автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Особенности рабочего процесса и выбор основных параметров двухступенчатой биротативной турбины без промежуточного соплового аппарата

МИНИСТЕРСТВО НАУКИ, ВЬЕШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ГОЛИТИКИ РФ

ЮСКОВСШ ОРДЕНА ЛЕНИНА И ОРДЕНА ОКТЯБРЬСКОЙ РЕВОЛЮЦИИ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ ИМЕНИ СЕРГО ОРДШЕИКИДЗЕ

ОСОБЕНЮСТИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И ВЫЮР ОСШВНЬК ПАРАМЕТРОВ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ БИРОШИЕгЮЯ ТУРБИНЫ БЕЗ ПРОМЕЖУТОЧНОГО СОПГОЕОГО АППАРАТА

Специальность 05.07.05 "Тепловые двигатели летательных аппаратов"

УДК 621.433

Ба правах руютшсп

ГРИЦАИ СЕРГЕЙ ДШГГРИЕШЧ

Автореферат диссертации на соискание ученой кандидата технических наук

ЮСКВА Издательство МАИ 1992

Работа выполнена в Московском ордена Ленина и ордена Октябрьской Революции авиационном институте имени Серго Орджоникидзе.

Научный руководитель - доктор технических наук,

профессор Ешш О.Е

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор Латшн К Л.; кандидат технических наук, доцент Лазарев Л. Я

Ведущее предприятие: НПО "Сатурн" им. А. М. Люлька

Защита состоится " 1992г. £

на заседании специализированного Совета КР 053.04.01 при Иэсковскоы авиационной институте^ ¿¿о^/гъ. Л.

Адрес института: 126871, Мэсква, Волоколамское шоссе, д. 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Автореферат разослан " /4"ОенТ9/ГАя992г.

Ученый секретарь специализированного Совета

особенности рабочего процесса и выбор осшвных параметров двухступенчатой биротативгоя турбины без променуточюго сошювого аппарата

общая характеристика работы

Актуальность работы. Неуклонное повышение параметров термодинамического цикла остается основной тенденцией в совершенствовании рабочего процесса авиационных ГТД.

Увеличение температуры газа перед турбиной до предельных (вплоть до стехио метрических) значений для углеводородных топлив возобновило практический интерес разработчиков ГТД к различным нетрадиционным схемам турбин, включая и биротативкыэ турбины, состоящие из соплового аппарата (СА) и, расположили* непосредственно одно за другим, двух рабочих колес (РК) со встречным направлением вралзэнин (без промежуточного соплового аппарата (САпр)).

Они характеризуется прежде всего, увеличенной работой с единицы расхода воздуха в результате большего изменения углового момента; уменьшенными весом и габаритами, исключением потерь давления, перетекания и потерь на охлаждение, вследствие отсутствия промежуточного соплового аппарата; значительным снижением с ударного гироскопического момента роторов. '

Необходимость расчетно-теоретического и экспериментального исследования рабочего процесса таких турбин (называемых далее БТ) особенно актуальна в связи с изменением концепции проектирования авиационных ГТД, для оценки совершенства которых и целесообразности решений, принимаемых при их разработке, кроме КПД, габаритов и массы, стали использоваться экономические критерии, такие как стоимость жизненного цикла двигателя или прямые эксплуатационные расходы.

Цель работы состоит в расчетно-теоретическом определении возможности применения БТ в высокотемпературном ТРДД малой степени двухконтурности и определении на базе экспериментального исследования основных особенностей рабочего процесса и характеристик двухступенчатой биротативной турбины.

Основные задачи:

- провести расчетно-параметрическое исследование по выбору оптимальных значений основных параметров БТ в составе высокотемпературного ТРДД для маневренного самолета;

- спроектировать и создать экспериментальный стенд двухвалъной биротатшзшй турбины для проведения широкомасштабных систематических исследований;

- провести экспериментальное исследование влияния изменения меж-венцрвого зазора, между встречновращэлщшися рабочими колесами, на показатели работы ЕТ в широком диапазоне изменения режимных параметров, так как этот конструктивный параметр оказывает существенное влияние на характер газодинамических процессов, происходящих в турбине, и маесо-габаритное соЕершгнстЕо ГТД;

- экспериментально исследовать и дополнительно определить основные особенности рабочего процесса и характеристик Сиротативной двухступенчатой турбины без промежуточного соплового аппарата.

