автореферат диссертации по энергетическому, металлургическому и химическому машиностроению, 05.04.12, диссертация на тему:Расчетно-экспериментальное исследование газодинамической и тепловой эффективности решеток высокоперепадных турбин

На правах рукописи

003170915

ЧЖЭН ГУАНХУА

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ И ТЕПЛОВОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ РЕШЕТОК ВЫСОКОПЕРЕ-

ПАДНЫХ ТУРБИН

Специальность 05 04 12 «Турбомапганы и комбинированные турбоустановки»

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 9 МАП 2008

Москва-2008

003170915

Работа выполнена на кафедре Паровых и газовых турбин Московского энергетического института (Технического университета)

Научный руководитепь доктор физико-математических наук.

профессор Иванов Михаил Яковлевич

Официальные оппоненты доктор технических наук, профессор

Рыженков Вячеслав Алексеевич

кандидат технических наук, с н с Грановский Андрей Владимирович

Ведущая организация Федеральное государственное унитарное

предприятие Московское Машиностроительное Производственное Предприятие «Салют» (ФГУП ММПП «Салют»)

Защита диссертации состоится « 26 » июня 2008 г в 16 00 часов на заседании диссертационного совета Д 222 001 01 при ОАО «Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт» (ОАО «ВТИ») по адресу 115280, Москва, ул Автозаводская, 14/23

С диссертацией можно ознакомиться в научно-технической библиотеке ОАО «Всероссийского теплотехнического научно-исследовательского института» (ВТИ)

Автореферат разослан <<Хи» мая 2008 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д 222 001 01 кандидат технических наук П А Березий5ц

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Стремление к повышению удельной тяги и снижению расхода топлива приводит к существенному увеличению уровня определяющих параметров турбин перспективных авиационных ГТД За два последних десятилетия температура газа перед турбиной возросла в 1,5 раза и достигла значений 1600 - 1800К, а степень сжатия в компрессоре л,' возросла до значений 30 -40 С другой стороны, для повышения конкурентноспособности современных и перспективных авиационных двигателей требуется снижать их себестоимость и стоимость обслуживания, в частности сокращать массу и габаритные размеры турбины при одновременном обеспечении высокой эффективности ступеней

Указанные тенденции приводят к применению одноступенчатой высоко-перепадной ТВД и многоступенчатой ТНД (с прямым или редукгорным приводом вентилятора) в перспективных ТРДД ближне-средиих магистральных самолетов (БСМС) для гражданской авиации (ГА) В настоящее время в ряде проектных организаций, занимающихся разработкой ТРДД для БСМС рассматривается подобная схема узла турбины

Однако экспериментальных и расчетных данных по газодинамическим характеристикам решеток высокоперепадных турбин недостаточно Необходимы систематические экспериментальные и расчетные исследования характеристик сопловых и рабочих решеток со сверхзвуковыми скоростями на выходе Для этого необходимо модернизировать (в частности, автоматизировать) экспериментальную установку, а также методику проведения эксперимента и методику обработки экспериментальных данных, что обеспечит получение надежных экспериментальных результатов Это в свою очередь позволит также провести верификацию результатов современных численных методов расчета вязкого течения в проточной части

Температура газа перед высокоперепадной ТВД достигает 1600 - 1800К, в связи с чем требуется эффективное охлаждение ее лопаток В этих условиях особую важность приобретает использование расчетных методов для оценки и оптимизации теплового состояния лопатки при заданной конструктивной схеме системы охлаждения

Цель диссертационной работы состоит в исследовании газодинамической эффективности решеток высокоперепадных турбин на основе расчет-но-экспериментальных методов и разработке эффективной системы охлаждения лопаток транспортных и промышленных энергетических газотурбинных установок

Для достижения поставленной цели потребовалось решение следующих задач

1 Анализ существующих экспериментальных и расчетных методов оценки газодинамической эффективности решеток, а также существующих методик расчета теплового состояния лопаток

2 Усовершенствование экспериментальной установки У-300С ЦИАМ, модернизация методики проведения эксперимента при условиях характерных для высокоперепадных ступеней ТВД разработка программы вторичной обработки экспериментальных данных

3. Проведение экспериментальных исследований газодинамических характеристик 2-х рабочих и 2-х сопловых решеток высокоперепадной ТВД (<-4,5-5)

4 Проведение верификации расчетного метода по полученным экспериментальным данным и разработка рекомендации по повышению газодинамической эффективности сверхзвуковых решеток

5 Проектирование конвективно-пленочной системы охлаждения рабочей лопатки и оценка ее тепловой эффективности на основе современных методов расчета теплового состояния

Методы исследования. Поставленные задачи решаются с помощью проведения серии экспериментов на экспериментальной установке У-300С для исследования турбинных решеток, расчетные исследования выполнены с использованием разработанных в ЦИАМ программ расчета вязкого течения в проточной части, расчет теплового состояния лопаток при разработанной системе охлаждения проведен с применением разработанной в ЦИАМ программы КЖЗБ

Научная новизна полученных в диссертации результатов состоит в том,

что

1 Проведены расчетно-экспериментальные исследования газодинамических характеристик серии сопловых и рабочих решеток высокоперепадной ТВД, которые позволили выявить особенности физической картины течения в исследуемых каналах и оценить газодинамическую эффективность решеток профилей по уровню профильных потерь

2. Усовершенствована методика проведения экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных ТВД «=4,5-5)

3. Разработана комбинированная конвективно-пленочная система охлаждения для рабочей лопатки высокоперепадной турбины и оценена ее тепловая эффективность

4 Представлена и опробована методика проектирования системы охлаждения с помощью упрощенного подхода, когда лопатка представлена плоскими сечениями, но профили параметров газа соответствуют реальным

Практическая ценность диссертации состоит в том, что модернизация установки У-ЗООС и методик экспериментирования обеспечивает высокую достоверность экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных ТВД Полученные в работе расчетные и экспериментальные результаты используются при проектировании и доводке проточной части высокоперепадных турбин авиационных газотурбинных двигателей, они могут быть также полезны при разработке турбинных ступеней промышленных энергетических установок

4

Реализация результатов работы. Результаты модернизации установки используются при экспериментальных исследованиях проектируемых современных высокоперепадных решеток Полученные расчетные и экспериментальные результаты используются в программах разработки высокоперепадных ТВД для перспективных БСМС ГА

Апробация работы. Основные результаты работы обсуждались и докладывались на 14-ой международной научно-технической конференции "Информационные средства и технологии" (Москва, октябрь 2006 г), на 13-ой ежегодной международной научно-технической конференции сгудентов и аспирантов "Радиоэлектроника, электротехника и энергетика" Москва, март 2007 г), на 15-ой международной научно-технической конференции "Информационные средства и технологии" (Москва, октябрь 2007 г), на 14-ой ежегодной международной научно-технической конференции студентов и аспирантов "Радиоэлектроника, электротехника и энергетика" (Москва, февраль 2008 г), на научно-технических заседаниях, проьодимых на отделе 018 ЦИАМ и на кафедре Паровых и газовых турбин МЭИ (ТУ)

Публикации. Основные результаты, полученные при выполнении диссертационной работы, опубликованы в 5 печатных работах

Структура работы. Диссертация состоит из введения, четырех пав, заключения, списка испочьзованной литературы, включающего 82 наименования Диссертация содержит 185 страниц машинописного текста, из них 75 рисунков и 14 таблиц

