автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Совершенствование методов проектирования газовых турбин на основе расчета газодинамических характеристик с учетом системы завесного охлаждения сопловых лопаток

На правах рукописи

005047I

- У/

--/->,л

Ковалева Наталья Николаевна

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГАЗОВЫХ ТУРБИН НА ОСНОВЕ РАСЧЕТА ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК С УЧЕТОМ СИСТЕМЫ ЗАВЕСНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ СОПЛОВЫХ ЛОПАТОК

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 О ДЕК 2012

Рыбинск —2012

005047729

Работа выполнена в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева».

Научный руководитель:

Вятков Владимир Вячеславович кандидат технических наук, доцент. Официальные оппоненты:

Матвеев Валерий Николаевич, доктор технических наук, профессор, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (Национальный исследовательский университет), заведующий кафедрой «Теория двигателей летательных аппаратов»;

Нестеренко Валерий Григорьевич, кандидат технических наук, доцент, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет), доцент кафедры «Конструкция и проектирование двигателей» факультета «Двигатели летательных аппаратов».

Ведущая организация: ФГБОУ ВПО Уфимский государственный авиационный технический университет (Национальный исследовательский университет), г. Уфа.

Защита состоится 26.12.2012 г. в 15.00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева» по адресу: 152934, г. Рыбинск, Ярославская область, ул. Пушкина, 53, ауд. Г-237.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева».

Конюхов Борис Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы

Развитие газотурбинных двигателей (ГТД) идет по пути увеличения степени повышения давления и максимальной температуры рабочего тела в цикле. С одной стороны, это обусловило возрастание роли лопаточных машин в обеспечении высоких эксплуатационных качеств двигателя, а с другой, привело к существенному усилению зависимости эффективности турбины от негативных влияний концевых явлений в проточной части из-за уменьшения относительных геометрических размеров лопаточных венцов.

Особенно актуальными указанные проблемы представляются в отношении высокотемпературных турбин ГТД, что связано с их высокой аэродинамической нагруженностью и с необходимостью иметь развитую систему охлаждения лопаток и других элементов конструкции, воспринимающих тепловые потоки от газа. Высокая газодинамическая нагруженность ступеней турбины способствует расширению зоны вторичных течений в лопаточных венцах. В результате чего растут потери, связанные с взаимодействием вторичных вихрей с охладителем. Лопатки сопловых аппаратов современных двигателей становятся короткими, при этом вторичные вихри, образовавшиеся на противоположных торцевых поверхностях, начинают взаимодействовать между собой.

В течение нескольких десятилетий на кафедре авиационных двигателей РГАТУ им. П. А. Соловьева под руководством Е. Н. Богомолова проводились исследования газодинамики лопаточных машин. В. В. Лебедев занимается изучением характеристик и моделированием вторичных течений. В работах А. Е. Ремизова представлены исследования турбинных решеток при доминирующем влиянии вторичных течений. Исследование угловых характеристик потока в турбинных решетках проводилось В. В. Вятковым. Поэтому в продолжение развития одного из ведущих направлений научной деятельности кафедры Авиационных двигателей в диссертационной работе была поставлена задача - исследовать влияние выдува охладителя на потери и углы выхода потока в сопловых аппаратах газовых турбин при преобладающем влиянии вторичных течений, то есть в сопловых аппаратах с короткими лопатками.

За последнее время в открытой печати не появились данные по исследованию газодинамики охлаждаемых турбин с короткими лопатками, а исследования, проводимые ранее, касаются только высоких лопаток, в которых не происходит смыкание вторичных вихрей. Проведенное исследование является актуальным, несет новую информацию, содержит обобщающие зависимости, поэтому обладает признаками научной новизны.

Цель работы

Исследовать влияние системы завесного охлаждения на потери и углы выхода потока в сопловых аппаратах газовых турбин для разработки методов быстрой инженерной оценки аэродинамических характеристик решеток.

Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:

1. Проанализировать результаты исследований российских и зарубежных научных институтов в области взаимодействия, характеристик, и моделирования течения в сопловых аппаратах охлаждаемых газовых турбин.

2. Провести экспериментальное и численное исследование по определению влияния выдува воздуха через перфорации и щель на вогнутой поверхности профиля лопатки на потери энергии и углы выхода потока в решетке.

3. Проанализировать влияние высоты решетки на потери от системы охлаждения и угол выхода потока из охлаждаемой решетки, разработать методы оценки указанных величин на стадии предварительного проектирования турбин.

Методы исследования

Для решения поставленных задач использовались аэродинамический эксперимент и численное моделирование.

Достоверность и обоснованность результатов

1.Достигается применением экспериментально-исследовательского оборудования, соблюдением условий подобия, применением сертифицированных средств при обработке экспериментальных данных.

2. Подтверждается соответствием полученных данных наблюдениям и описаниям других исследователей, совпадением полученных в ходе исследования расчетных и экспериментальных данных.

На защиту выносятся:

1. Результаты экспериментального и численного исследования влияния выдува воздуха через перфорации и щель на вогнутой поверхности профиля лопатки на потери и углы выхода потока в решетке.

2. Зависимость для оценки потерь от охлаждения для коротких лопаток.

3. Соотношения для оценки угла выхода потока из решетки, позволяющие корректировать угол выхода, полученный без охлаждения.

Научная новизна:

1. Полученные экспериментальные данные о влиянии выдува воздуха на аэродинамические характеристики коротких сопловых решеток отражают зависимость потерь от местоположения ряда перфораций и параметров хладагента.

2. Установлена зависимость потерь от выдува воздуха на вогнутой поверхности профиля для различных типов решеток. Предложено эмпирическое соотношение для оценки этих потерь.

3. Выявлено влияние выдува воздуха на угол выхода потока из решетки. Установлена зависимость угла выхода потока для различных типов решеток от параметров и места выдува.

Практическая полезность

Разработанные рекомендации позволяют увеличить КПД охлаждаемых газовых турбин и сократить сроки доводки новых изделий.

Реализация результатов

Результаты работы реализованы в виде уточнения существующей одномерной методики расчета потерь и углов выхода потока в венцах охлаждаемых газовых турбин, в том числе и с короткими лопатками, в ОАО «НПО «Сатурн».

Апробация работы

Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих российских и международных конференциях: Международная научно-техническая конференция «Энергетические установки: тепломассообмен и процессы горения», г. Рыбинск, 2009 г.; XVII Школа-семинар молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А. И. Леонтьева «Проблемы газодинамики и тепломассообмена в аэрокосмических технологиях», г. Жуковский, 2009 г.; XXXV Международная молодежная конференция. Гагаринские чтения, Москва, МАТИ, 2009 г.; XXXI Всероссийская конференция «Наука и технологии», г. Миасс, 2011 г.

Публикации

Основные материалы диссертации опубликованы в 4 статьях в журналах, рекомендованных ВАК, 4 статьях в сборниках трудов и 2 тезисах докладов.