Научную новизну диссертационной работы представляют:

- разработанный метод оптимизации схем и параметров турбин высокотемпературных ТРДД малой степени двухконтурности;

- результаты расчетно-теоретического исследования по выбору и оптимизации параметров ВТ;

- экспериментально подтвержденное наличие у БТ области режимов, характерной изменением знака крутящего момента РЕ II ступени на противоположный;

- результаты экспериментального исследования влияния величины осевого зазора между РЕ БТ на эффективность турбины, указавшие на существование оптимальной величины этого параметра^

Достоверность подученных результатов подтверждается согласованностью выводов расчетного анализа и результатов экспериментального исследования, методически обоснованным планом поставленных опытов, а также высокой степенью надежности автоматизированной системы измерений, сбора и обработки экспериментальной информации.

Практическая ценность заключается в том, что на основе разработанной математической модели был создан алгоритм и пакет прикладных программ для расчета и оптимизации схем и параметров однопоточных двухвальных турбин. Создан уникальный экспериментальный стенд двухвальной Сиротативной турбины позволяющий расширить и углубить знания о рабочем процессе и непосредственно использовать полученные данные при разработке перспективных ГТД.

Личный вклад автора определяется участием в разработке методики и программы расчета оптимальных схем и параметров турбин высокотемпературного ТРДД, проведением расчетов и анализом результатов расчетного исследования, разработкой проектно-конструк-

торской документация и участием в шнтаяэ и доводке экспериментального стенда, планирование!/, подготовкой и проведением экспериментальных исследований, обработкой и анализом отлных данных", разработкой рекомендаций, следупцих из анализа результатов работы.

Реализация. Результаты работы, долоиэнные в ведущих ОКБ, используются в поисковых исследованиях при вьйоре схеы и основных паразжтров перспективных ГТД.

Апробация работа Штериады диссертации докладывались па:

- научно-технической сессии Ко&исски ео газовый турбкнагл АН СССР, г. йссолаев, 1390Г. ;

- научно-технической сешнгрэ Всесоюзного ЕГО rnt А. H. Крылова, г. Ленинград, 1991г. ;

- НГС НТО им. а Я. Климова, г. С-Петербург, 1991г.,

- научно-техническом совэте кафедры 201 ШГ, г. Шсква, 1892г.,

- НГС ЕГО им. А. И. Лззлъка, г. 1±>скза, 1992г.

Публикации. Основные материалы диссертации опубликованы в 4-х статьях и 4-х научно-технических отчетах, по теши, выполняемым в проблемной лаборатории каф. 201 1Ш1

Структура и объем работы. Диссертационнан работа изложена на 158 страницах, втачает 118 страниц иашнописного текста, шшост-рирована 49 рисунками, 7 таблицами и состоит из введения, четырех глав, выводов и списка использованной литературы из 67 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В 1 главе приведен обзор научно- технической литературы по исследованию турбинных ступеней различных типов со встречноврал^-пцимися роторами, обоснована актуальность проблемы и сформулированы основнш задачи исследования.

Выполненный обзор показал, что одшш из эффективных путей обеспечения функциональных, эконошгееских и конструктивных требований, предъявлявши: к соврешннш и перепеетивнш вь^спотемпера-турным ГТД и, в частности, к ТРДД малой степени двухконтурности, является применение противоположно вращагщихся роторов, которое оказывает благоприятное влияние на уровень параметров термодинамического цикла и облик горячей части двигателя. Характерной особенностью таких двигателей является вькоконагруиенная турбина компрессора с увеличенной скоростью и закруткой потока на выходе из нее и умеренно нагруженная турбина низкого давления встречного направления вращения.

Известные рас четно-теоретические исследования позволили также сделать вывод о той, что выбор параметров ГТД с учетом эффектов от противоположного направления вращения роторов приведет к уменьшению массы двигателя на 25 *- 30% и габаритов на 15 f ZOT., сокращению числа лопаток в горячей части на Z5Z, повышении температуры Тр примерно на 100 К и расширении области параметров термодинамического цикла ГТД по Jí/cx на 25 - 30%.

фактически все ведущие двигателестроительные фирмы активно занимается исследованиями в этой области, результаты которых нашли применение в двигателях V поколения и являются неотъемлемой частью для двигателей VI поколения.

Из рассмотренных материалов также следует, что большинством исследователей анализ рабочего процесса ET велся в сравнении с одновалышми ступенями давления или ступенями скорости. Кроме того, практически все исследования проведены по очевидным кинематическим соотношениям с упропрщими расчет допущениями. Однако, в связи с весьма разнообразными вариантами нагружения двухвальных турбинных ступеней, характерных для авиационных ГТД, необходимо комплексное рассмотрение взаимосвязи увеличения Т? , соотношения оборотов роторов пг /пг, прочностных свойств материалов и многих других факторов, позволяющее наиболее эффективно использовать очевидные преимущества БТ в реализации высоких параметров термодинамического цикла ГТД. В зтом случае выбор параметров турбины должен осуществляться решением оптимизационной задачи, имеющей целью, предде всего, повышение суммарного КОД турбины ГТД.

