« i 4ï i sa i и ' se Роса/Я

Рисунок 17 - Расходные характеристики исходного и модернизированного СА

(.55 Роса/В

Рисунок 18 - Коэффициенты скорости исходного и модернизированного СА

Параметры, характеризу- Таблица 2 ющие эффективность турбины с несимметричным боковым подводом газа в составе с исходным и модернизированным СА и их сопоставление приведены в таблице 2.

Исследование различных схем подвода газа к турбине и выявление наиболее эффективной выполнено экспериментальным методом.

На рисунке 19 приведены результаты исследований модели с тангенциальным подводом газа и тремя типами канала. Кривая, соответствующая испытанию №20 (крайняя улитка) лежит существенно выше остальных - испытания Яг 12 (тор) и №15 (промежуточная улитка). Это свидетельствует о меньших потерях полного давления при подводе газа с помощью улиточного канала.

Наименование Условное >бо значение, размерность Исходный (*,) Модерн. (О А= А= К-*.)/*.] »100. %

Относительный расход P9Mf<*' С Ж 0,3465 0,3520 — 1,59

Коэффициент скорости ф 0,940 0,951 1,1 1,17

КПД ступени 0,843 0,853 1,0 1,19

0,970

Vi к

- *Пдаука12-тор «Пдауде l3.np.ymrt» А Прму** 20 - чхупцпч

с

Sf

0,00 0.02 0,04 0,06 0,08 0,10

Рисунок 19 - Изменение О в зависимости от приведенной скорости при тангенциальном подводе газа в промежуточную, крайнюю улитку и тороидальный канал

ст

0,995 0,990 0,985 0.9S0 0,975 0,970 0,365 0,960

14

V

\

к

АГ • П 1ДОУМ2 3 - тор I ! \ \

0.00 0,02 0,04 0,06 0,08 0,10

Рисунок 20 - Изменение а в зависимости от приведенной скорости при тангенциальном и радиальном подводе газа в крайпюю улитку и тороидальный канал

Зависимости, приведенные на рисунке 20, показывают, что при тангенциальном подводе газа а существенно больше, чем при радиальном подводе. Величина повышения а в этом случае составляет 1,0 % при Ха = 0,11.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ

1. Разработан метод оптимизации геометрии проточной части турбин ГТД с использованием 3D CAD/CAE - численного моделирования трехмерпых течений и ТПЭ (греко-латинских квадратов). Получена математическая модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени турбины. Оптимизирована геометрия лопаточного венца вновь создаваемой ГТУ, обеспечившая повы-

шение КПД ступени на 1,0%.

2. На основе экспериментальных исследований разработан метод улучшения газодинамических характеристик конического МПД с расположенной за ним турбиной, заключающийся в применении специальной коноидальной формы обводов МПД. В результате снижены потери полного давления в системе "переходной диффузор - СА турбины" на 0,6 %, что соответствует повышению тяги, мощности и удельного расхода топлива на 0,6-^0,9 %.

3. Разработан метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, основанный на применении СА турбины с разными группами лопаток, отличающимися конструктивными углами входа, экспериментально подтверждена эффективность метода. Новый СА имеет пропускную способность на 1,6 % больше традиционного и позволяет увеличить КПД ступени на 1,0 %. Экспериментально выявлено, что при боковом подводе газа к турбине наиболее эффективной является схема с тангенциальным подводом в улиточный канал, ее коэффициент восстановления полного давления на 1,0 % больше, чем при радиальном подводе газа.

4. Получены экспериментальные газодинамические характеристики: МПД с расположенным на выходе СА турбины в зависимости от формы обводов МПД, комбинации и углов установки в нем стоек и обтекателей; турбин с несимметричным боковым подводом газа; различных схем подвода газа к турбине, необходимые для разработки методов проектирования ГТД, верификации программ расчетов трехмерных вязких течений. В результате обобщения выполненных исследований предложены экспериментально-теоретические методы оптимизации геометрии проточной части турбин и выработаны рекомендации по их применению при проектировании и доводке турбин ГТД.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ В рекомендованных ВАК изданиях:

1. Использование экспериментальных методов для совершенствования характеристик газового тракта турбин ГГД / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник УГАТУ. Изд. УГАТУ, Уфа - 2010. №3. - с. 3-15.

