автореферат диссертации по энергетическому, металлургическому и химическому машиностроению, 05.04.02, диссертация на тему:Разработка метода проектирования проточных частей радиально-осевой турбины комбинированного двигателя внутреннего сгорания

На правах рукописи

Пассар Андрей Владимирович

РАЗРАБОТКА МЕТОДА ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ РАДИАЛЬНО-ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ КОМБИНИРОВАННОГО ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ

05.04.02 - "Тепловые двигатели"

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

003465150

Хабаровск - 2009

003465150

Работа выполнена в ГОУВПО «Тихоокеанский государственный университет»

Научный руководитель:

доктор технических наук,

профессор Лашко Василий Александрович

Официальные оппоненты:

доктор технических наук,

профессор Самсонов Анатолий Иванович

кандидат технических наук, доцент Симашов Рафаиль Равильевич

Ведущая организация - Дальневосточный государственный университет путей сообщений (г. Хабаровск)

Защита состоится "16" апреля 2009 г. в 16.00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.294.01 в ГОУВПО "Тихоокеанский государственный университет" по адресу: 680035, г. Хабаровск, ул. Тихоокеанская, 136, ауд. 315 л.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ГОУВПО «Тихоокеанский государственный университет».

Автореферат разослан "12" _2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

А.В. Лещинский

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. В настоящее время можно констатировать, что газотурбинный надцув дизелей нашел повсеместное применение в комбинированных двигателях внутреннего сгорания. Однако использование надувочного агрегата - турбокомпрессора в поршневых двигателях породило ряд проблем. Одна из главных - проектирование проточных частей турбины, работающей в специфических нестационарных условиях. Следует отметить, что теория турбомашин хорошо разработана только лишь дня стационарного обтекания лопаток и не приспособлена д ля турбин комбинированных двигателей внутреннего сгорания.

Также хорошо известно, что проточная часть турбины оказывает существенное влияние не только на систему над дува, но и на эффективность комбинированного поршневого двигателя в целом. Причем по степени влияния на эффективность поршневых двигателей, газотурбинный надцув оказывает самое существенное влияние по сравнению с другими системами ДВС. Это хорошо иллюстрируют уже ряд выполненных работ, показывающих, что за счет изменения геометрии проточной части турбины можно добиться снижения удельного эффективного расхода топлива на 4 - 6 г/кВт.ч на номинальном режиме. Необходимо отметить, что и это далеко не окончательный результат, так как в выполненных исследованиях полученный эффект базируется на интуитивном подходе при воздействии на геометрию проточной части турбины. Такой подход, как известно, узаконен среди специалистов в области двигателей внутреннего сгорания.

Цель работы. Объединить все положительные стороны существующих математических моделей и методов расчета и проектирования, подойти комплексно к проектированию радиально-осевой турбины работающей в условиях нестационарного потока системы наддува КДВС.

Для достижения цели были поставлены и решены следующие задачи:

1. Систематизировать математические модели для расчета потерь работоспособности газодинамического потока в проточной части и адаптировать их к расчету характеристики радиально-осевой турбины турбокомпрессорного ряда ТКР-14 на базе модели, на среднем радиусе.

2. Используя современные методы трехмерного твердотельного компьютерного моделирования создать твердотельную модель рабочего колеса.

3. Решить проблемные вопросы применения математической модели расчета квазитрехмерного потока Я.А. Сироткина по отработке технологии проектирования радиально-осевой турбины турбокомпрессорного ряда ТКР-14.

4. На стенде для экспериментальных исследований, имеющемся на кафедре ДВС ТОГУ произвести проверку адекватности расчета характеристик турбины и адекватности расчета полей скорости на выходе из турбины.

5. Предложить концептуальный подход к проектированию проточных частей радиально-осевой турбины базируясь на экспериментальных исследованиях профессора А.Э. Симеона.

6. Объединить вышеперечисленные математические модели и разработанную на кафедре ДВС ТОГУ математическую модель расчета нестационарных процессов в разветвленных системах выпуска в комплексный подход.

7. Базируясь на физической природе работы турбины в условиях нестационарного потока в КДВС, расшифрованной профессором А.Э.Симсоном, включить ее концептуально в комплексный подход и провести широкий цикл исследований направленных на совершенствование проточной части турбины турбокомпрессора ТКР-14.

Научная новизна. Разработан комплекс расчетных моделей течения рабочего тела в проточной части турбины, реализованный в комбинированных двигателях внутреннего сгорания и базирующийся на последних достижениях теории турбомашин, теоретических положениях по оценке эффективности срабатывания импульса и физики процессов, обобщающий большой цикл экспериментальных исследований в области систем газотурбинного наддува дизелей.

Зафиксированы специализированные процедуры, алгоритмы и новые возможности численной реализации математической модели осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости при формировании систем газотурбинного наддува дизелей ряда ЧН 18/22 турбокомпрессорами моделей ТКР-14.

Практическая ценность работы. Предложена для практического использования технология проектирования проточных частей радиально-осевой турбины, обеспечивающая повышение эффективных показателей комбинированных двигателей.

Компьютерная реализация математических моделей составляющих основу метода, позволяет на стадии проектирования выбрать оптимальные конструктивные параметры турбины, форму меридионального обвода, или же при доводке существующих двигателей подобрать турбину рациональной конструкции.

Даны обоснованные рекомендации при проектировании радиально-осевых турбин для конструкторских бюро заводов дизелестроительной отрасли.

Апробация работы. Основные результаты работы обсуждались на научно-технических семинарах кафедры «Двигатели внутреннего сгорания» Хабаровского государственного технического университета (1998 г., 1999 г., 2000 г.), в отделе главного конструктора завода «Дальэнергомаш» (г. Хабаровск, 1999 г), на конкурсе молодых ученых и аспирантов в области технических наук, посвященном 275-летию Российской академии наук (г. Хабаровск, 1999 г.), на конкурсе научных работ по инженерным наукам среди молодых ученых, посвященном празднованию 10-летия Инженерной академии Российской Федерации (г. Хабаровск, 2000 г.), на

международной научно-технической конференции «Автомобильный транспорт Дальнего Востока 2000» (г. Хабаровск 2000 г.), на семинарах кафедр Э-2 и Э-3 МГТУ им. Н.Э. Баумана (г. Москва, 2000 г.), в СКВ газовых турбин Уральского турбомоторного завода (г. Екатеринбург, 2000 г.), на 6-м международном симпозиуме, посвященном научно-техническим проблемам Дальневосточного региона (г. Харбин, КНР, 2000 г.), на международной научно-технической конференции «Двигатель 2002» (г. Хабаровск, 2002 г.), на региональном научно-техническом семинаре по проблемам в области двигателей внутреннего сгорания (г. Хабаровск, XI ТУ 2003 г.), на научно-техническом семинаре по проблемам механики машин (г. Хабаровск, XI1У 2005 г.), на международной научно-технической конференции «Двигатель 2008» (г. Хабаровск, ДВГУПС 2008 г.).

Автор выражает глубокую признательность за ценные советы при проведении исследований и подготовке диссертации профессору Г.Д. Седельникову

Публикации. Автором по теме диссертации опубликовано 11 научных работ.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы (142 наименований). Общий объем работы составляет 223 страниц основного текста, 84 рисунка, 4 таблицы.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении раскрывается актуальность темы, формулируются цель и задачи работы.

В первой главе приводится аналитический обзор экспериментальных работ специалистов в области двигателестроения, посвященных исследованию работы турбины в составе импульсной системы надува комбинированных двигателей. На основе работ Б.П. Байкова, В.Т. Бордукова, П.В. Иванова,

B.П. Исакова, Н.И. Верба, В.В. Крюкова, Д.М. Кельштейна, В.А. Лашко,

C.Л. Левковича, А.Д. Межерицкого, Г.Н. Мизернюка, Н.В. Петровского, А.Э. Симеона, A.M. Скаженника, В.М. Рябовол и других ученых показано, что геометрия проточной части турбины оказывает существенное влияние на экономические и эффективные показатели комбинированного двигателя. Однако в большинстве работ изменение геометрических параметров проточной части турбины основано на интуитивном подходе, поскольку до настоящего времени не разработано методов для расчета и проектирования турбины работающей в специфических условиях нестационарного потока импульсной системы газотурбинного наддува.

Методы расчета турбинной ступени на среднем радиусе основаны на решении нелинейной системы алгебраических уравнений, описывающих

процесс течения газа в характерных сечениях проточной части. В силу своей простоты эти методы были приняты в качестве инструментария в конструкторских бюро заводов производящих агрегаты наддува. По мере развития теории ступени газовой турбины, совершенствовались и методы расчета на среднем радиусе, что нашло отражение в работах многих авторов: Г.А. Багмута, А.Е. Балтера, В.Р. Бурячко, В.И. Епифановой, В.Т. Митрохина, Г.Ю. Степанова, М.В. Носова, Г.Ш. Розенберга, Н. Мидзумати, М.С. Приходько, P.P. Зайделя, С.А. Заславского, А.И. Лошкарева, F.S. Binder и др.

Анализ выполненных работ показал:

- методы расчета ступени на среднем радиусе в силу принятых упрощающих допущений не позволяют в полной мере описать физику процесса течения в проточной части. Это обстоятельство не позволяет проектировать прочную часть. В результате чего конструктора вынуждены идти интуитивным путем, опираясь на предыдущий опыт проектирования и экспериментальные исследования.

- введение в расчет оптимизационного алгоритма метода неопределенных множителей Лагранжа не решает проблемы выбора геометрических параметров: углов выхода потока щ и ß\, степени радиальности /л, а также формы меридионального обвода.

- попытка ввести в одномерную модель элементы пространственного потока (метод Н. Мидзумати) не решает проблемы выбора меридионального обвода.

- назрела острая необходимость использования при проектировании проточной части турбины комбинированного двигателя пространственных методов расчета.

Анализ работ А.Н. Шерстюка, А.Е. Зарянкина, Л.А. Дорфмана, А.Б. Шабарова, В.В. Тарасова, Я.А. Сироткина, Г.Ш. Розенберга, Г.Ю. Степанова, Mori Yasio, Wu Chung-Hua и др. посвященные пространственным моделям расчета турбины показывает что:

- несмотря на аналитические решения, методов Mori Yasio и каналов А.Н. Шерстюка, не удается определить качественную картину течения в проточной части. Поэтому их можно рекомендовать только для предварительного расчета скоростей в более совершенных моделях.

- метод Я.А. Сироткина и метод кривизны линий тока, являются наиболее совершенными на сегодняшний день методами расчета, так как позволяют оценить выбранные геометрические параметры проточной части.