При этом, несмотря на совершенствование вычислительных методов и расширение возможностей вычислительной техники, результаты расчетно-теоретических исследований во многом имеют предварительный характер и практически всегда базируются на предположениях, нуждающихся в экспериментальной проверке. Поэтому решанцее значение в исследованиях рабочего процесса ET приобретает специально поставленный прямой эксперимент, как источник наиболее достоверной информации о сложных пространственных течениях и интегральных характеристиках.

Анализ выполненных исследований биротативных схем турбин перспективных высокотемпературных ГТД показал, что расширение и углубление исследований, направленных на детальное изучение рабочего процесса и характеристик ET, является актуальным и имеющим практическое значение.

По результатам обзора сформулированы основные задачи исследования.

Вторая глава посвящена оценке схем и параметров высоконагру-женных турбин ГТД, изложению математической модели и алгоритма расчета, и метода оптимизации основных параметров высокотемпературных БТ, результатам и анализу параметрического расчета.

Проведенные расчетные исследования показали, что повыаение температуры газа в камере сгорания авиационных ГТД малой степени двухконтурностн ( и » 0,3 г 1,0 ) приводит к существенному измене пил основных параметров лопаточных машин, затрагивая, таким образом, схемные вопросы двигателя (вопросы выбора турСокомпрессорной схемы в целом н схемы турбины в частности). Стрекгаение уменьшить расход охладителя, улучшить массо-габаритные показатели и обеспечить высокую технологичность и конструктив пул простоту турбинного узла высокотемпературного ТРДД малой степени двухгаштур-ности, приводит к необходимости выполнять турбину с наименьшим числом лопаточных венцов - 1 + 1 (рис. 1а). Дальнейшее повышение Т г и связанное с этим перераспределение потребной удельной работы между турбинами в значительной мере снижает эффективность такой схемы. Одноступенчатая турбина вентилятора в атом случае оказывается сильно перегруженной, а газогенератора недогруженной. На рис.16 и в представлены турбокомпрессорные схемы, позволяющие обеспечить оптимальное распределение нагруяэнности между ступенями турбины ТРДЦ.

Изменение основных параметров лопаточных машин с ростом Т* , проявляется, в первую очередь, в его турбинной части. С целью выбора целесообразной схемы турбины высокотемпературного ТРДД был проведен сравнительный анализ эффективности двухпоточной схемы (рис. 16) и однопоточных схем с различным числом лопаточных венцов схема - 1 + 1 (рис. 1а) и схема - 1 + 0,5 - турбина с противоположным вращением роторов без САпр (рис. 1в).

Турбо компрессорная схема (рис. 1в) имеет, так называемые, "прицепные" ступени вептилятора, которые позволяют перебросить часть необходимой вентиляторному каскаду модности на ротор газогенератора и выбрать оптимальное распределение работы по ступеням однопоточной высокотемпературной турбины.

Расчетное исследование с оптимизацией параметров рабочего процесса проводилось на ЭВМ с использованием разработанной прог-

а)

срс^ь^

8}

Я7

л?'

и

Рис. I Схемы турбокомпрессоров ТРДД с числом ступеней турбины:

а) 17 - 1+1; б) 2т - 1+1 (двухпоточная) в) Ъч - 1+0£(биротативная без САпр)

раымы. Оценка потерь в проточной части осуществлялась по результатам ЦИАМ с использованием дополнительных данных, полученных на кафедре 201 ЫАй, характерных для высокотемпературного двигателя.

Рассматривался турбинный узел ТРДД со следующими параметрами: степень двухконтурности m - 0,3 ; суммарная степень повышения давления = 30 ; степень повышения давления в вентиляторе

- 7, температура газа перед турбиной Т* - 2400 К, что соответствует коэффициенту избытка воздуха оС »1,1 , тяга двигателя R - 16,6 кН. В результате проведенного предварите ль кого анализа и расчетов двухяоточной турбины (рис. 16) оказалось, что для двигателя данного типа такая схема имеет низкуя эффективность (КПД не превыпает 60... 60S). Низкая эффективность обуславливается сильно неравномерной нагруившгастью верхней и нижней частей ступени турбины вентилятора. Поэтому детальный расчет проводился для однопо-точныг схем турбин Zv - I+I и 2т - 1+0,5 (без САпр) (рис. 1а,б). Анализ эффективности этих схем проводился для найденных оптимальных, с точки зрения суммарного КЕД по параметрам торможения (

параметров турбины - opt ; opt fir opt "> ofii

V2a/V{aofat> ГДе Drc/j- средний диаметр турбины, n r - число оборотов ротора турбины, - кинематическая степень реактивности на среднем диаметре, - угол абсолютной скорости потока на входе в рабочее колесо, С ¿я /С/ а ~ отношение осевых составляющих абсолютных скоростей на РК ступени. Оптимизация параметров велась с наложением на турбину ряда ограничений. В частности: отношение наружного диаметра турбины к разделительному 0,9 « D?. /Dp 4 1,1; окружная скорость на наружном диаметре первой ступени вентилятора U в « 700 м/с. Угол меридионального раскрытия проточной части РК и СА 0°^ jfn 4т 18; суммарная конфузорность меилопаточного канала РК и OA Hz Ь 1; адиабатическая степень реактивности в корневом сечении лопатки РК Jhsu Ь 0; приведенная скорость на выходе из турбины Лт 4 0,6; угол абсолютной скорости на выходе из турбины 82°<? oir ч< 98? Принималось, что СА турбины изготовлен из материала с жаростойкостью до Тлсл = 1400 К при принятом значении ресурса, а охлаждающий воздух отбирается на выходе из компрессора и охлаждается в теплообменнике с коэффициентом эффективности £ - 0,7.

Расчеты проводились для 2-х характеристик эффективности охлаждения - развитого конвективно-пленочного , соответствующего современному уровню, и прогнозируемого. На рис. 2 представлены, рассчитанные для современного уровня эффективности охлаждения ,

/ - . £

/

/ СП.

<-тк

0.2 0.4 0.6 0.8 ЯвУЯв

Рис. 2. Зависимость КПД отдельных ступеней и суммарного КПД Сиротативной турбины от параметра

зависимости КЦД отдельных ступеней биротативной турбины SLlf . Как видно кривые qí -/(Üí*') имеют четко выраиен-ный максимум, наличие которого объясняется следующим образом.

Рост yí£''IJíg увеличивает тепловую и газодинамическую нагрузке нность турбины вентилятора , т. е. увеличивает вдув охлаедащего воздуха и скорости в проточной части турбины и, как следствие этого, уменьшает значение его КПД. Причем, высокие значения líe'/ Jfff реализуются только благодаря вначительной еакрутке потока на выходе из турбины компрессора o¿a ( 20е f 30°). Такая закрутка обуславливает больше сверхзвуковые скорости в проточной части РК первой ступени, что в свои очередь, снижает эффективность турбины компрессора.

Уменьшение отновения 3Í& /f^ противополотым образом перераспределяет мощность между ступенями турбины, увеличивая нагру-иенность турбины компрессора и ушпылая потребнш перепады на турбине вентилятора.

Увеличение нагрузавнности приводит к с нижние КПД, а умень пение потребного перепада к уменьшению конфузорности меллопаточного канала и росту профильных потерь.

На рис. 2 также показана зависимость суммарного КПД БТ от параметра Такой характер кривой объясняется тем, что

рост /Tít, увеличивает долю мощности, отбираемую от потока с более высокой эффективностью ( т. к. > tyvn ).

Учитывая устойчивую тенденцию аэродинамического совершенствования профилей турбинных решеток на высокие скорости потока (по данным ЦИАЫ), можно предположить, что волновые потери в них будут снижены на 30 т 40X по сравнению с известными данными.

Результаты расчета с перспективной оценкой волновых потерь представлены на рис.3 (а, б), (а - современная эффективность охлаждения ; б - перспективная эффективность).

Анализируя представленные результаты шжно сделать вывод, что отработка профилей на скорости потока Лг*,- 1,ЗМ,4 (для РК I) и углы поворота потока А/3 - 25°f40°(для РК II) до уровня волновых потерь £ бел - 0,01 т 0,02 позволяет повысить КЕЩ высокотемпературной турбины при переходе от традиционной схемы Zr - 1 + 1 к биротативной = 1 + 0,5 на 4 - 5%.

Относительно высокая эффективность, малая масса и габариты, высокая технологичность и конструктивная простота делают целесообразным использование, применительно к высокотемпературному

0.04

0.82

0.80

¥ * / у

/ V

/ /

/

0.2

0.4

0.6

0.8

КА

Лл

Рис. 3 Влияние параметра ^Г/'/^Г/ на КПД турбины с перспективной оценкой волновых потерь

ТРДД с малой степенью двухконтуркости ( п = 0,3 : 0,1 ), схему турбины 1<р - 1 + 0,5 ( ЕТ без САпр ).

Таким образом, проведенное расчетное исследование показало, что отсутствие САпр, и соответствующих газодинамических потерь в нем и потерь на его охлаждение, в БТ обеспечит возможность получения высоких значений суммарного эффективного КПД. Оценивая результаты расчетного исследования ВТ, следует отметить тага», что в настоящее время ее относительно невысокий КЦЦ имеет определенные резервы для повышения при использовании современной тенденция совершенсвования аэродинамики профилей лопаток рабочих колес.

В третьей главе описаны экспериментальная установка с автоматизировался системой сбора и обработки научной информация (АСБИ). приведены обоснование и вьзбор в качестве об'ьекта исследования исходной турбины - прототипа.

Исходя из анализа существующих конструкций турбин малоразмерных ГТД, пригодных для использования в составе стенда без сложных доработок, была выбрана ходовая часть серийного тур-бостартера ТС-12Н, характерной особенностью конструкции которого является применение противоположного направления вралршш ротора свободной турбины, но с промежуточным СА. Это обстоятельство тем более привлекательно, что в наших экспериментах, исключив САпр, возможно использование штатного облопачивання РК при соответствующем подборе рабочего режима.

Как известно, газодинамический расчет и проектирование турбины производится для расчетного режима, на котором геометрические параметры лопаточных венцов соответствует; газодинамическим параметрам потока. При этом достигается безударное и безотрывное обтекание лопаток и, следовательно, достигается максимальный КЦЦ турбины. В нашем случае, при удалении САпр у исходной турбины, геометрия лопаток РЕ II ступени даже на выбранном режиме не полностью соответствует условию безударного входа потока. В этом случае наиболее целесообразный рабочий режим для II ступени можно определить из расчета выполнения условия:

-¿¿ПаСг.!

где

> Ли?) 1 ¿-¿г ~ ^(А-и; Л чт) ;

^- - {Дат ; .

'о с

Задаваясь рядом значений Д/г , ,пу /п/ , находим

несколько режимов при которых ¿у*» 0° Результаты представлены в таблице 1.

Таблица 1

I —-.....I ! ! Л<17 г — 1 1 Л и I ¿21 Яг/ ----------- 1 • ...., 1/>КГ 1 1

0,6 0,189 49,2 0,239 1 | 0,061 43,3 |

1 0,30 | 0,8 0,248 49,1 0,319 | 0,081 43,5 |

1,0 0,310 49,1 0,407 | 0,103 43,0 !

0,6 0,144 42,2 0,263 | 0,101 45,9 |

1 0,65 | 0,8 1,185 42,2 0,342 | 0,131 46,2 |

1,0 0,219 42,2 0,410 | 0,158 45,1 |

0,8 0,149 38,7 0,356 | 0,160 47,5 |

1 1,00 | | | 1,0 0,172 38,7 0,416 | 0,186 1 47,5 | ■

Отметим, что размеры проточной части ТС-12И позволяет испытывать турбины типа турбин современных полноразмерных ГТД с масштабом моделирования, не превыпищим трех (С(ч< 3).

В соответствии с вышеизложенными положениями теории подобия, техническими и методическими требованиями, предъявляемыми к экспериментальным установкам, спроектирован и создан стенд "Модельная Сиротативная турбина", схема которого представлена на рис. 4. На стенде используются два гидротормоза: четырехдисковый 45260 и однодиековый 1ГрТ326. Управление работой стенда полностью дистанционное с пульта стенда.

С целью облегчения монтажа установки при изменении межвенцо-вого зазора выполнены подвижными в осевом направлении кронштейны второй ступени, валопровод второй ступени и выхлопной патрубок. Для исследования тонких особенностей течения с измерением полей параметров потока в межвенцовом зазоре спроектировано и изготовлено координируемое кольцо, псзаоляжвдге перемещать комбинированный пневмозонд вдоль вага решеток, погружение его по высоте про-

точной части осуществляется стандартным координатником ЦИАМ. Цри-вод координатного кольца для перэыепзэния по шагу осуществляется, электромеханизмом УР-6.

Объект исследовании - исходная турбина без САпр, состоящая из входного СА и РК I и II ступеней. Геометрические параметры лопаточных венцов приведены в таблице 2.

Таблица 2

1 1 1 1 1 1 СА РК I 1 1 | РК II |

1 ш 1 1 1 0,198 0,198 | 0,208 |

| Вер/Ь 1 1 | 5,30 4,77 | 3,94 |

1 1 | Ь /Ь | 1 1 1,567 1,358 | 1,305 |

1 1 1 к I 1 | 19,9 --- 1 --- 1

1 А* 1 1 | — 71,8 1 62 |

1 1 1 1 ■ ■ 27,4 1 35,9 | 1 I

Экспериментальный стенд оснащен традиционной для турбинных стендов системой измерения интегральных параметров ( , ОТр , п^ Мцр) и осредненных параметров потока в проточной части турбины в ее характерных сечениях. На стенде используются измерительные комплексы давления ИКД для измерения давлений и их перепадов в проточной части.

Б соответствии с современными требованиями к экспериментальному оборудованию о повышении достоверности получаемых результатов, а также с целью значительного сокращения времени исследовательских работ, стенд "Модельная биротативная турбина" оснащен автоматизированной системой регистрации и обработки опытных данных в теше эксперимента.

Основой аппаратного обеспечения является система КАНАК, функционирующая, в данном случае, под управлением персональной ЭВМ типа ДЕК-ЗМ. Система КАМАК, предназначенная для измерения, контроля параметров и управления процессами, строится из конструктивно однородных программноуправляемых модулей, информационные

сеяэи между которыми осуществляются через магистраль. На рис. 5 представлена структурная схема аппаратной части системы измерений.

Программное обеспечение (Ш) создано для экспериментального исследования рабочего щюцесса и характеристик двухзальной турбины и написано на языке Сортрзя-4. ГО работает под управлением операционной системы ОТ II с ТЗ монитором и состоит из 8 программных иодулей, связиваешх в едияуя систему программой диспетчером НВТ. БАУ. Эти модули способны работать как в составе системы, так и автономно. Щ>и работе 1Ю создастся и используются 7 файлов данных. Для успешного функционирования 1Ю нэобходнш нашг-гае различных стандартных библиотек и программ, используемых при создании загрузочных модулей ГО.

Програгдсшй кошлеис "МВТ" вапускаэтся по команде 'ТО !,ЗТ". Ввод исходных данных и внбср вариантов ргботы осуществляется в интерактивном регаоге, что позволяет в процэссе одного запуска проводить несколько различных зкспертгеятов с раздельной обработкой опытных данных.

В четвертой главе приведены програгага н штодики опытного исследования и обработки результатов эксшртэета с оценкой их погрешности, результаты экспериментального исследования, анализ особенностей рабочего процесса БТ.

Как известно, до настоящего времени, несмотря на наличие ряда работ, существует различные точки зрения по вопросу о вйоре величины осевого зазора между сопловыми и рабочими лопатками ступени турбины. Очевидно, что задача выбора осевого зазора меиду лопатками РК (и самими дисками) в БТ без САир является еце более сложной. Величина шявенцового зазора, являясь важнейшим конструктивным параметром БТ, оказывает существенное влияние на особенности газодинамических процессов, происходящих в ее проточной части. Причем, очевидно, это влияние крайне противоречиво с точки зрения основных показателей турбины (габариты, масса и экономичность).

В турбомашинах попеременное чередование подвижных и неподвижных решеток обуславливает периодическую окружную неоднородность и нестационарность потока. Вязкая окружная неравномерность проявляется на достаточно больших расстояниях, так например, в работе Щубенко А. Л и Стоянова Ф. А. показано по результатам эксперимента, что закромочные следы СА I ступени оказывают влияние на работу сопловых и рабочих лопаток даже последующих ступеней. По-видимому, при малых ¿а превалирующим будет увеличение

>

магисгк/заль МАМАИ

'Г

тт

Копнута, гор ±зъ АЦП-20 РУР-1А /вне -ра тор 'имяу^.

счеп/ак 730/?

неха /-/из,иа /V /6 на//а

П1 П,

иаиа/7 ама логосе.

Рис. 5 Структура аппаратного обеспечения АСНй

00 I

потерь в РК II ступени, ввиду существенной неравномерности потока за РК I ступени. Однако, по мере некоторого увеличения <5а , кроме уменьшения неравномерности потока, что благоприятно сказывается на эффективности турбины, происходят и другие пространственные изменения потока, что справедливо для дозвуковых неохлалдае-мых турбин. Исключение составляют вжоконагруиеннке турбины со сверхзвуковым течением, а также турбины с конвективно-заградительным охлаждением лопаток, где вследствие большой нералношр-ности потока на выходе из лопаточных венцов (из-за наличия скачков уплотнения и выпуска воздуха на поверхность профиля) необходимы увеличенные осевые зазоры, выбор которых резко узлоияявтся.

Исследование тонкой структуры штока в даетенцовои зазоре требует использования точных и слогсшх иэтсдол изкзрэпкй в нестационарных потоках вязкой жидкости с Оолъюй частотой камеяепкя параметров. Такая задача в настояп^е время не рвсэна дата для случая гладких дисков и поэтому, в настоящей работе для инженерной оценки целесообразной величины меявевцрвого зазора шэду РК I и РК II и ее влияния на работу ЕТ, использовался метод оценки таких интегральных параметров турбины как пусковой момент и обороты холостого хода ее 2-го рабочего колеса

Так как САпр отсутствует, то для РК II ступени угол потока ■=</£/ = оСах » который изменяется в широких пределах, поэтому на наш взгляд представляется интересной возможность получения режима нулевого момента па остановленном РК II ступени (1С у - 0 при пд -О). Ш уравнениям момента и расхода позлю определить искомые режимы нулевого момента на РК II ступени при различных •

1- Хгщ ■ + У« -Дг! • созы.^ ;

2- • 7, ■ Р2 ¿гсТ, = т) • .