Структура и объем работы

Диссертация изложена на 143 страницах и включает в себя 92 иллюстрации и 6 таблиц. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованной литературы из 65 наименований, приложения.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальности проблемы, решаемой в диссертационной работе, выделены ключевые направления исследований.

В первой главе проанализированы тенденции развития параметров рабочего процесса в турбинах газотурбинных двигателей. Рассмотрено влияние геометрических (форма профиля и торцевых поверхностей, наличие перегородок на профиле и торцевых поверхностях) и аэродинамических (выдув охладителя на торцевых поверхностях, через перфорации на входной кромке, на спинке, на корытце профиля, через выходную кромку) параметров на потери в решетках.

Анализ результатов исследований М. Е. Дейча, А. Е. Зарянкина, С. 3. Копелева, В. А. Журавлева, Е. Н. Богомолова, В. В. Лебедева, В. В. Вяткова, Н. В. Тихомировой, В. Д. Бенедиктова, Ю. Г. Гуревича, М. X. Мухтарова,

А. В. Щукина, Р. С. Агачева, С.Н. Sieverding, S. Eymann, Н. Sayer, М. Rose, М. Nagel., Н. Wolf и других показал:

1) Выпуск охладителя через перфорации на входной кромке практически не влияет на аэродинамическую эффективность и углы выхода потока из решетки.

2) Выпуск охладителя в выходную кромку в пределах расхода воздуха от 1 до 2 % увеличивает потери. Дальнейшее увеличение расхода приводит к уменьшению потерь из-за относительного роста энергии охладителя.

3) Аэродинамические потери в решетке при организации заградительного вдува по ее торцевой поверхности зависят от формы перфораций, места их положения и интенсивности вдува.

4) Все рассмотренные исследования относятся к длинным решеткам (без смыкания вторичных вихрей). Взаимодействие с вторичными течениями рассматривается только при выдуве на торцевую поверхность.

5) Ни один из известных методов расчета дополнительных потерь, вызванных системой охлаждения, не учитывает высоту решетки, которая является основным фактором, определяющим динамику вторичных течений.

Из вышесказанного следует, что проблема исследования влияния выдува охладителя на газодинамические характеристики сопловых аппаратов газовых турбин является актуальной, а результаты исследований в данной области могут быть полезны при проектировании охлаждаемых газовых турбин. В связи с этим сформулированы цели и задачи работы.

Во второй главе рассмотрены основные вопросы моделирования при проведении экспериментальных исследований сопловых решеток газовых турбин; представлено описание экспериментального стенда, моделей охлаждаемых лопаток, измерительного оборудования. Рассмотрен принцип организации измерений, методика проведения испытаний и обработки данных; представлена оценка погрешностей и критерии достоверности результатов.

В настоящей работе использовались две сопловые решетки, исследование которых проводилось на базе одной экспериментальной установки (рис. 1).

Высота решеток варьировалась от 20 мм до 70 мм. Результаты исследований представлены для двух характерных высот - 70 мм (решетка без смыкания вторичных вихрей) и 40 мм (решетка со смыканием вторичных вихрей).

Центральная лопатка обеих решеток была выполнена полой, к ней от автономного компрессора подводился воздух.

Профили исследуемых решеток являлись типичными для реактивных решеток сопловых аппаратов современных турбин. Они имели практически идентичную геометрию. Отличие состояло только в форме выходной кромки и схеме организации вдува. Первый комплект лопаток имел цилиндрическую выходную кромку и перфорации на вогнутой поверхности профиля лопатки

(рис. 2), а второй - оптимизированную с точки зрения потерь ступенчатую выходную кромку со щелью для выдува (рис. 3).

Рис. I. Модель плоской турбинной решетки: 1 - корпус; 2 - лопатки; 3 - профилированные боковые стенки; 4 - отсечные пластины; 5 -выходные штуцеры приемников кромочного давления; 6 - фиксаторы отсечных пластин Основные геометрические параметры решеток следующие:

Шаг решетки: Хорда профиля: Ширина горла: Высота решетки: Диаметр входной кромки: Толщина выходной кромки: Угол входа потока в решетку: Эффективный угол выхода: Угол установки профиля: Конструктивный угол выхода:

Рис. 2. Лопатка с выдувом воздуха через перфорации на вогнутой поверхности профиля (№1)

аУ

Рис. 3. Лопатка с выдувом воздуха через щель на вогнутой поверхности профиля (№2)

t= 102 мм; Ь= 165,5 мм;

№1 -Эг = 28,5 мм, №2 - аг = 26,7 мм; h = 70 мм, 40 мм; di = 25 мм;

№1 - d2 = 4,8 мм, №2 - d2 = 4,8 мм; ßi = 90°;

/32эф =arcsinar/f №1 - 16,4°; №2-15,1° у = 40°;

№1- р2л = 20°; №2-ß^ = 21°.

Эксперименты проводились при изотермическом выдуве воздуха из лопатки. Это решение следует признать обоснованным, так как проблема переноса результатов, полученных в изотермических условиях, на натурные решена достаточно давно. Критерием подобия для данного случая течения является приведенная скорость основного потока в решетке.

Измерения параметров потока за решеткой проводились с помощью газодинамического измерительного стенда с программным заданием координат точек замера давления и автоматическим сообщением параметров ЭВМ с

возможностью последующей обработки результатов в программе Microsoft Excel. Измерительный стенд был оснащен датчиками ДДМ-2500ДИ, регистрирующими избыточное давление в диапазоне 0...2500 Па и датчиком ДДМ-0,25ДИВ, регистрирующим избыточное давление и разрежение в диапазоне £250 Па. Погрешность датчиков не превышала 0,5 % (рис. 4).

Для определения параметров в текущей точке осуществлялось 20 измерений мгновенных значений давления с интервалом времени 0,5 с, а затем производилось осреднение показаний датчика. Для измерения направления вектора скорости в основном потоке применялся ориентируемый насадок (рис. 5). Направление потока определялось по равенству давлений в боковых отверстиях насадка.

Исследования проводились в области автомодельности по числу Рейнольдса в допущении о несжимаемости рабочего тела. Рассчитанное по хорде профиля и выходным параметрам потока число Рейнольдса составило от 1,5-105 до 1,7-105. Число Маха равнялось 0,15, что соответствует дозвуковому течению на корытце -условие, характерное для типичных турбин газотурбинных двигателей.

Для подтверждения достоверности результатов эксперимента предусматривалась система их проверок. Погрешность измерения углов потока составляет ±0,5°. Погрешность определения потерь - ±6%.

Принцип организации измерений, методика проведения испытаний и обработки данных позволили получить достоверные характеристики сопловых решеток на основании измерения полей параметров на входе и выходе из канала.

В третьей главе представлено численное моделирование течения в сопловой решетке.