Во второй главе представлен комплексный подход для расчета и проектирования радиапьно-осевой турбины работающей в составе импульсной

системы газотурбинного надцува комбинированных двигателей, который объединяет следующие положительные стороны существующих математических моделей и методов проектирования и расчета:

- оптимизационный алгоритм метода неопределенных множителей Лагранжа позволяет для принятых геометрических параметров а1; /?2, ц определить оптимальную окружную скорость вращения ротора щ и оптимальную степень реактивности ропт;

- метод расчета ступени на среднем радиусе в одномерном квазистационарном приближении дает возможность в первом приближении оценить эффективность турбинной ступени по интегральным характеристикам Т]Т = /(Нт), = /(Ят), рт = /(Нт). При этом для определения потерь работоспособности газодинамического потока применялись эмпирические зависимости, которые в соответствии с физической картиной течения можно представить схемой (рис.1);

- применение метода А.Н. Шерстюка позволяет произвести построение меридионального профиля рабочего колеса;

- метод профилирования цельнолитых рабочих колес разработанный в ЦНИДИ, совместно с системой трехмерного твердотельного моделирования «КОМПАС ЗШ обеспечивает получение трехмерной модели проточной части и все геометрические параметры /?'(0> х(0> 1 требующиеся для дальнейшего расчета;

- модель расчета нестационарного течения в разветвленной выпускной системе комбинированного двигателя на основании полученных диаграмм давлений и

температуры в трубопроводе = /(<р), Т*\ = /(<р) в первом приближении

оценивает эффективность проточной части турбины;

- метод расчета турбины в нестационарном потоке разработанный в ЦНИДИ имеет возможность оценить эффективность работы турбины в составе комбинированного двигателя по интегральным характеристикам

( Н Л Пти=/ „ тр ; "г = /{<р);

^ р тах/

- модель расчета осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости (метод ЯЛ. Сироткина) - инструментарий по оценке структуры потока в проточной части и соответственно обоснованности принятых геометрических параметров турбины.

Технология проектирования турбины включает следующую последовательность реализации этапов комплексного подхода.

На первом этапе производится проектирование проточных частей с различными геометрическими параметрами. Для этого используются:

Профильные потери

[Ыерино прЕниео псберхнарпи лэпалш

Потери на

бихрей за кринками

Закротчные дихри

Пограничный слой

Ъпр Ьтр Ькр

Потери работоспособности газодинамического потока б проточной части турбины

Концебые потери

Схема генерации

£конц /

Т

Входные потери

Зона срыйо гашка

■2

X

Потери от нетациоиарности

Неравномерность потока

„ ,, /ЛетмуТ ^0,66]/^

пр

б РК Энергия которой потеряна

РК

Дополнительные потери энергии

¿г,.' г>

Рис.1. Блок схема к определению потерь энергии в проточной части.

оптимизационный алгоритм метода множителей Лагранжа, метод расчета ступени на среднем радиусе в обратной постановке, метод профилирования цельнолитых рабочих колес разработанный в ЦНИДИ, совместно с системой трехмерного твердотельного моделирования «КОМПАС ЗБ».

Второй этап комплексного подхода заключается в определении эффективности проточных частей турбин, спроектированных на первом этапе. С этой целью, используя модель расчета ступени на среднем радиусе в одномерном квазистационарном приближении, выполняется расчет характеристик турбины: Г!Т = /(Нт), вт = /(Нт), рт = /(Нт).

На данном этапе для анализа полученных результатов расчета характеристик, предлагается ввести среднеинтегральный критерий, который позволяет представить характеристику турбины одной точкой:

Нттаях._ _

¡Г}Т{НТ}ШТ

=-, (1)

"гшах "ттш

где г\т - эффективный КПД турбины; Нт - безразмерный коэффициент напора; Нттах- Нтт-т - диапазон изменения коэффициента напора на характеристике.

Из множества полученных расчетом характеристик турбины, лучшей будет та у которой больше значение т.

Третий этап включает решение смешанной задачи Коши для разветвленной выпускной системы комбинированного двигателя. Система гиперболических уравнений одномерного нестационарного потока, включающих трение и теплообмен при движении газа в выпускных трубопроводах, реализована с помощью численного метода характеристик. Конечно-разностные уравнения одномерного нестационарного потока строятся, используя метод Куранта Изаксона и Риса. Граничные условия у цилиндра рассматриваются в квазистационарной одномерной постановке. Процесс прохождения газа в органах газораспределения рассматривается как истечение через эквивалентное сопло. Отличие от реальной картины течения учитывается коэффициентом расхода.

В качестве исходных уравнений для установления связи между параметрами потока в цилиндре и трубопроводе приняты: уравнение энергии для энергоизолированного течения, уравнение неразрывности и уравнение изменения состояния, для определения параметров в граничном сечении в подкритической области уравнение импульсов.

При численной реализации граничных условий у цилиндра к исходной системе уравнений добавляется уравнение обратной волны.

В качестве граничных условий у турбины используется модель эквивалентного сопла (для всей турбины), пропускная способность которого определяется через расчет характеристик турбины. Течение через сопло принимается квазистационарным, изоэнтропическим. Давление на срезе сопла считается равным давлению за турбиной. Система алгебраических уравнений граничных условий решается методом Ньютона с одновременным расчетом характеристик турбины.

В результате проведения расчетов на третьем этапе, определяются

зависимости изменения давлений pg\* = fir) и температуры Tg\* = f(r) на

входе в турбину, которые используются для проведения расчетов на следующем этапе.

Четвертый этап комплексного подхода включает в себя решение вопроса об оценке эффективности срабатывания выпускных газов в турбине. В основу программы расчета на этом этапе положен метод расчета турбины в импульсном потоке, широко распространенный среди специалистов как метод ЦНИДИ. В качестве исходной информации на этом этапе используются диаграммы изменения давления и температуры выпускных газов перед турбиной, полученные расчетным путем на предыдущем этапе, а также характеристики турбины, полученные расчетным путем на втором этапе. Выполнив расчет различных конструктивных вариантов турбины, определяем максимальное значение интегрального КПД срабатывания импульса rjTU, максимальное значение мощности турбины NT и соответствующие этим значениям проточные части турбины.

На пятом этапе комплексного подхода, с целью оценки качества меридионального обвода турбин отобранных на предыдущем этапе, производится расчет осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости (метод Я.А. Сироткина) в проточной части турбины. При этом математическая модель течения газа в криволинейной системе координат п,(р, s имеет вид:

(3)

(4)

дп yds дп

ws д{сиг)_ уvswu dS

----— --/<„ + 7 —=—— —— - — - О

г as w Ss

/ \ 1 f * \ wu d\cur) _ TdS „ „w

- = -T--Fs+T-

ds ds w2

dH* TdS dn dn

(dH* dS

д<р ч Эф

1 dS дН

ds ds

- = 0

J

+ = 0 (5)

дs дп

где V;, с - относительная и абсолютная скорости; р - плотность газа; 5,Я -энтропия и полное обобщенное теплосодержание в относительном потоке; ^ -

массовая сила; Т - температура; г - радиус; % - коэффициент стеснения; у -угол между осью вращения колеса и касательной к линии тока.

Используя метод прямых и принимая во внимание гипотезу осевой симметрии потока, углы средней межлопаточной поверхности тока /3', 5', система уравнений (2-5) сводится к решению системы двух интегральных уравнений:

W,=W, + J

1

1

\ + Ctg2{p)\

w.

dH

di

T ЛЯ'

2 As

w.

2r

d{rctg(j}f A (rctgjfi))2

di

tg{S)A{cur)

As Aw,

■sin'

И

COs(^H +--SÍn((Z>)

As

di,

(6) (7)

2actg{fi)zos{¡f)-^-v/s--

As r As

Ы)

G(l¡) = 2л \r%pws eos(tp)dl.

0

Все частные производные по s в (2-5) заменяются центральными разностями; учитывая, что шаг по s может быть неодинаковым, для вычисления производных по í в i-ом сечении на j - ой линии тока для любой гладкой функции /, используются формулы второго порядка точности:

ш.

ds

hj

Ж

As

1,1 а',1 V1 + ^1,1

где = ] / AsiJ, Аяи = - .

Граничные условия. Внешняя и внутренняя линии меридионального обвода - линии тока.

Селения для задания граничных условий должны быть расположены на бесконечности (у —> ±оо), но обычно в практике проведения расчетов эти сечения выбирают на расстояниях порядка одного шага от кромок лопаток.

На входе в рабочее колесо (поток вихревой), вдоль сечения считаются

заданными все параметры потока, углы

у = 90°, — = 0 и все частные ds

производные по 5 равны нулю.

На выходе из рабочего колеса (поток вихревой) канал продолжается прямыми линиями, в сечениях и /д углы потока ¡3 считаются равными углам потока в сечении /7, коэффициенты стеснения Х = 1, вдоль сечения /9 углы ду

у = 0, — = 0 и все частные производные по 5 равны нулю. дs

Полученная система интегральных уравнений (6-7) с неизвестным переменным верхним пределом / решается методом последовательных приближений.

Для сходимости последовательных приближений необходимо, чтобы угол Ф был малым, т.е. чтобы 1 мало отличалось от нормали к линиям тока. Поэтому, в интегралах (2.62) сумма всех членов с производными по / (в эту сумму входит еще и 2й)с^(/7)соз(у)соз((з)) была намного больше суммы всех членов с производными по 5. Это условие может быть записано следующим образом:

--11— ~я7--У 1, + 2^(1)со5(уЬ>

М * 31) 2г2 81 ] (9)

»

ду^М8)о{сиг)

& г йу

Выполнение этого условия совместно с требованием Д/ < Дг практически обеспечивает сходимость последовательных приближений.

Как показали результаты проведенных расчетов, последовательные приближения сходятся неудовлетворительно. Смещения узлов не

уменьшаются от итерации к итерации, линии тока начинают «гулять», происходит раскачка системы. Для улучшения сходимости применялся метод, согласно которому величина параметра хп (скорости ™„. . и приращения

(5/^у), закладываемая в расчет последующего приближения, определяется из следующего соотношения:

хп = *и-1 + [хп - хп-\ }*> (Ю)

1

где хп - приращение параметра, полученного в данном приближении; а

г

- коэффициент релаксации; хп - значение параметра исходного приближения

без уточнения. В данной работе коэффициент релаксации а = 0.1^-0.5 был введен, начиная с первого приближения.

Расчет проводится в различных точках на характеристике турбины. В результате расчета определяются: поверхности тока, по форме которых можно судить о качественной картине течения, что не позволяет сделать эксперимент; поля скоростей во всей области проточной части, что позволяет определить зону обратных токов.

В третьей главе описывается экспериментальный стенд для газодинамических исследований, экспериментальное определение параметров газодинамического потока при получении характеристики турбины, определение КПД турбины по измеряемым параметрам на экспериментальном стенде.

С целью проверки адекватности, предлагаемой модели расчета ступени на среднем радиусе в одномерном квазистационарном приближении, произведено сравнение экспериментальных и расчетных характеристик ступеней Т]т=/(нт\ /^т=/{нт) с геометрическими параметрами радильно-осевых турбин турбокомпрессоров: ТКР-14С-26.3, ТКР-14С-27 и ТКР-14В-30. Как показали результаты сравнения, погрешность расчета не превышает величины 3 -4%.

Для оценки адекватности математической модели осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости производилось сравнение расчетных и осредненных измеряемых величин абсолютной скорости с2 и угла «2 на выходе из рабочего колеса турбины. Для оценки параметров выборки данных и оценки видов распределения абсолютной скорости с2 и углов выхода потока «2 использовались функции статистической обработки пакета МаШсаё.

Доверительный интервал определялся, исходя из вероятности попадания числа внутрь интервала 96%. Верхняя и нижняя границы доверительного интервала определялись с использованием квантили распределения по Стьюденту.

Сравнение результатов расчета осесимметричного течения по методу Я.А. Сироткина с результатами эксперимента показывает, что имеется незначительное расхождение экспериментальных и расчетных значений абсолютных скоростей ¿2 (Рис- 2) и углов выхода потока а2 (Рис- 3).

Как показали результаты расчетов, наибольшие расхождения в периферийной зоне потока. Расчетные величины имеют завышенные значения, для абсолютной скорости 5.5 %, для углов выхода потока 6.3 %. Это можно объяснить следующим образом:

- метод Я.А. Сироткина не учитывает влияния зазора между рабочими лопатками и корпусом турбины на структуру потока на периферии;

- метод не учитывает влияние вторичных течений на величину углов выхода потока в области за рабочим колесом.

В четвертой главе сделан анализ результатов расчетных исследований полученных с использованием предложенного комплексного подхода.

Исследования влияния степени реактивности на эффективность проточной части показали, что при совместном профилировании элементов проточной части оптимальное значение степени реактивности лежит в диапазоне /э = 0.45-г 0.5.

Исследования по выбору расчетного режима показали, что на компромиссный вариант между коэффициентом использования располагаемой энергии 7]ти и эффективной мощностью Ыт выходит турбина,

спроектированная на давление на входе р*) = 0.2МПа.

Рис. 2. Экспериментальное и расчетное распределение абсолютных скоростей с2 за рабочим колесом: 1 - расчет по методу Я.А. Сироткина после 58 приближений (коэффициент релаксации а = 0.1); 2 - по данным эксперимента.

Рис. 3. Экспериментальное и расчетное распределение углов выхода потока а2 за рабочим колесом: 1 - расчет по методу Я.А. Сироткина после 58 приближений (коэффициент релаксации а = 0.1); 2 - по данным эксперимента.

Исследования по оценке влияния степени радиальности на эффективность проточной части показали, что на компромиссный вариант между коэффициентом использования располагаемой энергии 7]тц и эффективной мощностью турбины Ит выходит турбина, спроектированная на степень радиальности ц = 0.52. При проектировании проточной части турбины для работы на малых теплоперепадах Нт =0.5 + 1.34, следует ориентироваться на меньшие значения степени радиальности. При проектировании турбины для работы турбины на больших значениях теплоперепада Нт = 2.0 * 3.5 следует ориентироваться на большие значения степени радиальности.

Результаты расчетов показали, что применение оптимизационного алгоритма метода неопределенных множителей Лагранжа на первом этапе комплексного подхода, можно считать оправданным и рекомендовать его к применению при выборе геометрических параметров проточной части турбины.

Результаты расчетных исследований по влиянию формы меридионального обвода проточной части турбины ТКР-14С-26 показали: рис. 4, 5, 6 - с увеличением кривизны канала, линии тока «поджимаются» к корпусу турбины. Особенно сильно это выражено в случае расчетного режима № 1 с низким коэффициентом напора: для опытной турбины в области линий /5, и /7; для штатной турбины в области линий /4, /5 и поскольку штатная турбина отличается малой осевой протяженностью, то поток не успевает выравниваться, в области прямых /7 и \ линии тока поджаты к корпусу турбины. В этих сечениях, как показали результаты расчетов режима № 1, получаются отрицательные значения меридиональных скоростей м>5: для турбины с обводами, построенными по форме эллиптических кривых порядка 8-14 м/с; для турбины с обводами, построенными по рекомендациям А.Н. Шерстюка порядка 6-9 м/с; для штатной турбины порядка 6-8 м/с. Это обстоятельство дает основание предполагать о возникновении отрыва потока (обратный ток в идеальной жидкости). На рис. 4, 5, 6 зона обратных токов заштрихована. Граница отрывной зоны определена при условии = 0. В безлопаточном пространстве за рабочим колесом поток выравнивается, и скорость практически не изменяется по длине I. С увеличением теплоперепада срабатываемого в турбине поверхности тока несколько выравниваются, так например, в случае режима № 3 линии тока плавней, чем в случае режима № 1.

Рис. 4. Результаты расчета поверхностей тока для расчетной области с меридиональным профилем построенным по форме эллиптических кривых.

Рис. 5. Результаты расчета поверхностей тока для расчетной области с меридиональным профилем построенным по методу А.Н. Шерстюка.

Рис. 6. Результаты расчета поверхностей тока для расчетной области штатной турбины ТКР-14С-26..

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ

1. Разработан комплексный подход к проектированию проточной части радиально-осевой турбины импульсной системы наддува комбинированного двигателя внутреннего сгорания, базирующийся на использовании:

- современных представлений о методах расчета турбины на среднем радиусе и пространственного потока в проточной части;

- надежных данных о потерях;

- результатов численного моделирования нестационарных процессов в разветвленных системах выпуска двигателей ряда ЧН 18/22;

- концептуального подхода профессора А.Э. Симеона, основанного на систематизации и физическом осмысливании большого количества экспериментальных данных;

- практической реализации расчета осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости (метод Я.А. Сироткина) применительно к радиально-осевой турбине, находящейся под воздействием нестационарного потока выпускных газов в КДВС;

- оценки эффективности срабатывания выпускных газов в турбине максимальным значением интегрального КПД срабатывания импульса, основанной на методе ЦНИДИ.

2. Экспериментальные исследования в проточных частях радиально-осевой турбины турбокомпрессора ТКР-14 выполнены на стенде для статической продувки, в обосновании которых положены фундаментальные основы теории подобия.

3. Проверка адекватности полей скоростей в проточной части турбины осуществлялась с использованием современных программных комплексов по статистической обработке экспериментальных значений абсолютной скорости за рабочим колесом турбины ТКР-14С-26.

4. Предложена технология проектирования проточной части турбины, которая включает следующую последовательность реализации комплексного подхода:

- оценка влияния степени реактивности;

- выбор расчетного режима и срабатывания импульса в турбине;

- влияние степени радиальности;

- использование оптимизационного алгоритма метода неопределенных множителей Лагранжа;

- применение современных методов трехмерного твердотельного моделирования и численного моделирования осесимметричного вихревого потока невязкой сжимаемой жидкости в проточной части радиально-осевых турбин для расчета структуры потока и оценки формы меридионального обвода.

5. Возможность расчета структуры потока с использованием метода Я.А. Сироткина, позволяет не только обнаружить наличие отрывных зон, но и

обеспечить безотрывное течение потока, а также в будущем управлять полями скоростей с целью определения наибольшей эффективности срабатывания располагаемой энергии в турбине.

Основные положения диссертации отражены в следующих работах:

1. Пассар A.B. Модель Я.А. Сироткина как инструментарий для анализа геометрических параметров радиальноосевой турбины комбинированного двигателя / В.А. Лашко, A.B. Пассар // Известия вузов: Машиностроение. - 2008. - № 2. - С. 43-62.

2. Пассар A.B. Комплексный подход к проектированию проточной части турбины импульсной системы наддува поршневых двигателей / В.А. Лашко,

A.B. Пассар // Математическое моделирование: Сб. науч. тр. НИИКТ. -Хабаровск, 2000. - С. 119-128.

3. Passar A.V. Computer-added design of the flow part geometry of the centripetal turbine of combined internal combustion engine / V.A. Lashko, A.V. Passar // The Sixt International Symposium on Actual problems of the Scientific and Technological Progress of the Far Eastern Region: Symposium Proceedings. -Harbin, 2000. - P. 45-47.

4. Пассар A.B. Комплексный подход к проектированию проточной части турбины импульсной системы автомобильных двигателей / В.А. Лашко, A.B. Пассар // Автомобильный транспорт Дальнего Востока 2000: Сб. тр. международной научно-техн. конференции. - Хабаровск, 2000. - С. 147-152.

5. Пассар A.B. Влияние основных элементов проточной части на характеристику центростремительной турбины комбинированного двигателя /

B.А. Лашко, A.B. Пассар // Актуальные проблемы создания, проектирования и эксплуатации современных двигателей внутреннего сгорания: Сб. науч. тр. -Хабаровск, 2001. - № 2. - С. 61-70.

6. Пассар A.B. Проектирование проточных частей центростремительной турбины, работающей в условиях нестационарного потока / A.B. Пассар // Сб. науч. тр. молодых ученых Дальневосточного региона России. - Хабаровск, 2001.-№ 14.-С. 51-55.

7. Пассар A.B. Численная реализация комплексного подхода к проектированию проточной части турбины, работающей в составе КДВС / В.А. Лашко, A.B. Пассар // Актуальные проблемы создания и эксплуатации комбинированных двигателей внутреннего сгорания: Материалы международной научно-технической конференции «Двигатели - 2002» -Хабаровск, 2002. - С. 31-34.

8. Пассар A.B. Проблемы проектирования проточной части центростремительной турбины, работающей в составе импульсной системы наддува КДВС / В.А. Лашко, A.B. Пассар // Актуальные проблемы создания,

проектирования и эксплуатации современных двигателей внутреннего сгорания: Сб.науч. тр. - Хабаровск, 2004. - № 3. - С. 119-125.

9. Пассар A.B. Выбор инструментария для расчета радиально-осевых турбин, работающих в условиях нестационарного потока / В.А. Лашко, A.B. Пассар // Актуальные проблемы создания, проектирования и эксплуатации современных двигателей внутреннего сгорания: Сб. науч. тр. - Хабаровск, 2007. - № 4. - С. 147-163.

10. Пассар A.B. Выбор инструментария для расчета радиально-осевых турбин, работающих в условиях нестационарного потока / В.А. Лашко, A.B. Пассар // Вестник ТОГУ. - Хабаровск, 2007. - № 4(7). - С. 135-152.

11. Пассар A.B. Выбор оптимальной степени радиальности для турбины турбокомпрессора ТКР-14С-27 поршневого двигателя ЧН 18/22 / В.А. Лашко, A.B. Пассар // Актуальные проблемы развития и эксплуатации поршневых двигателей в транспортном комплексе Азиатско-Тихоокеанского региона: Материалы международной научно-технической конференции «Двигатели 2008». - Хабаровск, 2008. - С. 150-165.

Пассар Андрей Владимирович

РАЗРАБОТКА МЕТОДА ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ РАДИАЛЬНО-ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ КОМБИНИРОВАННОГО ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Подписано в печать 5.03.09 Формат 60x84 1/16 Бумага писчая. Гарнитура «Тайме». Печать цифровая. Усл. печ. л. 1,3. Тираж 100 экз. Зак.68.

Отдел оперативной полиграфии Тихоокеанского государственного университета 680035, г. Хабаровск, ул. Тихоокеанская, 136.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. Проблемы проектирования проточной части радиально-осевой турбины турбокомпрессора КДВС.

1.1. Влияние параметров проточной части турбины на эффективные показатели КДВС.

I ■ I

1.2. Методы расчета турбины на среднем радиусе.

1.3. Расчет пространственного потока в проточной части.

Выводы.

Цели и задачи работы.

Глава 2. Основные положения метода проектирования проточной части радиалыю-осевой турбины, работающей в составе КДВС.

2.1. Комплексный подход к проектированию проточной части турбины работающей в условиях нестационарного потока.

2.2. Обоснование концепции профессора А.Э. Симеона при проектировании проточной части турбины работающей на переменных параметрах газа.

2.3. Надежные данные о потерях работоспособности газодинамического потока в проточной части - основа получения расчетным путем характеристик турбины.

2.4. Расчет осесимметричного вихревого потока невязкой сжимаемой жидкости в проточной части радиально-осевых турбин.

2.5. Оценка эффективности использования импульса в зависимости от выбора расчетного режима при работе турбины в нестационарном потоке

КДВС.

Выводы по второй главе.

Глава 3. Физическое моделирование и экспериментальные исследования в проточной части радиалыю-осевой турбины.

3.1. Подобие процессов в ступени турбины и их моделирование.

3.2. Обоснование стенда для экспериментального исследования радиальноосевой турбины.

3.3. Экспериментальное определение параметров газодинамического потока при получении характеристики турбины.

3.4. Определение КПД турбины по измеряемым параметрам на экспериментальном стенде.

3.5. Оценка адекватности предлагаемой расчетной модели.

3.6. Оценка адекватности модели Я.А. Сироткина по полям скоростей на выходе из рабочего колеса турбины.

Выводы по третьей главе.

Глава 4. Результаты реализации комплексного подхода на примере проточной части радиально-осевой турбины турбокомпрессорного ряда ТКР-14.

4.1. Исследование влияния степени реактивности на эффективность проточной части турбины.

4.2. Выбор расчетного режима и оценка эффективности турбины работающей в нестационарном потоке.

4.3. Оценка влияния степени радиальности на эффективность проточной части турбины.

4.4. Оптимизация проточной части турбины методом неопределенных множителей Лагранжа.

4.5. Оценка влияния формы меридионального обвода на качество структуры потока в проточной части.

В настоящее время можно констатировать, что газотурбинный наддув дизелей нашел повсеместное применение в комбинированных двигателях внутреннего сгорания. Однако использование надувочного агрегата -турбокомпрессора в поршневых двигателях породило ряд проблем. Одна из главных - проектирование проточных частей турбины, работающей в специфических нестационарных условиях. Следует отметить, что теория турбомашин хорошо разработана только лишь для стационарного обтекания лопаток и не приспособлена для турбин комбинированных двигателей внутреннего сгорания.

Также хорошо известно, что проточная часть турбины оказывает существенное влияние не только на систему наддува, но и на эффективность комбинированного поршневого двигателя в целом. Причем по степени влияния на эффективность поршневых двигателей, газотурбинный наддув оказывает самое существенное влияние по сравнению с другими системами ДВС. Это хорошо иллюстрируют уже ряд выполненных работ [20,40,58,70,71,72,93,96,106], показывающих, что за счет изменения геометрии проточной части турбины можно добиться снижения удельного эффективного расхода топлива на 4 - 6 г/кВт.ч на номинальном режиме. Необходимо отметить, что и это далеко не окончательный результат, так как в выполненных исследованиях полученный эффект базируется на интуитивном подходе при воздействии на геометрию проточной части турбины. Такой подход, как известно, узаконен среди специалистов в области двигателей внутреннего сгорания.

Принимая вышеизложенное, необходимо констатировать, что в практике проектирования комбинированных двигателей при совершенствовании проточной части турбины возникают следующие проблемы:

1. Математические модели расчета турбинной ступени на среднем радиусе в силу принятых упрощающих допущений не позволяют в полной мере описать физику процесса течения в проточной части. Это обстоятельство не позволяет найти связь газодинамического потока с геометрией проточной части турбины, что вынуждает конструкторов использовать интуитивные методы проектирования.

2. Невозможность решения системы уравнений описывающих физику пространственного нестационарного потока в криволинейной системе координат связанной с проточной частью привело специалистов к созданию метода ЦНИДИ. Однако, этот метод оперирует интегральными характеристиками, что не позволяет выйти на задачу синтеза проточной части.

3. Разработанные в настоящее время пространственные методы расчета [34,98-103,108,122,124-126,141], в силу принятых упрощающих допущений, позволяют получить физическую картину структуры потока только при стационарном обтекании лопаток, на расчетном или близком к нему режимах. Отсутствуют аналитические методы расчета отрыва потока.

4. Существующие в настоящее время современные пакеты прикладных программ ориентированные на турбомашиностроение, такие например как ANSYS/CFX, недоступны в силу их дороговизны и представляют собой своего рода черный ящик, так как заложенные в них математические модели, а также упрощающие допущения являются скрытой информацией.

5. Экспериментальные исследования по работе турбины в условиях нестационарного потока КДВС, представленные профессором А.Э. Симеоном содержат важную информацию, но концептуально не проработаны, что потребует определенных усилий по принятию ряда положений по отработке комплексного подхода при проектировании проточных частей.

6. Несмотря на обилие расчетных методик по определению потерь, до настоящего времени нет четкой аргументации в практическом их использовании

7. Разработанные в ЦНИДИ геометрические методы построения межлопаточных каналов основаны на экспериментальных исследованиях и носят чисто интуитивный характер.

На основании вышеизложенного, была предложена попытка объединить все положительные стороны существующих математических моделей и методов расчета и проектирования, подойти комплексно к проектированию радиально-осевой турбины работающей в условиях нестационарного потока системы наддува КДВС.

В связи с поставленной целыо были определены следующие задачи:

1. Систематизировать математические модели для расчета потерь работоспособности газодинамического потока в проточной части и адаптировать их к расчету характеристики радиально-осевой турбины турбокомпрессорного ряда ТКР-14 на базе модели, на среднем радиусе.

2. Используя современные методы трехмерного твердотельного компьютерного моделирования создать твердотельную модель рабочего колеса.

3. Решить проблемные вопросы применения математической модели расчета квазитрехмерного потока Я.А. Сироткина по отработке технологии проектирования радиально-осевой турбины турбокомпрессорного ряда ТКР-14.

4. На стенде для экспериментальных исследований, имеющемся на кафедре ДВС произвести проверку адекватности расчета характеристик турбины и адекватности расчета полей скорости на выходе из турбины.

5. Предложить концептуальный подход к проектированию проточных частей радиально-осевой турбины базируясь на экспериментальных исследованиях профессора А.Э. Симеона.

6. Объединить вышеперечисленные математические модели и разработанную на кафедре ДВС математическую модель расчета нестационарных процессов в разветвленных системах выпуска в комплексный подход.

7. Базируясь на физической природе работы турбины в условиях нестационарного потока в КДВС, расшифрованной профессором А.Э.Симеоном, включить ее концептуально в комплексный подход и провести широкий цикл исследований направленных на совершенствование проточной части турбины турбокомпрессора ТКР-14.

Основные результаты работы обсуждались на научно-технических семинарах кафедры «Двигатели внутреннего сгорания» Хабаровского государственного технического университета (1998 г., 1999 г., 2000 г.), в отделе главного конструктора завода «Дальэнергомаш» (г. Хабаровск, 1999 г), на конкурсе молодых ученых и аспирантов в области технических наук, посвященном 275-летию Российской академии наук (г. Хабаровск, 1999 г.), на конкурсе научных работ по инженерным наукам среди молодых ученых, посвященном празднованию 10-летия Инженерной академии Российской Федерации (г. Хабаровск, 2000 г.), на международной научно-технической конференции «Автомобильный транспорт Дальнего Востока 2000» (г. Хабаровск 2000 г.), на семинарах кафедр Э-2 и Э-3 МГТУ им. Н.Э. Баумана (г. Москва, 2000 г.), в СКБ газовых турбин Уральского турбомоторного завода (г. Екатеринбург, 2000 г.), на 6-м международном симпозиуме, посвященном научно-техническим проблемам Дальневосточного региона (г. Харбин, КНР, 2000 г.), на международной научно-технической конференции «Двигатель 2002» (г. Хабаровск, 2002 г.), на региональном научно-техническом семинаре по проблемам в области двигателей внутреннего сгорания (г. Хабаровск, ХГТУ 2003 г.), на научно-техническом семинаре по проблемам механики машин (г. Хабаровск, ХГТУ 2005 г.), на международной научно-технической конференции «Двигатель 2008» (г. Хабаровск, ДВГУПС 2008 г.).

Автор считает своим долгом выразить искреннюю благодарность своему научному руководителю, без которого никогда не состоялась бы данная научная работа, заведующему кафедрой «Двигатели внутреннего сгорания» Тихоокеанского государственного университета д.т.н профессору Лашко В.А., за оригинальный подход к консультациям по вычислительным методам доценту Ряйсянену А.Г., а также за неоднократное бурное обсуждение подходов к выполнению настоящей работы и ценные советы по ней доценту кафедры «Двигатели внутреннего сгорания» Васильеву Л.А., к сожалению безвременно ушедшему.

1. ПРОБЛЕМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ РАДИАЛЬНО-ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ ТУРБОКОМПРЕССОРА КОМБИНИРОВАННОГО ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ

Влияние параметров проточной части турбины на эффективные показатели КДВС

Проблема повышения удельной мощности, улучшения экономических показателей КДВС в огромной степени зависит от эффективной реализации работоспособности выпускных газов в турбине. Как известно эффективность турбины, в значительной степени определяется геометрией проточной части.

Как показывают многочисленные исследования

20,40,58,70,71,72,93,96,106] повышение КПД турбины может существенно повысить эффективные показатели дизеля с турбонаддувом.

В работе [40] предпринята попытка на тракторах Т-130 оборудованных четырехцилиндровым дизелем Д-130 с импульсной системой наддува, ликвидировать повышенную вибрацию лопаток рабочего колеса турбины, вызванной парциальностыо подвода газов к рабочему колесу. В результате была предложена конструкция безпарциальной импульсной турбины рис. 1.1. Характерной особенностью этой турбины является то, что корпус турбины сделан с двумя каналами, через которые газ из отсеков разделенного выпускного коллектора двигателя подводится равномерно по всей окружности рабочего колеса попеременно двумя потоками по высоте лопаток. В процессе исследований снимались сравнительные нагрузочные характеристики двигателя с серийной и экспериментальной турбинами. Как показали результаты испытаний (рис. 1.2), установка новой турбины снижает давление наддува рчто привело к снижению расхода воздуха Ge и вызвало повышение температуры выпускных газов перед турбиной Г j и соответственно увеличение удельного эффективного расхода топлива Ье.

Рис. 1.1. Конструктивная схема экспериментальной турбины: 1-рабочее колесо; 2-корпус турбины; 3-сопловой аппарат.

Принимая во внимание полученный отрицательный эффект, авторы работы [40] решили уменьшить сечение соплового аппарата Fca на 5%, что дало возможность на некоторых режимах сравнять показатели со штатной турбиной, а на некоторых даже улучшить.

Следует отметить, что предложенная конструктивная схема турбины, несмотря на равномерный подвод газа по всей окружности рабочего колеса приводит к неравномерности поля скоростей по высоте лопатки рабочего колеса, принимая во внимание разность давлений в подводимых каналах. Недостаточно исследован эжекционный эффект, который будет наблюдаться на срезе каналов, через которые газ подводится к рабочему колесу. На наш взгляд авторы пытались интуитивно улучшить эффективные показатели двигателя за счет конструктивной части соплового аппарата турбины, а необходимо было тщательно разобраться с газодинамикой процесса, как в сопловом аппарате турбины, так и в целом в выпускной системе КДВС.

Tg! Q£f Gi, кг/с a) 6)

Рис. 1.2. Нагрузочные характеристики двигателя Д-130 а) п=950 мин"1; б) и=1250 мин"1: - серийный турбокомпрессор ТКР-11Н;экспериментальный турбокомпрессор; • • - экспериментальный турбокомпрессор с корректировкой проходного сечения соплового аппарата.

Как показали авторы работы [96] на двигателе Д-50 с турбокомпрессором ТК-30, повышение КПД турбокомпрессора rjTK с 0.44 до 0.53, наряду с увеличением давления наддува и коэффициентом избытка воздуха, приводит к снижению удельного эффективного расхода топлива Ье на 5-7 г/кВт. ч. В двухтактных дизелях с газотурбинным наддувом увеличение КПД турбокомпрессора т]тк с 0.47 до 0.54 наряду с увеличением давления в продувочном ресивере с 0.17 до 0.19 МПа обеспечило также значительное увеличение экономичности дизеля на 8 г/кВт. ч (рис. 1.3).

Рис. 1.3. Зависимость основных параметров дизеля 9Д100 с комбинированным наддувом (режим Ре = 2206 кВт., п — 850 мин"1) от сечения сопел газовой турбины.

К сожалению, в данном экспериментальном исследовании не приведено информации о том, каким образом изменялась площадь проходного сечения соплового аппарата Fca, которая может меняться одним из следующих способов:

1. При осевой турбине - подгибом лопаток или заменой соплового аппарата;

2. При радиально-осевой турбине - поворотом лопаток или заменой соплового аппарата.

Как видно из рис. 1.3 кривая удельного эффективного расхода топлива Ье не имеет экстремума, это говорит о том, что необходимо провести дополнительные исследования с целью нахождения оптимальной площади проходного сечения соплового аппарата Fca.

Результаты [96] проведенных фирмой Фербенкс-Морзе испытаний шестицилиндрового двухтактного дизеля размерности 20.5/25 с импульсным наддувом свидетельствуют о наличии оптимальной величины сечения сопел; при сечениях, меньших оптимального, снижение эффективности системы газотурбинного наддува компенсируется положительным влиянием повышения давления наддува (рис. 1.4).

Pb'Pgl

МПа 0.23

0.21

0.19 ъ

Л1 птк,мин 17000

15000

Т \1

110 1% 118 .122 126 130

440

FcaxlO'4,M2

Рис. 1.4. Зависимость параметров шестицилиндрового двухтактного дизеля Фербенкс-Морзе (Ре = \412кВт, п = 900мин~^) от сечения сопел газовой турбины.

В работе [93] приведены результаты исследования по выбору проходного сечения турбины двигателя Д 6-250 ТК (6 ЧН 15/18). Наддув двигателя осуществлялся свободными турбокомпрессорами ТКР-14-2 и турбокомпрессором ТКР-14Р конструкции ЦНИДИ с регулируемым сопловым аппаратом. На дизеле была применена импульсная система подвода газов к турбине с разделенным выхлопным коллектором. В обоих случаях изменение проходного сечения турбины достигалось за счет изменения площади соплового аппарата Fca: в первом случае — путем установки сопловых аппаратов с разным проходным сечением сопел, а во втором путем поворота сопловых лопаток.

По результатам исследований по первому направлению можно констатировать (рис. 1.5):

- Величина площади сечения соплового аппарата Fca в значительной степени оказывает влияние на увеличение противодавления за турбиной при отсутствии разряжения перед компрессором;

- Уменьшение проходного сечения соплового аппарата турбины повышает давление газов перед турбиной, что вызывает рост давлений наддувочного воздуха и значений максимальных давлений сгорания;

- Температура выхлопных газов понижается во всех случаях при уменьшении проходного сечения соплового аппарата. Результаты исследований показали, что при неизменном рабочем колесе можно подобрать оптимальную площадь сечения соплового аппарата, при которой удельный эффективный расход топлива будет минимальным.

На втором этапе исследований, площадь проходного сечения соплового аппарата изменялась за счет поворота лопаток (рис. 1.6). Следует отметить, что при повороте лопаток в сторону уменьшения угла выхода потока а\, увеличивается радиальный зазор, что приводит к дополнительным потерям энергии от утечек газа в радиальном зазоре. К сожалению, авторами работы не приведено данных о профиле сопловых лопаток, углах их установки, а также данных по изменению радиального зазора. Необходимо отметить, что при настройке турбокомпрессора на определенный режим работы двигателя, наибольшей эффективности можно добиться путем подбора соплового аппарата с оптимальной площадью проходного сечения, а не поворотом сопловых лопаток.

РтаХ'МПа

9 8 Р

1.9 1.7 1.5 рь,МПа 0,09 0,08 0,07 0,06 0,05

Т с gl' с

700 650 600 550

Ье, г/кВт ч 231

217 20%

Рmax

--1 m в — ч i---- i R i.

H

-A- H

Л--- д. ^-- 1 L——

Ph \ " A. и

---4 -----L -- л k-^ t— —" '0 h e Л ,

А— д- Д-<6 -fv k- —*

IX и \

•

28 30 32 34 36 38 Fmx10,M

Рис. 1.5. Характеристика по влиянию проходного сечения турбины Fca на параметры двигателя ЧН 15/18 (режим Рте 0,95МПа; п = 1700мин —о— - без разрежения и противодавления; — х---разрежение 700 мм вод. ст., противодавление 600 мм вод. ст.;

А--разрежение 1200 мм вод. ст., противодавление 1200 мм вод. ст.

Рта,МПа

Рис. 1.6. Изменение параметров двигателя ЧН 15/18 в зависимости от проходного сечения соплового аппарата (Fca меняется путем поворота сопловых лопаток) турбины: —о— режим : рте=0,92МПа; п = 1700мин~^; —х— - режим: рте = \МПа; п = 1700лшн—^.

Авторами работ [70,71] представлены результаты экспериментального исследования влияния площади проходного сечения соплового аппарата турбины турбокомпрессора судового двигателя «Ланг» эксплуатировавшегося на теплоходе «Кихелькона». На основании проведенного цикла расчетных исследований было решено уменьшить площадь проходного сечения соплового аппарата на 16% (один канал в каждом сегменте заглушили). Результаты испытаний показали, что при одинаковой мощности двигателя, после глушения части сопел давление наддува увеличилось на 0.005 МПа, что соответствует увеличению степени повышения давления в компрессоре тгк на 4%. Степень расширения газа в турбине возросла на 0.9%, КПД компрессора увеличился на 5%. Увеличение КПД компрессора и расхода воздуха привело к снижению температуры выхлопных газов перед турбиной на 2%, а удельного расхода топлива на 3%.

Необходимо отметить, что глушение части каналов соплового аппарата приводит к увеличению парциальности впуска и, следовательно, увеличивает вентиляционные потери. Следует констатировать, что данный подход является слишком грубым. Пытаясь перераспределить расход газа в сопловом аппарате, авторы не уделяют внимания совершенствованию геометрии проточной части.

В статье [20] представлены результаты экспериментального исследования по влиянию различных технологических факторов в условиях массового производства на проходные сечения соплового аппарата турбины турбокомпрессора ТКР-11 двигателя СМД-17КН. Технологические факторы определяющие разброс параметров проточных частей, но ограниченные высотой сопловых лопаток турбины, изменяют предельные значения суммарного проходного сечения Fca от 8.928 • Ю-4 м2 до 9.985 ■ Ю-4 л2. Были выбраны четыре сопловых аппарата с суммарными проходными сечениями Fca = 8.55 ■ \0~4 м2, Fca =9.05-\0~4м2, Fca =9.3 • \0~4м2, —4 2

Fca =10.3-10 м т.е. от 0.9 до 1.09Fca иом. Исследования проводили при работе двигателя СМД-17КН по нагрузочной характеристике {п = 1900лш//-1, режим номинальной мощности).

Следует отметить, что (рис. 1.7):

- При повышении рше параметры: Ge, Тв, Tg\, рв, pg\, птк с разной интенсивностью возрастают;

- С увеличением проходного сечения соплового аппарата Fca все параметры снижаются, кроме Tg\;

- Повышение температуры Г^ при увеличении Fca, связано с несогласованностью проходного сечения рабочего колеса FpK и Fca.

G„, кг/с

Птк10*> 35 мин

Th,°C nriPgi>Pb

МПci

Рпге'МП"

Рис. 1.7. Изменение параметров турбокомпрессора при работе двигателя по нагрузочной характеристике: 1 - сопловой аппарат Fca=8.55-10"4 м2, 2 - 9.05-10"4 м2, 3 - 9.3 м2, 4-1.03 м2.

Ь„,г/кВт.ч р§1,МПа п 10 ,

ТК

-1 мин т„х

Т "С gi' ^

F 9 F со ппп ' со пот

10 Fr.

-4 7 сотах F[0 10 , М'

Рис. 1.8. Зависимость изменения параметров двигателя и турбокомпрессора от величины проходного сечения сопел (режим я=1900 мин"1, рте = 0.15МПа).

Влияние сечения соплового аппарата Fca на параметры двигателя [20] рис. 1.8, Рте , п — 1900лшн показало:

- снижение давления выпускных газов перед турбиной на 10%, частоты вращения ротора турбокомпрессора пТК на 5.7% , расхода воздуха через компрессор на 10% и заметное уменьшение параметров рв и Тв\

- повышение температуры газов перед турбиной , связанное с зажатием» сечения рабочего колеса турбины.

В целом по результатам исследований авторов статьи [20] можно сделать следующие выводы:

- снижение удельного эффективного расхода топлива связано в основном с несогласованностью проточной части соплового аппарата и рабочего колеса;

- вопрос является недостаточно исследованным, поскольку нет ярко выраженного экстремума по Ъе.

Интерес представляет выполненный цикл исследований по повышению экономичности тепловозного двигателя типа Д-70 с турбокомпрессором ТК-38, на неноминальных режимах, путем увеличения давления наддува за счет уменьшения площади сечения соплового аппарата турбины подгибкой лопаток [106]. Было установлено, что при уменьшении сечения соплового аппарата турбины от 0.015м" до 0.013м" на режимах тепловозной характеристики от 570 до 740 мин"1 увеличивается давление наддува на 0.01 — 0.024 МПа, а удельный эффективный расход топлива снижается на 6.8 -9.52г/кВт. ч. Однако следует отметить, что такой способ изменения проходного сечения соплового Аппарата является достаточно примитивным по изменению проточной части и приводит к образованию вихревых зон и отрыва потока. Эффект по экономичности можно объяснить, что ранее турбокомпрессор был установлен на дизель без соответствующей настройки.

Авторы работы [72] теоретически исследовали двигатель типа ЧН 26/26 со свободным турбокомпрессором типа 6ТК при сопловом регулировании турбины (рис. 1.9 — 1.10). Полученные результаты при работе двигателя с постоянной цикловой подачей (^=1.3 г/цикл} характеризуют следующее:

- при уменьшении угла выхода из соплового аппарата турбины а\, внешняя характеристика двигателя сдвигается в сторону меньших расходов воздуха;

- чем круче зависимость а\ от п (рис. 1.10а), тем ближе к границе помпажа (рис. 1.9) и при этом двигатель работает в зоне более высокого КПД турбокомпрессора (рис. 1.106);

- уменьшение угла а\ вызывает возрастание давления газов перед турбиной pgi, рост частоты вращения ротора турбокомпрессора, повышение давления наддува и расхода воздуха Ge; а) б)

Рис. 1.9. Расходные характеристики двигателя и компрессора при разных вариантах регулирования турбины и компрессора: а) кривые 1,2,3; б) кривые 4,5,6.

16 %

12

10

Pb'P.I МП a о.з

02 ОЛ ре,МПа 16 и 1.2 Ю

2 3 \ А": * S у / оп +

У * У

У

Рщ Р

Ре ~

3 1

JK

20 18

16 %

Р 2 1

- Ь,,г/кВт.ч с'

245 217

Т.„Ч<

W0

600

189 п,мин

-I

1000 ., п,мин

Рис. 1.10. Изменение параметров двигателя при работе по внешней скоростной характеристике (при q„=l .3 г/цикл=соп51:): нерегулируемый турбокомпрессор,регулирование турбины, — • — ■--регулирование турбины и компрессора.

- параметры рабочего процесса a, rfo, rje, rjM имеют тенденцию к росту, что ведет к снижению удельного эффективного расхода топлива Ье, снижению температуры газов перед турбиной Tg\, и повышению среднего эффективного давления рте;

- совершенно очевидно, что влияние геометрии проточной части соплового аппарата с точки зрения профилирования остается недостаточно изученным.

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

1. Разработан комплексный подход к проектированию проточной части радиально-осевой турбины импульсной системы наддува комбинированного двигателя внутреннего сгорания, базирующийся на использовании:

- современных представлений о методах расчета турбины на среднем радиусе и пространственного потока в проточной части;

- надежных данных о потерях;

- результатов численного моделирования нестационарных процессов в разветвленных системах выпуска двигателей ряда ЧН 18/22;

- концептуального подхода профессора А.Э. Симеона, основанного на систематизации и физическом осмысливании большого количества экспериментальных данных;

- практической реализации расчета осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости (метод Я.А. Сироткина) применительно к радиально-осевой турбине, находящейся под воздействием нестационарного потока выпускных газов в КДВС;

- оценки эффективности срабатывания выпускных газов в турбине максимальным значением интегрального КПД срабатывания импульса, основанной на методе ЦНИДИ.

2. Экспериментальные исследования в проточных частях радиально-осевой турбины турбокомпрессора ТКР-14 выполнены на стенде для статической продувки, в обосновании которых положены фундаментальные основы теории подобия.

3. Проверка адекватности полей скоростей в проточной части турбины осуществлялась с использованием современных программных комплексов по статистической обработке экспериментальных значений абсолютной скорости за рабочим колесом турбины ТКР-14С-26.

4. Предложена технология проектирования проточной части турбины, которая включает следующую последовательность реализации комплексного подхода:

- оценка влияния степени реактивности;

- выбор расчетного режима и срабатывания импульса в турбине;

- влияние степени радиальности;

- использование оптимизационного алгоритма метода неопределенных множителей Лагранжа;

- применение современных методов трехмерного твердотельного моделирования и численного моделирования осесимметричного вихревого потока невязкой сжимаемой жидкости в проточной части радиально-осевых турбин для расчета структуры потока и оценки формы меридионального обвода.

5. Возможность расчета структуры потока с использованием метода Я.А. Сироткина, позволяет не только обнаружить наличие отрывных зон, но и обеспечить безотрывное течение потока, а также в будущем управлять полями скоростей с целью определения наибольшей эффективности срабатывания располагаемой энергии в турбине.

211

1. Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин / В.Х. Абианц. М.: Машиностроение, 1979. 246 с.

2. Азбель А.Б. Повышение эффективности агрегатов наддува тракторных дизелей / А.Б. Азбель, И.М. Антонов, Н.Ю. Зубрилин, A.M. Цукеров // Двигатели внутреннего сгорания. Харьков, 1987. Вып. 46. С. 42 48.

3. Андерсон Д. Вычислительная гидромеханика и теплообмен / Д. Андерсон, Дж. Таннехилл, Р. Плетчер. В 2-х т. Т. 1: Пер. с англ. М.: Мир, 1990. — 384 е., ил.

4. Андронов A.M. Теория веорятностей и математическая статистика. Учебник для вузов / A.M. Андронов, Е.А. Копытов, Л.Я. Гринглаз. СПб.: Питер, 2004.-461 е.: ил.

5. Ануфриев И.Е. MATLAB 7 / И.Е. Ануфриев, А.Б. Смирнов, Е.Н. Смирнова. СПб.: БХВ-Петербург, 2005. 1104 е.: ил.

6. Аронов Б.М. Профилирование лопаток авиационных газовых турбин / Б.М. Аронов, М.И. Жуковский, В.А. Журавлев. М.: Машиностроение, 1975. 192 с.

7. Афанасьева Н.Н. Аэродинамические характеристики тепловых турбин / Н.Н. Афанасьева, В.Н. Бусурин, И.Г. Гоголев и др.; Под ред. В.А. Черникова. Л.: Машиностроение, 1980. 264 с.

8. Багмут Г. А. Теоретическое обоснование выбора среднего радиуса радиально-осевой турбины / Г.А. Багмут, Г.М. Поляковский // Энергомашиностроение. 1989. № 3. С. 11 — 14.

9. Банков Б.П. Особенности профилирования колес центробежных компрессоров и радиальных центростремительных турбин / Б.П. Байков // Энергомашиностроение. 1959. № 9. С. 45 47.

10. Байков Б.П. Особенности расчета турбины, работающей на газах переменного давления / Б.П. Байков // Труды ЦНИДИ. 1955. Вып. 28. С. 68 87.

11. Байков Б.П. Турбокомпрессоры для наддува дизелей. Справочное пособие / Б.П. Байков, В.Т. Бордуков, П.В. Иванов, Р.С. Дейч. JL: Машиностроение, 1975.200 с.

12. Балтер А.Е. КПД ступени центростремительной турбины / А.Е. Балтер // В кн.: Труды НАМИ. М.: 1964. - Вып. 68. - С. 3-29.

13. Березин PLC. Методы вычислений / И.С. Березин, Н.П. Жидков. Физматгиз. Т. I. 1966. 632 с.

14. Быржаков М.Б. Радиально-осевые ступени мощных турбин / М.Б. Биржаков, В.В. Литинецкий. Л.: Машиностроение, 1983. 219 с.

15. Борисенко А.И. Газовая динамика двигателей / А.И. Борисенко. М.: Оборонгиз, 1962. 793 с.

16. Бурячко В.Р. Оптимальные значения основных параметров центростремительных турбин / В.Р. Бурячко // Энергомашиностроение. 1961. №9. С. 27-28.

17. Васильев А.П. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др. Под общей ред. В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа. 1967. 676 с.

18. Васильев Л.А. Применение математического моделирования при проектировании двигателей внутреннего сгорания / Л.А. Васильев, Г.Б. Горелик, В.А. Лашко. Учебное пособие. Хабаровск: Хабар, политехи, ин-т, 1988. 96 с.

19. Васильев Л.А. Моделирование газодинамических процессов в дизелях / Л.А. Васильев. Хабаровск : Изд-во ХГТУ, 1996. 131 с.

20. Верба Н.И. Влияние изменения проходного сечения соплового аппарата турбокомпрессора ТКР-11Н на показатели работы двигателя / Н.И Верба, Д.М. Кельштейн, Ю.А. Красницкий //Двигатели внутреннего сгорания. Харьков, 1978. Вып. 27. С. 37 40.

21. Гмурман В.Е. Теория вероятностей и математическая статистика / В.Е. Гмурман. Учеб. пособие для вузов. Изд. 7-е, стер. М.: Высш. шк., 1999. -479 е.: ил.

22. Горлин С.М. Аэромеханические измерения. Методы и приборы / С.М. Горлин, И.И. Слезингер. М., Наука, 1964. 720 с.

23. Горлин С.М. Экспериментальная аэромеханика / С.М. Горлин. М., Высш. шк, 1970.423 с.

24. Гришин Ю.А. Метод расчета нестационарного одномерного течения газа / Ю.А. Гришин, С.А. Клименко, М.Г. Круглов // Двигателестроение. 1982. № 1. С. 14- 16.

25. Дейч М.Е. Техническая газодинамика / М.Е. Дейч. Изд. 3-е, перераб. М., «Энергия», 1974. 592 с.

26. Дехович Д.А. Агрегаты воздухоснабжения комбинированных двигателей внутреннего сгорания / Д.А. Дехович, Г.И. Иванов, М.Г. Круглов и др. М.: Машиностроение, 1973. 296 с.

27. Джон Г. Мэтъюз. Численные методы. Использование MATLAB / Г. Мэтьюз Джон, Д. Финк. Куртис. 3-е издание.: Пер. с англ. М.: Издательский дом «Вильяме», 2001. - 720 е.: ил.

28. Динеев Ю.Н. Экспериментальное исследование ступени радиально-осевой турбины / Ю.Н. Динеев, Л.В. Михненков, Б.Ф. Коваленко // Труды НАМИ. 1969. Вып. 110. С. 37-42.

29. Дорфман JI.A. Численное решение на ЭЦВМ задач осредненного осесимметричного потока в турбомашинах / Л.А. Дорфман, А.З. Серазетдинов// Энергомашиностроение. 1969. № 7. С. 14- 19.

30. Дорфман Л.А. Численные методы в газодинамике турбомашин / Л.А. Дорфман. Л.: Изд-во Энергия, 1974. 272 с.

31. Епифанова В.И. Низкотемпературные радиальные турбодетандеры / В.И. Епифанова. М.: Машгиз, 1961. 399 с.

32. Епифанова В.И. Низкотемпературные радиальные турбодетандеры / В.И. Епифанова. М.: Машгиз, 1974. 446 с.

33. Жирицкий Г.С. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов / Г.С. Жирицкий, В.И. Локай, М.К. Максутова, В.А. Стрункин; М.: Машиностроение, 1971. 620 с.

34. Жуковский М.И. Аэродинамический расчет потока в осевых турбомашинах /М.И. Жуковский. JL: Машиностроение, 1967. 287 с.

35. Зайдель P.P. Турбодетандеры кислородных установок / P.P. Зайдель. М.: Машгиз, 1960. 175 с.

36. Заряикин А.Е. Влияние радиального зазора на КПД радиально-осевой турбины / А.Е. Зарянкин, М.Ф. Зацепин // Изв. АН СССР. Энергетика и автоматика, 1961, № 4, с. 32 36.

37. Зарянкин А.Е. Радиально-осевые турбины малой мощности / А.Е. Зарянкин, А.Н. Шерстюк. М.: Машгиз, 1963. 248 с.

38. Заславский С.А. Одномерный проверочный расчет малоразмерных дозвуковых осевых газовых турбин на ЭВМ / С.А. Заславский, М.А. Либерман, М.А. Симкин, Я.А. Сироткин // Энергомашиностроение. 1978. №7. С. 13-16.

39. Иванов П.В. Расчет радиальной импульсной турбины с учетом перетекания газа и упрощенный расчет / П.В. Иванов // Труды ЦНИДИ. 1960. Вып. 39. С. 66-73.

40. Исаков В.П. Беспарциальная импульсная турбина / В.П. Исаков, В.И. Бутов, В.Н. Белоусов // ЦНИИТЭИтракторсельхозмаш. Реферативный сборник. Вып. 4.1961. С. 5 - 10.

41. Каминский А.Н О расчете переменного давления в выпускном трубопроводе / А.И. Каминский, К.А. Морозов, Б.Я. Черняк // Труды МАДИ. 1972. Вып. 40. С. 98 102.

42. Каминский А.И. Особенности расчета агрегатов наддува судовых и стационарных дизелей / А.И. Каминский, JI.A. Васильев. Учебное пособие. — Хабаровск : Хабар, политехи, ин-т. 1979. 111 с.

43. Каминский А.И. Анализ явлений в импульсных системах газотурбинного наддува дизелей методом теории волн конечной амплитуды / А.И. Каминский, J1.A. Васильев, В.А. Лашко // Изв. Вузов. Машиностроение. -1981. - № 3. - С.69-73.

44. Каминский А.И. Расчет нестационарного течения газа в выпускных трубопроводах КДВС методом уединенных волн конечной амплитуды / А.И. Каминский, Л.А. Васильев, В.А. Лашко // Двигателестроение. 1983. № 4. С. 15-17.

45. Каминский А.И. Расчет нестационарного потока в выпускном трубопроводе с учетом трения и теплообмена / А.И. Каминский, Л.А. Васильев // Деп. В ЦНИИТЭИТЯЖМАШ. № 523 тм-89. - Хабаровск, 1989. - 22 с.

46. Кетков IO.JI. MATLAB 6.x.: программирование численных методов / Ю.Л. Кетков, A.IO. Кетков. СПб.: БХВ-Петербург, 2004. 672 е.: ил.

47. Киреев В.И. Численные методы в примерах и задачах / В.И. Киреев, А.В. Пантелеев. Учеб. пособие // М.: Высш. шк., 2004. 480 е.: ил.

48. Кирилов И.И. Теория турбомашин / И.И. Кирилов. Л.: Машиностроение. -1972. 536 с.

49. Кирилов И.И. Теория турбомашин. Примеры и задачи / И.И. Кирилов, А.И. Кирилов. Л.: Машиностроение, 1974. 320 с.

50. Кирьянов Д.В. Mathcad 12 / Д.В. Кирьянов. СПб.: БХВ-Петербург, 2005. -576 е.: ил.

51. Копелев С.З., Тихонов Н.Д. Расчет турбин авиационных двигателей (Газодинамический расчет. Профилирование лопаток) / С.З. Коплелев, Н.Д. Тихонов. М.: Машиностроение, 1974. 267 с.

52. Круглое М.Г. Термодинамика и газодинамика двухтактных двигателей внутреннего сгорания / М.Г. Круглов. М.: Машгиз, 1963. 272 с.

53. Крюков В.В. Методика определения показателей эффективности системы импульсного газотурбинного наддува двухтактных дизелей / В.В. Крюков, Н.Н. Иванченко, П.В. Иванов // Трубы ЦНИДИ. 1967. Вып. 53. С. 53 - 70.

54. Лашко В.А. Проектирование проточных частей центростремительной турбины комбинированного двигателя внутреннего сгорания / В.А. Лашко. Хабаровск : Изд-во ХГТУ, 2000. 135 с.

55. Левенберг В.Д. Судовые малорасходные турбины / В.Д. Левенберг. Л.: Судостроение, 1976. 192 с.

56. Листвин А.Г. Применение квазистатической гипотезы для расчетов осевых импульсных турбин агрегатов наддува дизелей / А.Г. Листвин, Р.С. Дейч, В.В. Бехтерев // Двигателестроение. 1985. № 12. С. 20 21.

57. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа / Л.Г. Лойцянский. Учебник. Изд. 4-е доп. и переработ., М., «Наука», 1973, 847 с.

58. Локай В.И. Зависимость профильных потерь в решетке от угла атаки / В.И. Локай // Известия АН СССР, ОТН. 1954. - № 6. с. 47 - 52.

59. Локай В.И. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов / В.И. Локай, М.К. Максутова, В.А. Стрункин. М.: Машиностроение, 1991. 512 с.

60. Лошкарев А.И К вопросу о профилировании рабочего колеса радиальной турбомашины / А.И. Лошкарев // Известия вузов. Серия «Машиностроение», 1960, № 2, с. 111-123.

61. Лошкарев А.И. К расчету характеристик центростремительной турбины / А.И. Лошкарев // Известия вузов. Серия «Маштностроение», 1963, № 1, с. 81-96.

62. Лошкарев А.И. Некоторые результаты исследования центростремительной газовой турбины с сопловым регулированием / А.И. Лошкарев, Б.Н. Брюханов // Известия вузов. Серия «Машиностроение», 1963, № 2, с. 208 -223.

63. Макаров Е.Г. Инженерные расчеты в Mathcad. Учебный курс / Е.Г. Макаров. СПб.: Питер, 2003. 448 е.: ил.

64. Марков Н.М. Теория и расчет лопаточного аппарата осевых турбомашин / Н.М. Марков. JL: Машиностроение, 1966. 240 с.

65. Мееров JI.3. Сравнительное влияние парциального подвода на экономичность радиальной и осевой ступеней / JI.3. Мееров // Труды ЛПИ.1969. №310. С. 54-58.

66. Мееров JI.3. Потери при парциальном подводе в центростремительной турбине / Л.З. Мееров // Труды ЛПИ. 1969. № 310. С. 58 64.

67. Межерицкий А.Д. Повышение экономичности и надежности двигателей «Ланг» / А.Д. Межерицкий и др. «Морской флот», 1969, №9.

68. Межерицкий А.Д. Турбокомпрессоры судовых дизелей / А.Д. Межерицкий. Л.: Судостроение, 1971. 191 с.

69. Мизернюк Т.Н. Исследование характеристик комбинированного ДВС с регулируемыми агрегатами наддува / Г.Н. Мизернюк, B.C. Козлов. Сб. «Двигатели внутреннего сгорания», Вып.ЗЗ. Изд-во Харьковск. ун-та, 1981.

70. Мидзумати Н. Исследование радиальных газовых турбин / Н. Мидзумати. М.: Машгиз, 1961. 120 с.

71. Митрохин В.Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины / В.Т. Митрохин. М.: Машиностроение, 1966. 197 с.

72. Митрохин В.Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины на стационарных и переходных режимах / В.Т. Митрохин. М.: Машиностроение, 1974. 228 с.

73. Моисеев Н.Н. Методы оптимизации / Н.Н Моисеев, Ю.П. Иванилов, Е.М. Столярова. М., Наука, 1978, 352 с.

74. Моргулис Ю.Б. Методика расчета радиальной импульсной турбины турбокомпрессора / Ю.Б. Моргулис, В.Н. Каминский // Труды НАТИ.1970. Вып. 207. С. 27- 57.

75. Носов М.В. Расчет основных параметров одноступенчатой центростремительной турбины / М.В. Носов. М., Оборонгиз, 1961, 83 с.

76. Одиваиов JI.H. Исследование радиально-осевой турбины турбокомпрессора / JI.H. Одиванов, А.П. Тунаков // Энергомашиностроение. 1964. № 9. С. 23 -26.

77. Орлин А.С. Комбинированные двухтактные двигатели / А.С. Орлин, М.Г. Круглов. М.: Машиностроение, 1968. 576 с.

78. Орлин А.С. Двигатели внутреннего сгорания. Теория рабочих процессов поршневых и комбинированных двигателей / А.С. Орлин, М.Г. Круглов и др. М.: Машиностроение. 1971. 400 с.

79. Петровский Н.В. Газотурбинный наддув мощных двухтактных судовых дизелей / Н.В. Петровский. Д.: Судостроение, 1970. 254 с.

80. Петунии A.M. Методы и техника измерений параметров газового потока (приемники давления и скоростного напора) / A.M. Петунин. М., Машиностроение, 1972. 332 с.

81. Пешехонов Н.Ф. Приборы для измерения давления, температуры и направления потока в компрессорах / Н.Ф. Пешехонов. М.: Оборонгиз, 1962. 184 с.

82. Пирумов У.Г. Численные методы / У.Г. Пирумов. Учеб. пособие для студ. Втузов. 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Дрофа, 2003. - 224 е.: ил.

83. Потемкин А.Е. Твердотельное моделирование в системе KOMHAC-3D / А.Е. Потемкин. СПб.: БХВ-Петербург, 2004. 512 е.: ил.

84. Потемкин В.Г. Вычисления в среде MATLAB / В.Г. Потемкин. М.: ДИАЛОГ-МИФИ, 2004. 720 с.

85. Преображенский В.П. Теплотехнические измерения и приборы / В.П. Преображенский. М.: Энергия, 1978. 707 с.

86. Приходъко М.С. К вопросу об оптимальных условиях работы ступени центростремительной турбины / М.С. Приходько. В кн.: «Труды ЛКИ», 1961, вып. XXXIV.

87. Розенберг Г.Ш. Судовые центростремительные газовые турбины / Г.Ш. Розенберг. Ленинград, 1964. 192 с.

88. Розенберг Г.Ш. Центростремительные турбины судовых установок / Г.Ш. Розенберг. Л.: Судостроение, 1973. 216 с.

89. Розенберг Г.Ш. Исследование пространственной структуры потока в колесе центростремительной турбины / Г.Ш. Розенберг // Тр. ЦНИИМФ. 1978. Вып. 236. С. 42-45.

90. Рябоеол В.М. Повышенный газотурбинный наддув дизелей семейства ЧН 15/18 / В.М. Рябовол, B.C. Соколов, В.Т. Бордуков, Ю.Т. Еремин, Ю.И. Ивашкин // Труды ЦНИДИ. 1966. Вып. 51. С. 23 39.

91. Седое Л.И. Методы подобия и размерности в механике / Л.И. Седов. М.: Наука, 1987.432 с.

92. Симеон А.Э. Газотурбинный наддув дизелей / А.Э. Симеон. М.: Машиностроение, 1964. 248 с.

93. Симеон А.Э. Турбонаддув высокооборотных дизелей / А.Э. Симеон, В.Н. Каминский, Ю.Б. Моргулис и др. М.: Машиностроение, 1976. 228 с.

94. Сироткшi Я.А. О пространственном потоке в осевых турбомашинах / Я.А. Сироткин // Энергомашиностроение, 1959, № 10, с. 14-19.

95. Сироткин Я.А. Расчет осесимметричного вихревого потока невязкой сжимаемой жидкости в осевых турбомашинах / Я.А. Сироткин // Изв. АН СССР, ОТН, Механика и машиностроение, 1961, № 2, с. 78-88.

96. Сироткин Я.А. Численный метод расчета вихревого потока идеальной несжимаемой жидкости в осесимметричных каналах / Я.А. Сироткин // Изв. АН СССР, ОТН, Механика и машиностроение, 1961, № 5, с. 44-51.

97. Сироткин Я.А. К постановке прямой задачи вихревого течения сжимаемой жидкости в турбомашинах / Я.А. Сироткин // Инженерный ж. ОТН АН СССР, 1963, № 2, с. 271-279.

98. Сироткин Я.А. Расчет осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости в радиальных турбомашинах / Я.А. Сироткин // Изв. АН СССР, ОТН, Механика и машиностроение, 1963, № 3, с. 16-28.

99. Сироткин Я.А. Аэродинамический расчет лопаток осевых турбомашин / Я.А. Сироткин. М., «Машиностроение», 1972. 448 с.

100. Сироткин Я.А. Одномерный проверочный аэродинамический расчет охлаждаемых газовых турбин / Я.А. Сироткин // Известия АН СССР. Энергетика и транспорт. 1980. № 1. С. 137 148.

101. Сироткин Я.А. Проверочный расчет многоступенчатых паровых турбин / Я.А. Сироткин // Теплоэнергетика. 1982. № 12. С. 21 - 24.

102. Скаженик A.M. Повышение экономичности двигателя типа Д-70 на неноминальных режимах путем увеличения давления наддува / A.M. Скаженик, Ф.Г. Гринсберг, В.Ф. Головко // Двигатели внутреннего сгорания. Харьков-1978. Вып. 14. С.4 6.

103. Степанов Г.Ю. Основы теории лопаточных машин, комбинированных и газотурбинных двигателей / Г.Ю. Степанов. М.: Машгиз, 1958. 350 с.

104. Степанов Г.Ю. Гидродинамика решеток турбомашин / Г.Ю. Степанов. М.: Физматгиз 1962.512 с.

105. Стечкин Б.С. Теория реактивных двигателей. Лопаточные машины / Б.С. Стечкин, П.К. Казанджан, Л.П. Алексеев и др. М.: 1956. 548 с.

106. Табачников Л.Я. К вопросу об использовании энергии колебаний на импульсной турбине двигателя внутреннего сгорания / Л.Я. Табачников // Труды ЦНИДИ. 1960. Вып. 39. С39 55.

107. Тихомиров В.М. Рассказы о максимумах и минимумах / В.М. Тихомиров. М., Наука, 1986. 192 с.

108. Траупель В. Тепловые турбомашины (паровые и газовые турбины, компрессоры). Тепловой и аэродинамический расчет / В. Траупель. М. — Л., Госэнергоиздат, 1961. 344 с.

109. Уваров В.В. Локомотивные газотурбинные установки (расчет и проектирование) / В.В. Уваров, B.C. Бекнев, Н.Д. Грязнов, Б.Е. Михальцев и др. М.: Машгиз, 1962. 548 с.

110. Флюгелъ Г. Паровые турбины / Г. Флюгель. ГОНТИ 1939. 255 с.

111. Формалев В.Ф. Численные методы / В.Ф. Формалев, Д.Л. Ревизников. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2004. 400 с.

112. Мб. Ханин Н.С. Влияние толщины выходных кромок лопаток на энергетические потери в сопловых аппаратах радиальных газовых турбин / Н.С. Ханин, А.Н. Шерстюк, Ю.Н. Динеев // Труды НАМИ. 1963. Вып. 58. С. 52.

113. Ханин Н.С. Автомобильные дизели с турбонаддувом / Н.С. Ханин. М.: Машиностроение, 1991. 336 с.

114. Хауторн У.Р. Аэродинамика турбин и компрессоров / У.Р. Хауторн. Пер. с англ. М.: Машиностроение., 1968. 743 с.

115. Холщевников КВ. Теория и расчет авиационных лопаточных машин / К.В. Холщевников, О.Н. Емин, В.Т. Митрохин. Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели» 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1986. 432 е., ил.

116. Хорлок, Дж. X. Осевые турбины / Дж. X. Хорлок. М.: Машиностроение, 1972.212 с.

117. Шерстюк А.Н. Расчет течений в элементах турбомашин / А.Н. Шерстюк М.: Машиностроение, 1967. 185 с.

118. Шерстюк А.Н. Радиально-осевые турбины малой мощности / А.Н. Шерстюк, А.Е. Зарянкин. М.: Машиностроение, 1976. 208 с.

119. Шерстюк А.Н. К определению потерь в турбинных решетках при нерасчетных углах атаки / А.Н. Шерстюк // Изв. АН СССР, ОТН, Энергетика и автоматика. 1960. - № 2.

120. Шубенко-Шубин Л.А. Автоматизированное проектирование лопаточных аппаратов тепловых турбин / Л.А. Шубенко-Шубин, Ф.А. Стоянов. Л.: Машиностроение, 1984. 236 с.

121. D. Woollat//Int. J. of Mech. Sci. 1964. Vol.6. P. 117-144.

122. Binder F.S. A method for predicting the performance of centripetal turbines in non-steady flow. Turbocharg and turbochargers / F.S. Binder, P.S. Gulati // Conference London, 1978, p. 233 -240.

123. Dibelius G. Turbocharger turbines under conditions of partial admission / G Dibelius // Brown Boveri Mittelungen, 1965, bd. 23, № 3.134 .Hawthorne W. The aerodynamics of turbo-machinery / W. Hawthorne, R. Novak

124. Knoernschild E.M. The radial turbine, for low specific speeds and low velocity factors/ E.M. Knoernschild // Journal of engineering for power. Transactions of the ASME, Janary 1961.-p. 1-8.

125. Migashita T. Performance of inward radial flow turbine under unsteady flow conditions / T. Migashita, T. Tomita, D. Ishihara // IHI Engineering review. 1974 vol. 1, № l,p. 10-22.

126. Seifert H. Die Berechnung instationarer Stromungvogange in der Rohrleitungs-Systemen vor Mehrzylindermotoren / H Seifert // MTZ : Motortechn. Z. 1972. 33. № 11. P. 421-428.

127. Wu Chung-Hua. A general theory of three-dimensional flow in subsonic and supersonic turbomachines of axial, radial and mixed-flow tipes / Chung-Hua Wu // Trans. ASME, vol. 74, № 8, 1952. p. 1363 1380.

128. Zapf H. Beitrag zur Untersuchung des Warmeubergangs wahrehd des Ladungswechsels im Viertakt-Diesel-motor / H. Zapf // MTZ: Motortechn. 1960. 30. № 12. P. 461-465.