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы диссертации, ее научная новизна и практическая значимость, сформулирована цель работы, дается общая характеристика работы

Первая глава посвящена анализу современного состояния вопроса и накопленных расчетно-экспериментальных данных по теме диссертации

Отмечается, что применение одноступенчатой высокоперепадной ТВД в современных авиадвигателях для близко-средних магистральных самолетов гражданской авиации является актуальным и перспективным направлением развития двигателестроения, в связи с существенными преимуществами ТВД, заключающимися в снижении расхода воздуха на охлаждение рабочего колеса, а также числа деталей, в частности, сопловых и рабочих лопаток, уменьшении осевых габаритов практически в два раза по сравнению с ее двухступенчатым вариантом Вес агрегата снижается практически в 1,5 раза

Характерными особенностями высокоперепадных турбин являются высокие сверхзвуковые скорости за сопловыми и рабочими лопатками, и появление значительной закрутки потока на выходе из турбины, что усложняет их изучение

Проектирование и оптимизация проточной части ТВД с ят= 4,5 - 5 существенно усложняется из-за отсутствия в современном авиадвигателе-строении надежного экспериментального и теоретического опыта по охлаждаемым ступеням и лопаточным аппаратам с высоким сверхзвуковым уровнем скоростей В частности, попытка экстраполировать на эту область обобщенный опыт по газодинамической эффективности, накопленный в двигателе-строении для турбинных ступеней прошлых поколений с ят< 3 - 3,2, может привести к существенным погрешностям В этой связи, представляет значительный интерес развитие расчетно-экспериментальных исследований в рассматриваемой области, в частности, решеток высокоперепадной турбины

В главе приводится обзор методов оценки газодинамической эффективности турбинных решеток, обзор экспериментальных стендов, методик и средств измерения при исследовании газодинамической эффективности решеток турбин, обзор способов моделирования теплового состояния охлаждаемых лопаток турбин. В конце главы ставится задача на проведение комплекса расчетно-экспериментальных исследований.

Вторая глава посвящена методике исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадной турбины и теплового состояния охлаждаемых лопагок

Рис 1. Схема пакета исследованных лопагок

Схема одной из исследованных решеток приведена на рис 1 На всех ре-

шетках высота лопаток составляет 125мм Для отсечения пограничных слоев на стенках устанавливаются отсечные пластины Высота рабочей зоны -85мм Лопатки препарированы для отбора давления по профилю

При испытаниях измеряются поля полных и статических давлений за решетками (р'2,р2) на расстоянии по ее оси г ~ а2(а2~ ширина выходного сечения межлопаточного канала) от выходных кромок Статическое давление измеряется с помощью отбора давления, через отверстия, расположенные на отсечной пластине в количестве 30 штук в пределах трех шагов (см. рис 1), а также в потоке с помощью иглы специального комбинированного насадка (см рис 2) Измерения производятся за несколькими средними лопатками в решетке Кроме того, измеряется распределение давления по профилю лопатки и за выходными кромками, а также контролируются параметры потока на входе в решетку

При обработке экспериментальных данных в трансзвуковых решетках по измеренным вдоль фронта за решеткой полям статического и полного давлений в первую очередь вычисляется поле приведенных скоростей в пределах шага решетки

щее ему статическое давление в 1-ой точке по шагу

При сверхзвуковой скорости потока за решеткой перед насадком (трубкой Пито) образуется скачок уплотнения, поэтому полное давление, измеренное насадком, будет меньше полного давления в набегающем потоке на величину потерь в скачке Если > 1, то оценку действительного значения скорости набегающего потока в данной точке по измеренным полному давлению и местному статическому давлению можно сделать, используя следующую зависимость

где /ад, - действительное значение приведенной скорости в потоке В этой главе разработана программа обработки экспериментальных данных, излагается методика численного исследования течения вязкого газа в проточной части турбины и методика расчета теплового состояния пера охлаждаемых лопаток

рь и р2, - измеренное трубкой Пито полное давление и соответствую-

В третьей главе проведено расчетно-экспериментальное исследование газодинамической эффективности решеток высокоперепадных турбин

Для исследования была разработана и изготовлена серия сверхзвуковых решеток (2 -рабочие и 2 -сопловые), спроектированных под высокоперепад-ную ТВД (л, = 4,5 - 5) Главные геометрические параметры исследованных решеток приведены в следующей таблице

Таблица 1. Главные геометрические параметры экспериментальных решеток

Решетка IV с„, / 8° ¿г ЬУ е2° / ,мм

1 39,6 19,6 0,28 0,81 8,6 0,11 -8,3 2,0 41,0

2 36,7 19,7 0,30 0,81 6,7 0,11 -13,3 -4,6 40,5

3 83 4 11 0 0 19 0 8«; 94 П 10 74 П 3,4 71,3

4 92,2 п,з 0,16 0,83 10,2 0,15 116,9 6,4 80,0

В таблице ри и (32э~ соответственно конструктивный угол решетки на

входе и эффективный угол на выходе, с п иг- относительные толщина профиля и шаг решетки (отнесенные к хорде профиля /), 5 - угол отгиба, с1г - толщина выходной кромки, отнесенная к размеру выходного сечения я.

Рабочие решетки 1 и 2 различаются между собой плавным образом формой межлопаточного канала на выходе Межлопаточный канал на выходе в решетке 1 имеет заметно сходящуюся форму Межлопаточный канал на выходе в решетке 2 имеет форму сопла Лаваля Решетки 1 и 2 были спроектированы для работы на режиме с адиабатической приведенной скоростью на выходе ^2ад= 1.3

Сопловые решетки 3 и 4 различаются между собой в основном относительной толщиной профита, относительной толщиной выходной кромки, углом сужения межлопаточного канала на выходе Расчетным режимом для решеток 3 и 4 яатяется Л2ал-1,1

На рис 3 показаны экспериментальные распределения приведенных полных и статических давлений р'2=р'2/ р] и р2 =р2! р] по фронту за решеткой в плоскости измерении на дозвуковых, околозвуковых и сверхзвуковых режимах Видно, что на дозвуковых режимах полное давление за решеткой в ядре потока практически равняется барометрическому С увеличением приведенной скорости на выходе в трансзвуковой области и тем более в сверхзвуковой области помимо увеличения потерь полного давления з следе за выходными кромками существенно увеличиваются потери и в ядре потока Это указывает на возникновение в межлопаточных каналах интенсивных волновых явлений (внешних и внутренних кромочных скачков уплотнения)

В частности, видно, что с увеличением А следы за выходными кромками лопаток отклоняются в сторону спинки, что объясняется увеличением угла потока за решеткой на сверхзвуковых режимах.

Pi.Pi Ргш-гкаЗ Р'~:Рг

Рис. 3. Распределение по шагу полного и статического давления за решетками 1 ^ 4

Распределение статического давления вдоль фронта за решетками показывает, что на сверхзвуковых режимах возникает существенная неравномерность поля статических давлений по фронту за выходными кромками (в пределах шага р2шк/Р2тт~ 1-5 - 2). Это объясняется возникновением внешнего кромочного скачка уплотнения. Зона скачка в сечении измерений с увеличением напротив, смещается в сторону корытца, т.е. внешний кромочный скачок становится менее интенсивным.

0 65

0 60 ^--

0 50 •'¿Л* . 'У105 .•/"ЧУ

0 45 '1 \

0 ¿0 • V»

0 35 ^ V.