2. Метод оптимизации геометрии лопаточных аппаратов и газового тракта турбин ГТД с использованием численных экспериментов и теории планирования эксперимента / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник УГАТУ. Изд. УГАТУ, Уфа-2010. №3. - с. 116-123.

3. Экспериментальные методы совершенствования характеристик газового тракта турбин ГТД / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник ИрГТУ. Изд. ИрГТУ, Иркутск - 2010. №2 (42). - с. 206-214.

4. Оптимизация геометрии лопаточных аппаратов и проточной части турбин ГТД с использованием планирования численных экспериментов /

Е.В. Осипов, И.А. Кривошеев // Вестник ВГТУ. Изд. ВГТУ, Воронеж - 2010. -Т.6, №4.-с. 110-114.

5. Экспериментальный метод совершенствования характеристик переходного диффузора с расположенной за ним турбиной ГТД / Е.В. Осипов, И.А. Кривошеев // Вестник ВГТУ. Изд. ВГТУ, Воронеж - 2010. - Т.6,

№4.-с. 125-130.

В других изданиях:

6. Расчет характеристик ступеней компрессора на режимах вращающегося срыва / В.П. Герасименко, Т.М. Нурмухаметов, Е.В. Осипов, М.Ю. Щелковский // Авиац. - косм, техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков -2002.-№34.-с. 26-28.

7. Выбор оптимальной схемы подвода газа к сопловому аппарату турбины двигателя с регенерацией / Е.В. Осипов // Современные проблемы судовой энергетики: материалы международной научно-технической конференции. ~ Николаев: УГМТУ, 2003. - с. 83-84.

8. Совершенствование осевой турбины ГТД с выносной камерой сгорания / A.B. Котов, Е.В. Осипов, A.A. Усатенко II Технологические системы. -2004. -№3.~ с. 97.

9. Эффекты радиального зазора в турбомашинах / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Авиац. - косм, техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков - 2004. - №8 (16). - с. 54-58.

10. Исследование и выбор оптимальной улиточной схемы подвода газа к турбине / Т.В. Дмитриева, A.B. Котов, ЕВ. Осипов, Ю.И. Семенов, A.A. Усатенко // Судовое и энергетическое газотурбостроение: научно-технический сборник. - Николаев: НПКГ «Машпроекг», 2004. - с. 101-1 Об.

11. Оптимизация геометрических параметров лопаток турбомашин решением прямой аэродинамической задачи / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Научные труды. Изд. МДГУ, Николаев - 2006. - Том 53. Выпуск 40.-с. 133-140.

12. Совершенствование осевой турбины ГТД с выносной камерой сгорания/ A.B. Котов, Е.В. Осипов, A.A. Усатенко // Авиац. - косм, техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков - 2006. - №3. - с. 37-41.

13. Аэродинамические исследования диагонального переходного диффузора осевой турбины ГТД / Б.В. Исаков, A.B. Котов, Е.В. Осипов, A.A. Усатенко // Авиац. - косм, техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков -2007. - №10 (46). - с. 28-36.

14. Оптимизация переходного диффузора между турбиной низкого давления и силовой турбиной газотурбинного двигателя ДН80 / Б.В. Исаков,

A.B. Котов, Е.В. Осипов, A.A. Усатенко // Авиац. - косм, техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков - 2008. -№7 (54). - С. 110-119.