Совместное решение этих уравнений определяет пары значений составлящие линию нулевых моментов РК II на характеристике первой ступени.

С учетом основных погрешностей всех измерительных каналов с датчиками ИВД не превышающих * 0,37. и при реализации степени расширения на турбине 4. 2,5 , относительная погрешность в определении расхода рабочего тела не превышала * 1,5%; моментов Мкр*0,Б2; оборотов пт £ 0,3%, а погрешность в определении КПД составляет 1 1,8%.

Оценка влияния межвенцоБого зазора проводилась на граничных режимах работы 2-го колеса( щ- 0 и п^- п ¡¡лх) при различных величинах иеивенцового зазора ¿"а и степени расширения в зависимости от относительной окружной скорости РК I ступени Лит.

С уменьшением абсолютное значение приведенного момента 1£ 4 /Рд уменьшатся практически пряш пропорционально. Обратное влияние на и* /Ро ишет увеличение Лит. С увеличением окружной скорости РК I ступени шиент на Балу II ступени шнотонно убывает по пологой кривой и стремиться к нули с переходом в область отрицательно значений (Иг. о при " 1,3 и 2иТ - 0,56), что вполне согласуется с ранее полученными расчетнш путем результатами (.ИЦ- 0 прп$р£- 1,29 и Лсл- 0,54).

Как известно, угол потока за ступенью турбины меняется от <=£ < 90, на режимах близких к расчетноыу, до угла выхода потока из СА, на режиме холостого хода, т.е. изменяется в широких пределах, что определяет возможность появления режимов с обратным (по сравнению с расчетным) направлением врашрния второго колеса. При режимах холостого хода РК I ступени турбины РК II ступени практически останавливается и, при очень малых ^гг РК II ступени переходит в решал враарния в одном направлении с РК I ступени турбины.

Как следует из рис. 6, с увеличением шстенцового зазора величина Иц / Ро монотонно снижается, что объясняется возрастающими потерями на трение закрученного потока об ограничивающие поверхности проточной части турбины, а также пространственным изменением структуры потока, т. е. "раскруткой" потока по всей высоте канала и постепенным приближением направления потока к осевому. Разумеется, это естественное предположение, подтвержденное характером изменения интегрального параметра Ы ¡г / Р*, в дальнейшем должно быть также подтверждено детальным исследованием полей параметров потока за РК I ступени.

На рис. 7 представлен график влияния относительного зазора Аа на решш холостого хода РК II ступени при постоянном значении относительной окружной скорости РК I ступени. Из этого графика следует, что в отличие от рассмотренной выше зависимости М/у/ Р£, в этом случае наблюдается оптимум холостого хода РК II по величине ¿а . Характерно, что оптимальное значение ¿а почти независит от режима работы турбины (и 1ит ) при повышенных 7/т^, хотя и наблюдается некоторое уменьшение оптимальной величины зазора при ушньвэнии !77/ .

Рис. 6 Зависимость приведенного момента от Дя при 0,15

Яц/Тл

0,2

0,45

0,1

0,05

Иь'Це 1 1

/ 1 1 1

/ 1 1

Ит^Ш /1 1

/ 1

о.»е

<5? Щ

I

2А

А а

Рис. 7 Влияние относительного осевого зазора на режим холостого хода ЕК П ступени при Ли Г = 0,15

Рассматривая совместно графики представленные на рис.6 и рис.7, можно сделать важный вывод о том, что уменьшение межвенцо-вого зазора приводит к столь существенному возрастание потерь энергии между противоположно врапрщимися колесами, что даже при монотонном увеличении момента в закрученной струе активного потока суммарный момент на РК II уменьшается.

Экспериментальное исследование работы двухвальной БТ подтвердило наличие ряда отмеченных ранее присущих ей особенностей. Здесь в первую очередь следует указать, что отсутствие САпр позволяет достаточно эффективно использовать значительную закрутку газового потока за турбиной высокого давления непосредственно на рабочих лопатках встречновращающейся турбины низкого давления. К особенностям, кроме повышенного теплоперепада, следует отнести высокие относительные скорости потока на выходе из РК I ступени и с умственные раскрутку активного потока и потери в шжвендовом зазоре между РК.