При создании математической модели исследуемой решетки сохранялось полное соответствие экспериментальной модели. Численный анализ основывается на решении системы дифференциальных уравнений Навье — Стокса, осредненных по Рейнольдсу. Инструментом исследования является

вычислительный комплекс газовой динамики ANSYS CFX-11, базирующийся на методе конечных объемов с неявным алгоритмом интегрирования. Расчетная сетка выполнена в ПК ANSYS ICEM CFD и отвечает всем основным

Рис. 4. Насадки для измерения параметров потока

Рис. 5. Насадок для измерения направления вектора скорости

требованиям качества (высота первой ячейки Т10"6 м; соотношение между рядом стоящими ячейками < 1,3; угол элемента > 60°.). Рассматривается пространственное течение вязкого сжимаемого теплопроводного турбулентного газа. Для замыкания системы уравнений Рейнольдса использовалась двухпараметрическая модель Ментера (ББТ). Результаты расчета течения в решетке с выдувом охладителя показаны на рис. 6, из которого видно, что расчет адекватно описывает течение в турбинной решетке.

В четвертой главе представлен сравнительный анализ результатов экспериментального и численного исследований влияния выдува воздуха через перфорации на вогнутой поверхности профиля лопатки на потери в решетке и на углы выхода потока.

По результатам продувок и численных расчетов определялись потери кинетической энергии, представленные в виде коэффициента $:

б" = =1-№1К)=1-(р\-РгШ~Рг1 (1)

где 1У21,1¥2 — теоретическая и действительная скорости потока; р\ — полное давление за решеткой; р\ - полное давление на входе в решетку; р2 — статическое давление на выходе из решетки.

а) б)

Рис. 6. Распределение скоростей в межлопаточном канале (среднее сечение) для решетки высотой 70 мм (а) и 40 мм (б) при выдуве воздуха через перфорации на удалении от

выходной кромки

В основе большинства расчетных методов потерь от системы охлаждения используется одномерная теория смешения. Наиболее удобные расчетные соотношения вытекают из теории смешения в предположении постоянства статического давления в области смешения выдуваемого воздуха с основным потоком. Однако такой подход не учитывает влияния вторичных течений и изменения скорости в межлопаточном канале. Поэтому в работе предлагается при расчете термодинамического коэффициента потерь (2) учитывать изменение скорости в межлопаточном канале, используя известное распределение скорости по профилю.

^НУ^Ц1

Е1

(2)

где Со„„ — относительный расход выдуваемого воздуха; Ш, — скорость выдуваемого воздуха; №г - скорость основного потока; а - угол выхода воздуха через перфорации; т}л — термодинамический КПД решетки.

Для решеток с длинными лопатками получено распределение коэффициента потерь кинетической энергии д и термодинамического коэффициента потерь по высоте решетки при выдуве через вертикальные столбцы перфораций, расположенные на различном расстоянии от выходной кромки лопатки вверх по потоку (рис. 7 - 8).

По мере уменьшения геометрической высоты решетки область, свободная от вторичных течений, сокращается. При некотором значении этой высоты (для исследуемой решетки Ь = 50 мм) вторичные вихри, порождаемые пограничными слоями на противоположных торцевых стенках межлопаточного канала, приходят в соприкосновение друг с другом, так что все пространство в решетке становится пронизанным вторичным течением.

V

1

О 5 10 15 20 25 Ь/2,мм 3!

Рис. 7. Распределение потерь кинетической энергии по высоте решетки при выдуве воздуха через столбцы перфорации (Ь=70мм): ■экспериментбез выдува; -в-¡эксперимент выдув х=70мм;

эксперимент выдув х=55мм; -»-эксперимент выдув х=40мм; • эксперимент выдув х=25мм; -а- шсленный расчет х=70мм; . численный расчет х=55мм; -^-численный расчет х=40мм; - численный расчет х=25мм

о о,5 1 1,5 2 х/аг :

Рис. 8. Изменение термодинамического коэффициента потерь в решетке в зависимосп от местоположения выдува (Ь=70мм): х - расстояние от выходной кромки до столбца перфорации; аг - ширина горла; эксперимент 0отн=0,01, а=40°; -ш- эксперимент 0отн=0,02, а=40°; -ж- численный расчет Сотн=0,01, 0=40°

При уменьшении высоты решетки наблюдается исчезновение минимума потерь в среднем сечении потока и появляется на его месте обширный максимум потерь (рис. 9), что объясняется усилением вихревого переноса неактивных масс в срединную область течения, вызванным смыканием зон вторичных течений.

Как и в случае с длинной решеткой для короткой решетки местоположение минимума потерь зависит от расхода выдуваемого воздуха - с увеличением количества выдуваемого воздуха оптимум перемещается на большее расстояние от выходной кромки (рис. 10).

Интерес представляет влияние выдува на составляющие потерь. В работе используется следующая классификация потерь в решетке:

~ +?<>*,. (3)

где дг — суммарные потери в решетке; — профильные потери в решетке (потери, рассчитанные в среднем сечении решетки без выдува); = ^аем, - $проф -вторичные потери, определяющиеся как разность суммарных потерь в решетке без выдува и профильных потерь; дохл - потери, связанные с системой охлаждения (возникающие в результате смешения основного потока с выдуваемым воздухом и изменения состояния пограничного слоя на профиле лопатки за местом выдува).

Çth

t к

/ \ .__К

f— ■— j

\ / / ! 1

V»" i

Рис. 9. Распределение потерь кинетической нергии по высоте решетки при выдуве воздуха через столбцы перфорации (Ь=40мм): -©- эксперимент без выдува; -»- эксперимент выдув х=25мм; -;( эксперимент выдув х=55мм; -Я- численный расчет х=25мм; численный расчет х=55мм

1 1,2 1,4 1,6 1,8 2 2,2 h/ar 2,6

ис. 11. Зависимость потерь, связанных с системой охлаждения, от высоты решетки (эксперимент):

h - высота решетки; а, - ширина горла; G спи 0,01, выдув х=55мм; X Gotit 0,02, выдув х=55мм; Goth=0,01, выдув х=25мм; * Goth=0,02, выдув х=25мм

О 0,2 0,4 С,6 0.8 1 1.2 1,4 хУа, 1,8

Рис. 10. Изменение термодинамического коэффициента потерь в решетке в зависимости от местоположения выдува (Ь=40мм): х-расстояние от выходной кромки до столбца перфорации; ар - ширина горла; эксперимент Псш-0,012, а=40°; -е- эксперимент Оотн=0,0156, а=40°;

эксперимент 0отн=0,022, а=40°; -к - численный расчет Сотн=0,01,а=40°

В коротких турбинных решетках, характерных для современных газотурбинных

двигателей, невозможно в эксперименте разделить профильные и вторичные потери, поэтому потери, связанные с системой охлаждения, рассматриваются как разность суммарных потерь и потерь в 6 неохлаждаемой решетке:

Яохл ~ £*Екеох» "

Потери, связанные с системой охлаждения зависят от высоты решетки - при уменьшении высоты

решетки они увеличиваются, особенно в области смыкания вторичных вихрей (рис. 11).

Все полумпирические методы расчета потерь от системы охлаждения не учитывают влияния вторичных течений, а именно, не рассматривают влияние высоты решетки на потери в ней. Поэтому, принимая за основу формулу В. Д. Бенедиктова для оценки потерь от системы охлаждения и дополнительно учитывая влияние высоты лопатки, получена следующая эмпирическая зависимость:

= ^(¿/агГ'Ч^ (1 -((П,/'П,)со5аД (4)

где С„„ - относительный расход выдуваемого воздуха; IVъ - скорости соответственно вдуваемого воздуха и основного потока в месте выдува; а — угол между касательной к оси выдуваемой струи и направлением движения потока; Ь - высота лопатки; аг - ширина горла; к - эмпирический коэффициент.

Предлагаемая формула справедлива при й/яг ¿3 и значениях относительного расхода воздуха Сотн < 1,5%.

Наряду с потерями в работе исследовалось влияние выдува воздуха на угол выхода потока из решетки. Выдув на корытце профиля качественно не меняет распределение углов (рис. 12). Ось парного вихря не смещается. Выдув вызывает уменьшение угла выхода потока в целом по всему сечению решетки.

В случае короткой решетки (рис. 13) наблюдается изменение картины распределения углов потока по высоте решетки, поскольку вторичные вихри, образовавшиеся на противоположных торцевых стенках решетки, смыкаются в межлопаточном канале. В результате чего у торцевых стенок угол выхода потока

О 5 10 15 20 25 30 ЬД.мм

Рис. 12. График распределения утла выхода потока по высоте решетки (Ь=70мм, выдув вблизи выходной кромки х=25мм): эксперимент без выдува; -а- эксперимент выдув Оотн 0,0);

эксперимент выдув вогн =0,015; -н- численный расчет выдув 0отн-0,01; численный расчет без выдува

£

чк

/ 1 ^х4

У 1

О 5 10 1 5 20 25 30 Ь,мм

Рис. 13. График распределения угла выход потока по высоте решетки (Ь = 40мм, выду вблизи выходной кромки х=25мм): эксперимент без выдува; эксперимент выдув Оогн 0,01; -»^эксперимент выдув 0отн=0,015;

численный расчет выдув Сотн=0,01; -ж-численный расчет без выдува

При выдуве со стороны корытца лопатки средний угол потока уменьшается с ростом расхода охладителя, что связано с особенностями взаимодействия струй охладителя с потоком при обтекании выходной кромки лопатки. При уменьшении высоты решетки угол потока уменьшается, что является общеизвестным фактом.

Уменьшение угла выхода потока при выдуве через перфорации можно рассматривать как эффект аэродинамического утолщения выходной кромки лопаток за счет стеснения потока вдуваемыми струями. Для оценки влияния выдува воздуха на угол выхода потока получена эмпирическая зависимость, построенная для упрощенной схемы решетки на основании уравнения расхода (без учета сжимаемости) и уравнения импульсов (рис. 14):

tg(P2) = K{\-eJt)tg(fiJ^ (5)

где t - шаг решетки; ри — геометрический угол выхода потока из решетки; Лее = ym/sin(/J2J -глубина проникновения вдуваемых струй в поток вдоль фронта решетки; ет = е + Аес аэродинамическая толщина выходной кромки лопатки; ут— глубина проникновения струи в сносящий поток, которая может быть оценена по выражению, полученному Е. Н. Богомоловым. Эмпирический коэффициент К в формуле (5) равен К ~ XdomJh, где ^ - диаметр отверстий для выдува воздуха, h - высота лопатки. При помощи данного выражения можно корректировать угол выхода потока из

решетки, полученный без охлаждения (рис. 15).

В пятой главе представлен анализ

результатов численного и экспериментального исследований влияния выдува воздуха через щель на вогнутой поверхности

профиля на потери в решетке и на углы выхода потока. Получено распределение коэффициента потерь

кинетической энергии <; по высоте решетки при выдуве через щель (рис. 16-17).

Сравнение расчетных

Рис. 14. Расчетная схема для определения угла выхода потока из решетки

15

О 0,004 0,008 0,012 0,016

Рис. 15. График зависимости среднего угла выхода потока от относительного расхода выдуваемого воздуха: » эксперимент Ь=70мм, х=25мм; -♦-расчет Ь=70мм, х=25мм; ■ экспериментЬ=70мм, х=55мм; расчетЬ=70мм, х=55мм; А эксперимент Ь=40мм, х=25мм; -А-расчетЬ=40мм, х=25мм; • эксперимент Ь=40мм, х=55мм; расчет h=40MM, х=55мм; »— численный расчет Ь=70мм; X численный расчет Ь=40мм

данных с экспериментом показывает, что численный расчет не позволяет отследить взаимодействие вторичных вихрей и занижает значения потерь. С увеличением относительного расхода воздуха, выдуваемого через щель, происходит возрастание среднего угла выхода потока из решетки. Поскольку результаты расчета согласуются с экспериментом лишь качественно, то для оценки влияния выдува воздуха на угол выхода потока пред ложена следующая зависимость:

«А = , ^ (6)

еП + в,

где г - шаг решетки; /?,, - геометрический угол выхода потока из решетки; Сотн -относительный расход выдуваемого воздуха; Д - ширина щели (рис. 18).

1 1

!

\\

\\ Ш

у у

30 Ь/2, ММ 40

Рис. 16. Распределение потерь кинетической энергии по высоте решетки при выдуве воздуха через щель (Ь=70мм):

-♦- эксперимент без выдува;

эксперимент выдув 0отн=0,01; эксперимент выдув Сотн=0.03; -х- численный расчет без выдува; -ж- численный расчет выдув Сатн=0,01

о 5 10 15 20 25 30 Ь, мм

Рис. 17. Распределение потерь кинетической энергии по высоте решетки при выдуве возду через щель (Ь=40мм): эксперимент без выдува; -и- эксперимент выдув Сотн=0,01; эксперимент выдув Сотн=0,03; численный расчет без выдува; численный расчет выдув Сотн=0,01

Результаты расчета по формуле хорошо согласуются с экспериментальными данными (рис. 19), поэтому предложенную формулу можно рекомендовать для расчета углов выхода потока из решетки при наличии выдува охлаждающего воздуха через щель на вогнутой поверхности профиля лопатки.

ВЫВОДЫ

1.В результате проведенного исследования установлено, что при значениях параметра й/аг < 3 необходимо учитывать зависимость потерь, связанных с системой охлаждения, от высоты решетки.

Рис. 18. Расчетная схема для определения угла выхода потока из решетки

2. Предложенное в работе эмпирическое соотношение для определения потерь от системы охлаждения в коротких решетках учитывает влияние вторичных течений, изменение скорости в межлопаточном канале и высоту решетки, что позволяет скорректировать одномерные расчеты турбины на этапе предварительного проектирования двигателя. Данная зависимость справедлива при значениях И/аг < 3 и относительном расходе выдуваемого через перфорации воздуха С01пн < 1,5% и позволяет уточнить определение потерь на 2 % по абсолютной величине.