15. Параметрический анализ характеристик кольцевого диффузора /

B.П. Герасименко, Е.В. Осипов II Авиац. - косм, техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков-2008.-№6(53). - оп

Диссертант

Е. В. Осипов

ОСИПОВ Евгений Владимирович

МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИН ГТД ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПОДВОДА ГАЗА

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Подписано в печать 25.08.2010. Формат 60x84 1/16 Бумага офсетная. Печать плоская. Гарнитура Times New Roman. Усл. печ. л. 1,0. Усл. кр.- отт. 1,0. Уч.- изд. л. 1,0. Тираж 100 экз. Заказ № 349.

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

61 11-5/1851

ГОУ впо

«УФИМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»

На правах рукописи

ОСИПОВ Евгений Владимирович

МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИН ГТД ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПОДВОДА ГАЗА

Специальность: 05.07.05 - тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель: Кривошеее Игорь Александрович

доктор технических наук, профессор

Уфа-2011

ОГЛАВЛЕНИЕ

С.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ................................. 6

ВВЕДЕНИЕ.................................................................................. 10

ГЛАВА 1 СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ

ТУРБИН ГТД............................................................... 17

1.1 Аналитический обзор работ по исследованиям и оптимизации лопаточных аппаратов турбин ГТД..................... 17

1.2 Аналитический обзор работ по процессам, методам расчетов и выбору оптимальной формы межтурбинных диф-фузорных каналов................................................... 23

1.3 Аналитический обзор работ по течению в диффузорных каналах с закруткой потока на входе и обтеканию элементов, размещенных внутри проточной части.................. 32

1.4 Аналитический обзор работ по нетрадиционным схемам проточной части (боковой подвод газа к турбине)......... 41

1.5 Выводы по первой главе.......................................... 46

ГЛАВА 2 РАЗРАБОТКА ЧИСЛЕННОГО МЕТОДА ОПТИМИЗАЦИИ

ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИН ГТД. ПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ

АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК КОЛЬЦЕВОГО ДИФФУЗОРА.............................................................................. 47

2.1 Метод оптимизации элементов проточной части турбин на основе расчетов трехмерных вязких течений и теории планирования эксперимента.................................... 47

2.2 Результаты численных экспериментов и оптимизации ступени турбины................................................... 52

2.3 Параметрический анализ аэродинамических характеристик диффузоров................................................... 66

2.4 Математическое моделирование кольцевого диффузора... 71

2.5 Выводы по второй главе.......................................... 74

ГЛАВА 3 РАЗРАБОТКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ СТЕНДОВ И МЕТОДИК ИССЛЕДОВАНИЙ............................................. 75

ЗЛ Экспериментальный стенд для исследований газодинамических характеристик межтурбинных переходных диффузоров и турбин с боковым подводом газа..................... 75

3.2 Экспериментальная установка межтурбинного переходного диффузора с расположенным на выходе СА турбины..................................................................... 77

3.3 Методика испытаний и обработки экспериментальных данных межтурбинного переходного диффузора с расположенным на выходе СА турбины.............................. 83

3.4 Экспериментальная установка и методика испытаний турбины с несимметричным боковым подводом газа............ 94

3.5 Экспериментальная установка и методика испытаний турбины с боковым радиальным и тангенциальным подводом газа в распределяющий по окружности тороидальный и улиточный каналы.......................................... 99

3.6 Современные высокоэффективные способы создания экспериментальных моделей и проведения газодинамических исследований......................................................... 103

3.7 Выводы по третьей главе.......................................... 106

ГЛАВА 4 АПРОБАЦИЯ РАЗРАБОТАННЫХ МЕТОДОВ И ОБОБЩЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕ-

ДОВНИЙ..................................................................... 107

4.1 Исследование газодинамических характеристик и особенностей течения в межтурбинном коническом переходном диффузоре и системе "переходной диффузор - СА турбины" ..................................................................... 107

4.1.1 Характеристики входного устройства.................. 107

4.1.2 Распределение углов потока по высоте канала на входе и выходе из переходного диффузора.................. 109

4.1.3 Распределение статического давления на наружном

и внутреннем обводах переходного диффузора............... 110

4.1.4 Газодинамические характеристики и особенности течения потока в коническом переходном диффузоре, влияние стоек и обтекателей.................................... 112