Существенное возрастание потерь энергии газового потока в осевом зазоре ветре чновращаыцихся РК требует тщательного подхода к выбору как самого зазора, так и соотношения оборотов роторов п /т /п г на расчетных режимах работы турбины и соответсвующвго надежного регулирования этого соотношения.

выводы го диссертации

В результате проведенных исследований сформулированы основные выводы:

1. Применение двухступенчатой биротативной турбины без промежуточного соплового аппарата представляется целесообразным для двухвалышх ТРДЦ малой степени двухконтурности при предельных (близких к стехиометрическим) значениях температуры газа перед турбиной, когда основной выигрыш в КЦД достигается за счет уменьшенных потерь на охлаждение из-за снижения числа охлаждаемых венцов (исключен САП).

2. Разработанный метод оптимизации параметров указывает на целесообразность использования биротативной турбины в ТРДЦ с так называемыми "прицепными" ступенями вентилятора, причем дальнейшее усовершенствование турбин этого типа может быть проведено при последующей аэродинамической отработке турбинных решеток с параметрами характерными для биротативных турбин.

3. Экспериментальное исследование характеристик биротативной турбины указало но существование оптимальной величины осевого зазора между встречновращащишся рабочими колесами турбины, при этом монотонное снижение пускового крутящего момента на рабочем колесе II ступени при увеличении межвенцового зазора и экстремальный характер зависимости режимов холостого хода позволяет утверждать, что основной особенностью рабочего процесса является раскрутка активной струи за рабочим колесом I ступени и взаимодействие пристенных течений у встречяовращащихся рабочих колес.

4. Экспериментально подтверждено предположение, сделанное на основе расчетного анализа, о наличии у биротативной турбины режимов, характеризуемых изменением знака крутящего момента остановленного рабочего колеса II ступени на противоположный.

5. Характер зависимости показателей работы турбины при различных величинах меявенцового зазора указывает на то, что определение его целесообразной величины следует производить с учетом изменения оптимальной величины зазора на различных режимах работы ТРДД, в соответствии с законом регулирования двигателя при изменении режима полета.

6. Расчетно-теоретическим и экспериментальными исследованиями определены основные особенности рабочего процесса двухступенчатой биротативной турбины и намечены направления, требующие дальнейших исследований по изучении ее рабочего процесса и характеристик, и аэродинамическому совершенствованию профилей лопаток, характерных для биротативной турбины.

Основные материалы диссертации опубликованы в работах:

1. Грицай С. Д., Ситников А. К. Методика поиска оптимальных основных параметров турбины. Подраз д. 1.3 тех. отч. ГР NX74973, Мэсква, МАИ, Нй0_201, 1989г.

2. Грицай С. Д., Ихитарян С. JL Целесообразная схема и парамет- . ры турбины высокотемпературного ГТД. ЕЬдраздел 2.3 техн. отчета ГР Н01. 09.00023942, Шсква, ИДИ, НИО-201, 1990г.

3. Грицай С. Д., Екин 0. Е и др. Исследование рабочего процесса и характеристик биротативной турбины без промежуточного соплового аппарата. Техн .отчет ГР N01.09. 00023941, Москва, МАЙ, НИ0-201, 1990г.

4. Грицай С. Д., Емин О. Е и др. Экспериментальный стенд для исследования особенностей рабочего процесса к харакгэрик бирота-тивной турбины.// Шя.вуа.сборник "Испытания авиационных двигателей", Уфа, 1990г.

5. Грицай С. Д., Емин 0. Е и др. О возможности использования биротативной турбины в высокотемпературном ГТД. //Тезисы докладов АН СССР, секция "Газовые турбины", Николаев, 1990г.

6. Грицай С. Д. ,Емин О. Е , Кузнецов Е И. Стенд для газодинамических исследований особенностей рабочего процесса бпротатизной турбяшг. //Сб. тр. Ш1 Тазовая динамика элементов ЕРД" Шскга, 1891г.

7.Грицай С. Д., Емин О. Е.Ыхитарян С.Л. Ангина рабочего процесса к выбор схеш турбины высокотемпературного ТРДД. // Сб. тр. 1Ш "Расчетное и экспериментальное исследование ЕРД",' Москва, 1991г.

В.Грицай С.Д. Стенд "Модельная биротативная турбина" Пэдраз-дел 2.2 тех.отч8та ШИ по теме 201-91-03, Ыэсква, НЮ-201, 1991г.

9. Грицай С. Д., Емин 0. Е , Кузнецов Е Е , Ыхитарян С. Л. Выбор параметров высокотемпературного ГТД.// ИВУЗ, сер. "Авиационная техника", Казань, 1992г. (в печати).

Зак.<¿404 /5207.

Типография издательства МАИ 125871, Москва, Волоколамское ш., 4.

Тир. 100