ОЛП

100 120 140

0 20 40 60 80 100 120 140

Рис. 4. Распределение статического давления р2 вдоль фроша за решетками 1 — 4

На рис 4 показано распределение статического давления (отнесенного к барометрическому даачению В0) вдоль фронта за решетками ! ~~ 4

на различных режимах работы На рисл нках приведены результаты измерения статического давления насадком в потоке с частотой опроса у =10 гц (сплошные линии), а также на отсечной платине с помощью отборов с шагом го,6 =4 мм (точки) Из графиков видно, что измерения статического давления насадком в потоке удовлетворительно согласуются с измерениями на отсечной пластине Видно, также, что при Л 2,, > 1 в решетках возникает интенсивный внешний кромочный скачок уплотнения В сочетании с потерями во внутреннем кромочном скачке уплотнения это и приводит к существенному увеличению профильных потерь в решетках 1 - 4 на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах работы

На рис 5 показаны распределения адиабатической приведенной скорости Лал по обводам профиля во всех 4-х решетках, полученные расчетным путем с использованием 2Б уравнений Навье-Стокса при различных значениях Я2щ Как известно, сопло Лаваля на дозвуковых и трансзвуковых режимах имеет высокий уровень потерь Это объясняется тем, что на околозвуковых режимах в районе минимального сечения (горла) межлопаточного канала возникает скорость звука, далее следует переразгон потока, заканчивающийся скачком уплотнения, что приводит к значитетьным волновым потерям

хгы 1

г- ио ___10 ___юс __- (1 90 1

I

А

j_ у\

/ 1

1 -

1 V""" 1 1

»А 130 . ___I 20 __I '0 100 _С 50 о во . -- 3

\ л

— г и 1—

Л— Решетка 3

—^1,20 ___1.10 I

"О-О.90 с/О.ы; |

..... 1

1 /

/ I

\ / !

1

1, Решетки .

___1.20 |

"О 0,90 1

............. \ 1

\ ~г

/ 1

* V 1

Рис. 5. Расчетное распределение Дщ но обводам профиля в решетках ! + 4 на различных режимах Именно такая картина наблюдается в решетке 2, В частности, видно, что уже на околозвуковых режимах Л2ал = 0,9 + 0,95 в межлопаточном канале на спинке вблизи выходного сечения возникает значительное перерасширение потока Ла= 1,2, которое замыкается интенсивным внутренним кромочным скачком уплотнения. Это указывает на повышенный уровень потерь в решетке 2 на около- и трансзвуковых режимах по сравнению с их уровнем в решетке 1.

На этих же режимах в решетке 1 переразгон потока на спинке вблизи выходного сечения существенно меньше, чем в решетке 2. В частности, на режиме Л2ал= 0.9 скорость потока вблизи спинки Лш = 1,07. Поэтому в решетке 1 интенсивность внутренних кромочных скачков на околозвуковых режимах существенно меньше, чем в решетке 2.

----;------ —-и» :

—0,90 ^Щй" !--------- ..... 1

\

\

1 \

0.8 4 . - . .

— ..........—

м ____

.....[ /|

/

Рис. 6. Измеренное распределение л,ад по обводам профиля в решетках 1 — 4 на различных режимах

11

Аналогичные распределения, полученные в решетках 1 - 4 экспериментально, приведены на рис 6 Из сопоставления графиков следует удовлетворительная сходимость экспериментальных и расчетных результатов.

На рис 7 показаны экспериментальные и расчетные распределения профильных потерь ^ щ в зависимости от Л2т во всех 4-х решетках Расчеты проводились по 2Б уравнениям Навье-Стокса Видно, что в рабочих решетках 1 и 2 вблизи расчетного режима (Л2т = 1,3) потери практически одинаковы и составляют примерно ^„р= 0,06 - 0,065 На трансзвуковых режимах, как указывалось, профильные потери в решетке 2 существенно выше, чем в решетке 1 Видно также, что во всем исследованном диапазоне Л2ш экспериментальные значения потерь удовлетворительно согласуются с расчетом

1

_____ Н С

А V

/ •

__^ -

ь т

0 070 0 060 0 050 о

оозо

1 1

1 1

• 9 /

! • /

20 И -С

ч • • /

1 1

0 090 0 С80 0 070 0 060 0 050 0 040

1 | 1

\

1 /

20Н-С Ч «

\ • /

1 г Г

О^О 080 090 1 00 1 О 120 »30

Рис. 7 Зависимость коэффициента профильных --2П Н -С, •

0 80 О 9С 100 ПО 120 130

потерь от Л2х1 в решетках 1 - 4 эксперимент

Аналогичные расчетные и экспериментальные распределения профильных потерь в зависимости от Я2и в сопловых решетках 3 и 4 показывают, что на расчетном режиме (Л2ю= 1,1) потери в сопловых решетках также практически одинаковы и составляют примерно С„р = 0 06 - 0,065

Экспериментальные зависимости коэффициента профильных потерь от Л:ш для всех 4-х решеток получены в среднем по высоте лопатки сечении Важно, что характер изменения профильных потерь в зависимости от Л^ и, главное, их уровень во всех решетках хорошо согласуются с результатами расчетов по 2С уравнениям Навье-Стокса

К мм

В процессе экспериментов помимо профильных потерь определялись и вторичные потери в канале (без учета потерь трения на торцевой поверхности межлопаточных каналов).

В качестве иллюстрации на рис. 8 приведено экспериментальное распределение коэффициента потерь £ по высоте лопаток в решетке ]

при различных значениях Л^ . Видно значительное увеличение потерь на расстоянии А = 10 15 мм от торцевой поверхности межлопаточных каналов, что характерно для рабочих решеток с большим углом поворота потока. Видно также, что с увеличением Я 2ад (особенно на сверхзвуковых режимах) зона и интенсивность вторичных потерь сущест-Рис. 8. Измеренное распределение потерь венно уменьшаются. ^ по высоте лопатки 1

0.95 1.08 1 19 1-25 Л 7 гт

/ < I / 1

чу ■ > у \

М)

* 2

На рис, 9 приведены зависимости коэффициента вторичных потерь = 4*1 - С „рот • Видно, что в рабочих решетках 1 и 2 с увеличением Я 2ш интенсивность вторичных явлений существенно уменьшается. Это объясняется увеличением газодинамической конфузорности решеток, а также уменьшением доли потерь трения в суммарных потерях на сверхзвуковых режимах. Вблизи расчетного режима (Я2ад= 1,3) в рабочих решетках вторичные потери незначительны и не превышают ^вт= 0,005 0,01.

В сопловых решетках 3 и 4 наблюдается аналогичная картина: уровень вторичных потерь невысок и существенно понижается с увеличением Лы. Вблизи расчетного режима {Л2т = 1,1) в каждой из сопловых решетках вторичные потери не превышают ^вт = 0,01.

07 08 ОЭ 10 1.1 1,2 1.3

С.7 08 09 1.0 1.1 1.2 13

7 08 09 1С 11 12 13

07 08 09 10 11 12 13

Рис. 9. Зависимость вторичных потерь от Л2т в решетках 1 - 4

ЗБ Н -С , • '1 р°

- эксперимент

-1 г

I 1 1 ! А

70 0 НО 0 90 100 0 I 10 I 1 Решетка 3

1

! ! 1 л

1 У

1 ---- --

0 70 0 80 О 9С 100 ПС 120

! 1

А Г

1

О 90 I 00

¿2«

СТО 080 0 90 ] 00 1 10 1 20 1 30

Рис. 10. Зависимость угла выхода потока р, от Д2ал врешеткак]-4 А - 21)Н-С О - ЗОН-С

Зависимость угла потока на выходе, рассчитанного на середине высоты межлопаточного канала от адиабатической приведенной скорости Я2а для всех решеток по 20 и ЗБ уравнениям Навье-Стокса, показана на рис 10 Видно, что эти зависимости имеют характерный вид с увеличением Я2ал на сверхзвуковых режимах угол потока начинает увеличиваться, что связано с отклонением потока (в сторону увеличения >тла) при прохождении кромочных скачков уплотнения

В четвертой главе проведен расчет теплогидравлического состояния пера рабочей лопатки 1 при разработанной конвективно-пленочной системе охлаждения.

Рис. И. Система конвективно-пленочного охлаждения

Рис. 12. Перфорация лопатки

На рис. 11 показана рабочая лопатка 1 с примененной конвективно-пленочной системой охлаждения.

При расчете в соответствии с хметодикой перо лопатки по высоте разбивалось на 10 сечений. На рис. 12 показано такое сечение рабочей лопатки. В настоящей работе принималось, что профиль лопаток по высоте не изменяется и соответствует профилю в их среднем сечении. Хотя это допущение приводит к некоторому искажению температурного поля по сравнению с действительным, тем не менее на этапе предварительной разработки системы охлаждения оно считается приемлемым.

350340330-

310-

зсо-

1250 1 300 1350 1ОД) 1450 1500 1550 16С0"'

Рис. 13. Распределение температуры газа на входе в решетку

Распределение температуры газа на входе в рабочую лопатку ТВД приведено на рис. 13. Максимальное значение температуры газа равно 1593К. Ох-

15

лаждающий воздух отбирается за компрессором, при этом температура воздуха на входе в лопатку составляет 890К.

Для рабочей лопатки выполнены расчеты теплогидравлического состояния по программе КЖШ при трёх режимах;

1 .Режим «Взлет», с ТЗП;

2.Режим «Взлет», с ТЗП, и увеличенной на 100° температурой на входе в рабочее колесо;

3. Режим «Взлет», без ТЗП.

(примечание: ТЗП - Теплозащитное покрытие, теплофизические характеристики: Л ^1,5 Вт/(м-К), 6 — 0,15дш)

Из расчета следует, суммарный расход охлаждающего воздуха - 5%, расход на охлаждение передней полости - 1,8%, средней полости - 2,1%, а на охлаждении выходной кромки - 1,1%,

На рис. 14 приведена зависимость температуры заградительной пелены по внешнему обводу профиля лопатки для 3-х режимов. График свидетельствует об эффективности примененной системы охлаждения, выражающейся в снижении температуры заградительной пелены на 12 35°С.

Рис. 14, Температура среды (°С) по внешней Рис. 15. Температура (°С) внешней поверх-поверхносги пера лопатки ности пера лопатки

На рис. 15 показано распределение температуры стенки по внешнему обводу лопатки для трёх режимов, видно, что минимальный уровень температуры поверхности лопатки наблюдается в средней части корыта профиля, где температура поверхности лопатки на режиме 3 равна 863°С. Довольно эффективно охлаждается и область входной кромки, где температура составляет 1030°С, Максимальный уровень температуры 1060°С достигается в зоне выходной кромки, при этом глубина охлаждения составляет 270°. Максимальная температурная неравномерность по внешнему обводу лопатки составила 190°, при средней температуре внешней поверхности лопатки 931°С, при этом средняя глубина охлаждения равна 370°С.

Применение ТЗП приводит к снижению уровня температуры на 4 ^ 8%, глубина охлаждения повышается на 10 + 30%, а на форсированном режиме на 25 ^ 50%о, при этом уровень температурной неравномерности практически не

изменяется Таким образом, применение ТЗП позволяет поднять температуру газа на входе в рабочее колесо на 100°С без ухудшения тепловой напряженности лопатки

Рис 16 Температурное поле в среднем сечении на различных режимах

Распределение температурного поля в теле лопатки для трех режимов приведено на рис 16 Из приведенных данных следует, что максимальные температуры наблюдаются в зоне выходной кромки , где температура лопатки достигает 1060°С на режиме 3. Глубина охлаждения при средней температуре сечения 878°С составляет 422° Применение ТЗП снижает температуру выходной кромки также на 4%, а средняя глубина охлаждения повышается на 8% Средняя величина безразмерной глубины охлаждения в (0=(Т'-Тт)!(Т'-'Г)) при средней температуре равна 0,66,0,66 и 0,61 для режимов 1, 2, 3 соответственно

Распределение температурного поля по развертке внешней поверхности лопатки для трех режимов показано на рис 17 Из рисунков следует, что максимальная температура лопатки находится на выходной кромке и составляет соответственно 1050°С, 1112°С и 1086°С по режимам 1, 2, 3 Максимальная температурная неравномерность составляет 310°С, 340°С и 326°С Разница между данными этого рисунка и приведенными ранее не превышает 3%

"Взлет" с ГЗП+ЮО0

ТлнпКМ = 760 Б,Ттах[*]=1086 6,Тауег= 913 9

"Взлет" без ТЗП

Рис 17. Температурное поле внешней поверхности пера лопатки

Современные материалы лопаток вполне способны выдерживать такой уровень температуры при рабочих напряжениях, можно считать, что разработанная система охлаждения является эффективной На последующем этапе разработки можно добиться дальнейшего снижения уровня максимальных температур

Заключение

1 Выполнены экспериментальные исследования газодинамических характеристик сопловых и рабочих решеток перспективных высокоперепадных охлаждаемых ТВД, лопатки которых имеют, преимущественно, повышенную толщину выходных кромок (с1г = 0,12 - 0,25) Исследования позволили существенно дополнить имеющуюся базу данных по газодинамической эффективности охлаждаемых решегок турбин в важной для практики области трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей Проведенный анализ полученных экспериментальных данных показал следующее-

1 1 Волновые и кромочные потери в исследованных решетках высокоперепадных охлаждаемых турбин имеют высокие уровни (что связано с перерасширением потока за толстыми выходными кромками лопаток)

1 2 Распределения статического давления, а также скорости потока по фронту на выходе из решеток имеет значительную неоднородность (в пределах шага р2тх / р2тт = 1,5-2) Это связано с системой внешних кромочных скачков

1 3 Угол потока на вьтходе из сверхзвуковых решеток существенно увеличивается (по сравнению с эффективным углом ß2,), что объясняется отклонением потока при прохождении внешнего кромочного скачка

14 В исследованных рабочих решетках на расчетном режиме (Л2и=1,3) уровень профильных потерь составляет 0,06 - 0,065 В исследованных сопловых решетках на расчетном режиме (Я 2l = 1,1) уровень профильных потерь составляет около 0,06

1 5 Уровень вторичных потерь в исследованных рабочих решетках на расчетном режиме не превышает 0,005 - 0,01 В сопловых решетках на расчетном режиме уровень вторичных потерь находится в пределах 0,01 - 0,015 На сверхзвуковых режимах вторичные потери снижаются с увеличением скорости на выходе, что связано с увеличением газодинамической конфузор-ности решеток

2 Усовершенствована процедура сбора и обработки экспериментальных данных на стенде У-300С ЦИАМ Модернизирована методика проведения эксперимента в условиях, характерных для высокоперепадныч ТВД Разработана программа вторичной обработки экспериментальных данных и повышена точность получаемых экспериментальных результатов

3 Оценена газодинамическая эффективность исследованных решеток на основе расчетных методик, разработанных в ЦИАМ в двух и трехмерной постановке Проведена их верификация по полученным экспериментальным данным Проведен системный анализ обширных экспериментальных и расчетных данных Анализ показал, что среднеквадратичное отклонение экспериментальных результатов от расчетных значений для профильных потерь не превышает 8%, для вторичных потерь это отклонение составляет 10%

4 Показано, что исследованные решетки не являются оптимальными на расчетных режимах работы по уровню потерь Имеется возможность их оптимизации, в частности, по уровню волновых потерь Эти потери могут быть снижены путем перепрофилирования и выбора оптимального сочетания таких геометрических параметров, как t, 8, ст, со,, га2, Е2 идр

5 Оптимизирована применительно к исследованному варианту рабочей лопагки конвективно-пленочная система охлаждения Проведен расчет теплового состояния на трех режимах, который показал хорошую эффективность охлаждения

6 Применение ТЗП приводит к снижению температуры лопатки на 4% и позволяет увеличить температуру газа на входе в рабочее колесо на 100° В этих условиях лопатка способна выдержать температуру газа порядка 1700К, полученная величина средней относительной глубины охлаждения составила 0,66

7 В работе продемонстрировано, что на этапе предварительного проектирования системы охлаждения можно использовать упрощенный подход В этом случае лопатка представлена плоскими сечениями, однако профили параметров реализуемого течения соответствуют реальным

СПИСОК РАБОТ, ОПУБЛИКОВАННЫХ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. В.Д. Венедиктов, Чжэн Гуанхуа. Расчетно-эксперименталыюе исследование газодинамической эффективности решеток высокоперепадных турбин. // Вестник МЭИ. 2008. №2. С. 5 -12.

2 Чжэн Гуанхуа, М.Я. Иванов Методология испытания высоконагру-женных турбинных решеток на автоматизированном газодинамическом стенде // Труды Международной научно-технической конференции «Информационные средства и технологии» Том 2 М Изд-во МЭИ (ТУ), 2006 С 40-44

3 Чжэн Гуанхуа, М.Я. Иванов Экспериментальные исследования потери решеток высокоперепадных турбин // Тринадцатая междунар науч.-техн. конф студентов и аспирантов- Тезисы докладов В 3-х т М МЭИ, 1-2 марта 2007 ТЗ С 238

4 Чжэн Гуанхуа, В.Д. Венедиктов, В.Н. Горбачев Экспериментальное исследование газодинамических характеристик решеток высокоперепадных турбин со степенью реактивности 0,45 // Труды Международной научно-технической конференции «Информационные средства и технологии» ТомЗ М Изд-во МЭИ (ТУ), 2007 С 22-25

5 Чжэн Гуанхуа, М.Я. Иванов. Разработка системы охлаждения рабочих лопаток высокоперепадных турбин // Четырнадцатая междунар науч -техн конф студентов и аспирантов Тезисы докладов В 3-х т М МЭИ, 28-29 февраля2008 ТЗ С 209-210

Подписано в печать /Мз ак Тир /00 п л Полиграфический центр МЭИ (ТУ) Красноказарменная ул , д 13

Основные условные обозначения.

Введение.

Глава 1. Состояние вопроса и постановка задач исследования.

1.1. Обоснование применения высокоперепадной ТВД в двигателях гражданской авиации.

1.2. Способы оценки газодинамической эффективности турбинных решеток

1.3. Обзор экспериментальных стендов, методик и средств измерения.

1.3.1. Обзор экспериментальных стендов.

1.3.2. О критериях подобия и моделировании.

1.3.3. Анализ средств измерений применяемых при исследовании прямых решеток.

1.4. Способы моделирования теплового состояния охлаждаемых лопаток турбин.

1.5. Постановка задач диссертации.

Глава 2. Методика исследования газодинамической и тепловой эффективности решеток высокоперепадных турбин.

2.1. Методика экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадной турбины.

2.1.1. Описание стенда, системы измерений и исследуемых моделей.

2.1.2. Особенности исследования трансзвуковых турбинных решеток.

2.1.3. Методика обработки экспериментальных данных и описание программы обработки.

2.1.4. Методика проведения эксперимента.

2.1.5. Погрешность экспериментальных измерений.

2.2. Метод расчета течения вязкого газа в проточной части турбины.

2.2.1. Система уравнений турбулентного течения вязкого газа.

2.2.2. Граничные условия для турбулентного течения газа в решетке турбин.

2.2.3. Метод решения системы уравнений.

2.3. Методика расчета температурного поля охлаждаемых лопаток турбин.86 2.3.1. Методика расчета гидравлических сетей.

2.3.2. Методика решения двумерной задачи теплопроводности.

Глава 3. Расчетно-экспериментальные исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных турбин

3.1. Геометрические особенности исследованных решеток.

3.2. Результаты газодинамического расчетно-экспериментального исследования сверхзвуковых решеток ТВД.

3.2.1. Исследования структуры потока в решетках 1 ч- 4.

3.2.2. Профильные потери в решетках 1 -т- 4.

3.2.3. Вторичные потери в решетках 1 -ь 4.

3.2.4. Угол потока на выходе из решеток 1 4- 4.

3.3. Итоговые результаты главы 3.

Рисунки к главе 3.

Глава 4. Разработка системы охлаждения рабочей лопатки высокоперепадных турбин.

4.1. Описание системы охлаждения рабочих лопаток высокоперепадных турбин.

4.2. Описание расчетной модели.

4.3. Граничные условия на поверхности лопатки.

4.3.1. Определение теплоотдачи на внешней поверхности лопатки.

4.3.2. Определение коэффициентов теплоотдачи и температуры воздуха

4.3.3. Определение теплообмена в перфорации и температуры защитной пелены.

4.4. Основные положения применения квазитрехмерной сопряженной модели теплового состояния пера лопатки.

4.5. Результаты теплогидравлического расчета.

Рисунки к главе 4.

Актуальность проблемы.

Стремление к повышению удельной тяги и снижению удельного расхода топлива приводит к существенному увеличению уровня определяющих параметров турбин перспективных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). За два последних десятилетия температура газа перед турбиной возросла в 1,5 раза и достигла значений 1600 — 1800К, а степень сжатия в компрессоре лк* возросла до значений 30 — 40. С другой стороны, для повышения конкурентоспособности современных и перспективных авиационных двигателей требуется снижать их себестоимость и стоимость обслуживания, в частности сокращать массу и габаритные размеры турбины при одновременном обеспечении высокой эффективности ступеней.

Указанные тенденции приводят к применению одноступенчатой высо-коперепадной турбины высокого давления (ТВД) и многоступенчатой турбины низкого давления (ТНД) (с прямым или редукторным приводом вентилятора) в перспективных ТРДД ближне-средних магистральных самолетов (БСМС) для гражданской авиации (ГА). В настоящее время в ряде проектных организаций, занимающихся разработкой ТРДД для БСМС рассматривается подобная схема узла турбины.

Однако экспериментальных и расчетных данных по газодинамическим характеристикам решеток высокоперепадных турбин недостаточно. Необходимы систематические экспериментальные и расчетные исследования характеристик сопловых и рабочих решеток на сверхзвуковые скорости на выходе. Для этого необходимо модернизировать (в частности, автоматизировать) экспериментальную установку, а также методику проведения эксперимента и методику обработки экспериментальных данных, что обеспечит получение надежных экспериментальных результатов. Это в свою очередь результаты позволят также провести верификацию современных численных методов расчета вязкого течения в проточной части.

Температура газа перед высокоперепадной ТВД достигает 1600 - 1800К, в связи с чем требуется эффективное охлаждение ее лопаток. В этих условиях особую важность имеет использование расчетных методов для оценки теплового состояния лопатки при заданной конструктивной схеме системы охлаждения.

Цель диссертационной работы состоит в исследовании газодинамической эффективности решеток высокоперепадных турбин на основе расчет-но-экспериментальных методов и разработке эффективной системы охлаждения лопатки. Научная новизна:

1. Проведены расчетно-экспериментальные исследования газодинамических характеристик серии сопловых и рабочих решеток высокоперепадной ТВД, которые позволили выявить особенности физической картины течения в исследуемых каналах и оценить газодинамическую эффективность решеток профилей по уровню профильных потерь.

2. Усовершенствована методика проведения экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных ТВД (<=4,5-5).

3. Разработана комбинированная конвективно-пленочная система охлаждения для рабочей лопатки высокоперепадной турбины и оценена ее тепловая эффективность.

4. Представлена и опробована методика проектирования системы охлаждения с помощью упрощенного подхода, когда лопатка представлена плоскими сечениями, но профили параметров газа соответствует реальным. Основные задачи диссертации:

1. Анализ существующих экспериментальных и расчетных методов оценки газодинамической эффективности решеток, а также существующих методик расчета теплового состояния лопаток.

2. Усовершенствование экспериментальной установки У—300С ЦИАМ, модернизация методики проведения эксперимента при условиях характерных для высокоперепадных ступеней ТВД, разработка программы вторичной обработки экспериментальных данных.

3. Проведение экспериментальных исследований газодинамических характеристик 2-х рабочих и 2-х сопловых решеток высокоперепадной (тт* == 4,5 5) ТВД.

4. Проведение верификации расчетного метода по полученным экспериментальным данным. Разработать рекомендации по повышению газодинамической эффективности сверхзвуковых решеток.

5. Проектирование конвективно-пленочной системы охлаждения рабочей лопатки и оценка ее тепловой эффективности на основе современных методов расчета теплового состояния.

Методы исследования.

Поставленные задачи решаются с помощью проведения серии экспериментов на экспериментальной установке У-300С для исследования турбинных решеток, расчетные исследования выполнены с использованием разработанных в ЦИАМ программ расчета вязкого течения в проточной части, расчет теплового состояния лопаток при разработанной системе охлаждения проведен с применением разработанной в ЦИАМ программы KW3D. Практическая значимость.

Практическая значимость диссертации состоит в том, что модернизация установки У-300С и методик экспериментирования обеспечивает высокую достоверность экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных ТВД. Полученные в работе расчетные и экспериментальные результаты используются при проектировании и доводке проточной части высокоперепадных турбин авиационных газотурбинных двигателей, они могут быть также полезны при разработке турбинных ступеней промышленных энергетических установок.

Достоверность результатов работы подтверждается результатами сопоставления экспериментальных данных с расчетными, полученными современными методами расчета вязкого течения.

Реализация результатов работы.

Результаты модернизации установки используются при экспериментальных исследованиях проектируемых современных высокоперепадных решеток. Полученные расчетные и экспериментальные результаты используются в программах разработки высокоперепадных ТВД для перспективных БСМС ГА. Апробация работы.

Основные результаты работы обсуждались и докладывались на:

1. 14-ой международной научно-технической конференции "Информационные средства и технологии". М.: МЭИ, 17—19 октября 2006 г.;

2. 13-ой ежегодной международной научно-технической конференции студентов и аспирантов "Радиоэлектроника, электротехника и энергетика". М.: МЭИ, 1-2 марта 2007 г.;

3. 15-ой международной научно-технической конференции "Информационные средства и технологии". М.: МЭИ, 16-18 октября 2007 г.;

4. 14-ой ежегодной международной научно-технической конференции студентов и аспирантов "Радиоэлектроника, электротехника и энергетика". М.: МЭИ, 28-29 февраля 2008 г.;

5. Заседании отдела 018 ЦИАМ. М.: ЦИАМ, март 2008 г.

6. Заседании кафедры Паровых и газовых турбин МЭИ. М.: МЭИ, апрель 2008 г.

Публикации.

По теме диссертации опубликованы: 1 статья, 2 доклада в трудах конференций, 2 тезиса докладов и 2 научно-технических отчета. Структура работы.

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения, списка использованной литературы из 82 наименования. Диссертация содержит 185 страниц машинописного текста, включая 75 рисунок и 14 таблиц.

Заключение

1. Выполнены экспериментальные исследования газодинамических характеристик сопловых и рабочих решеток перспективных высокоперепадных охлаждаемых ТВД, лопатки которых имеют, преимущественно, повышенную толщину выходных кромок (di =0,12 0,25). Исследования позволили существенно дополнить имеющуюся базу данных по газодинамической эффективности охлаждаемых решеток турбин в важной для практики области трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей. Проведенный анализ полученных экспериментальных данных показал следующее:

1.1. Волновые и кромочные потери в исследованных решетках высокоперепадных охлаждаемых турбин имеют высокие уровни (что связано с перерасширением потока за толстыми выходными кромками лопаток).

1.2. Распределения статического давления, а также скорости потока по фронту на выходе из решеток имеет значительную неоднородность (в пределах шага р2тзх /p2mi„=\,5 + 2). Это связано с системой внешних кромочных скачков.

1.3. Угол потока на выходе из сверхзвуковых решеток существенно увеличивается (по сравнению с эффективным углом (32)), что объясняется отклонением потока при прохождении внешнего кромочного скачка.

1.4. В исследованных рабочих решетках на расчетном режиме (Я2ад=1,3) уровень профильных потерь составляет 0,06 0,065. В исследованных сопловых решетках на расчетном режиме (/Цад=1Л) уровень профильных потерь около 0,06.

1.5. Уровень вторичных потерь в исследованных рабочих решетках на расчетном режиме не превышает 0,005 0,01. В сопловых решетках на расчетном режиме уровень вторичных потерь находится в пределах 0,01 -s- 0,015. На сверхзвуковых режимах вторичные потери снижаются с увеличением скорости на выходе, что связано с увеличением газодинамической конфузорности решеток.

2. Усовершенствована процедура сбора и обработки экспериментальных данных на стенде У-300С ЦИАМ. Модернизирована методика проведения эксперимента в условиях, характерных для высокоперепадных ТВД. Разработана программа вторичной обработки экспериментальных данных и повышена точность получаемых экспериментальных результатов.

3. Оценена газодинамическая эффективность исследованных решеток на основе расчетных методик, разработанных в ЦИАМ в двух и трехмерной постановке. Проведена их верификация по полученным экспериментальным данным. Проведен системный анализ обширных экспериментальных и расчетных данных. Анализ показал, что среднеквадратичное отклонение экспериментальных результатов от расчетных значений для профильных потерь не превышает 8%, для вторичных потерь это отклонение составляет 10%.

4. Показано, что исследованные решетки не являются оптимальными на расчетных режимах работы по уровню потерь. Имеется возможность их оптимизации, в частности, по уровню волновых потерь. Эти потери могут быть снижены путем перепрофилирования и выбора оптимального сочетания таких геометрических параметров, как t; 8; ст; со,; ©2; Е2 и др.

5. Оптимизирована применительно к исследованному варианту рабочей лопатки конвективно-пленочная система охлаждения. Проведен расчет теплового состояния на трёх режимах, который показал хорошую эффективность охлаждения.

6. Применение ТЗП приводит к снижению температуры лопатки на 4% и позволяет увеличить температуру газа на входе в рабочее колесо на 100°. В этих условиях лопатка способна выдержать температуру газа порядка 1700К, полученная величина средней относительной глубины охлаждения равна 0,66.

7. В работе продемонстрировано, что на этапе предварительного проектирования системы охлаждения можно использовать упрощенный подход. В этом случае лопатка представлена плоскими сечениями, однако профили параметров реализуемого течения соответствуют реальным.

1. Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин. М.: Машиностроение, 1979. 245 с.

2. Абрамович Г.Р. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969. 824 с.

3. Богод А.В., Иванов М.Я. Численное решение прямой задач о течении сжимаемого газа в плоских турбинных решетках. М.: ЦИАМ, 1974. Технический отчет 17303. 50 с.

4. Венедиктов В.Д. Газодинамика охлаждаемых турбин. М.: Машиностроение, 1990. 239 с.

5. Венедиктов В.Д., Ван Лэй. Особенность высокоперепадной ТВД в схеме ТРДД с противоположным вращением роторов. М.: ЦИАМ, 2005.Труды 1335. 5 с.

6. Венедиктов В.Д., Веревский В.И. Исследование одноступенчатой высокоперепадной турбины. ЦИАМ 2001-2005 основные результаты научно-технической деятельности. М.: ЦИАМ, 2005. С. 317-319.

7. Венедиктов В.Д., Грановский А.В., Карелин A.M., Колесов А.Н., Мухтаров М.Х. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых газовых турбин. М.: ЦИАМ, 1990. 393 с.

8. Венедиктов В.Д., Карелин A.M. Разработка методов оценки профильных потерь в трансзвуковых турбинных решетках на основе обобщения экспериментальных данных. М.: ЦИАМ, 1987. Технический отчет № 10815. 37 с.

9. Венедиктов В.Д., Колесов А.Н. Обобщение результатов продувок плоских дозвуковых решеток газовых турбин методами регрессионного анализа. М.: ЦИАМ, 1978. Труды 814. 23 с.

10. Венедиктов В.Д., Колесов А.Н. Анализ Экспериментальных исследований решеток СА и РК турбины с п\ =4 -s- 5. М.: ЦИАМ, 2000.Технический отчет 018-3001. 16 с.

11. Венедиктов В.Д., Руденко С.В., Градова Н.Е. Экспериментальное исследование решеток высокоперепадной ТВД с повышенной реактивностью р = 0,55. М.: ЦИАМ, 2005.Технический отчет 018-4825. 37 с.

12. Венедиктов В.Д., Соколова Н.Е. Газодинамические особенности охлаждаемых высокоперепадных турбин. 2-ая Международная научно-техническая конференция «Двигатели 21 века». Сборник тезис докладов. Часть 1. М.: ЦИАМ, 2000. С. 121-122.

13. Гольцев В.В., Кадетов А.П. Обобщенные экспериментальные зависимости для определения коэффициента профильных потерь в турбинных решетках. М.: ЦИАМ, 1977. Труды 786. 3 с.

14. Грановский А.В., Карелин A.M., Руденко С.В. Газодинамическая оптимизация трансзвуковых турбинных решеток. //Теплоэнергетика, 1993. №4. С. 39-43.

15. Грибин В.Г. Снижение потерь в коротких лопатках решеток турбома-шин. //Теплоэнергетика, 2002. № 6. С. 25-29.

16. Дейч М. Е. Техническая газодинамика. М.: Энергия, 1974. 591 с.

17. Дейч М.Е. Газодинамика решеток турбомашин. М.: Энергоатомиздат, 1996. 528 с.

18. Дейч М.Е., Зарянкин А.Е., Филиппов Г.А., Зацепин М.Ф. Метод повышения К.П.Д. ступеней турбин с малыми высотами лопаток. //Теплоэнергетика, 1960. № 2. С. 18-24.

19. Дейч М.Е., Филиппов Г.А., Лазарев Л.Я. Атлас профилей решетокосевых турбин. М.: Машиностроение, 1965. 96 с.

20. Ершов С.В. Математическое моделирование трехмерных вязких течений в турбомашинах современный взгляд //Пробл. Машиностроения, 1998. № 2. С. 76-93.

21. Ершов С.В. Численное моделирование турбулентных отрывных течений в плоских решетках //Изв. вузов. Авиационная техника, 1994. № 1. С. 69-72.

22. Зарянкин А.Е. О кромочных потерях в турбинных решетках. //Теплоэнергетика, 1966. № 1. С. 38^42.

23. Зарянкин А.Е., Фишер Е.Р., Зарянкин В.А. О влиянии формы входных кромок на коэффициенты потерь сопловых решеток. //Тяжелое машиностроение, 2001. № 9. С. 12-14.

24. Иванов М.Я., Крупа В.Г., Нигматуллин Р.З. Неявная схема С.К. Годунова повышенной точности для интегрирования уравнений На-вье-Стокса //Ж. вычисл. матем. и матем. физ. 1989. Т. 29, № 6. С. 888-901.

25. Иванов М. Я., Нигматуллин Р. 3. Применение схемы Годунова высокого порядка для интегрирования уравнений Эйлера. Журнал Вычислительной математики и математической физики, 1987, Т. 27, №11, С. 1725-1735.

26. Иванов М.Я., Нигматуллин Р.З. Аэродинамика проточной части ГТД. //ЦИАМ 2001—2005 основные результаты научно-технической деятельности. М.: ЦИАМ, 2005. Т. 2. С. 80-84.

27. Копелев С.З. Охлаждаемые лопатки газовых турбин (тепловой расчет и профилирование). М.: Наука, 1983. 143 с.

28. Копелев С.З., Гуров С.В. Тепловое состояние элементов конструкций авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1978. 208 с.

29. Копелев С.З., Слитенко А.Ф. Конструкция и расчет систем охлаждения ГТД /Под ред. Слитенко А.Ф. Харьков: Основа, 1994. 240 с.

30. Костеж В.К., Халтурин В.А., Харьковский С.В. Разработка программных комплексов моделирования полей температуры в роторах турбин ГТД (квазитрехмерные и трёхмерные модели). М.: Изд-во ЦИАМ, 1988. 88 с.

31. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1987.

32. Локай В.И., Бодунов М.Н., Жуйков В.В., Щукин А.В. Теплопередача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985. 216 с.

33. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет. М.: Машиностроение, 1991. 512 с.

34. Мамаев Б.И. Метод газодинамического проектирования и совершенствования элементов проточной части турбин авиационных высокотемпературных двигателей. //Автореферат диссертации на соискание научной степени доктора технических наук. Самара. 1995. 300 с.

35. Масеев С.Б., Симонов Л.А. Аэродинамические характеристики 12 компрессорных решеток. М.: ЦАГИ, 1951.

36. Мухина С.Д. Разработка критериального метода расчета профильных потерь в турбинных решетках Текст.: Дис.канд. тех. наук. Специальность 05.07.05./Мухина С.Д. Рыбинск РГБ, 2006. 144 с.

37. Мухтаров М.Х. Характеристики плоских дозвуковых решеток осевых турбин. М.: ЦИАМ, 1968. Технический отчет 310. 46 с.

38. Мухтаров, М.Х, Кричакин В.И. Методика оценки потерь в проточной части осевых турбин при расчете характеристик. Теплоэнергетика. 1969. № 7. С. 27-29.

39. Мухотаров М.Х. Исследование вторичных потерь в прямых турбинных решеток. М.: ЦИАМ, Труды 0614.

40. Нагога Г.П. Эффективные способы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин: Учебное пособие. М.: МАИ, 1996. 100 с.

41. Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972.

42. Пешехонов Н.Ф. Приборы для измерения давления, температуры и направления потока в компрессорах. М.: Оборонгиз, 1962.

43. Пешехонов Н.Ф. Альбом приборов для измерения давления, температуры и направления потока в компрессорах. М.: ЦИАМ, 1992.

44. Повх И.Л. Моделирование гидравлических турбин в воздушных потоках. М.: Госэнергоиздат, 1955.

45. Повх И.Л. Аэродинамический эксперимент в машиностроении. М.: Машиностроение, 1974 .

46. Пономарев Б.А., Речкоблит А.Я., Пьяных Л.А. Исследование сопловой и рабочей решеток турбинной степени с отношением давлений я*, =4. (высокореактивный вариант). М.: ЦИАМ, 1984. Технический отчет 10073.

47. Пономарев Б.А., Речкоблит А.Я., Белозеров А.С. Исследование сопловой и рабочей решеток турбинной степени с отношением давлений тг*= 4. (низкореактивный вариант). М.: ЦИАМ, 1985. Технический отчет 10482.

48. Пономарев Б.А. Экспериментальные исследования прямых решеток сопловых аппаратов турбин с противоположным вращением роторов. М.: ЦИАМ, 1986. Технический отчет 10630. 37с.

49. Праст Н., Хелон Р. Влияние геометрической конфигурации и толщины выходных кромок на характеристики сопловых решеток. NASA TND-6637/Jan 1972. М.: ЦИАМ, 1973. Технический перевод № 30300. 22 с.

50. Преображенский В.П. Теплотехнические измерения и приборы. М.: Энергия, 1978.

51. Расчет охлаждения турбин с помощью ЭЦВМ: Температурные поля и стационарная гидравлика. РТМ 24.020.13-72. М.: Минтяжэнер-готрансмаш, 1974. 132 с.

52. Речкоблит А.Я. Разработка и исследование высокоперепадных одноступенчатых турбин. //ЦИАМ 1980-2000 Научный вклад в создание авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 2000. С. 228-241.

53. Речкоблит А.Я. Исследование высокоэффективных одноступенчатых турбин газогенераторов перспективных ГТД. Международная научно-техническая конференция «Двигатели 21 века». Сборник тезис докладов. Часть 1. М.: ЦИАМ, 2000. С. 124-125.

54. Руденко С.В. Разработка и внедрение методов расчета газодинамических потерь в проточной части высоконагруенных газовых турбин Текст. : Дис. . канд. техн. наук: специальность 05.07.05. / Руденко С. В. М.: ЦИАМ, 2003. 151с.

55. Седов Л.И. Методы подобия и размерностей в механике. М.: Наука, 1987.

56. Степанов Г.Ю. Гидродинамика решеток турбомашин. М.: Физматгиз, 1962. 512 с.

57. Солонин В.И., Ланшин А.И. Проектные исследования базового ТРДД нового поколения для БСМС. 2-ая Международная научно-техническая конференция «Двигатели 21 века». Сборник тезис докладов. М.: ЦИАМ, 2005. С. 63-64.

58. Сычев В.К., Белконов А.А., Швырев В.А., Толмачев В.А. Выбор основных принципов проектирования высокоперепадной ТВД. 2-ая Международная научно-техническая конференция «Двигатели 21 века». Сборник тезис докладов. Часть 1. М.: ЦИАМ, 2000. С. 122-124.

59. Т. Себиси, П. Брэдшоу. Конвективный теплообмен. М.: Мир, 1987.

60. Турбины авиационных ГТД. Расчет газодинамических потерь. М.: ЦИАМ. РТМ 1614-79.

61. Турбины авиационных ГТД. Расчет внешнего теплообмена. М.: ЦИАМ. РТМ 1647-81.

62. Щвец И.Т., Дыбан Е.П. Воздушное охлаждение деталей газовых турбин. Киев. М.: Наукова думка, 1974. 487 с.

63. Camci С., Arts Т. Short-duration measurements and numerical simulation ofheat transfer along the suction side of a film-cooled gas turbine blade. //Trans. ASME: J. Eng. Gas Turbines and Power. 1985. Vol. 107. N 4. P. 991-997.

64. Chen J.P., Celestina M.L. and Adamczyk J.J. A New Procedure for Simulating Unsteady Flows Through Turbomashinery Blade Passages. ASME paper. №94-GT-151. 1994.

65. Krupa V.G., Ivanov M.Ja. Solution of Navier-Stokes Equations using high accuracy monotone schemes in Mathematical Models of Gas Turbine Engines and their Components. AGARD Lecture Series TCP 02/LS 198. 1994. P. 3-1-3-16.

66. Joseph G. Marvin. Turbulence Modeling for Computational Aerodynamics. AIAA Journal. 1983. V.21, № 7. P.941-955.

67. Kato, M. The modelling of turbulent flow around stationary and vibrating square cylinders /М. Kato, B.E. Launder //Proc. 9 Symposium on Turbulent ShearFlows. Kioto. Japan, 1993. P. 104 -106.

68. Kiock R., Lehthaus F., Baines N. C., Sieverding С. H. The transonic flow through a plane turbine cascade as measured in four Europeanwind tunnels. Trans. ASME: J. Eng. Gas Turbines and Power. 1986. Vol. 108. N 2. P. 277-284.

69. Lehthaus F. Transonic Flow in a Turbine Cascade with High Deflection. Prace Institute Maszyn Przeplywowych. PAN № 70-72. 1976. P. 467-475.1. Qfj-i

70. Mathematical Models of Gas Turbine Engines and their Components. AGARD. Lecture series, № 198. 1994. LS-198.

71. Meauze G An inverse time marching method for the definition of cascade geometry. //Trans. ASME: J. Eng. Gas Turbines and Power. 1982. Vol. 104. № 3. P. 650-656.

72. Moffit T. P., Stepka F. S., Rohlik. E. Summary of NASA Aerodynamic and heat transfer studies in turbine vanes and blades. //ASME Publication. 1976. № 760917 for Meet Nov. 29 Dec. 2. 22 p.

73. Menter F.R. Two-equation eddy viscosity turbulence models for engineering applications. //МАЛ J. 1994.-32, № 11. P. 1299 1310.

74. Menter F.R., Kuntz M., Langtry R. Ten Years of Industrial Experience with the SST Turbulence Model, Proc. 4 International Symposium on Turbulence, Heat and Mass Transfer, October 12-17,2003, Antalya, Turkey, P. 621-629.

75. Todd K.W. Some developments in instrumentation for air flow analysis. Inst.Mech.Engin.Appl.Mech. 1949. vol. 161 .N53.