4.1.5 Газодинамические характеристики и особенности течения потока в системе "переходной диффузор - СА турбины", влияние стоек и обтекателей........................ 117

4.2 Улучшение газодинамических характеристик конического переходного диффузора с расположенным на выходе СА турбины, исследование особенностей течения........................... 119

4.2.1 Метод улучшения газодинамических характеристик конического переходного диффузора с СА турбины..................................................................... 119

4.2.2 Анализ по расходным характеристикам вариантов переходного диффузора с СА турбины........................ 128

4.2.3 Газодинамические характеристики и особенности течения в переходном диффузоре с С А турбины............ 134

4.2.4 Газодинамические характеристики и особенности течения в переходном диффузоре.............................. 137

4.2.5 Исследование влияния углов установки стоек и обтекателей на потери в переходном диффузоре с СА турбины..................................................................... 143

4.3 Улучшение газодинамических характеристик осевой турбины ГТД с несимметричным боковым радиальным подводом газа.............................................................................. 145

4.3.1 Метод улучшения газодинамических характеристик осевой турбины ГТД с несимметричным боковым радиальным подводом газа............................................. 145

4.3.2 Экспериментальные исследования исходного и модернизированного С А турбины................................. 150

4.4 Исследование и выбор оптимальной схемы подвода газа к турбине........................................................................ 153

4.4.1 Метод выбора опт имальной с хемы подвода газа к турбине............................................................... 153

4.4.2 Экспериментальные исследования радиальной и тангенциальной схем подвода газа к турбине в распределяющий по окружности тороидальный и улиточный каналы..................................................................... 154

4.5 Обобщение полученных результатов и выработка рекомендаций по их применению при проектировании проточной части турбин ГТД.................................................................. 159

4.6 Выводы по четвертой главе....................................... 163

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ.......................................... 165

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ................................. 167

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ Условные обозначения

О - массовый расход воздуха, кг/с;

впр - приведенный массовый расход воздуха, ( кг • л/К • м 2) /(с • кгс); N - мощность ГТД, МВт;

;?ст - коэффициент полезного действия ступени; q(A,) - приведенная плотность потока;

а2 - угол выхода потока из направляющего аппарата или угол входа в переходной диффузор (отсчет от оси ГТД), град;

аэ - угол эквивалентного раскрытия переходного диффузора, град;

в - угол полураствора диффузора с прямолинейными стенками, град;

20 - полный угол раствора диффузора, град;

ф - окружной угол СА, град;

у - угол установки стоек и обтекателей, град;

Р] (ВХ) - кольцевая площадь на входе в переходной диффузор, м ;

Гг (вых)- кольцевая площадь на выходе из переходного диффузора, м2;

Еэф - эффективная площадь проходного сечения лопаточного аппарата, см ;

п (АН) - степень диффузорности; Ь (Ы) - длина переходного диффузора, м;

<![ - втулочный (внутренний) диаметр переходного диффузора на входе, м; О, - периферийный (наружный) диаметр переходного диффузора на входе, м; И^ - ширина переходного диффузора на входе, м; /г - высота лопатки, мм; /г - относительная высота лопатки;

Ъх - осевая ширина лопатки, мм;

А г относительный радиальный зазор над лопаткой рабочего колеса, %;

ЛР - избыточное статическое давление, кгс/см ;

1 2 АР* - избыточное полное давление, кгс/см ;

Р* - абсолютное полное давление, кгс/см2;

Р - статическое давление, кгс/см ;

В - атмосферное давление, кгс/м ;

Рг - относительное статическое давление вдоль наружного и внутреннего обводов переходного диффузора;

Р,- - текущее статическое давление на обводе, кгс/м ; Т* - полная температура, К;

О г^

/я - температура воздуха в помещении, С;

Р РЕС - полное давление в стендовом ресивере, кгс/м ;

грес - температура в стендовом ресивере, С;

п - частота вращения турбины, об/мин;

