автореферат диссертации по энергетическому, металлургическому и химическому машиностроению, 05.04.12, диссертация на тему:Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин

На правах рукописи

Грановский Андрей Владимирович

РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ ПОВЫШЕНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ¡ФЕКТИВНОСТИ ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ СТУПЕНЕЙ ОХЛАЖДАЕМЫХ

ГАЗОВЫХ ТУРБИН

Специальность 05.04.12 - Турбомашины и комбинированные турбоустановки

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

2 О ОПТ 2011

Москва-2011

4857938

Работа выполнена в Московском Энергетическом Институте

Официальные оппоненты: Заслуженный деятель науки РФ

доктор технических наук, профессор Зарянкин Аркадий Ефимович доктор технических наук, профессор Рассохин Виктор Александров доктор технических наук, доцент Рябов Евгений Константинови

Ведущая организация:

ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь.

Защита состоится 18 ноября 2011 г. в 13 час. 30 мин. в аудитории Б-407 на заседании диссертационного совета Д 212.157.09 Московского энергетического института по адресу: Мо Красноказарменная ул., д. 17.

Отзывы на автореферат в двух экземплярах, заверенные печатью организации, просим направля адресу: 111250, г. Москва, Красноказарменная ул., д.14, Московский энергетический институт Ученый Совет МЭИ.

С диссертацией можно познакомиться в библиотеке МЭИ.

Автореферат разослан « 11.

Ученый секретарь диссертационного совета Д 212.157.09

К.т.н., доцент

Лебедева А.И.

БЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

ктуальность проблемы. Основными определяющими факторами развития стационарных зотурбинных установок и авиационных двигателей являются: надежность, экономичность, ресурс, хнологичность, стоимость и т.д. Обеспечение оптимальных значений перечисленных выше рактеристик является важной практической задачей.

овышение температуры и давления газа на входе в турбину привело к необходимости применения лаждаемых ступеней. В современных стационарных и авиационных высокотемпературных зовых турбинах в качестве охлаждаемых ступеней часто применяются высоконагруженные рбинные ступени. Использование таких ступеней является комплексной задачей, поскольку еньшение числа ступеней с одной стороны позволяет уменьшить стоимость установки, повысить надежность, сэкономить ОлЛа^кдаюшИ" гюздух . 1 т.д., по с другое стсрч/кы .чЮ/Кст приводить к меньшению газодинамической эффективности, т.е. к уменьшению кпд турбины. Поэтому зработка методов повышения экономичности охлаждаемых, высоконагруженпых турбинных гупеней является актуальной задачей. Особенностью использования высоконагруженных рбинных ступеней является работа лопаточных аппаратов в трансзвуковом диапазоне скоростей, рансззуковые режимы работы характеризуются целым рядом особенностей, связанных с оявлением в межлопаточных каналах местных сверхзвуковых зон и скачков уплотнения, которые огут вызвать отрыв потока. Усложнение структуры потока при работе на трансзвуковых режимах риводит к увеличению потерь в межлопаточных каналах. Кроме того, выдув охлаждающего воздуха ерез ряды отверстий на поверхностях межлопаточного канала (сопловые и рабочие лопатки, латформы, корпус) приводит к изменению структуры пристенных течений и может служить сточником дополнительных потерь.

ктуальность темы диссертации определяется необходимостью разработать методологию роектирования лопаточных аппаратов высокотемпературных газовых турбин на основе омплексного изучения физических особенностей их работы численными и экспериментальными етодами с целью минимизации потерь в проточной части и, соответственно, с целью повышения пд турбин.

ель работы. Разработать методы повышения газодинамической эффективности охлаждаемых ысоконагруженных ступеней газовых турбин на основе исследования физических особенностей ечения в лопаточных аппаратах экспериментальными и численными методами.

Научная новизна работы состоит в следующем:

• Впервые в стране были внедрены в практику исследования структуры потока и проектировани лопаточных аппаратов методы решения нестационарных уравнений Эйлера на основе численно схемы С.К. Годунова 1 и 2 порядка точности.

• Предложен и реализован на практике комплексный подход для изучения структуры потока ] определения потерь в турбинных решетках на основе использования измерений локально! структуры потока лазерным измерителем скорости и численным исследованием особенностей вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

• Впервые разработан быстрый метод расчета потерь (метод локальной аппроксимации) на основ статистического обобщения экспериментальных данных по потерям в трансзвуковых турбинны. решетках.

• Разработаны оригинальные экспериментальные методики исследования особенностей течения лопаточных аппаратах, в частности:

- способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинных решетках широком диапазоне режимов работы с выпуском охлаждающего воздуха через щели ! отверстия перфорации на профиле;

- способ измерения параметров потока в секторных решетках, составленных из натурных охлаждаемых лопаток;

- способ исследования влияния уровня турбулентных пульсаций в потоке на входе, внутри межлопаточных каналов и на выходе из турбинных решеток при помощи лазерного измерителя скорости;

- способ визуализации пристенных течений на заданном режиме работы.

• Разработаны методы проектирования турбинных решеток на основе:

- численного исследования структуры течения в венцах;

- корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиля

• Спроектирована, численно и экспериментально исследована высоконагруженная полноразмерная трансзвуковая турбинная ступень при выдувс охлаждающего воздуха в сопловом аппарате и различной величине радиального зазора.

• Спроектирована, численно и экспериментально исследована двухступенчатая турбина низкого давления с саблевидными сопловыми аппаратами.

Обоснованность и достоверность выводов и рекомендаций. Основные научные положения и выводы подтверждены экспериментальными и численными результатами, полученными с помощью различных методов исследования; пневмометрические измерения параметров потока, измерения пульсаций скорости, средней скорости и интенсивности турбулентности лазерным измерителем

корости, визуализация течения. Сравнивались результаты измерений, полученные в эродинамических трубах и на экспериментальных турбинах. Численные результаты сопоставлялись экспериментальными данными.

рактнческая ценность. Применение разработанных и проверенных экспериментально подходов озволяет уменьшить интенсивность скачков уплотнения в межлопаточных каналах, снизить ероятность отрывов на выпуклой поверхности лопаток из-за взаимодействия пограничного слоя со качками уплотнения. В результате снижаются волновые потери и потери, связанные с отрывом отока на поверхности профиля. Уменьшаются вторичные потери и потери, связанные с ихреобразованием внутри межлопаточных каналов, ослабляются неравномерность потока и естационарные эффекты.

Ф^АУ'Т-ТЛРЦГЛПТ^ ПОДХОДОВ ПСТ1Т25р'ЧД2"'> Т1Ц TTOiiCr3yi'">T***,V "^J"»"*"4»""' 'V TiiH^minv

двигателях: АЛ31Ф НПО «Сатурн»; РД-33 НПО «Завод им. Климова» г. Санкт- Петербург; -90 ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь; Д-18, Д-27 ЗМКБ «Прогресс» г. Запорожье; в стационарных турбинах для газоперекачивающих станций и производства электроэнергии: ГУ 12П ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь; GT8C, GT11NM, GT11DM, GT8C2, GT13E2M, GT 11N2M ирмы ALSTOM;SGT-800(GTXi00),SGT-700(GT10C) фирмы SIEMENS

Личный вклад.

Разработан и внедрен в практику исследований и проектирования лопаточных аппаратов метод, основанный на решении нестационарной системы уравнений Эйлера на основе численной схемы С.К. Годунова 1 и 2 порядка точности.

Разработаны экспериментальные подходы для изучения особенностей структуры потока в трансзвуковых лопаточных аппаратах.

Разработан способ визуализации пристенных течений, позволяющий получать картину течения, соответствующую конкретному режиму обтекания.

Разработан и реализован на практике комплексный подход для изучения структуры трансзвуковых течений и определения потерь в турбинных решетках на основе использования измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости и численным исследованием особенностей вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

• Разработан метод проектирования трансзвуковых лопаточных аппаратов, основанный на корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиля.

• Разработан метод расчетной оценки потерь в трансзвуковых турбинных решетках методом локальной аппроксимации экспериментальных данных.

• Спроектирована и испытана полноразмерная высоконагруженная трансзвуковая ступень турбины.

5

• Спроектирована и испытана полноразмерная двухступенчатая турбина с саблевиднь» сопловыми аппаратами.

Автор защищает:

1. Расчетно-экспериментальный подход к изучению трансзвуковых течений при наличии скачи уплотнения и отрывных зон в межлопаточных канатах охлаждаемых высоконагруженнь ступеней газовых турбин.

2. Новые экспериментальные подходы для изучения особенностей течений в плоских и секторнь турбинных решетках, а также в полноразмерной ступени, позволяющие получать данные i локальной структуре потока, уровню турбулентных пульсаций, неравномерности параметр потока и аэродинамическим потерям. « Зксгтепиментапытые печулктяты по влиянию ня структуру потока и потери п тупптгкых летттеткя геометрических параметров, режима работы, выпуска охлаждающего воздуха через щели выходных кромках и отверстия перфорации на профиле и полках, а также уровня интенсивност ту рбулентности потока в различных частях межлопаточных каналов.

4. Расчетную оценку профильных потерь в турбинных решетках методом локальной аппроксимаци экспериментальных данных.

5. Метод проектирования лопаточных аппаратов, основанный на корреляции между распределение, скорости потока и распределением кривизны профиля.

6. Экспериментальные результаты, полученные при исследовании высоконагруженно полноразмерной трансзвуковой турбинной ступени при выдуве охлаждающего воздуха сопловом аппарате и различной величине радиального зазора.

7. Расчетные и экспериментальные результаты, полученные при проектировании и исследовани двухступенчатой турбины низкого давления с саблевидными сопловыми лопатками,

Апробация работы Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались: н XXX, XXXVI, XXXIX, XU, XLVI сессиях комиссии АН СССР и РАН по газовым турбинам 1983,1989, 1990, 1994, 1999 годах; на Международных конференциях: 85th AG ARD - PE Symposium "Loss Mechanisms and Unsteady Flows in Turbomachines", Derby, UK, May 1995; Th International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2001, June 4-7, 2001, Ne Orleans, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2002, June 3 6, 2002, Amsterdam, The Netherland: The Sixth International Symposium on Experimental an Computational Aerothermodynamics of Internal Flows, April 7-11, 2003, Shanghai, China; Th International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2003, June 16-19, 2003, Atlanta Georgia, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2004, Jun-

14-17, 2004, Vienna, Austria; 7th European Conference on TLTRBOMACHINHRY Fluid Dynamics and Thermodynamics, March 5-9, 2007, Athens Greece; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2007, May 14-17, 2007, Montreal, Canada; XVIII International Symposium on ISABE, Beijing, China, 2-7 September, 2007; ASME TURBO EXPO 2009, June 8-12, 2009, Orlando, Florida, USA, ASME TURBO EXPO 2010, June 14-18,2010, Glasgow, UK.

Публикации по работе. Основные результаты исследований опубликованы s 50 работах, в том числе в 28 изданиях, рекомендованных Перечнем ВАК.

Объем работы. Диссертация состоит из введения, восьми разделов, общих выводов, списка литературы, включающего 174 наименования. Работа изложена на 252 страницах, содержит 146 рисунков и 14 таблиц.

Краткое содержание работы

Во введении определены основные задачи, актуальность и цель исследования, отражена практическая значимость решаемой научной проблемы.

В первом разделе приводится обзор литературных данных по особенностям численных и экспериментальных подходов при исследовании структуры потока и потерь в проточной части охлаждаемых высоконагруженных ступеней газовых турбин, а также методов их проектирования.

Сопловые и рабочие лопатки высоконагруженных ступеней работают в трансзвуковом диапазоне скоростей на выходе (М2 = 0.8-1.2) и являются охлаждаемыми. Постановка прямой задачи о течении газа в турбинных венцах на трансзвуховых режимах является сложной задачей, когда стационарная картина течения описывается: при значении чисел Маха М< 1 уравнениями эллиптического типа, при М=1 уравнениями параболического типа, а при М>1 уравнениями гиперболического типа. При использовании метода установления по времени стационарная картина течения заменяется нестационарной, которая описывается только уравнениями гиперболического типа и стационарная картина течения есть асимптотический предел по времени решения нестационарных уравнений. Анализ различных численных схем показал, что для численного интегрирования нестационарных уравнений Эйлера и Навье-Стокса эффективной оказалась разностная схема сквозного счета, предложенная С.К. Годуновым. Параллельно с совершенствованием численных схем развивались также методы расчета: плоских турбинных решеток, изолированных венцов, отдельных ступеней и многоступенчатых турбин. В частности, на основе расчетов течения методом установления предложены алгоритмы улучшения обтекания профиля в трансзвуковых турбинных решетках, позволившие на стадии проектирования оптимизировать плоские сечения лопатки, на основе которых формируется пространственная поверхность лопаточных аппаратов.

Экспериментальные исследования трансзвуковых течений в турбинных решетках и ступеш позволили получить важную информацию относительно влияния: формы межлолаточных каналов режима работы на структуру волнового спектра, потери и трансформацию звуковой лини; нестационарного характера взаимодействия скачка уплотнен™ с пограничным слоем на спинке ) возникновения нестационарных отрывных явлений и т.д. Помимо традиционных исследован» потока пневмометрическими зондами, используются измерения пульсаций скорости при помош Лазерного Измерителя Скорости (ЛИС) и различные способы визуализация потока на стенка межлопаточных каналов. Испытания плоских, секторных и кольцевых решеток позволили глубок исследовать структуру потока, особенности волнового спектра на трансзвуковых режимах, выявит отдельные виды потерь. Однако полную картину влияния трансзвуковых режимов на работу турбин! дают экспериментальные исследования ступеней. В научно-технической литературе приводятс данные по исследованию высоконагруженных турбинных ступеней в различных исследовательски центрах и фирмах. Обобщение экспериментальных значений кпд, как функции нагрузки расходного коэффициента Г(, - Г (ДН/и', \Уи), показало, что разброс значений кпд для турбинны ступеней с примерно одинаковой нагрузкой АЬ/и2 = 2.1-2.3 составляет примерно Дг| = 7%, чт указывает на большую чувствительность трансзвукового потока к незначительным изменения* формы венцов и условий работы.

Усложнение структуры потока при трансзвуковых режимах приводит к увеличению потерь межлопаточных каналах и трудностям их предсказания. Кроме того, в современных газовы. турбинах Еыпуск охлаждающего воздуха через щели в выходных кромхах, через отверсти перфорации на поверхностях лопаток и торцевых поверхностях (платформах) приводит к изменени: -структуры пристенных течений и может служить источником дополнительных потерь. Дл; минимизации потерь разрабатывались различные методики проектирования плоских решеток 1 пространственных венцов, в частности профили формировались при помощи: сопряжения ду окружностей и гиперболических спиралей, а также лемнискат Бернулли; метода характеристик дл формирования спинки в косом срезе при сверхзвуковых скоростях на выходе и т.д. Однак разработанные методики профилирования предназначались, в основном, для неохлаждаемых лопато с тонкими выходными кромками. Профилирование решеток с профилями, имеющими толсты выходные кромки, потребовали применения новых подходов, в частности, метода доминирующей кривизны. Основы пространственного проектирования лопаточных венцов с целью минимизации потерь были заложены в работах Дейча, Филиппова и Ван-Чжун-Ци в 60-е годы 20 века, где впервые были описаны саблевидные лопатки для минимизации вторичных потерь. Развитие ЭВМ и появление программных комплексов вычислительной газодинамики (СИИ) возродили интерес к реализации ЗБ

подходов при проектировании реальных турбин. При помощи изменения пространственной формы 1 лопаток воздействуют на поток, изменяя его характеристики.

' Во втором разделе рассматриваются особенности численных подходов для исследования потока и потерь в элементах проточной части высоконагруженных турбинных ступеней. Постановка задачи для трансзвуковой турбинной решетки осложняется одновременным присутствием зон 'дозвукового и сверхзвукового течений. Численное решение было получено при использовании

I

процесса установления и монотонной разностной схемы С.К. Годунова для решении нестационарной I системы уравнений Эйлера. Использование методики ограничивалось продолжительностью счета из-за применения равномерных густых расчетных сеток для получения достаточной точности решения. Для сокращения времени счета при одновременном повышении точности была разработана

I

модифицированная схема Годунова, в которой кусочно-постоянное распределение параметров по | ячейкам расчетной сетки в исходной схеме заменили кусочно-линейной аппроксимацией параметров по ячейкам. Это сняло (по сравнению с исходной схемой Годунова) требование о плавности изменения размеров ячеек сетки, позволило строить разреженные, адаптированные к форме канала расчетные сетки и повысило порядок аппроксимации исходных уравнений до второго по I пространственным переменным. Это повысило точность решения при сокращении время счета в 6110 раз по сравнению с расчетами по исходной схеме Годунова. Вид расчетной сетки и картина течения (линии М=соп81;) в турбинной решетке с внутренним и внешним скачками уплотнения приведены на рис. 1.

Рис.! Расчетная Н-сетка и структура потока при расчетах по уравнениям Эйлера

Дальнейшее повышение точности расчетов течения и интегральных характеристик турбин по уравнениям Эйлера связано с адекватным моделированием деформации радиальной эпюры температуры вдоль проточной части. Радиальные распределения полной температуры в осевых зазорах является граничным условием для аэродинамических, тепловых и прочностных расчетов венцов. Однако опыт использования различных программ для осесимметричных и даже пространственных расчетов указывает на заметное различие между расчетными и измеренными радиальными распределениями температуры в осевых зазорах. (При этом расчетные значения других параметров могут хорошо совпадать с измеренными значениями.) При использовании

большинства программ форма входной радиальной эпюры температур остается подобной П' прохождении вдоль проточной части, в то время как экспериментальные данные демонстриру: значительное изменение (деформацию) входной эпюры полных температур от ступени к ступек Моделирование температурных явлений является сложной проблемой из-за ограниченно количества экспериментальных данных относительно изменения температурного поля в реалын многоступенчатых турбинах, В работе собраны экспериментальные данные по измеренн радиальной эпюры температур вдоль проточной части в 10 турбинах, которые значителы отличались друг от друга по расходу, мощности и количеству ступеней. На рис. экспериментальные эпюры относительной температуры ДТ"= Т*- Т"ср на входе имеют выраженнь параболический характер и разница температуры между температурой потока около корпуса максимальной температурой составляет 300 - 400 градусов.

л® ;■ . 1- ."' п

ш сЩ ц „.с

/Ц

У д,|

Рис.2 Измеренное распределение относительной полной температуры по радиусу: а) - на входе в турбины; б) - на выходе из проточной части

На рис. 2-6 видно, что радиальные распределения температуры на выходе являются бол< равномерными. На основё проанализированных экспериментальных данных по температуре в рамка| решения системы уравнений Эйлера был разработан алгоритм учета температурной деформаци| вдоль проточной части. Предложенный «тепловой алгоритм» позволяет более точно предсказывав граничные условия для вендов и интегральные характеристики всей турбины при использовани! программы расчета пространственного потока в многоступенчатых турбинах по уравнениям Эйлера.^ Для расчета потерь на трансзвуковых режимах был разработан быстрый метод, основанный н| статистической обработке экспериментальных данных по потерям в турбинных решетках! Приемлемая точность при расчете профильных потерь на трансзвуковых режимах была достигнут; при использовании метода локальной аппроксимации имеющихся экспериментальных данных. На рис. 3 приведено сопоставление расчетных и экспериментальных значений профильных потер; для 7 решеток. Необходимо отметить, что все лопатки имели относительную толщину выходной КрОМКИ (12 >10%.

ю

0.04 0.08

Чг

0.06 0.04

! .

Г-

■4„1 ь

|

0.л 0.9 1.0 5.1

Рис. 3 Сравнение расчетных и экспериментальных потерь в решетках 1-7. О - эксперимент; — расчет

В третьем разделе рассматриваются экспериментальные методы изучения структуры потока и

определения потерь в лопаточных аппаратах газовых турбин. При исследовании турбинных решеток

на трансзвуковых режимах необходимо подробнее измерять поля полного и статического давлений

из-за значительной окружной неравномерности давления и углов выхода потока за решеткой,

' вызванной внешними и внутренними кромочными скачками уплотнения. Для траверсирования

I потока за решеткой были разработаны несколько типов комбинированных насадков. В результате

сравнительных испытаний наименьшую погрешность продемонстрировал комбинированный

| насадок, где трубка Пито, объединенная с двумя скошенными трубками для измерения углов потока,

разнесена по фронту с игольчатым насадком для измерения статического давления с целью

' исключения их взаимного влияния.

' По сравнению с испытаниями плоских решеток преимуществом секторных решеток является

I возможность исследования натурных лопаток. Особенностью при испытании секторных решеток ' является обеспечение граничных условий на входе и выходе близких натурным. В частности, при

' отсутствии радиального градиента на выходе за решеткой под действием поля центробежных сил

I

возникает отрыв потока от втулки, резко искажающий всю картины течения (в том числе и уровень потерь). Для моделирования реального радиального градиента за трансзвуковой секторной решеткой было выполнено устройство в виде кольцевого сегмента, размещенного на периферии проточной части. На рис. 4 приведена схема секторной решетки с устройством, позволяющим моделировать реальный радиальный градиент давления за решеткой.

а) б)

Рис. 4 Секторная решетка с устройством, моделирующим радиальный градиент

а) Схема секторной решетки; б) Зависимость отношения средних статических давлений на периферии и у втулки от скорости Я.2адСр Наиболее подходящими для исследования локальной структуры потока, особенно внутри межлопаточных каналов, являются бесконтактные методы измерения характеристик течения. К таким методам относится метод определения количественных характеристик потока при помощи лазерного измерителя скорости (ЛИС). Для комплексного экспериментального исследования! характеристик трансзвуковых решеток был создан экспериментальный комплекс, приведенный на рис.5, который позволяет получать информацию об особенностях структуры потока б турбинных решетках при использовании различных экспериментальных методов.

3 - прибор Теплера, 4 - лазер, 5 - оптическая система, б - электромотор. Оптическая схема ЛИС позволяет проводить измерение двух компонент скорости в диапазоне \х,у -100 - 400 м/с с погрешностью не более 0,01 от измеряемой величины. Для получения надежных 1 измерений при помощи ЛИС необходимо рассеивать в потоке большое количество одинаковых по 1 размерам (монодисперсных) частиц с концентрацией порядка 105/см3. Для получения таких частиц' был создан специальный генератор масляных частиц. Для надежного определения локальной

12

скорости потока необходимо не менее 3000 измерений пролета масляной частицы сквозь интерференционную решетку, созданную лучами лазера. В результате обработки измерений ЛИС получают значения пульсационной составляющей скорости, ее среднее значение и направление.

При визуализации картины течения на трансзвуковых режимах работы особенно важно фиксировать картину течения на заданном режиме работы. Поэтому был разработан специальный способ визуализации, позволяющий отделить картину течения на исследуемом режиме от тех воздействий, которые оказывают на нее другие режимы работы. Для получения картины течения на заданном режиме к основному потоку подмешивается мелко распыленный краситель, который тонким слоем покрывает обтекаемые элементы проточной части, фиксируя линии тока, следы скачков уплотнения, отрывных зон, и т. д. На рис. 6 видны различные картины течения на спинке на разных режимах обтекания.

Отрывная зона

а) б)

Рис. 6 Визуализация потока на спинке лопатки на режимах: а)-Ягас = 1-05; = 1.12

В четвертом разделе проведено изучение особенностей структуры потока в лопаточных аппаратах турбин численными и экспериментальными методами. В частности, расчеты течения по уравнениям Эйлера показали, что в большинстве исследованных решеток звуковая линия не была прямолинейной и не располагалась в окрестности геометрического горла. Значительное расширение информации о структуре потока дали расчеты по уравнениям Навье-Стокса. Учет вязких эффектов, уровня и масштаба турбулентности позволили уточнить расположение и интенсивность скачков уплотнения после их взаимодействия с пограничным слоем, выявить расположение и размеры отрывных зон. Значительное сгущение расчетной сетки в окрестности профиля (сетка типа О) позволяет зафиксировать особенности обтекания входной и выходной кромок, след за решеткой и уровень потерь.

Такой подход был использован при анализе структуры потока и потерь в турбинных решетках различной конфигурации. В частности были спроектированы: средненагруженная, задненагруженная и передненагруженная периферийные решетки. Для этих решеток с различной кривизной спинки

13

г

(угол отгиба соответственно S = 24°, 33°, 44°) было проведено численное исследование в широкое диапазоне изменения чисел Re = 2... 12x105 и интенсивности турбулентности на входе е = 0,02...0.121 Расчеты показали, что для редких решеток периферийных сечений (1/1 =1.05) уровень профильных!

потерь при интенсивности входной турбулентности £ > 0.02 и Re > 5х105 практически не зависит от)

■

характера распределения скорости вдоль спинки профиля. На рис.7 приведены дл^ задненагруженной решетки распределения линий Хад = const, полученные на основе решения уравнениям Навье-Стокса, при двух значениях числа Re = 3x105 и 5x105 при степени турбулентности^ потока перед решетками s = 0.04. Видно, что при Re = 5x10s не происходит отрыва потока на спинке,! но уже при Re= 3x105 реализуется развитой отрыв на спинке (коэффициент трения C{<0). L

0.1 о.з о.

о.' "я o.i а

' (отрыв на спинке)

Рис. 7 Структура потока в задненагруженной решетке при разных числах Re при Хгад =0.7

При экспериментальном исследовании турбинных решеток рассматривают три характерные! области: перед решеткой определяются: распределение полного давления и интенсивность

турбулентности: в межлопаточном канале определяются: расположение и величина местных'

I

сверхзвуковых зон, расположение и интенсивность внутренних скачков уплотнения, характер их взаимодействия с пограничным слоем, наличие отрывных зон; за выходными кромками! определяются: расположение и интенсивность внешних скачков уплотнения, величина донного давления, потери полного давления г кромочном следе. Кроме того, проводятся измерения: статического давления по обводам профиля и вдоль фронта за решеткой в пределах 1.5-2 шагов на втулке и периферии, визуализация потока на поверхностях межлопаточного канала. На рис.8 приведены экспериментальные распределения скорости по обводам профиля в плоских решетках ~ (сопловой и рабочей), которые позволяют проанализировать интенсивность и поведение внутреннего _ скачка уплотнения в зависимости от приведенной скорости за решеткой 'К^т.

Рис. 8 Экспериментальное распределение скорости в сопловой и рабочей решетках

( Экспериментальное исследование пространственной структуры потока проводилось на секторной ' решетке, составленной из 7 натурных сопловых охлаждаемых лопаток, приведенной на рис 9.

Рис. 9 Вид секторного пакета и схема измерения статического давления на выходе Результаты измерений на входе в решетку показали, что на всех режимах работы поле давлений было ( достаточно однородным. На выходе из решетки для фиксации значительной неравномерности потока ' статическое давление измерялось вдоль фронта решетки на периферии и на втулке на различных расстояниях от выходных кромок по направлению осевой составляющей скорости потока (см. рис.9). - Комбинированный насадок траверсировал поток по концентрическим дугам за секторной решеткой в окружном направлении при различном расположении координатника по высоте канала. Двухрядное расположение отборов статического давления на периферии и на втулке позволило определить | расположение внешних кромочных скачков за секторной решеткой. На рис. 10 видно резкое

увеличение неравномерности статического давления вдоль фронта и угла потока при увеличении значений приведенной скорости на выходе до Х2 м ср = 1.1-1.2 из-за увеличения интенсивности внешних кромочных скачков.

Рис. 10 Результаты измерения статического давления и угла потока

Длл апсцшза лила»шлии ^ijjvivjvjjcj ни 1 ила

-jl.i r.Junail ла i^;jrir..ifi n .j.vli^pii [V.JD LM/pu^i

проведено комплексное расчетно - экспериментальное исследование структуры потока в сопловой и рабочей решетках.

г)

Д)

е)

Рис. 11 Результаты комплексного исследования структуры потока в соловой решетке а) - линии Х- const в межлопаточном канале при Х| ш = 1.0 и Re = 9.8x10s; * - места измерений лазерным анемометром; б) - распределение приведенной скорости Яад: 1 ~ расчет по уравнениям Навье-Стокса; 2 - расчет по уравнениям Эйлера; е - эксперимент; в) - коэффициент трения Cf вдоль обводов профиля; г) - картина течения в окрестности выходной кромки; д) - визуализация течения на выпуклой поверхности в косом срезе; е)- измерения лазерным анемометром

На рис. 11 приведены результаты комплексного исследования структуры потока в сопловой решетке

на режиме Х\ ад = 1.0. Поскольку условие возникновения отрыва и развитие отрывной зоны зависят от

уровня местной турбулентности потока, то в точках, указанных на рис. 11 -а, лазерным анемометром

измерялись мгновенные значения скорости, по которым определялись ее среднее значение и

пульсационные составляющие. На рис. 11-е приведены распределения средней скорости и

интенсивности турбулентности с , измеренные ЛИС. Аналогичное расчетно-экспериментальное исследование было проведено для рабочей решетки на режиме А] М=1 Л. Исследование показало, что в этой рабочей решетке существуют две отрывные зоны, одна на выпуклой поверхности, а другая на вогнутой поверхности. Эти отрывные зоны были зафиксированы, как в расчете, так и в эксперименте, в частности при помощи визуализации потока на поверхности лопатки. Измерения лазерным анемометром в различных частях межлопаточного канала позволили уточнить локальную структуру потока в рабочей решетке.

В пятом разделе проведено изучение потерь и расходных характеристик в лопаточных аппаратах газовых турбин. Примеры экспериментального и расчетного изучения структуры потока, отмеченные выше, показывают, что внутри межлопаточных каналов турбинных решеток в зависимости от режима работы и формы межлопаточного канала могут реализоваться различные сочетания внутренних и внешних скачков уплотнения, которые определяют уровень волновых потерь. Помимо потерь полного давления в скачках уплотнения, скачки могут приводить к значительному возрастанию потерь из-за отрыва потока. Изучение изменения интенсивности скачков уплотнения и их расположения проводилось для всех исследованных решеток при помощи методов, описанных в предыдущих главах.

Уровень кромочных потерь в турбинных решетках в значительной степени определяется величиной кромочного давления, которое зависит от характера обтекания выходной кромки, как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых режимах. Кромочное давление измерялось при помощи трубок отбора давления, которые располагались либо в щели для выпуска охлаждающего воздуха, либо в теле выходной кромки. При конфузорном обтекании выходного участка спинки происходит уменьшение давления, а при диффузорном происходит увеличение давления во внешнем потоке, т.е. кромочное давление Ркр возрастает и может оказаться выше, чем среднее статическое давление за решеткой Ргср. В решетках с небольшими значениями углов отгиба 8 = 0-4° (реш.50 на рис. 13) при увеличении приведенной скорости за решеткой Х.2М до околозвуковых значений коэффициент кромочного давления ДркР = (рк[, - р2ср)/0.5ру2 резко уменьшается и при Хгш ~ 0.95 - 1.0 принимает значения Дркр = - 0.4 - 0.5, а профильные потери увеличиваются на 8С = 0.03. При увеличении углов отгиба из-за диффузорного характера течения со стороны выпуклой поверхности кромочное давление может стать больше среднего статического давления за решеткой. На рис. 12 видно, что в решетке 47 уровень коэффициента Дркр на дозвуковых режимах близок к нулю, а в диапазоне А.2>д = 0.9 - 1.0 принимает положительные значения и кромочные потери в этой решетке £„р = 0.028. . При этом процесс уменьшения коэффициента Дркр смещается в зону сверхзвуковых значений Хги. В частности, для решетки 47 (угол отгиба 5 = 16°) минимум Дркр наблюдается при Хгад = 1.08, в то время как для решетки 50 (8 = 4°) минимум Дркр был при Х2 щ = 0.97.

17

Решетк« «О Атлас

г* ]

• '! 1

Рис. 12 Зависимость коэффициентов Дркр и £Пр от Лгвд при углах отгиба 8 = 4 и 16°. Немонотонный характер изменения профильных потерь при изменении режима работы решетки связан с немонотонным характером изменения коэффициента кромочного давления Дркр, величина составляющих которого зависит от структуры потока на выходе из решетки.

В современных охлаждаемых турбинах воздух выпускается: через щели в выходных кромках; через систему щелей или отверстий на вогнутой поверхности около выходной кромки;, через перфорацию на профиле и на торцевых поверхностях.

Исследование влияния выпуска воздуха через щели в выходных кромках проводилось для группы решеток, соответствующих по своим геометрическим характеристикам корневым, средним и периферийным сечениям рабочей лопатки; их геометрические параметры приведены в таблице !.

Таблица 1

1омйр ре-шегая ^тах Т 5" У *2ра6 /, мм К V«, "Л«*!«

1 45.2 25,2 0,180 0,84 17,8 0,12 0Д6 57,8 1,02 к ш 1,73 1,0 0,80

и 42.0 26,8 0,180 0,77 14,0 0,12 0,« 61,0 0,98 75 1.48 и9 0.93 0.80

2 42,Т 25,4 0,230 0-2 14,7 0,12 0,19 63,7 1,02 81 1,58 1,45 1,0 0,75

40,4 25,7 0,280 0,62 11,2 0,12 0,22 69,7 1,02 71 1,49 1.24 0,9« 0,70

За 37,0 27,в 0,280 0,5I 10,0 0,12 0.23 73,! 0,93 71 1,30 1,05 0,94 0,70

4 40,3 23,9 0,312 0,57 и,о 0,10 0,27 74.0 0,98 7! 1,60 1,21 1.0 0,70

5 55,0 25,7 0,156 0,73 10,0 0,13 0,21 $3,0 0,72 76 1.90 1,81 1,0 0,85

6 52,0 26,7 0,200 0,65 10,0 0,14 0.22 62,0 0,70 во 1,75 1,6! 1,0 0,90

7 50,0 13.4 0.240 0,56 6.4 0,16 0,22 71,0 0,68 «4 1,64 1,18 0,95 0.70

Испытания решеток 1-4 проводились в три этапа: исследование при исходной, прямоугольной форме выходных кромок; исследование при закругленной форме выходных кромок; исследование решеток !а и За, составленных из тех же профилей, отличающихся относительным шагом, а также толщиной и формой выходных кромок. Испытания показали, что скругление выходной кромки привело к уменьшению профильных потерь во всех решетках соответственно: на Д(~ 0.01-0.015 в Реш.1 (периферийное сечение); на 0.025-0.03 в Реш.2 (среднее сечение); на 0.03-0.04 в Реш.З (корневое сечение).

qis o,Oí цое W

ñon. 2, _iü

Я

7г*

71

\PT

{ -1-26

3« _

US Ц6 ¡¡^ <ti Ц9 «7

a)

Рис. 13 Выпуск воздуха через щели в выходных кромках а) Зависимость (,пр от Л2ад в Реш. 2 при различной форме выходной кромки.

6) Зависимость коэффициента скорости у от выдува охлаждающего воздуха При выпуске воздуха через выходные кромки кромочное давление увеличивается, а потери соответственно уменьшаются (см. рис. 13). На околозвуковых режимах при пониженном кромочном давлении и расходе охлаждающего воздуха G=0.02-0.03 суммарные потери при закругленных кромках на 0,01- 0.02 меньше, чем при прямоугольных выходных кромках.

Одним из наиболее эффективных способов охлаждения лопаток является заградительное или пленочное охлаждение, когда охлаждающий воздух выпускается через отверстия перфорации на профиле и торцевых поверхностях, создавая заградительную пелену на поверхности лопатки. Проведенные исследования указывают, что при рациональном выполнении системы отверстий для выпуска воздуха потери, возникающие при взаимодействии воздуха с основным потоком, могут быть незначительными. В частности, для сопловых лопаток на трансзвуковых режимах местные потери, возникающие из-за воздуха, выпускаемого из отверстий, расположенных, в основном, на передней части лопатки, относятся к перепаду, соответствующему трансзвуковым значениям скорости на выходе из лопатки. Однако при нерациональной организации выпуска воздуха, например, в зоне больших скоростей основного потока и под большими углами к обводам профиля потери резко возрастают. В настоящее время, когда резервы дальнейшего повышения аэродинамической эффективности лопаточных аппаратов практически исчерпаны и с учетом применения развитого заградительного охлаждения с увеличенным расходом охлаждающего воздуха через перфорацию, рациональное выполнение системы отверстий может явиться дополнительным резервом по повышению кпд высокотемпературных турбин. На рис.14 представлены схемы перфорации входной кромки сопловой и рабочей лопаток. При исследовании решеток рассматривалось влияние выпуска

воздуха через отдельные ряды перфорации, для того чтобы оценить, какие ряды перфорации наиболее сильно влияют на изменение потерь.

4 >п 'б з

4.5,5, 7,3 шяшшы к обрйзу/аиеи под угмн 45*

сопловая лопатка

раоочая лопатка

Рис. 14 Схема перфорированной входной кромки лопаток В частности, на рис. 15-а видно, что при выпуске воздуха через отверстия 1-3 в сопловой лопатке, расположенные на спинке профиля, происходит незначительное уменьшение коэффициента ф. При выпуске воздуха через все отверстия 1-10 (рис. 15-6) видно четкое расслоение зависимости 8\у от значений скорости Я,2ая. На сверхзвуковых режимах работы наблюдается даже увеличение коэффициента скорости. Это связано с тем, что характер обтекания входной кромки и, следовательно, величина потерь смешения при 0.9 не изменяются, а располагаемая энергия потока растет, и поэтому коэффициент потерь смешения уменьшается. При выпуске воздуха в количестве до и»13 0.03 через ряды 1-6 (рис. 15-в), расположенные преимущественно на спинке профиля, коэффициент скорости уменьшается примерно на 0.5% при скорости на выходе из решетки 0.87.

я)

_д.___Л— Лга-1,3

о- * —-!,ЭЧ — М»

+

г з е„% Агад=0.87 Л2ад=103

4.5!

Рис.15 Зависимость 5у от 03 в сопловой лопатке при выпуске воздуха через ряды: а) 1-3; б) МО; в) 1-6

В рабочих решетках из-за меньшей степени конфузорности и меньшей толщине входной кромки дополнительные потери, связанные с выпуском воздуха через перфорацию, как правило, выше, чем в

сопловых аппаратах. На рис. 16 показано ачияние выпуска воздуха через перфорацию в решетах 5 и 6 из таблицы I в зависимости от расхода воздуха и углов атаки.

Рниетна 6

¿-га"

чум

-еж/ |

/Ш

_

«

N о- А'в

л, ¡¡-не

а <рг

Рис. 16 Зависимость коэффициента скорости у от расхода воздуха через перфорацию в решетках

5 и 6 при различных углах атаки

При положительных углах атаки ¡=0-20°, <3В< 0.02 и А,2ад< 0.8 уменьшение коэффициента скорости

не превышает Ду»0.003 - 0.005. При отрицательных углах атаки влияние выпуска через перфорацию

на снижение величины у более заметно: при Сгв= 0.02 Дур: 0.005 - 0.01. Это объясняется

увеличением потерь смешения из-за увеличения скорости основного потока в зоне 3-го и 4-го рядов,

расположенных со стороны вогнутой поверхности.

. На рис.17 показано изменение коэффициента потерь £ по высоте лопатки на режиме

А2ад.ср.=Ы2 при выпуске воздуха через отверстия на торцевых поверхностях и без выпуска воздуха в

секторной решетке (см. рис 9). Суммарное увеличение потерь при выпуске воздуха через торцевые

поверхности составило = 0.015 -0.02; а локально в средних сечениях 5^ = 0.01-0.015.

50

[ 1М. (

I

0.0-* gto.-0.013 |

V I 1

. 1

0.04 0,06 0.0« 0.1 0.12 0.14 0.16

5

втулка

периферия

Рис.!7 Распределение коэффициента потерь ц по высоте лопатки при выпуске воздуха на торцевых поверхностях С„ тарц,= 0.013 и без выпуска воздуха (Зв торц.= 0.

Особенно сильно на изменение потерь повлиял выпуск воздуха на периферии проточной части, где воздух на торцевой поверхности выпускается через ряд отверстий 8, расположенных вдоль вогнутоГ поверхности. В работах различных авторов при анализе способов выпуска воздуха через торцевые поверхности делается однозначный вывод, что пленочное охлаждение торцевых поверхностей увеличивает потери. Этот результат указывает, что при защите полок сопловых лопаток при помощи пленочного охлаждения минимизация негативного влияния выпуска воздуха на полки является важным аспектом повышения эффективности охлаждаемых лопаток.

Расход газа является одной из важных характеристик турбины. Неточное определение расхода газа может привести к значительной погрешности при определении характеристик турбины и всей установки в целом, а также неверному распределению параметров по ступеням. Разнообразие конструктивных подходов при проектировании лопаток приводит к различному характеру пространственного распределения параметров и, следовательно, к погрешности при расчетах расхода, особенно, при одномерных подходах. При использовании вязких и невязких трехмерных методов расчета расхода повышаются требования к качеству численных методов. В частности, для получения необходимой точности вычисления расхода необходимо, чтобы численная схема имела порядок аппроксимации уравнений не ниже второго; расчетная сетка должна быть адаптированной к особенностям геометрии и потока, численная вязкость должна быть минимизирована, граничные условия должны быть безотражательными. Как показывают экспериментальные исследования, структура потока в лопаточных венцах современных турбин существенно отличается от одномерной. Отличие в расходе для венцов с одной и той же площадью горлового сечения, но с различной формой межлопаточного канала может составлять 10-12% на дозвуковых режимах и 3-7% на сверхзвуковых режимах, В ряде случаев критическое сечение не совпадает с геометрическим горлом лопаточного аппарата и смещается в зону косого среза кольцевого лопаточного аппарата. При этом даже при работе лопаточного аппарата на сверхкритических режимах скорость газа в сечении геометрического горла остается дозвуковой, поэтому расход газа будет иметь докритические значения. Для анализа этого явления были проведены расчетные и экспериментальные исследования двух кольцевых сопловых аппаратов CAI и СА2, которые отличаются только углами отгиба (распределением кривизны в косом срезе). В CAI угол отгиба 5 = 2.6° , т.е. спинка за горлом является практически прямолинейной; . в СА2 угол отгиба 5 = 11° и спинка в косом срезе является выпуклой с плавным распределением кривизны. Кроме того разность между конструктивным углом выхода и эффективным углом выхода для CAI равна р2К - {Ьзфф = 2.44, а для СА2 (Ьк - Зьфф = -1.1, т.е. в сопловой лопатке СА2 конструктивный угол выхода меньше эффективного угла. Экспериментальная продувка кольцевых сопловых аппаратов проводилась на установке открытого типа с выхлопом в атмосферу. Расход измерялся при помощи калиброванного сопла, расположенного на подводящей

ветке газового тракта. Испытания обоих лопаточных аппаратов проводились в одинаковых условиях ¡ в широком диапазоне изменения перепадов давления. При этом приведенная скорость на выходе на

i среднем диаметре составляла Х2ад = 0.95.....1.25. Расчетное исследование этих сопловых аппаратов

было проведено при помощи программы решения пространственной системы уравнений Навье-

I

Стокса (программа 3D NS). На рис. 18 приведены численные и экспериментальные расходные характеристики исследуемых сопловых аппаратов. Видно, что CAI запирается при X; Эд = 0.90 на J среднем диаметре и расчетные результаты хорошо совпадают с экспериментальными данными. I G/Gmax

Рис. 18 Расходные характеристики для CAI иСА2 Для СА2 разница в расходе между расчетными и экспериментальными данными не превышает 1%. Качественно обе расходные характеристики для СА2 хорошо согласуются между собой. Для СА2 видно, что и на сверхзвуковых режимах расход через этот сопловой аппарат остается докритическим. При Х2 ад = 0.90 CAI запирается, а расход через СА2 на 7% меньше. При h ад = 1.20 разница в расходах составляет 2%. На рис. 19 приведена расчетная картина течения в CAÍ ив СА2 на режиме ад.ср. = 1-20, полученная по программе 3D NS (линии M=const в корневом, среднем и периферийном сечениях).

а) б)

Рис. 19 Расчетная картина течения в корневом, среднем и периферийном сечениях а) - CAI; б)- СА2 при л.2ад.ср. = '-20

На рис. 19-а видно, что звуковая линия пересекает межлопаточный канал во всех трех сечениях вверх по потоку от геометрического горла и CAI является запертой и через нее идет максимальный расход. На рис. 19-6 видно, что звуковая линия в приведенных сечениях располагается по-разному относительно геометрического горла. Это связано с тем, что скорость потока за лопаткой не является постоянной по высоте и меняется от Хг ю = 1.32 у корня до 1гщ= 1.08 на периферии. В среднем и периферийном сечениях звуковая линия располагается вниз по потоку от геометрического горла и скорость в горле остается дозвуковой. В корневом сечении звуковая линия располагается значительно ближе к геометрическому горлу из-за местной скорости потока за лопаткой в корневом сечении /12и = 1.32. На рис. 19-6 видно также, что след за выходной кромкой и выпуклая поверхность соседней лопатки в косом срезе образуют сужающийся канал и ускорение дозвукового потока продолжается до М=1. Место, где поток достигает звуковой скорости, является критическим сечением для канала, образованного вязким следом и твердой поверхностью лопатки. Затем этот канал начинает расширяться из-за того, что выпуклая поверхность отходит от вязкого следа и поток становится сверхзвуковым. Проведенное численное исследование показало, что, несмотря на одинаковую площадь горла, расход газа через эти лопаточные аппараты существенно отличается друг от друга. Этот факт необходимо учитывать при проектировании лопаток, а расчет расхода в лопатках, спроектированных на основе трехмерных подходов, должен проводиться при помощи трехмерных расчетных методов, поскольку расчет расхода одномерными методами может приводить к значительным ошибкам.

В шестом разделе рассматриваются методы повышения газодинамической эффективности и особенности проектирования лопаточных аппаратов газовых турбин. Исследования трансзвуковых лопаток показали, что наибольшее воздействие на структуру потока оказывает форма спинкн, перераспределяя кривизну которой можно влиять на структуру течения в лопатке и корректировать обводы профиля на основе корреляции между кривизной спинки и величиной местной скорости потока. Из уравнений плоского течения газа, записанных в естественной системе координат, следует соотношение сШХ = - dR/R = dK/K, где R и K=l/R соответственно радиус кривизны линии тока и ее кривизна. Увеличение кривизны поверхности (dR< 0) приводит к увеличению местной скорости потока (dX>0) и наоборот, уменьшение кривизны приводит к торможению потока (dR>0; d).<0). Корректировка профиля лопатки проводится путем решения серии прямых задач методом установления в итерационном процессе. На каждом шаге в зависимости от уровня скорости и характера ее распределения по спинке профиля корректируется распределение кривизны спинки в соответствии со следующей зависимостью: К,+ а( к - где А', и К, - исходное и новое значение кривизны в i-м узле сетки; а = 0.7 -1.3 коэффициент релаксации ; к =• Хъа и =

- заданное к вычисленное на данной итерации значения относительной скорости IM¡ в i—ой

24

| точке. Затем по измененному распределению кривизны восстанавливается контур спинки профиля и

[ корректируется расчетная сетка вблизи спинки. Процесс продолжается до получения решетки с

[ перерасширением потока на спинке порядка Х„аКС< 1.1....1.15. Восстановление формы спинки по откорректированной кривизне проводится путем численного интегрирования методом Рунге-Кутта-

| Фельдберга обыкновенного дифференциального уравнения второго порядка, выражающего кривизну

| у - К(х)(1+у') '5 = 0. Разработанная методика была применена для повышения эффективности ряда

' лопаточных аппаратов. В частности, на рис. 20 приведены распределения скорости л.ш по обводам

| профиля в исходной и в оптимизированной сопловой решетке на режиме Хгад = 0.9. Видно, что в

I

I исходной решетке на спинке в окрестности геометрического горла возникает перерасширение потока, замыкающееся скачком уплотнения (кривая 1). Корректировка профиля позволила получить распределение скорости без скачка уплотнения (кривая 2).

Рис.20 Распределение скорости по обводам профиля в исходной и оптимизированной сопловой решетке на режиме А^ = 0.9.

Разработанная методика применялась для перепрофилирования корневого сечения рабочего колеса.

На рис. 21-а видно, что перераспределение кривизны спинки привело к уменьшению коэффициента

диффузорности потока от Хмакс/ - 1.4 в исходной решетке до .^•макс' А-.ъд — 1.2 в оптимизированной

решетке.

Рис.21 Оптимизация рабочей решетки: а) Распределение скорости Хад по спинке профиля в исходной (Реш. 3) и оптимизированной (Реш. 4) рабочей решетке при Хгад = 0.75;

б) Коэффициент потерь в исходной и оптимизированной рабочей решетке;

в) Визуализация потока на спинке в исходной Реш.З; г) Визуализация в Реш.4.

Неблагоприятное обтекание спинки в исходной решетке приводило к отрыву потока и значительным

профильным потерям. Отрыв на спинке отчетливо виден на рис. 21-в при визуализации течения на

25

спинке по методике, описанной выше. Визуализация течения на спинке в оптимизированко решетке (рис. 21-г) указывает на регулярное упорядоченное течение вдоль спинки без отрыва поток; Перераспределение кривизны спинки в исходной рабочей решетке привели к снижению профильных потерь в оптимизированной решетке на 5£„р = 0.03 - 0.04 в диапазоне скоростей на выходе Хгад = 0.6-1.05 (см. рис.21-6).

Для проектирования высоконагруженных трансзвуковых турбинных ступеней бы предложен подход, основанный на выборе точки (граничных условий) для проектировани лопаточных аппаратов трансзвуковой ступени. Обычно при проектировании ступеней в качеств граничного условия на проектирование исходят из выбора оптимального значения параметр (и/сщ)0111= 0.5 - 0.55. Однако, когда ступень работает при уменьшенных значениях параметра и/Сад 0.4-0.45 лопаточные аппараты, спроектированные при (и/Оот- = 0.5 - 0.55, будут работать повышенными потерями при и/сад = 0.4-0.45 из-за работы лопаток на положительных углах атаки Для повышения эффективности высоконагруженных трансзвуковых турбинных ступене предлагается проектирование лопаточных аппаратов проводить при граничных условиях соответствующих более низким значениям и/С;«, например, при и/си = 0.35 - 0.38. Важным аспеетои такого подхода является наличие: удобного аппарата для аналитического проектировани лопаточных венцов, материала по обобщению накопленных экспериментальных данных п трансзвуковым решеткам и ступеням, высокоточных методик и программ для расчета струггурь потока и потерь в трансзвуковых лопаточных аппаратах. Опираясь на принципы и подходы сформулированные выше, была спроектирована высоконагруженная трансзвуковая ступень Граничные условия, на которые проектировались лопатки, приведены в таблице 2. В качеств соплового аппарата использовался сопловой аппарат, подробно исследованный в главе 3 в состав секторного пакета. Таблица 2

Лт и/Сдд Р Ьса шт. V тт. аГ рг «2° Хс11 п об/мин.

3.2 0.38 0.51 52 64 16 31 43 1.01 1.23 7550

При проектировании рабочей лопатки учитывалось, что ока должна работай при сверхзвуковых скоростях на выходе и с большими углами поворота потока О = 128°, Допустимый уровень профильных потерь для среднего сечения был определен в результате параметрического исследования при помощи расчетной оценки потерь методом локальной аппроксимации экспериментальных данных. Предварительные расчеты показали, что уровень профильных потерь в рабочей лопатке проектируемой трансзвуковой ступени не должен превышать ¡;пр = 0.06-0.07 при скорости на выходе = 1.15 - 1.27. Численное исследование высоконагруженной ступени проводилось при использовании программного комплекса 30 N8. Расчеты показали, что в сопловой

26

лопатке на расчетном режиме 1.05 зоны вторичных течений занимают незначительную часть на выпуклой поверхности. Расчетные суммарные потери в сопловой лопатке составили ¡;„ОЛ„=0.066. Рабочее колесо работает при сверхзвуковых скоростях потока на выходе X „¡¡а =1.27. На рис. 22 приведены расчетные распределения линий приведенной скорости Лаосом! в корневом, среднем, периферийном сечениях, а также в радиальном зазоре для рабочей лопатки. Видно, что волновая структура потока во всех представленных сечениях примерно одинакова: слабый внутренний скачок уплотнения и интенсивный внешний скачок уплотнения.

i I. ^«g

середина периферия рад. зазор

Рис. 22 Распределение линий /.?L;[ — const в межлопаточном канале Для определения уровня потерь в рабочей лопатке была изготовлена плоская решетка, соответствующая среднему сечению, и проведены ее испытания в широком диапазоне изменения скорости на выходе A.i,„ = 0.7 - 1.4. На рис. 23 видно, что в диапазоне скоростей на выходе Хдад = 1.1 — 1.25 коэффициент Спр имеет практически постоянное значение равное примерно ^ = 0.065.

„„„ ^"Р о

щм

| —о -

1 9 о/9 8°

-«4-s о о о й °о У

«ч

4 0.8 49 1,0 (( 1,г 1.3

Рис. 23 Экспериментальная зависимость от скорости Хгш для рабочей решеткой.

1 Учитывая, что рабочая лопатка имеет меридиональное раскрытие во втулочной области, было проведено экспериментальное исследование рабочей решетки при различной форме I меридионального раскрытия, а также исследования чувствительности рабочей решетки к углам атаки. Сравнение экспериментальных и расчетных данных по влиянию величины радиального I зазора на кпд рассматриваемой ступени приведено на рис. 24. Видно хорошее совпадение расчетных I и экспериментальных данных при изменении радиального зазора в пределах 8 = 0,2 % - 1% .

0.88

0.82

8 %

0.00 0.40 0.80 1.20 1.40 Л — расчет, • - эксперимент

Рис.24 Зависимость кпд V от 6 прият*=3.2 и и/сал = 0.38. Таким образом, результаты расчетного исследования спроектированной высоконагруженной ступени

и ее элементов были верифицированы путем сопоставления с экспериментальными данными и

позволили более подробно исследовать структуру потока в элементах проточной части ступени, в

частности в радиальном зазоре.

В седьмом разделе представлены результаты экспериментального исследования, спроектированной высоконагруженной трансзвуковой ступени. В результате предварительных расчетных и экспериментальных исследований сопловой и рабочей лопатки было отмечено сильное влияние на эффективность лопаточных аппаратов: выдува охлаждающего воздуха через перфорацию на торцевых поверхностях соплового аппарата, положительного угла атаки в рабочем колесе, радиального зазора в рабочей лопатке при реактивности на периферии р=0.57. Экспериментальные исследования ступени позволяют понять, как данные о потерях, полученные при исследовании решеток, соответствуют данным по эффективности ступени в целом. Испытания проводились на турбинном стенде ТС-2 экспериментального центра ЦЙАМ, схема которого приведена на рис. 25,

Рис. 25 Схема экспериментального стенда

Испытания проводились при следующих параметрах газа: полное давление на входе 450 - 500 кРа, \ полная температура 750 -780 К, перепад давления на ступень 2.7 - 3.4, число оборотов ротора 6000 -9000 об/мин. Охлаждающий воздух подводился к сопловому аппарату автономно через специальный мерный участок. Расход основного потока определялся при помощи калиброванного сопла, установленного в подводящем трубопроводе. Выходная мощность снималась при помощи гидротормоза. Помимо стандартных измерений полного и статического давления, а также полной J температуры, измерялась величина радиального зазора в процессе проведения экспериментов. , Измерения проводились при помощи специальной оптической системы, состоящей из световода,

I

миниатюрной телекамеры и записывающей аппаратуры. В процессе испытаний на экране монитора была видна величина радиального зазора. Изменение величины радиального зазора проводилось J путем подачи холодного воздуха в корпус над рабочими лопатками через специальный измерительный участок. Этот воздух предназначался для моделирования процесса охлаждения соплового аппарата. В результате температурных деформаций корпуса изменялась величина радиачьного зазора.

На рис. 26 приведена экспериментальная зависимость кпд ступени по заторможенным параметрам от параметра u/cM для различных значений щ*. Видно, что в расчетной точке и/сад =0.38 кпд составляет ц*= 0.862 - 0.865 при относительной величине радиального зазора 6=0.45%. При увеличении параметра и'Сщ до значений и/сщ > 0.44 значения кпд достигают г|, *= 0.89. Эксперименты показали, что в одноступенчатых охлаждаемых высоконагруженных трансзвуковых турбинах может быть достигнут кпд порядка % *= 0.88-89% .

0.3 0.32 0.34 0.36 0.38 0.4 0.42 0.44 0.46 и/См

Рис. 26 Экспериментальная зависимость кпд от и/СаД при 5=0.45%.

Сравнение характеристик Т],* = Г(и/сад) турбин, спроектированных по традиционной методике при и/сад=0.5 (турбина «б»), и по методике, предложенной в данной работе (турбина «а»), при одинаковой величине относительного радиального зазора б = 0.75% приведено на рис. 27.

0.92 0.9 0.88 „__ 0.86 с 0,84 0,82 0.8 0.78

0.32 0.34 0,36 0,38 0.4 0.42 0.44 0.46 0.48 0.6 0.52 0.54 0.56 Ii/Сад

Рис. 27 Экспериментальные зависимости кпд tit * от и/Сщ для турбин «а» и «б»

при 5 = 0.75%. а) ДН/u2 = 2.3; рср= 0.5; расчетная точка и/сщ=0.38 б) ДН/и2 = 1.68; рср= 0.6; расчетная точка и/свд=0.5

Необходимо отметить, что турбинная ступень «б» имела повышенную реактивность рср= 0.6, но была1 менее нагружена, чем рассматриваемая турбина «а». На рис.27 видно, что при и/Сщ < 0.5 заметной преимущество по уровню кпд имеет турбина «а».

В восьмом разделе проведено проектирование, расчетное и экспериментальное исследований двухступенчатой турбины низкого давления, При проектировании двухступенчатой турбины в| соответствии с принципом минимизации потерь были использованы: задненагруженные профиля для1 базовых сечений всех венцов турбины, саблевидные сопловые лопатки для уменьшения вторичных1 потерь, настройка рабочих лопаток под углы потока за саблевидными сопловыми лопатками для| уменьшения потерь от углов атаки, Профилирование базовых сечений у корня, в середине, на1 периферии проводилось при помощи методики, основанной на использовании полиномов Безье, Hai основе базовых сечений были спроектированы пространственные поверхности венцов, которые1 также описывались полиномами Безье. Углы наклона в саблевидных сопловых лопатках в окружном^ направлении в корневых и периферийных сечениях, а также их окончательная форма выбирались в| результате итерационного процесса по минимизации вторичных течений в CAI и СА2 при помощи1 расчетов по программе 3D NS. Значения этих углов сопоставлялись с углами, рекомендованными в; работах М.Е. Дейча, Г.А. Филлипова и Ван Чжу-Ци, посвященных проектированию саблевидных лопаток. На рис. 28-а приводится вид саблевидной первой сопловой лопатки. Численное | исследование двухступенчатой турбины проводилось по программе 3D NS на регулярной расчетной сетке типа О-Н, которая содержала 850 000 ячеек (см, рис.28-б). Сгущение сетки в окрестности! поверхностей проточной части позволяет существенно повысить точность вычислений в зонах значительного изменения параметров.

I

30 I

i 1 1 ! i

а)ч 1 I —г

\ -г"!

г \ !

\_

0) 1

1 ! 1 i

®SéL

¡рЩ;

Рис. 28 а) - Вид саблевидного CAI; б)- расчетной сетки на поверхностях лопаток В результате проведенных пространственных расчетов течения в пределах проточной части турбины были получены: распределения приведенной скорости Хщ, радиальные распределения параметров потока и потерь в осевых зазорах и на выходе из турбины, а также интегральные значения расхода, мощности и кпд. На рис. 29 приведены расчетные аэродинамические характеристики первого соплового аппарата.

а«д

1.2} 1.0 i 0.8 i 0.6 | 0.4 | 0.2 }

1 пуп-

0.2 0.4 0.6 0.S 1.0

(¡полн. = 0.046 а1ср = 30° потери а) б)

Рис. 29 Расчетные аэродинамические характеристики первого соплового аппарата

а) - Распределение приведенной скорости Хщ по обводам первой сопловой

лопатки в периферийном, среднем и корневом сечениях

б) - Линии тока на выпуклой поверхности, распределение потерь и угла

выхода потока по высоте лопатки, изолинии потерь за CAI На рис. 29 видно, что несмотря на большое меридиональное раскрытие CAI благодаря пространственному проектированию удалось минимизировать интенсивность вторичных течений и, соответственно, уменьшить уровень вторичных потерь. Аналогичные результаты были получены для всех вендов этой турбины. Для сопоставления результатов проектирования и расчетных параметров турбины с экспериментальными данными были проведены испытания двухступенчатой турбины. Экспериментальное исследование двухступенчатой турбины с саблевидными сопловыми лопатками было проведено на турбинном стенде ТС-2 экспериментального центра ЦИАМ.

31

На рис. 30 представлен вид турбины в условиях экспериментального стенда, с указанием сечений, которых проводились измерения параметров потока.

Рис. 30 Вид турбины на экспериментальном стенде

На рис. 31 показан вид саблевидного соплового аппарата первой ступени.

Рис. 31 Вид первого соплового аппарата Сопоставление расчетных и экспериментальных данных приведено на рис. 32, где видно, что осредненные по шагу расчетные и экспериментальные распределения полного давления и полной температуры по высоте проточной части хорошо совпадают друг с другом..

л™ ^^

Рис. 32 Расчетное и экспериментальное распределение полного давления и полной температуры на выходе из турбины

' Сопоставление расчетных и экспериментальных значений кпд по заторможенным параметрам в | зависимости от приведенных оборотов приведено на рис.33. Экспериментальное значение кпд по ' заторможенным параметрам определялось на основе измерения крутящего момента при помощи гидротормоза

п: = (Мш/0))/( ср Т0"( 1 - (Р// Р;)(Ы)/к)), где М - крутящий момент, ш - угловая скорость вращения ротора.

Расчетное определение кпд про водилось по результатам пространственных расчетов по программе ! ЗБ N8 и представляет собой результат обработки пространственных полей потока по следующему выражению: г)\ = (1 - Т27 Т„*)/ (1 - (Р¡1 Р0*)(к""Л.

I На рис. 33 видно, что в широком диапазоне изменения приведенных оборотов, как расчетные, так и экспериментальные значения кпд, превышают уровень г), =91%. В целом экспериментальные исследования подтвердили предсказанный кпд и структуру потока в турбине с саблевидными лопатками. Максимальное значение кпд, замеренное на стенде, соответствует значениям:

I Г|1*= 0.923-0.925

В заключение сформулируем несколько принципов проектирования современных

] охлаждаемых газовых турбин.

| 1. На современном этапе развития численных методов газовой динамики важным является наличие надежного и высокоточного инструмента (программных средств), который позволяет быстро

1 получать достоверные количественные данные о структуре потока, о потерях и интегральных

I параметрах турбины.

| 2. Использование системы аналитического пространственного проектирования лопаточных венцов (например на основе полиномов Безье) позволяет проектировщику иметь достаточно степеней

' свободы для формирования произвольной и целесообразной пространственной конфигурации

I

I лопатки.

3. Опираясь, в соответствии с пунктами 1 и 2, на анализ структуры потока и реализуя результаты анализа в конкретную геометрию проточной части турбины и ее элементов, можно повысить газодинамическую эффективность турбины в каждом конкретном случае путем:

• снижения интенсивности внутренних и внешних скачков уплотнения;

• уменьшения отрывных зон;

• обеспечения повышенного уровня кромочного давления;

• рационального расположения системы охлаждения (отверстий перфорации, щелей) на профиле и торцевых поверхностях;

• уменьшения интенсивности вторичных течений и утечек через радиальные зазоры;

• минимизации утечек;

• обеспечения благоприятных граничных условий для выхлопного устройства.

4. Реальное проектирование охлаждаемой газовой турбины должно быть основано на реализации, в результате итерационного процесса, компромиссного решения между различными дисциплинами, включая производство и маркетинг.

ВЫВОДЫ

1. Автором настоящей работы в течение 1975-2010 годов выполнен комплекс работ, содержащих совокупность научных и технических решений, подкрепленных численными и экспериментальными исследованиями на плоских и секторных турбинных решетках, а также на натурной ступени. Полученные в работе научные и практические результаты позволяют при проектировании новых и модернизации действующих газовых турбин обеспечить высокий уровень технико-экономических показателей, таких как газодинамическая эффективность и надежность, а также уменьшить стоимость разработки охлаждаемых газовых турбин.

2. Разработка и внедрение в практику проектирования лопаточных аппаратов методов анализа структуры потока на основе решения нестационарных уравнений Эйлера при использовании численной схемы С.К. Годунова позволили профилировать плоские базовые сечения трансзвуковых турбинных венцов с высокой газодинамической эффективностью.

3. Разработана универсальная методика исследования структуры трансзвуковых течений и потерь в турбинных решетках на основе измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости, а также численными исследованиями вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

4. Разработан комплекс экспериментальных методик для исследования особенностей трансзвуковых течений в лопаточных аппаратах, в частности:

• способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинных решетках на трансзвуковых режимах с выпуском охлаждающего воздуха через щели и отверстия перфорации на профиле;

• способ исследования параметров потока в секторных решетках, составленных из натурных охлаждаемых лопаток;

• способ исследования влияния степени турбулентности потока на входе в турбинные решетки, внутри межлопаточных каналов и за решетками на структуру потока и потери при помощи лазерного измерителя скорости;

• способ визуализации пристенных течений.

5. Разработан и внедрен в практику метод расчета потерь в трансзвуковых решетках (метод локальной аппроксимации) на основе обобщения накопленных в отрасли экспериментальных данных по потерям в турбинных решетках и ступенях.

6. Разработан метод проектирования и оптимизации трансзвуковых турбинных решеток на основе:

• численного исследования структуры течения в венцах;

• корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны вдоль обводов профиля.

7. Спроектирована и экспериментально исследована охлаждаемая высоконагруженная трансзвуковая турбина высокого давления, которая при значении параметра и/с,, = 0,44 - 0.49 имеет значение кпд Пт'=0.88-0.89.

8. Спроектирована двухступенчатая турбина низкого давления с пространственным проектированием сопловых аппаратов, испытания которой подтвердили расчетный уровень кпд пт ~ 0-92 и, соответственно, увеличение кпд на 2% по сравнению с исходной ТНД.

9. Методологические и конструктивные решения, выполненные в рамках настоящей работы, апробированы при проектировании и эксплуатации отечественных и зарубежных авиационных двигателей и газотурбинных установок:

АЛ31Ф НПО «Сатурн»

РД-33 НПО «Завод им. Климова», г. Санкт-Петербург

Д-90 ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь

Д-18, Д-27 ЗМКБ «Прогресс», г. Запорожье ГТУ 12П ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь GT11NM, GT13DM, GT8C2, GT13E2M, G11N2M фирмы ALSTOM SGT-800 (GTX100), SGT-700 (GT10C) фирмы SIEMENS, а также, нашли практическое отражение в руководящих документах и программных комплексах по проектированию газовых турбин.

Основное содержание диссертации изложено в работах: Работы по теме диссертации, опубликованные в изданиях, рекомендованных Перечнем ВАК РФ:

Работы, опубликованные в периодических изданиях:

1. Богод А.Б., Грановский A.B., Иванов М.Я. Численное исследование некоторых особенностей трансзвуковых течений в плоских турбинных решетках. // Изв. АН СССР. МЖГ, 1976, №2, с. 146-153

2. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Исследование трансзвуковых турбинных решеток и возможности их оптимизации численным методом. // Теплоэнергетика, 1981, № 4, с. 37-40.

3. Богод А.Б., Грановский A.B., Карелин A.M. Повышение точности и сокращение времени при численном исследовании течений в решетках турбомашин. // Теплоэнергетика, 1986, № 8, с. 48-52.

4. Венедиктов В.Д., Грановский A.B., Колесов А.Н. Исследование расходных характеристик трансзвуковых сопловых аппаратов. // Теплоэнергетика, 1989, № 8, с. 53-56.

5. Грановский A.B., Карелин A.M., Руденко C.B. Газодинамическая оптимизация трансзвуковых турбинных решеток. // Теплоэнергетика, 1993. № 4, с. 42-46.

6. Грановский A.B., Крупа В.Г., Колесов А.Н., Руденко C.B. Изучение структуры потока в трансзвуковой турбинной решетке. //Теплоэнергетика, 1995, № 1, с. 29-33.

7. Грановский A.B., Крупа В.Г., Колесов А.Н., Руденко C.B. Расчетное и экспериментальное исследование трансзвуковой рабочей турбинной решетки. // Теплоэнергетика, 1996, № 4, с.36-42.

8. Грановский A.B., Крупа В.Г., Костеж М.К., Руденко C.B. Влияние характеристик потока и формы межлопаточного канала на потери в периферийных сечениях лопаток газовых турбин. // Теплоэнергетика, 1999, № 5, с. 59-63.

9. Afanasiev I.V., Granovski A.V., Karelin A.M., Kostege M.K. The Problem of Inaccuracy in Flow Capacity Definition by Using Different Numerical Techniques. // Journal of Thermal Science, 2004, vol. 13, no. 1, c. 1-7. ISSN 1003-2169.

Афанасьев И.В., Грановский A.B., Карелин A.M., Костеж M.K. Погрешность в определении пропускной способности при использовании различных численных методов. // Журнал «Наука о тепле» 2004, том 13, Ш 1, стр. 1-7.

10. Грановский A.B. Анализ физических процессов и особенности работы ГТУ с высоконагруженной ступенью газовой турбины. // Электрические станции, 2010, № 10, с. 8-12.

11. Грановский А.В. Применение высоконагруженных турбинных ступеней для повышения технико-экономических показателей высокотемпературных ГТУ. Часть I - Расчетное исследование ступени //Надежность и безопасность энергетики. 2010, №4(11), с. 20-24

12. Грановский А.В. Применение высоконагруженных турбинных ступеней для повышения технико-экономических показателей высокотемпературных ГТУ. Часть II -Экспериментальное исследование ступени //Надежность и безопасность энергетики. 2011, № 1 (12), с. 48-52

13. Грановский А.В., Грибин В.Г., Костеж М.К., Ломакин Н.А. Исследование турбинной ступени с открытым радиальным зазором в рабочем колесе. //Надежность и безопасность энергетики. 2011, №2 (13), с. 55- 59

Авторские свидетельства на изобретения:

14. Венедиктов В.Д., Грановский А.В. Комбинированный насадок для измерения полного и статического давлений в плоском сверхзвуковом потоке. А. С. 794535, (СССР), 1980,2с.

15. Грановский А.В. и др. А. С. 239418 (СССР), 1986,1с.

16. Венедиктов В.Д., Грановский А.В., Гуров В.И. Способ визуализации рабочим потоком лопаточного аппарата турбомашины. А. С. 1651123, (СССР), 1991.

Работы, опубликованные в материалах международных конференций и симпозиумов:

17. Granovski A.V., Kostege V.K., Venediktov V.D. Application of multidisciplinary models to the cooled turbine rotor design. // AGARD Lecture Series TCP 02/LS-198, 1994, 10 c. ISBN-92-836-1008-3.

Грановский A.B., Костеж B.K., Венедиктов В.Д. Применение мульти-дисциплинарных моделей для проектирования охлаждаемой рабочей лопатки. // Лекция серия TCP 02/LS-198, 1994,10 с. AGARD.

18. Granovski A.V., Karelin A.M., Popov K.M. Experimental investigation of flow structure and losses in a high load transonic turbine stage. // AGARD conference proceedings. 1995, Derby, 1ЛС, 571,12 c. ISBN-92-836-0020-7.

Грановский A.B., Карелин A.M., Попов K.M. Экспериментальное исследование структуры потока и потерь в высоконагруженной трансзвуковой турбинной ступени.// В Сб. докладов конференции AGARD 571 « Механизм потерь и нестационарные течения в турбомашииах» 1995, Дерби, Великобритания, 12с.

19. Granovski A.V., Kostege М.К., Ivanov M.Ja., Nigmatullin R.Z. Simulation of Temperature Field Redistribution Trough Multistage Cooled Turbines. // ASME Paper 2001-GT- 576,2001,8 c. ISBN 0-7918-3528-6.

Грановский А.В., Костеж М.К., Иванов М.Я., Нигматудлин Р.З., Моделирование перераспределения температурного поля в многоступенчатых охлаждаемых турбинах.// В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков № 2001-GT- 576,, 8 с

20. Granovski A.V., Ivanov M.Ja., Nigmatullin R.Z., Terenlieva L.V. Evolution of Nonuniform Radial and Tangential Temperature Fields in Multistage Turbines. // Proceedings of 15th ISABE 2001, Bangolor, India, 2001,1158. ISBN 1-56347-515-4.

Грановский A.B., Иванов М.Я., Нигматудлин P.3., Терентьева JI.B. Изменение радиальной и окружной неравномерности температурного поля в многоступенчатых турбинах. // В Сб. докладов конференции по авиационным двигателям ., 2001, Банголор, Индия 2001- 1158.

21. Granovski A.V., Kostege MX Investigation of Flow Structure and Losses at the Endwall Sections of the Last Stage Blade. // Proceedings of ASME TURBO EXPO 2002, GT-2002-30349. 8c. Amsterdam, Netherlands ISBN 0-7918-3601-0.

Грановский A.B., Костеж M.K. Исследование структуры потока и потерь в пристеночных областях рабочей лопатки последней ступени. // В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков X» GT- 2002- 30349, 8 с. Амстердам, Нидерланды.

22. Granovski A.V., Koiesov A.N. Investigation of Flow Pattern and Losses in Transonic Turbine Vane and Blade Cascades by means of Laser Anemometer Measurements and Navier-Stokes Analysis. // Proceedings of ASME TURBO EXPO 2003, Atlanta, Georgia, USA, GT -200338340,2003, 7 c. ISBN 0-7918-3671-1.

Грановский A.B., Колесов A.H. Исследование картины течения и потерь в трансзвуковых сопловой и рабочей решетках на основе использования лазерного измерителя скорости и расчетов по уравнениям Навье- Стокса.// В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков № GT- 2003- 38340,7 с. Атланта, США.

23. Afanasiev I.V., Granovski A.V., Kareline A.M., Kostege M.K. Effect of 3D Vane Shape on the Flow Capacity. // Proceedings of ASME TURBO EXPO 2004, Vienna, Austria, GT-2004-53095, 2004, 8 c. ISBN 0-7918-3739-1.

Афанасьев И.В., Грановский A.B., Карелин A.M., Костеж M.K. Влияние пространственной формы на пропускную способность сопловой лопатки // В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков № GT- 2004- 53095, 8 с. Вена, Австрия.

24. Granovskiy A.V., Kostege M.K., Vasiliev V.V., Moosiechner N. Aerodynamic Characteristics of a Redesign Turbine. // Proceedings of ASME TURBO EXPO 2007, Montreal, Canada, GT2007-

27472,2007. ISBN 0-7918-3796-3.

Грановский A.B., Костеж М.К., Васильев В.И., Муслехнер Н. Аэродинамические характеристики модернизированной турбины.// В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков № GT- 2007- 27472, 9 с. Монреаль, Канада.

25. Granovskiy А. V., Kostege М.К., Krupa V.G., Rudenko S.V. Influence of Casting Design over a Blade on a Stage Efficiency. // Proceedings of XVIII International Symposium on ISABE. Beijing, China, ISABE-2007-1343,2007, 11 c. ISBN 1- 56347-931-1.

Грановский A.B., Костеж M.K., Крупа В.Г., Руденко С.В. Влияние формы корпуса над рабочими лопатками на кпд ступени.// В Сб. докладов конференции по авиационным двигателям ., 2007, Пекин, КНР 2007- 1343. 11с.

26. Granovskiy A.V., Kostege V.K., Vasiliev V.I., Chernyshev S.A. Impact of the pre-swirl nozzle location on the air transfer system (ATS) characteristic. // Proceedings of ASME TURBO EXPO 2009, Orlando, Florida, USA, GT2009-59355,2009. ISBN 978-0-7918-3845-5. Грановский A.B., Костеж M.K., Васильев В.И., Чернышев С.А. Влияние расположения лопаток для закрутки охлаждающего воздуха на характеристики системы подачи воздуха в охлаждаемые лопатки. // В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков № GT 2009- 59355, S с. Орландо, Флорида, США.

27. Granovskiy A.V., Abdel-Wahab S., Irmisch S, Vasiliev V.I. Impact of the Inflow Conditions on the Heavy-Duty Gas Turbine Exhaust Diffuser Perfomance. // Proceedings of ASME TURBO EXPO 2010, Glasgow, UK, GT2010 - 22840, 2010. ISBN 978-0-7918-3872-3. Грановский A.B., Васильев В.И., Ирмиш С., Абдель-Вахаб 3. Влияние входных граничных условий на характеристики диффузоров мощных газовых турбин.// В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков X» GT 2010-22840, 12 с. Глазго, Великобритания.

28. Granovskiy A.V., Kostege М.К., Lomakin N.A. Parametrical Investigation of Turbine Stages With Open Tip Clearance for the Purpose of Stage Efficiency Increase. // Proceedings of ASME TURBO EXPO 2010, Glasgow, UK, GT2010-22876,2010. ISBN 978-0-7918-3872-3. Грановский A.B., Костеж M.K., Ломакин НА. Параметрическое исследование турбинных ступеней с открытым радиальным зазором с целью повышения кпд ступени. // В Сб. докладов конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков № GT 2010- 22876, 8 с. Глазго, Великобритания.

Работы, опубликованные в других изданиях:

29. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Анализ способов осреднения параметров потока за турбинной решеткой /I Труды ЦИАМ, 1976, Вып. 732,8 с.

30. Грановский A.B. Расчет коэффициента профильных потерь в трансзвуковой турбинной решетке методом локальной аппроксимации экспериментальных данных II Труды ЦИАМ, 1978, Вып. 803,9 с.

31. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Определение профильных потерь в трансзвуковых турбинных решетках методом локальной аппроксимации экспериментальных данных. //

Т______ТТТ7ЛА* mfo r>. m ппп 1 о-

LyjUOi / U, UDlll. ISI, Ю V.

32. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Газодинамические исследования трансзвуковых турбинных решеток при выпуске воздуха из выходных кромок, а также через перфорацию на входных кромках. // Труды ЦИДМ, 1979, Вып. 877. с. 15-30.

33. Грановский A.B., Расчет и проектирование трансзвуковых решеток газовых турбин. /'/ Доклад на XXX сессия комиссии АН СССР по газовым турбинам. Тез.докл., Харьков, 1983

34. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Колесов А.Н. Исследование структуры течения за трансзвуковыми турбинными решетками. // Тр. 7-ых чтений Ф.А. Цандера, Куйбышев, 1981, с. 68-76.

35. Венедиктов В.Д., Грановский A.B., Карелин A.M., Руденко C.B. Метод оптимизации формы профиля в трансзвуковых турбинных решетках. // Труды ЦИАМ, 1987, Вып. 1198, с.

36. Богод А.Б., Грановский A.B., Карелин A.M. Быстродействующий метод расчета течений в трансзвуковых турбинных решетках. // Труды ЦИАМ, 1987, Вып. 1198, с.

37. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Карелин A.M., Карасев О.В, Кучеев Ш.Я. Опыт создания и доводки ТВД изделия 88 по газодинамической эффективности. // Труды ЦИАМ, 1989, Вып. 1278. с.

38. Венедиктов В.Д., Грановский A.B., Колесов А.Н. Экспериментальное исследование сопловых секторных решеток. // Труды ЦИАМ Лопаточные машины и струйные аппараты, 1990, Вып. 12, № 1280, с. 116-126.

39. Богод А.Б., Грановский A.B., Карелин A.M. Расчет двумерных трансзвуковых течений в решетках турбомашин с использованием модифицированной схемы Годунова. // Труды ЦИАМ Лопаточные машины и струйные аппараты, 1989, Вып. 9, № 1234, с. 62-78.

40. Венедиктов В.Д., Грановский А,В. Колесов А.Н. Исследование газодинамических потерь в рабочих решетках охлаждаемых газовых турбин. // Труды ЦИАМ Лопаточные машины и струйные аппараты, 1989, Вып. 9, №1234, с. 124-143.

41. Венедиктов В.Д., Грановский А.В., Гуров В.И. Исследование лопаточных машин методом визуализации пристенных течений в проточной части. // Труды ЦИАМ Лопаточные машины и струйные аппараты, 1990, Вып. 12, №1280, с. 127-131.

42. Венедиктов В.Д., Грановский А.В. Карелин A.M., Колесов А.Н. МухтаровМ.Х. // Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых турбин. ЦИАМ, 1990, 393 с.

43. Грановский А.В. Применение лазерного анемометра и расчетов по уравнениям Навье-Стокса для изучения структуры потока в трансзвуковых турбинных решетках. // Доклад на XLI сессия комиссии АН СССР по газовым турбинам. Ленинград, 1994.

44. Granovski А. V. Experimental investigation of flow structure and losses in a high load transonic turbine stage. // Report at the AGARD conference "Loss Mechanisms and Unsteady Flows in Turbomachines, 1995, Derby, UK.

Грановский A.B., Экспериментальное исследование структуры потока и потерь в высоконагруженной трансзвуковой турбинной ступени. //Доклад на конференции «Механизм потерь и нестационарные течения в турбомашинах» 1995, Дерби, Англия.

45. Попов К.М., Подвидз Г.Л., Грановский А.В., Карелин A.M., Лебедева Л.Я. Газодинамические особенности турбин с противоположным вращением роторов. // Труды ЦИАМ Лопаточные машины и струйные аппараты, 1996, Вып. 13, № 1296, с. 241-258.

46. Granovski А. V. Simulation of Temperature Field Redistribution Trough Multistage Cooled Turbines. // Report at the ASME TURBO EXPO 2001, New Orleans, USA, 2001. Грановский A.B., Моделирование перераспределения температурного поля вдоль проточной части многоступенчатых охлаждаемых турбин. Доклад на конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков 2001., Новый Орлеан, США.

47. Granovski A.V. Investigation of Flow Structure and Losses at the Endwall Sections of the Last Stage Biade. // Report at the ASME TURBO EXPO 2002, Amsterdam, The Netherlands, 2002. Грановский A.B., Исследование структуры потока и потерь в пристеночных областях рабочей лопатки последней ступени. Доклад на конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков, 2002, Амстердам , Нидерланды.

48. Granovski A.V., Effect of 3D Vane Shape on the Flow Capacity. // Report at the ASME TURBO EXPO 2004, Vienna, Austria.

Грановский А.В., Влияние пространственной формы на пропускную способность сопловой лопатки // Доклад на конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков 2004,. Вена, Австрия.

49. Granovskiy A.V., Kostege MX, Krupa V.G., Rudenko S.V. Numerical and Experimental Investigation of Two Stage Cas Turbine with Bowed Vanes. // Proceedings of 7th European Conference on Turbomachinery Fluid Dynamics and Thermodynamics, Athens, Greece, 2007. Грановский A.B., Численное и экспериментальное исследование двухступенчатой газовой турбины с саблевидными сопловыми лопатками. // В Сб. 7-ой Европейской конференции по газовой динамике и термодинамике турбомашин. 2007. Афины, Греция.

50. Granovskiy A.V., Aerodynamic Characteristics of a Redesign Turbine. // Report at the ASME TURBO EXPO 2007, Montreal, Canada.

Грановский A.B., Аэродинамические характеристики модернизированной турбины.// Доклад на конференции по турбомашинам Американского Общества Инженеров Механиков 2007,. Монреаль, Канада.

Подписано в печать Полиграфический центр МЭИ(ТУ) Красноказарменная ул.,д.13

СОДЕРЖАНИЕ.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ,.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

1. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ

ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ ОХЛАЖДАЕМЫХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН (ОБЗОР).

2. РАСЧЕТНЫЕ МЕТОДЫ ИЗУЧЕНИЯ СТРУКТУРЫ ПОТОКА И ПОТЕРЬ В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

2'. Г Особенности .численных подходов при расчетах течения по уравнениям Эйлера.-.

2.2 Особенности численных подходов при;расчетах течения по уравнениям: Навье - Стокса:.52;

2.3 Обобщение экспериментальных данных по профильным потерям в турбинных решетках. (Расчет профильных потерь методом локальной аппроксимации экспериментальных данных);.

3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ ИЗУЧЕНИЯ СТРУКТУРЫ ПОТОКА И ПОТЕРЬ В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

3.1 Особенности экспериментального исследования структуры потока и потерь в плоских и секторных турбинных решетках.

3 .2 Особенности проведения экспериментов и обработки данных при использовании лазерного измерителя скорости (ЛИС).

3 ;3 Визуализация пристенных течений;.;.

4. ИЗУЧЕНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ СТРУКТУРЫ ПОТОКА В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

4.1 Анализ структуры потока на основе расчетов течения по уравнениям Эйлера и Навье-Стокса.

4.2 Экспериментальное исследование структуры потока в плоских и секторных решетках.

4.3 Применение лазерного измерителя скорости для изучения влияния степени турбулентности потока на структуру потока в трансзвуковых лопаточных аппаратах.

5. ИЗУЧЕНИЕ ПОТЕРЬ И РАСХОДНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК В ЛОПАТОЧНЫХ АППАРАТАХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН.1

5.1 Экспериментальное исследование потерь на трансзвуковых режимах.

5.2Ълияние выпуска охлаждающего воздуха на изменение потерь в лопаточных аппаратах на трансзвуковых режимах работы.

5.3 Расходные характеристики трансзвуковых лопаточных аппаратов.'. 159'

6. МЕТОДЫ ПОВЫШЕНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ И ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ, ЛОПАТОЧНБ1Х АППАРАТОВ-ГАЗОВЫХ ТУРБИН.

6.1 Уменьшение волновых потерь и потерь трения за счет снижения* интенсивности скачков уплотнения и степени диффузорности путем перераспределения кривизны выпуклой поверхности.

6.2 Особенности проектирования и численное исследование высоконагруженной трансзвуковой турбинной ступени.

7. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЫСОКОНАГРУЖЕННОЙ ТРАНСЗВУКОВОЙ СТУПЕНИ

ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ.

7.1 Экспериментальное исследование рабочей решетки.

7.2 Экспериментальное исследование ступени.

8. РАСЧЕТНОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ШД

С САБЛЕВИДНЫМИ СОПЛОВЫМИ ЛОПАТКАМИ.

8.1 Особенности пространственного проектирования и численное исследование параметров потока и потерь в вендах газовой турбины.

8.2 Экспериментальное исследование двухступенчатой турбины.

ВЫВОДЫ.

Основными определяющими факторами развития стационарных газотурбинных установок и авиационных двигателей являются: надежность, экономичность, ресурс, технологичность, стоимость и т.д. Обеспечение оптимальных значений перечисленных выше характеристик является важной практической задачей.

Повышение температуры и давления- газа на входе в турбину привело к. необходимости применения1' охлаждаемых ступеней. В современных стационарных и авиационных высокотемпературных газовых турбинах в качестве охлаждаемых ступеней^ часто применяются^ высоконагруженные турбинные ступени. Использование таких ступеней является комплексной задачей, поскольку уменьшение числа, ступеней с одной стороны позволяет уменьшить стоимость установки, повысить ее надежность, сэкономить охлаждающий воздух и т.д., но с другой стороны может приводить к уменьшению газодинамической эффективности, т.е. к уменьшению кпд турбины. Поэтому разработка методов повышения экономичности охлаждаемых, высоконагруженных турбинных ступеней является актуальной задачей. Особенностью использования высоконагруженных турбинных ступеней является работа лопаточных аппаратов в< трансзвуковом диапазоне скоростей. Трансзвуковые режимы работы характеризуются^ целым рядом особенностей, связанных с появлением в межлопаточных каналах местных сверхзвуковых зон и скачков уплотнения, которые могут вызвать отрыв потока. Усложнение структуры потока при работе на трансзвуковых режимах приводит к увеличению потерь в межлопаточных каналах. Кроме того, выдув охлаждающего воздуха через ряды отверстий на поверхностях межлопаточного канала (сопловые и рабочие лопатки, платформы, корпус) приводит к изменению структуры пристенных течений и может служить источником дополнительных потерь.

Актуальность темы диссертации определяется необходимостью разработать методы проектирования лопаток высокотемпературных газовых турбин на основе комплексного изучения физических особенностей их работы численными и экспериментальными методами с целью минимизации потерь в проточной части и, соответственно, с целью повышения кпд турбин. Цель работы.

Разработать методы повышения газодинамической эффективности охлаждаемых* высоконагруженных ступеней газовых турбин на основе исследования физических особенностей течения в лопаточных аппаратах экспериментальными и численными методами. Научная новизна работы состоит в следующем:

• Впервые в стране были внедрены в практику исследования структуры потока и проектирования лопаточных аппаратов методы решения нестационарных уравнений Эйлера на основе численной схемы С.К. Годунова 1 и 2 порядка точности.

• Предложен и реализован на практике комплексный подход для изучения структуры потока и определения потерь в турбинных решетках на основе использования измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости и численным исследованием особенностей вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

• Впервые разработан быстрый метод расчета потерь (метод локальной аппроксимации) на основе статистического обобщения экспериментальных данных по потерям в трансзвуковых турбинных решетках.

• Разработаны оригинальные экспериментальные методики исследования особенностей течения в лопаточных аппаратах, в частности:

- способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинных решетках в широком диапазоне режимов работы с выпуском охлаждающего воздуха через щели и отверстия перфорации на профиле;

- способ измерения параметров потока в секторных решетках, составленных из натурных охлаждаемых лопаток;

- способ исследования влияния уровня турбулентных пульсаций в потоке на входе, внутри межлопаточных каналов и на выходе из турбинных решеток при помощи лазерного измерителя скорости;

- способ визуализации пристенных течений на заданном режиме работы.

• Разработаны методы проектирования турбинных решеток на основе:

- численного исследования структуры течения в венцах;

- корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиля.

• Спроектирована, численно и экспериментально исследована высоконагруженная полноразмерная трансзвуковая турбинная ступень при выдуве охлаждающего, воздуха в сопловом аппарате и различной величине радиального зазора.

• Спроектирована, численно« и экспериментально исследована двухступенчатая* турбина низкого давления с саблевидными сопловыми аппаратами.

Обоснованность и достоверность выводов и рекомендаций.

Основные научные положения и выводы подтверждены экспериментальными и численными результатами, полученными с помощью различных методов исследования: пневмометрические измерения параметров потока, измерения пульсаций скорости, средней скорости и интенсивности турбулентности лазерным измерителем скорости, визуализация течения. Сравнивались результаты измерений, полученные в* аэродинамических трубах и на экспериментальной турбинной ступени. Численные результаты сопоставлялись с экспериментальными данными.

Практическая ценность.

Применение разработанных и проверенных экспериментально подходов позволяет уменьшить интенсивность скачков уплотнения в межлопаточных каналах, снизить вероятность отрывов на выпуклой поверхности лопаток из-за взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения. В результате снижаются волновые потери и потери, связанные с отрывом потока на поверхности профиля. Уменьшаются вторичные потери и потери, связанные с вихреобразованием внутри межлопаточных каналов, ослабляются неравномерность потока и нестационарные эффекты. Эффективность разработанных подходов подтверждена на действующих авиационных турбинах в двигателях:

• АЛ31Ф НПО «Сатурн»

• РД-33 НПО «Завод им. Климова» г. Санкт- Петербург

• Д-90 ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь

• Д-18, Д-27 ЗМКБ «Прогресс» г. Запорожье и в стационарных турбинах для газоперекачивающих станций и производства электроэнергии:

• ГТУ 12П ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь

• GT8C, GT11NM, GT11DM, GT8C2, GT13E2M, GT11N2M фирмы ALSTOM

• SGT-800 (GTX100), SGT-700 (GT10C) фирмы SIEMENS Личный вклад.

• Разработан и внедрен в практику исследований и проектирования лопаточных аппаратов метод, основанный на решении нестационарной системы уравнений Эйлера на основе численной схемы С.К. Годунова 1 и 2 порядка точности.

• Разработаны экспериментальные подходы для изучения особенностей структуры потока в трансзвуковых лопаточных аппаратах.

• Разработан способ визуализации пристенных течений, позволяющий получать картину течения, соответствующую конкретному режиму обтекания.

• Разработан и реализован на практике комплексный подход для изучения структуры трансзвуковых течений и определения потерь в турбинных решетках на основе использования измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости и^ численным исследованием особенностей вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

• Разработан метод проектирования трансзвуковых лопаточных аппаратов, основанный на корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиля.

• Разработан метод расчетной оценки потерь в трансзвуковых турбинных решетках методом локальной аппроксимации экспериментальных данных

• Спроектирована и испытана полноразмерная высоконагруженная трансзвуковая ступень турбины.

• Спроектирована и испытана полноразмерная, двухступенчатая турбина с саблевидными сопловыми аппаратами.

Автор защищает:

1. Расчетно-экспериментальный подход к изучению трансзвуковых течений при наличии скачков уплотнения и отрывных зон в межлопаточных каналах охлаждаемых высоконагруженных ступеней газовых турбин.

2. Новые экспериментальные подходы для изучения особенностей течений в плоских и секторных турбинных решетках, а также в полноразмерной ступени, позволяющие получать данные по локальной структуре потока, уровню турбулентных пульсаций, неравномерности параметров потока и аэродинамическим потерям.

3. Экспериментальные результаты по влиянию на структуру потока и потери в турбинных решетках геометрических параметров, режима работы, выпуска охлаждающего воздуха через щели в выходных кромках и отверстия перфорации на профиле и полках, а также уровня интенсивности турбулентности потока в различных частях межлопаточных каналов.

4. Расчетную оценку потерь в турбинных решетках методом локальной аппроксимации экспериментальных данных.

5. Метод проектирования лопаточных аппаратов, основанный на корреляции между распределениемг скорости потока и распределением кривизны профиля.

6. Экспериментальные результаты, полученные при исследовании высоконагруженной полноразмерной трансзвуковой турбинной ступени при выпуске охлаждающего воздуха в сопловом аппарате и различной величине радиального зазора.

7. Расчетные и экспериментальные результаты, полученные при проектировании и исследовании* двухступенчатой турбины низкого давлениям саблевидными сопловыми лопатками.

Апробация работы

Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались: на XXX, XXXVI, XXXIX, XLI, XLVI сессиях комиссии АН СССР и РАН по газовым-турбинам в 1983,1989, 1990, 1994, 1999 годах; на Международных конференциях: 85th AGARD - PEP Symposium "Loss Mechanisms and Unsteady Flows in Turbomachines", Derby, UK, May 1995; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2001, June 4-7, 2001, New Orleans, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2002, June 3-6, 2002, Amsterdam, The Netherland; The- Sixth

International Symposium on, Experimental and Computational i

Aerothermodynamics of Internal Flows, April 7-11, 2003, Shanghai, China; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2003, June 16-19, 2003, Atlanta, Georgia, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2004, June 14-17, 2004, Vienna, и

Austria; 7th European Conference on TURBOMACHINERY Fluid Dynamics and Thermodynamics, March 5-9, 2007, Athens Greece; The International Gas Turbine & Aeroengine Congres ASME TURBO EXPO 2007, May 14-17, 2007, Montreal, Canada; XVIII International Symposium on IS ABE, Beijing, China, 2-7 September, 2007; ASME TURBO EXPO 2009, June 8-12, 2009, Orlando, Florida, USA, ASME TURBO EXPO 2010, June 14-18, 2010, Glasgow, UK.

Публикации по работе.

Основные результаты научных исследований, методологические положения и технические решения, выполненные в соавторстве или непосредственно автором, изложены в 50 публикациях в т.ч. в 40 статьях в отечественных и зарубежных изданиях, в Атласе турбинных решеток, в 3 авторских свидетельствах и в 7 докладах на российских и международных конференциях.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

Рік - конструктивный угол входа;

Ргэф - эффективный угол выхода (р2зф-агс8Іп(а2Л)); р2к - конструктивный угол выхода;

У - угол установки профиля;

52 - угол отгиба профиля;

- шаг решетки;

Ь - хорда профиля; мъ - относительный шаг решетки, і;

Сщ - максимальная толщина профиля;

Стах - относительная максимальная толщина профиля, стах = ст/Ь а, - толщина входной кромки (диаметр вписанной окружности)

- толщина выходной кромки (диаметр вписанной окружности) а2 - ширина горла d2/a2 - относительная толщина выходной кромки, с12;

Р - периметр профиля;

Ыс - радиус кривизны обводов профиля (Кг=1/Яс - кривизна контура профиля); в - относительная криволинейная координата, измеряемая вдоль выпуклой поверхности от выходной кромки ко входной кромке и обратно вдоль вогнутой поверхности к выходной кромке, Б = Э/Р (0< Б < 1);

К - конфузорность решетки; ъ. - высота венца от выходной кромки на периферии по нормали оси турбины;

8 - радиальный зазор;

8 - относительный радиальный зазор, 5 = 5 /Ь;

N - число лопаток;

Рі - угол входа потока;

2 - угол выхода потока; а2 - угол выхода потока в абсолютном движении;

0 - угол поворота потока 0=18O-(ß] + ß2);

А ркр - коэффициент кромочного давления; А ркр = (ркр — р2)/ 0.5pw2; ркр - кромочное (донное) давление; р2 - осредненное статическое давление на выходе;

Ро* - полное давление;

Т* - полная температура;

М - число Маха;

X - число Лаваля (или приведенная скорость), X = с/а*; ад - ^ад = ^is = f (Р/Ро )>

2к а* - критическая скорость звука, а* = J-—-RT* [м/сек];

Ф, vj/ - коэффициенты скорости для сопловых и рабочих лопаток соответственно, ф = Хг! ^2ад ;

Х2 - действительная скорость; к - коэффициент адиабаты, k= cp/cv;

1 - угол атаки, i = ßik - ßi; G - расход газа;

GCooi - расход охлаждающего воздуха; и - окружная скорость, u; = 7iDiii/60; и /сад - параметр, характеризующий нагруженность ступени; сад - адиабатическая скорость, CiS = f (р2 / ро*); h - энтальпия;

Ah - удельная работа; Ah = u(c]u - c2u);

Ah/u2 - коэффициент нагрузки; cx/u - коэффициент потока, сх - осевая составляющая скорости;

7it* - перепад давления по полным параметрам, птх* = р0* / р2*;

7it - перепад полного давления к статическому, 7iTt= ро* / Р2', степень реактивности; коэффициент трения; интенсивность турбулентности; адиабатический кпд по заторможенным параметрам; приведенная скорость потока перед скачком уплотнения; численные методы расчета динамики потока.

выводы

1. Автором настоящей работы в течение 1975-2010 годов выполнен комплекс работ, содержащих совокупность научных и технических решений, подкрепленных численными и экспериментальными исследованиями на плоских и секторных турбинных решетках, а также на натурных ступенях. Полученные в работе научные и практические результаты позволяют при проектировании новых и модернизации действующих газовых турбин обеспечить высокий^ уровень технико-экономических показателей, таких как газодинамическая эффективность и надежность, а также уменьшить стоимость разработки охлаждаемых газовых турбин.

2. Разработка и внедрение в практику проектирования лопаточных аппаратов газовых турбин методов анализа структуры потока на основе решения нестационарных уравнений Эйлера при использовании численной схемы С.К. Годунова позволили профилировать плоские базовые сечения трансзвуковых турбинных венцов с высокой газодинамической эффективностью.

3. Разработана универсальная методика исследования структуры трансзвуковых течений и потерь в турбинных решетках на основе измерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости, а также численными исследованиями вязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.

4. Разработан комплекс экспериментальных методик для исследования особенностей трансзвуковых течений в лопаточных аппаратах в> частности:

• способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинных решетках на трансзвуковых режимах с выпуском охлаждающего воздуха через щели и отверстия перфорации на профиле;

• способ исследования параметров потока в секторных решетках, составленных из натурных охлаждаемых лопаток;

• способ исследования влияния степени турбулентности потока: на входе в турбинные решетки, внутри межлопаточных каналов и за решетками, на структуру потока и потери при помощи лазерного измерителя скорости;

• способ визуализации пристенных течений.

5. Разработан и внедрен» в практику метод расчета потерь в трансзвуковых решетках (метод локальной аппроксимации) на основе обобщения накопленных в отрасли экспериментальных данных по потерям в турбинных решетках и ступенях.

6. Разработан метод проектирования и оптимизации трансзвуковых турбинных решеток на основе:

• численного исследования структуры течения в венцах; • корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны вдоль обводов профиля.

7. Спроектирована и экспериментально исследована охлаждаемая высоконагруженная трансзвуковая турбина высокого давления, которая при значении параметра и/сад = 0.44 - 0.49 имеет значение кпд т|Т *=0.88 -0.89.

8. Спроектирована двухступенчатая турбина низкого давления с пространственным проектированием сопловых аппаратов, испытания которой подтвердили расчетный уровень кпд т|Т *= 0.92 и, соответственно, увеличение кпд на 2% по сравнению с исходной ТНД.

9: Методологические и конструктивные решения, выполненные в рамках настоящей работы, апробированы при проектировании и эксплуатации отечественных и зарубежных авиационных двигателей и газотурбинных установок:

• АЛ31Ф НПО «Сатурн»;

• РД-33 ЛНПО «им. Климова», г. Санкт-Петербург;

• Д-90 ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь;

• Д-18, Д-27 ЗМКБ «Прогресс», г. Запорожье;

• ГТУ 12П ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь;

• GT11NM, GT13DM, GT8C2, GT13E2M, G11N2M фирмы ALSTOM;

• SGT-800 (GTX100), SGT-700 (GT10C) фирмы SIEMENS, а также, нашли практическое отражение в руководящих документах и программных комплексах по проектированию газовых турбин.

1. Дейч М.Е., Филиппов Г. А., Лазарев Л .Я. Атлас профилей решеток осевых турбин. М. Машиностроение, 1965, 96 с.

2. Дейч М.Е., Самойлович Г.С., Трояновский Б.М., Баранов В.А. Исследование структуры потока и потерь в сопловых решетках при больших скоростях истечения. // Теплоэнергетика, 1954, №6, с.40-481

3. Дейч М.Е., Самойлович Г.С. Основы аэродинамики осевых турбомашин. ГНТИМЛ, 1959,428 с.

4. Дейч М.Е., Зарянкин А.Е., Трояновский Б.М., Баранов В.А. Исследование структуры и потерь в сопловых решетках при больших скоростях истечения.// Теплоэнергетика, 1954, № 6.

5. Дейч М.Е., Губарев A.B., Лазарев Л.Я., Джачанмахан А. Исследование новых сопловых решеток МЭИ для сверхзвуковых скоростей. // Теплоэнергетика, 1962, № 10.

6. Дейч М.Е., Зарянкин А.Е., Губарев A.B. Новые сопловые аппараты для сверхзвуковых скоростей. // Теплоэнергетика, 1959, №11.

7. Дейч М.Е. Техническая газодинамика. М., Энергия, 1974, 592 с.

8. Зарянкин А.Е. О кромочных потерях в турбинных решетках. // Теплоэнергетика, 1966, № 1, с. 38-42.

9. Майорский Е.В., Трояновский Б.М. Экспериментальное исследование сверхзвукового потока в турбинных решетках. // Теплоэнергетика, 1965, №12, с. 69-72.

10. Дейч М.Е., Майорский Е.В., Трояновский Б.М. Новый тип сверхзвуковых турбинных решеток. // Энергетическое машиностроение, НИИ Информтяжмаш, 1965, вып.7.

11. Трояновский Б.М., Майорский Е.В., Лукин В.В., Гарагуля Б.А. Сверхзвуковые решетки последних ступеней мощных паровых турбин // Теплоэнергетика, 1977, № 10, с. 7-12.

12. Филиппов Г. А., Салтанов Г. А., Симановский Г.П. Численное исследование до-, транс- и сверхзвуковых разрывных течений спонтанно-конденсирующегося и влажного пара в решетках турбин. // Теплоэнергетика, 1979, № 9, с. 62-65.

13. Дейч М.Е. Газодинамика решеток турбомашин. М.: Энергоатомиздат. 1996.

14. Гукасова Е.А. Экспериментальные исследования плоских решеток при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. // Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов* паровых и газовых турбин. M-JL, ГЭИ, 1960, с. 198-219.

15. Гукасова Е.А., Жуковский М.И., Завадовский A.M., Зысина-Моложен Л.М., Скнарь H.A., Тырышкшт В.Г. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов паровых и= газовых турбин. М-Л.,ГЭИ, 1960, 300 с.

16. Марков Н. М. Теория и расчет лопаточного аппарата осевых турбомашин. М.—Л., «Машиностроение», 1966. 240 с.

17. Дрозд Е.Е., Лазаренко Е. Г. Аналитическое построение трансзвуковой решетки профилей. // Энергомашиностроение, 1971, № 8, с. 38-39.

18. Соколовский Г.А. Исследование структуры потока в рабочих лопатках с большим шаговым отношением. // Труды ХПИ, 1963, том XIII, вып. 3. с. 76-93.

19. Соколовский Г.А. Исследование периферийных сечений рабочих лопаток последней ступени турбины ПВК-150. // Теплоэнергетика, 1965, №1, с. 39-43.

20. Соколовский Г.А., Гнесин В.И. Расчет трансзвукового потока в лопаточном канале. // Энергомашиностроение, 1973, № 7.

21. Соколовский Г.А., Гнесин В.И. Нестационарные трансзвуковые и вязкие течения в турбомашинах. Киев: Наукова думка, 1986.

22. Кирилов И.И. Теория турбомашин. М-Л.: Машиностроение, 1972. 448 с.

23. Кирилов А. И. Зависимость профильных потерь турбинных решеток от угла атаки. В сб. Энергомашиностроение., M-JI.: Машиностроение, 1968, с. 18-21.

24. Арсеньев Л.В., Тырышкин В.Г. и др. Стационарные газотурбинные установки. Л.: Машиностроение, 1989.

25. Епифанов В.М. Аэродинамическое исследование турбинных решеток с утолщенными выходными кромками. // Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины, М.: Машиностроение, 1971, с. 216275.

26. Грязнов Н.Л., Епифанов В.М., Гуськов В.И. Исследование профильных потерь в решетках с проницаемой поверхностью профилей. //ИВУЗ, Машиностроение, 1976, № 9, с. 119-123.

27. Манушин Э.А. Газовые турбины проблемы и перспективы. М: Энергоатомиздат, 1986.

28. Афанасьев И.В., Емин О.Н., Кузнецов В.И., Ситников А.К. Особенности аэродинамических характеристик кольцевых сопловых аппаратов с пониженными значениями суммарной конфузорности. // ИВУЗ, Машиностроение, 1988, № 9, с. 74-77.

29. Емин О.Н., Использование авиационных ГТД для создания наземных транспортных и стационарных энергетических установок. М., Изд-во МАИ, 1998.

30. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А., Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979.

31. Ольховский Г.Г. Энергетические газотурбинные установки. М.: Энергоатомиздат, 1985.

32. Топунов A.M., Тихомиров Б.А. Управление потоком в тепловых турбинах. -Л: Машиностроение, 1979.-151 с.

33. Tikhomirov В.A., Pogodin J.M. Three dimensional modelling and secondary control in gas turbines.// AGARD conference proceedings. 1995, Derby, UK, 571, 12 c. ISBN-92-836-0020-7.

34. Степанов Г.Ю., Эпштейн В.JI., Гольцев В.В., Мухтаров М.Х. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток. М., Изд-во ЦИАМ, 1964, 135 с.

35. Абианц В.Х., Венедиктов В.Д., Гольцев В.В., и др. Атлас экспериментальных характеристик плоских турбинных решеток. М., Изд-во ЦИАМ, 1976,190 с.

36. Венедиктов В.Д., Грановский A.B. Карелин A.M., Колесов А.Н. Мухтаров М.Х. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых турбин. М., Изд-во ЦИАМ, 1990, 393 с.

37. Богод А.Б., Замтфорт Б.С., Иванов М.Я., Крайко- А.Н. Об использовании процесса установления по времени при решении задач стационарного обтекания газом решеток профилей. // Изв. АН СССР, МЖГ, 1974, № 4, с. 118-124.

38. Богод А.Б., Грановский* A.B., Карелин A.M. Повышение точности и сокращение времени при численном исследовании течений в решетках турбомашин. // Теплоэнергетика, 1986, №8, с. 48-52.

39. Грановский A.B., Карелин A.M., Руденко C.B. Газодинамическая оптимизация трансзвуковых турбинных решеток. // Теплоэнергетика, 1993, №4, с. 42-46.

40. Синегуб C.B. Атлас турбинных решеток. М., Изд-во ЦАГИ, 1958, 91 с.

41. Гукасова Е.А. Экспериментальное исследование плоских решеток при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. В сб. «Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов паровых и газовых турбин». М;-Л., ГЭИ, 1960, с. 198-219.43