3. Экспериментально доказано существование зависимости угла выхода потока от способа и места выдува охладителя на вогнутой поверхности профиля. Выдув через перфорации на вогнутой поверхности профиля приводит к росту угла, выдув через щель - к уменьшению угла, что связано с аэродинамическим утолщением выходной кромки лопатки.

4. Разработанная методика оценки угла выхода потока при выдуве воздуха через перфорации и через щель на вогнутой поверхности профиля позволяет уточнить фактический угол атаки рабочего колеса той же ступени турбины до 2°.

5. Наилучшая корреляция результатов численных и экспериментальных исследований достигается при отсутствии смыкания вторичных вихрей, то есть для решеток с длинными лопатками.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК:

1. Ковалева, Н. Н. Исследование влияния выдува охладителя на потери в сопловых аппаратах газовых турбин [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков, А. М. Тощаков // Вестник РГАТА имени П. А. Соловьева. — Рыбинск, 2010. -№1(16), С. 78-84.

2. Ковалева, Н. Н. Исследование влияния выдува на корытце профиля на аэродинамическую эффективность сопловых аппаратов газовых турбин [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков, А. М. Тощаков // Фундаментальные и прикладные проблемы техники и технологии. — Орел, 2011. - №1 (285), С. 25-30.

3. Ковалева, Н. Н. Влияние выдува охладителя на углы выхода потока в сопловых аппаратах газовых турбин [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков,

О 0,005 0,01 0,015 0,02 0,03

Рис. 19. График зависимости среднего утла выхода ¡тока от относительного расхода при выдуве воздуха через щель:

♦ эксперимент 11=70*™^-»- численный расчет Ь=70мм; ■ эксперимент Ь=40мм; -х- численный расчет Ь=40мм; расчет Ь«70мм

А. М. Тощаков // Вестник РГАТУ имени П. А. Соловьева. - Рыбинск, 2011. -№2(20), С. 72-76.

4. Ковалева, Н. Н. К вопросу определения угла выхода потока в охлаждаемых решетках сопловых аппаратов газовых турбин [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков, А. М. Тощаков // Омский научный вестник. Серия Приборы, машины и технологии. - Омск, 2012. - №1(107), С. 74 - 77.

В других изданиях:

5. Ковалева, Н. Н. Численное моделирование течения в турбинной решетке с выдувом охладителя [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков, А. М. Тощаков // Вестник РГАТА имени П. А. Соловьева. - Рыбинск, 2009. -№1 (15), С. 50 - 52.

6. Ковалева, Н. Н. Экспериментальное исследование влияния выдува воздуха в выходную кромку турбинной лопатки на распределение потерь [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков // Материалы XVII Школы - семинара молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А. И. Леонтьева. -Москва, издат. МЭИ, 2009. - Том 1, С. 274 - 279.

7. Ковалева, Н. Н. Экспериментальное исследование распределения потерь при выдуве охлаждающего воздуха в выходную кромку лопатки турбины [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков // Тезисы докладов XXXV Международной молодежной конференции. Гагаринские чтения.-Москва, МАТИ, 2009.-С. 154-156.

8. Ковалева, Н. Н. Численное моделирование течения в турбинной решетке с выдувом охладителя [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков, А. М. Тощаков // Материалы международной научно - технической конференции «Энергетические установки: тепломассообмен и процессы горения» - Рыбинск, 2009. - С.229 - 230.

9. Ковалева, Н. Н. Влияние выдува охладителя на угловые характеристики сопловых аппаратов газовых турбин [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков, А. М. Тощаков // Материалы XXXI Всероссийской конференции. - Миасс, 14-16 июня 2011.-С. 65-68.

10. Ковалева, Н. Н. К вопросу об определении потерь в охлаждаемых турбинных решетках [Текст] / Н. Н. Ковалева, В. В. Вятков Материалы VIII Международной научно - технической конференции "Материалы и технологии XXI века", Пенза: издательство Приволжский дом знаний, 2010. - С. 172 - 174

Зав. РИО М. А. Салкова Подписано в печать 23.11.2012.

Формат 60x84 1/16. Уч.-изд. л. 1 Тираж 100. Заказ 327.

Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьёва (РГАТУ имени ПЛ. Соловьёва)

Адрес редакции: 152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

Отпечатано в множительной лаборатории РГАТУ имени П.А. Соловьёва

152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ.

1.1 Тенденции развития параметров рабочего процесса газотурбинных двигателей.

1.2. Аэродинамические характеристики коротких турбинных решеток.

1.2.1 Вторичные течения в решетках турбомашин.

1.2.2 Аэродинамические характеристики коротких турбинных решеток.

1.3 Исследования в области газодинамики охлаждаемых турбин

Выводы по главе 1.

ГЛАВА 2. ОПИСАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ УСТАНОВКИ И

МЕТОДИКИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА.

2.1 Экспериментальный стенд для изучения аэродинамических характеристик решеток.

2.2. Описание экспериментальной установки.

2.3. Проведение экспериментального исследования в изотермических условиях.

2.4. Принцип организации измерений.

2.5. Применяемые приемники параметров потока.

2.6. Методика обработки результатов измерений.

2.7. Погрешности измерений.

2.8. Анализ достоверности результатов.

Выводы по главе 2.

ГЛАВА 3. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В РЕШЕТКЕ С ВЫДУВОМ ОХЛАДИТЕЛЯ ЧЕРЕЗ ПЕРФОРАЦИИ НА ВОГНУТОЙ СТОРОНЕ ПРОФИЛЯ И ЩЕЛЬ В ВЫХОДНОЙ КРОМКЕ ЛОПАТКИ 63 3.1 Обзор существующих численных методов для решения поставленной задачи.

3.2 Модели турбулентности (замыкание уравнений газовой динамики).

3.3 Создание расчетной сетки. х 3.4 Реализация численного решения.

3.4.1 Постановка целей и задач численного моделирования.

3.4.2 Модель расчетной области.

3.4.3 Постановка задачи.

3.4.4 Расчетная сетка.

3.5 Результаты численного расчета.

Выводы по главе 3.

ГЛАВА 4. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ЧИСЛЕННОГО И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЙ ВЫДУВА ВОЗДУХА ЧЕРЕЗ ПЕРФОРАЦИИ, РАСПОЛОЖЕННЫЕ НА КОРЫТЦЕ ЛОПАТКИ.

4.1 Влияние выдува воздуха через перфорации, расположенные на корытце лопатки, на потери в решетке с длинными лопатками

Ь = 70 мм).

4.1.1 Выдув воздуха через столбцы перфораций, расположенные на различном расстоянии от выходной кромки.

4.1.2 Выдув воздуха через ряды перфораций, расположенные на различной высоте над торцевой поверхностью (обводом проточной части).

4.2 Влияние выдува воздуха через перфорации, расположенные на корытце лопатки, на потери в решетке с короткими лопатками

Ь = 40 мм).

4.3 Влияние выдува воздуха через перфорации на корытце лопатки на составляющие потерь.

4.4 Эмпирический метод расчета потерь в решетке.

4.5 Влияние выдува воздуха через перфорации, расположенные на корытце лопатки, на угол выхода потока в решетке с длинными лопатками (h = 70 мм).

4.6 Влияние выдува воздуха через перфорации, расположенные на корытце лопатки, на угол выхода потока в решетке с короткими лопатками (h = 40мм).

4.7 Эмпирическая зависимость для оценки угла выхода потока из решетки.

Выводы по главе 4.

ГЛАВА 5. ВЫДУВ ВОЗДУХА ЧЕРЕЗ ЩЕЛЬ В ВЫХОДНОЙ КРОМКЕ

5.1 Влияние выдува воздуха через щель на вогнутой поверхности профиля на потери в решетке с длинными лопатками (h = 70 мм).

5.2 Влияние выдува воздуха через щель на вогнутой поверхности профиля на потери в решетке с короткими лопатками (h = 40 мм).

5.3 Влияние выдува воздуха через щель на вогнутой поверхности профиля на составляющие потерь.

5.4 Влияние выдува воздуха через щель на вогнутой поверхности профиля на углол выхода потока из решетки.

5.5 Зависимость для оценки угла выхода потока из решетки при выдуве воздуха через щель на вогнутой поверхности профиля.

Выводы по главе 5.

Актуальность работы

Развитие газотурбинных двигателей идет по пути увеличения степени повышения давления в компрессоре и максимальной температуры рабочего тела в цикле. С одной стороны, это обусловило возрастание роли лопаточных машин в обеспечении высоких эксплуатационных качеств двигателя, но с другой - привело к существенному усилению зависимости компрессора и турбины от негативных влияний концевых явлений в проточной части из - за уменьшения относительных геометрических размеров лопаточных венцов.

Особенно актуальными указанные проблемы представляются в отношении высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей (ГТД). Это связано с высокой аэродинамической нагруженностью таких турбин и с необходимостью иметь развитую систему охлаждения лопаток и других элементов конструкции, воспринимающих тепловые потоки от газа. Высокая газодинамическая нагруженность ступеней турбины способствует расширению зоны вторичных течений в лопаточных венцах, в результате чего растут потери, связанные с системой охлаждения.

Лопатки сопловых аппаратов с точки зрения динамики вторичных течений становятся короткими, то есть вторичные вихри, образовавшиеся на противоположных торцевых стенках, взаимодействуют между собой ядрами. В таки решетках охладитель, выдуваемый на поверхность лопатки в поток, будет активно взаимодействовать с вторичными вихрями и менять тем самым аэродинамические характеристики решетки.

Цель работы

Исследовать влияние системы завесного охлаждения на потери и углы выхода потока в сопловых аппаратах газовых турбин для разработки методов быстрой инженерной оценки аэродинамических характеристик решеток.

Задачи работы

1. Проанализировать результаты исследований российских и зарубежных научных институтов в области взаимодействия, характеристик, и моделирования течения в сопловых аппаратах охлаждаемых газовых турбин.

2. Провести экспериментальное и численное исследование по определению влияния выдува воздуха через перфорации и щель на вогнутой поверхности профиля лопатки на потери энергии и углы выхода потока в решетке.

3. Проанализировать влияние высоты решетки на потери от системы охлаждения и угол выхода потока из охлаждаемой решетки, разработать методы оценки указанных величин на стадии предварительного проектирования турбин.

Научная новизна

1. Полученные экспериментальны данные о влиянии выдува воздуха на аэродинамические характеристики коротких сопловых решеток отражают зависимость потерь от местоположения ряда перфораций и параметров хладагента.

2. Установлена зависимость потерь от выдува воздуха на вогнутой поверхности профиля для коротких решеток. Предложено эмпирическое соотношение для оценки этих потерь.

3. Выявлено влияние выдува воздуха на угол выхода потока из решетки. Установлена зависимость угла выхода потока от параметров и места выдува.

На защиту выносятся

1. Результаты экспериментального и численного исследования влияния выдува воздуха через перфорации и через щель на вогнутой поверхности профиля лопатки на потери в решетке.

2. Зависимость для оценки потерь от охлаждения для решеток с короткими лопатками.

3. Результаты экспериментального и численного исследования влияния выдува воздуха через перфорации и через щель на вогнутой поверхности профиля лопатки на угол выхода потока из решетки.

4. Соотношения для оценки угла выхода потока из решетки, позволяющее корректировать угол выхода, полученный без охлаждения.

Практическая полезность и реализация результатов

Разработанные рекомендации позволяют увеличить коэффициент полезного действия (КПД) охлаждаемых газовых турбин и сократить сроки их проектирования.

Достоверность и обоснованность результатов достигается применением экспериментально - исследовательского оборудования, соблюдением условий подобия, применением сертифицированных средств при обработке экспериментальных данных, проведении численного исследования. Подтверждается соответствием полученных данных наблюдениям и описаниям других исследователей, совпадением полученных в ходе исследования расчетных и экспериментальных данных.

Апробация работы

Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях:

Международная научно - техническая конференция «Энергетические установки: тепломассообмен и процессы горения», посвященная 70-летию основателя Рыбинской школы теплофизиков Ш. А. Пиралишвили, г. Рыбинск, РГАТА имени П. А. Соловьева, 2009 г.

- XVII Школа - семинар молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А. И. Леонтьева «Проблемы газодинамики и тепломассообмена в аэрокосмических технологиях», ЦАГИ имени профессора Н. Е. Жуковского, 2009 г.

- XXXV Международная молодежная конференция. Гагаринские чтения, Москва, МАТИ, 2009 г.

- Международный молодежный форум «Будущее авиации за молодой Россией» в рамках Международного авиакосмического салона, 2009 г.

- VIII Международная научно - техническая конференция «Материалы и технологии XXI века», Пенза, 2010 г.

Личный вклад автора

Все исследования, представленные в диссертационной работе, выполнены автором лично.

Публикации

Основные материалы диссертации опубликованы в 4 статьях в журналах, рекомендованных ВАК, 4 статьях в сборниках научных трудов и 2 тезисов докладов.

Структура и объем работы

Диссертация изложена на 143 страницах и включает в себя 92 иллюстрации, 6 таблиц. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка используемой литературы из 65 наименований, приложения.

Результаты работы реализованы в виде уточнения существующей одномерной методики расчета потерь и углов выхода потока в венцах охлаждаемых газовых турбин, в том числе и с короткими лопатками, в ОАО «НПО «Сатурн».

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В процессе выполнения работы получены следующие основные результаты:

1 .В результате проведенного исследования установлено, что при значениях параметра /г/аг < 3 необходимо учитывать зависимость потерь, связанных с системой охлаждения, от высоты решетки.

2. Предложенное в работе эмпирическое соотношение для определения потерь от системы охлаждения в коротких решетках учитывает влияние вторичных течений, изменение скорости в межлопаточном канале и высоту решетки, что позволяет скорректировать одномерные расчеты турбины на этапе предварительного проектирования двигателя. Данная зависимость справедлива при значениях к/аг < 3 и относительном расходе выдуваемого через перфорации воздуха Оотн < 1,5% и позволяет уточнить определение потерь на 2 % по абсолютной величине.

3. Экспериментально доказано существование зависимости угла выхода потока от способа и места выдува охладителя на вогнутой поверхности профиля. Выдув через перфорации на вогнутой поверхности профиля приводит к росту угла, выдув через щель - к уменьшению угла, что связано с аэродинамическим утолщением выходной кромки лопатки.

4. Разработанная методика оценки угла выхода потока при выдуве воздуха через перфорации и через щель на вогнутой поверхности профиля позволяет уточнить фактический угол атаки рабочего колеса той же ступени турбины до 2°.

5. Наилучшая корреляция результатов численных и экспериментальных исследований достигается при отсутствии смыкания вторичных вихрей, то есть для решеток с длинными лопатками.

1. Иванов, М. Я. Высокотемпературные газовые турбины Текст. / М. Я. Иванов. М.: ТОРУС ПРЕСС, 2010. - 304 с.

2. Пономарев, В. А. Стратегия создания семейств современных зарубежных авиационных двигателей Текст. / В. А. Пономарев // Двигатель. -2002.-№6.-С. 28-31.

3. Скибин, В. Перспективы развития газотурбинных двигателей Текст. / В. Скибин, В. Солонин, А. Дульнев // Газотурбинные технологии. -2000. №2. - С.4 - 8.

4. Лэнгстон Трехмерное течение в канале турбинной решетки Текст. / Лэнгстон, Найс, Хупер // Труды американского общества инженеров- механиков. Энергетические машинные установки, 1977. №2. - С. 22 - 31.

5. Лэнгстон Поперечные течения в канале турбинной решетки Текст. / Лэнгстон // Труды американского общества инженеров механиков. Энергетические машинные установки, 1980. - №4. - С. 111-121.

6. Сивердинг Современные достижения в исследовании основных особенностей вторичных течений в каналах турбинных решеток Текст. / Сивердинг // Труды американского общества инженеров механиков. Энергетические машинные установки, 1985. - №2. - С. 1 - 13.

7. Мур, Дж. Течение в турбинной решетке. Потери и явления у передней кромки Текст. / Дж. Мур// Труды американского общества инженеров механиков. Энергетические машинные установки, 1984. - т. 106.- №2. С. 58 - 66.

8. Шарма Расчет потерь у торцевой стенки и вторичных течений в решетках осевых турбин Текст. / Шарма, Батлер // Труды американского общества инженеров механиков. Энергетические машинные установки, 1988.-№2. -С. 159- 167.

9. Богомолов, Е. Н. Влияние смыкания вторичных течений на характеристики сопловой решетки газовой турбины Текст. / Е. Н. Богомолов, А. Е. Ремизов // Изв. вуз. Машиностроение, 1993. №10 -12.-С. 53 -60.

10. Богомолов, Е. Н. Исследование поведения вторичных вихрей в коротких турбинных решетках и их влияние на пристеночное течение на профиле Текст. / Е. Н. Богомолов, А. Е. Ремизов, С. И. Ежелин // Изв. вузов. Машиностроение, 1996. -№1 3.-С. 35-41.

11. Богомолов, Е. Н. Визуальное исследование отклонения потока при входе в турбинные решетки малой высоты Текст. / Е. Н. Богомолов, С. И. Ежелин, А. Е. Ремизов, А. В. Шмаков // Изв. вуз. Авиационная техника, 1994.-№4.-С. 83-86.

12. Богомолов, Е. Н. Визуальные исследования пространственного пристеночного течения на входе в турбинную решетку Текст. / Е. Н. Богомолов, В. В. Лебедев // Изв. вуз. СССР. Энергетика, 1988. №4. -С. 68-72.

13. Тихонов, Н. Т. Влияние высоты лопаток соплового аппарата осевых микротурбин на коэффициент скорости и угол выхода потока Текст. / Н. Т. Тихонов, Э. Э. Пфайфле // Изв. вузов. Авиационная техника, 1990.-№4.-С. 107- 109.

14. Богомолов, Е. Н. К исследованию струйного воздействия на структуру течения в турбинных решетках Текст. / Е. Н. Богомолов, В. В. Лебедев, 1988. С. 79 - 82.

15. Манушин, Э. А. Итоги науки и техники. Серия Турбостроение. Том 2 Текст. / Э. А. Манушин, Э. С. Барышникова. М.: 1980. - 256 с.

16. Wiers, S. Н. Experimental investigation of aerodynamic effects of film cooling on a modern 3D nozzle guide vane Текст. / S. H. Wiers, Т. H. Fransson // ISABE-2001 -1097. 12 p.

17. Мухтаров, M. X. Газодинамическое исследование решеток турбин при воздушном охлаждении лопаток Текст. / М. X. Мухтаров // Труды ЦИАМ, 1976. № 719. - 142 с.

18. Агачев, Р. С. Расчетно-опытный анализ влияния сброса охладителя из перфорированных турбинных лопаток на их аэродинамические характеристики Текст. / Р. С. Агачев, Б. А. Кумиров / ИВУЗ «Авиационная техника», 1978. № 1. - С. 39 - 42.

19. Hess, W. G. Advanced cooled turbine airfoil aerodynamic investigation Текст. / W. G. Hess // AIAA Paper, 1977. № 950. - P. 72 - 76.

20. Гуревич, Ю. Г. Трехмерный пограничный слой и методы уменьшения вторичных потерь в межлопаточном канале. Текст. / Ю. Г. Гуревич // Технический отчет, 1981. 50 с.

21. Венедиктов, В. Д. Газодинамика охлаждаемых турбин Текст. / В. Д. Венедиктов. М.: Машиностроение, 1990. - 240 с.

22. Мамаев, Б. И. К выбору геометрии выходной части профилей охлаждаемых лопаток турбин Текст. / Б. И. Мамаев, Т. И. Шуверова // Сб. научных трудов КуАИ. Куйбышев: КуАИ, 1988. - С. 53 - 60.

23. Ким Исследование присоединения турбулентного сдвигового слоя: обтекание обратного уступа. Текст.: Труды американского общества инженеров механиков. Теоретические основы инженерных расчетов / Ким, Клайн, Джонстон. - 1980. - т. 102. №3. - С. 124 - 132.

24. Тихомирова, Н. В. Метод аэродинамической оптимизации ступенчатой выходной кромки охлаждаемых лопаток газовых турбин Текст.: Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук / Н. В. Тихомирова. 2005. - 114с .

25. Богомолов, Е. Н. Рабочие процессы в охлаждаемых турбинах газотурбинных двигателей с перфорированными лопатками Текст. / Е. Н. Богомолов // М.: Машиностроение. 1987. - 160 с.

26. Преображенский, В. П. Теплотехнические измерения и приборы Текст.: Учебник для вузов по специальности «Автоматизация теплоэнергетических процессов» / В. П. Преображенский. М.: Энергия, 1978.-704 с.

27. Краснов, Н. Ф. Прикладная аэродинамика Текст.: учеб. пособие для втузов / Н. Ф. Краснов. М.: Высш. школа, 1974. - 732 с.

28. Заботин, В. Г. Теплотехнические измерения в двигателях летательных аппаратов Текст.: учеб. Пособие / В. Г. Заботин, А. Н. Первышин. Куйбышев: КуАИ, 1990. - 67 с.

29. Повх, И. Л. Аэродинамический эксперимент в машиностроении Текст. / И. Л. Повх. Л.: МАШГИЗ, 1959. - 396 с.

30. Гуревич, X. А. Исследование аэродинамического следа за турбинной решеткой Текст. / X. А. Гуревич / Котл©турбостроение, 1950. -№1.

31. Преображенский, В. П. Теплотехнические измерения и приборы Текст. / В. П. Преображенский. М.: Энергия, 1978 - 704 с.

32. Поли, В. Р. Экспериментальное исследование продольных парных вихрей, индуцированных в турбулентном пограничном слое Текст. / В. Р. Поли, Дж. К. Итон / Аэрокосмическая техника, 1989. -№4. С. 29 - 40

33. Степанов, Г. Ю. Гидродинамика решеток турбомашин Текст. / Г. Ю. Степанов. М: Физматгиз, 1962. - 512 с.

34. Чжен, П. Управление отрывом потока Текст. / П. Чжен. М.: Мир, 1979.-552 с.

35. Гоголев, И. Г. Аэродинамические характеристики ступеней и патрубков тепловых турбин Текст. / И. Г. Гоголев, А. М. Дроконов. -Брянск: Грани, 1995. 257 с.

36. Петунии, А. Н. Методы и техника измерений параметров газового потока Текст. / А. Н. Петунин. М.: Машиностроение, 1972. - 332 с.

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

38. Августинович, В. Г. Численное моделирование нестационарных явлений в газотурбинных двигателях: Научное издание Текст. / В. Г. Августинович, Ю. Н. Шмотин и др. М.: машиностроение, 2005. - 536 с.

39. Андерсон, В. Вычислительная гидромеханика и теплообмен. В 2 х томах Текст. / В. Андерсон. Дж. Таннехилб, Р. Плетчер. - М.: Мир, 1990.-728 с.

40. Gullbrand, J. Large Eddy Simulation of Turbulent Reacting Flows Using Cartesian Grid and Boundary Correctios Текст. / J. Gullbrand, X. S. Bai, L. Fuchs AIAA Paper № 98-3317 - Cleveland, OH, July 1998. - p.p. 13-15.

41. Weber, C. Large Eddy Simulation of Complex Turbulent Flows Текст. / С. Weber, F. Ducros, A. Corjon AIAA Paper № 98-2651 - Cleveland, OH, July 1998.-p.p. 16-18.

42. Андреев, В. Б. Теория разностных схем в работах

43. A. А. Самарского Текст. / В. Б. Андреев, А. В. Гулин, Е. С. Николаев и др. // Современные проблемы математической физики и вычислительной математики. М.: Наука, 1982. - С. 4 - 10.

44. Фрик, П. Г. Турбулентность: подходы и модели Текст. / П. Г. Фрик. Москва / Ижевск: Институт компьютерных исследований, 2003.-292 с.

45. Launder, В. Е. The Numerical Computation of Turbulent Flows, Computation Methods in Applied Mechanics and Engineering Текст. /

46. B. E. Launder, D. E. Spalding Vol. 3, 1974 - p.p. 269 - 289.

47. Wilcox, D. C. Multiscale Model of Turbulent Flows Текст. / D. C. Wilcox AIAA 24th Aerospace Sciences Meeting, 1986 - p.p 24 - 32.

48. Кольман, В. Методы расчета турбулентных течений Текст. / В. Кольман // М.: Мир, 1980. 464 с.

49. Vieser, W. Heat transfer predictions using advanced two-equation turbulence models Текст. / W. Vieser, T. Esch, F. Menter // CFX Validation Report 10/0902, 2000. 66 p.

50. Menter, F Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications Текст. / F. Menter // AIAA Journal, 1994. Vol.32, №8. -p.p. 1598- 1605.

51. Rotta, J. C. Statistische Theorie nichthomogener Turbulenz Текст. / J. C. Rotta // Zeitschrift fur Physik, 1951. 314 p.

52. Speziale, С. G. Modelling the Pressure-strain Correlation of Turbulence: an Invariant Dynamical Approach Текст. / С. G. Speziale, S. Sarkar, Т. B. Gatski // J. Fluid Mech, 1991. 198 p.

53. Технический отчет КО СИА ОАО «НПО «Сатурн» «Сравнительный анализ теорий турбулентности»

54. Vieser, W. Heat transfer predictions using advanced two-equation turbulence models Текст. / W. Vieser, T. Esch, F. Menter // CFX Validation Report 10/0902, 2000. 66 p.

55. Sutherland, W. The viscosity of gas and molecular force Текст. / W. Sutherland // Phil. Mag., 1983. №5. - P. 507-531

56. Богомолов, E. H. Гидродинамика вторичных течений в турбомашинах Текст. / Е. Н. Богомолов. Рыбинск, 1998. - 76 с.

57. Богомолов, Е. Н. Газодинамическая эффективность авиационных турбин с воздушным охлаждением лопаток Текст. / Е. Н. Богомолов. Рыбинск, 1993. - 168 с.

58. Hartsel, I. Е. Prediction of effection of mass transfer cooling on the blade - row of turbine air foils Текст. /1. E. Hartsel. - AIAA Paper, 1972. - №11 - p.p 25 -29.

59. Prust, H. W. An analytical study of effect of coolant flow variables on the kinetic energy of a cooled turbine blade row Текст. / H. W. Prust. -AIAA Paper, 1972. - №12 - p.p 15 -20.

60. Венедиктов, В. Д. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых газовых турбин Текст. / В. Д. Венедиктов,

61. А. В. Грановский, А. М. Карелин, А. Н. Колесов, М. X. Мухтаров. ЦИАМ, 1990.-393 с.

62. Сивердинг Влияние числа Маха и охлаждения торцевой стенки на вторичные течения в прямой сопловой решетке: Труды американского общества инженеров-механиков Текст. / Сивердинг, Вилпут. -Энергетические машины и установки, 1981. №2. - С. 1-9.

63. Богомолов, Е. Н. Исследование ближнего следа за турбинной решеткой Текст. / Е. Н. Богомолов, В. В. Вятков, А. Е. Ремизов // Изв. вузов Авиационная техника, 2001. №3. - с. 15 - 18.143