К1 - коэффициент моделирования по линейным размерам;

а - конструктивный угол входа в сопловой аппарат, град;

О К

~ конструктивные углы входа и выхода потока из рабочего колеса,

град;

г - углы атаки на лопатках, град;

Я - радиус входной кромки лопатки, мм;

Сшах - максимальная толщина профиля лопатки, мм;

о - коэффициент восстановления полного давления;

АР - относительные потери полного давления;

ср - коэффициент скорости соплового аппарата;

ттГА пг - проектная степень расширения газа в сопловом аппарате;

М - число Маха;

X - приведенная скорость потока;

Яад - адиабатическая скорость истечения газа;

С0 - осевая составляющая скорости, м/с;

С - скорость потока на входе, м/с;

Су (У) - окружная составляющая скорости в турбине, м/с;

иг - среднемассовая скорость в горловине диффузора, м/с;

СР = .Г1 - коэффициент суммарного восстановление статического давления;

Р± ЬГГ /2

(Р,* ~ р_ 1 1 ,т. 2) - коэффициент внутренних потерь энергии в канале; С - коэффициент сопротивления входного патрубка;

- толщина пограничного слоя, мм; р - плотность потока, кг/м3; Не - число Рейнольдса; У - кинематическая вязкость, м2/с; ^ - газовая постоянная рабочего тела, Дж/(кг-К); т - степени двухконтурности;

мн (м) - коэф фициент, учитывающий теплофизические свойства натурного (модельного) рабочего тела, ((кг-К)/Дж)0 5;

ЬД - густота решетки;

г - число лопаток.

Сокращения

АД - авиационный двигатель;

ГТД - газотурбинный двигатель;

ГТУ - газотурбинная установка;

ТРДД- турбореактивный двухконтурный двигатель;

ТВ - турбина вентилятора;

ТНД - турбина низкого давления;

КПД - коэффициент полезного действия;

СА - сопловый аппарат;

РК - рабочее колесо;

НА - направляющий аппарат;

НИЛ - научно-исследовательская лаборатория;

КС - камера сгорания;

ЖТ - жаровая труба;

САПР-Д - системы автоматизированного проектирования двигателей;

СИТ - средство измерительной техники;

ТПЭ - теория планирования эксперимента;

НПП - научно-производственное предприятие;

НТС - научно-технический совет;

ЭВМ - электронно-вычислительная машина.

ВВЕДЕНИЕ

При разработке современных газотурбинных двигателей (ГТД) используются экспериментально-теоретические методы оптимизации геометрии и газодинамических характеристик элементов проточной части, в то же время имеется возможность и необходимость дальнейшего совершенствования и развития этих методов.

В частности, в настоящее время развиты недостаточно методы оптимизации геометрии переходных каналов и ступеней турбин (по коэффициенту полезного действия (КПД) и другим критериям) в зависимости от режимов, формы каналов, формы лопаток с применением методов 3D CAD/CAE - численного моделирования.

В турбореактивных двухконтурных двигателях (ТРДД) с большой степенью двухконтурности и при конвертации авиационных ГТД в наземные газотурбинные установки (ГТУ) часто используется кольцевой межтурбинный переходной диффузор с коническими образующими (МПД), соединяющий турбины на разных диаметрах [1]. В таких конструкциях МПД оказывает большое влияние на газодинамические характеристики расположенной за ним турбины (в ТРДД это турбина вентилятора (ТВ)), что влияет на экономические и эксплуатационные показатели ГТД. Требование уменьшения массы и длины ГТД реализуется, в том числе, и за счет сокращения длины МПД. Если при этом проектные диаметры турбин сохраняются, то конусность обводов МПД увеличивается, что существенно влияет на газодинамические характеристики МПД и расположенной за ним турбины. На сегодняшний день достаточно хорошо изучены проблемы течения газа в переходных диффузорах [2-11], в том числе разработаны методы оптимального профилирования его обводов [12-14], позволяющие создавать диффузор с минимальными потерями энергии. Однако, в большинстве случаев физические явления, протекающие в переходном диффузоре с коническими обводами, изучены обособленно, без примыкающей к нему на выходе турбины, в то время как конический переходной диффузор оказывает влияние на турбину, а турбина создает

подпор потока и влияет на характеристики переходного диффузора. На эти характеристики также влияют размещаемые внутри МПД стойки и обтекатели, влияние которых усиливается от не осевого угла выхода потока из высоконагруженных турбин современных ГТД [1].

В конвертированных авиационных и нетрадиционных схемах перспективных ГТД используются турбины с боковым подводом газа. В таких ГТД существуют проблемы обеспечения высокой эффективности турбины с подводящим патрубком. На этапе проектирования, при формировании конструктивного облика данных ГТД, большое значение также имеет выбор схемы подвода газа к турбине, от которой будет зависеть экономичность создаваемого ГТД. Несмотря на наличие обширных исследований по выбору конструктивных схем ГТД [15-18], на сегодняшний день практически отсутствует информация о газодинамической эффективности радиального и тангенциального подвода газа к турбине в распределяющий по окружности тороидальный, либо улиточный канал.

В связи с этим, актуальной является разработка экспериментально-теоретических методов совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД с использованием численных исследований лопаток турбин, экспериментальных исследований МПД с расположенной за ним турбиной, разных вариантов турбины с несимметричным боковым подводом газа, разных схем подвода газа к турбине.

Целью работы является исследование и разработка методов обеспечения требуемых газодинамических и массогабаритных характеристик турбин ГТД.

Для достижения поставленной цели решены следующие задачи:

1. Разработка метода оптимизации геометрии проточной части турбин (на примере лопаточных аппаратов, включая математическую модель влияния геометрии лопаточных аппаратов на КПД турбины).

2. Разработка экспериментальных установок и методик для исследования газодинамических характеристик МПД и расположенной за ним турбины (с учетом стоек, обтекателей, различной формы обводов МПД, схем подвода газа к турбине, включая несимметричные боковые).

3. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик МГ1Д с расположенной за ним турбиной (за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей).

4. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик турбин при несимметричном боковом подводе газа (за счет применения СА с разными по окружности конструктивными углами входа), экспериментальное выявление наиболее эффективной схемы несимметричного бокового подвода газа к турбине.

Методы исследований. Для решения поставленных задач использованы:

- методы численного ЗБ САБ/САЕ-моделирования, основанные на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замыкаемых ББТ моделью турбулентности Ментера;

- методы теории планирования эксперимента (ТПЭ);

- методы экспериментального исследования параметров течения в каналах.

Достоверность и обоснованность результатов исследований подтверждается:

- применением основополагающих законов термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированных средств измерений, прошедших поверку и калибровку;

- совпадением результатов численных экспериментов с опытными данными и результатами других исследователей.

На защиту выносятся:

1. Метод оптимизации геометрии проточной части турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ, полученная математическая модель влияния геометрических параметров лопаток на КПД турбины.

2. Метод улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной за ним турбиной за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей.

3. Метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа за счет использования лопаток СА с разными по

окружности конструктивными углами входа; экспериментально выявленная наиболее эффективная схема бокового подвода газа к турбине.

4. Экспериментальные газодинамические характеристики МПД с расположенным на выходе СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа и различных схем подвода газа к турбине.

Научная новизна работы заключается в следующем:

1. Впервые разработан метод оптимизации геометрии ступеней турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ (греко-латинских квадратов), позволивший получить математическую модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени, данная модель позволяет оценивать КПД при различном сочетании параметров и находить их оптимальные значения.

2. Предложен новый метод улучшения характеристик МПД с С А турбины за счет придания коноидальной формы обводам МПД, позволяющий минимизировать меридиональные углы течения, устранить отрывы потока в корне турбины и снизить потери энергии.

3. Впервые разработан и экспериментально подтвержден метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом га