автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Совершенствование проточной части осевых авиационных турбин при их газодинамической доводке с помощью численных методов газовой динамики

На правах рукописи

Батурин Олег Витальевич

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ОСЕВЫХ АВИАЦИОННЫХ ТУРБИН ПРИ ИХ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ДОВОДКЕ С ПОМОЩЬЮ ЧИСЛЕННЫХ МЕТОДОВ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ

Специальность 05.07.05 -Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Самара - 2005

Работа выполнена в Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" и в ОАО "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова"

Научный руководитель: доктор технических наук

профессор Матвеев В.Н.

Официальные оппоненты: доктор технических наук

профессор Емин О.Н.

кандидат технических наук Михеенков Е.Л.

Ведущее предприятие: ОАО "НПО"Сатурн"(г. Рыбинск)

Защита состоится «16 » декабря 2005 г. в 10 часов на заседании диссертационного совета Д.212.215.02 государственного образовательного учреждения высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" по адресу 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке государственного образовательного учреждения высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева".

Автореферат разослан« 1 » ноября 2005 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, д.т.н., профессор В.Н. Матвеев

2 2. WW

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. При создании перспективных ГТД и ГТУ неизбежно встает задача повышения газодинамической эффективности турбины, поскольку она непосредственным образом влияет на топливную экономичность двигателя и в конечном итоге определяет его конкурентоспособность. Например, для ТРДД с умеренными параметрами цикла недобор 1% кцд ТВД ведёт к увеличению удельного расхода топлива примерно на 0,7%.

За последние несколько десятков лет условия работы турбин авиационных ГТД существенно ужесточились. Температура газов перед турбиной возросла почти в 1,5 раза, что вместе с ее высокой окружной неравномерностью вызывает необходимость увеличения расходов охлаждающего воздуха. Рост степени сжатия в компрессоре приводит к существенному уменьшению высоты лопаток первых ступеней турбины. Увеличение срабатываемого тепло-перепада вызывает появление большой диффузорносги проточной части в меридиональной плоскости и сверхзвуковых течений в межлопаточных каналах. Эти факторы, а также необходимость обеспечения заданного ресурса работы двигателя, приводят к тому, что достижение заложенного в техническом задании значения кпд турбины является сложной научно-технической задачей. Особенно напряженно она решается при газодинамической доводке уже спроектированного изделия, когда нет возможности внесения существенных изменений в конструкцию турбины.

Целью работы является повышение энергетической эффективности осевых авиационных турбин при их газодинамической доводке.

В соответствии с поставленной целью были определены следующие задачи исследования:

1. Проанализировать условия работы современных авиационных осевых турбин и найти перспективные направления и способы повышения их энергетической эффективности при газодинамической доводке.

2. Разработать методику создания расчетных моделей потока в лопаточных венцах (JIB) осевых авиационных турбин в программных комплексах, основанных на решении уравнений Навье - Стокса.

3. Сформулировать и обосновать критериальные параметры для оценки газодинамической эффективности ЛВ рабочего колеса (РК).

4. Разработать методику расчетного определения характеристик осевых турбин с учетом пространственного течения газа в межлопаточных каналах.

5. Оценить адекватность результатов газодинамических расчетов, выполненных по разработанной методике, известным экспериментальным данным.

6. Разработать рекомендации, позволяющие снизить потери в неохлаждаемых ЛВ за счет коррекции формы выходных кромок лопаток.

7. Разработать методику использования программных комплексов на базе методов вычислительной газовой динамики для поиска рациональной конфигурации ЛВ ступени с изогнутыми сопловыми лопатками при газодинамической доводке осевых авиационных турбин.

Методы исследования. Для решения поставленных задач были использованы методы высшей математики, вычислительной газовой динамики, методы проектирования и расчетов осевых турбомашин. программный комплекс на основе метода конечных разностей FlowEr, программный комплекс на основе метода конечных объемов Fluent, а также ряд программ, используемых при проектном газодинамическом расчете осевых турбин в ОАО им. Н.Д. Кузнецова. ___ __

Научной новизной обладают следующие резул1 тэддободмоНАЛЬНАЯ I

БИБЛИОТЕКА |

| — ■■■■- ......т *

1. Методика создания расчетных моделей дозвукового и трансзвукового потока в JTB в программных комплексах Fluent и FlowEr, отличающаяся рекомендациями по выбору граничных условий, числа конечных элементов, типа расчетной сетки и критериев сходимости газодинамического расчета.

2. Методика расчетного определения характеристик осевых турбин с учетом пространственного течения с помощью программы FlowEr.

3. Критериальные параметры для оценки газодинамической эффективности JIB РК.

4. Рекомендации по выбору формы выходных кромок неохлаждаемых лопаток трансзвуковых турбинных JIB.

5. Выявленные закономерности изменения параметров потока и составляющих потерь в ступенях осевых турбин с тангенциально наклоненными лопатками соплового аппарата (СА).

6. Методика определения рациональной конфигурации JIB при газодинамической доводке осевых турбин с сопловыми лопатками, изогнутыми в тангенциальном направлении.

Достоверность полученных результатов обеспечивается:

корректностью применяемых физических моделей течения газа и используемых допущений при составлении расчетных моделей потока;

использованием эффективных и апробированных отечественными и зарубежными исследователями методик численного решения уравнений газовой динамики; апробацией используемых расчетных программ путем сравнения результатов расчетов с имеющимися экспериментальными данными.

Практическая ценность. Разработанная методика использования современных программ, основанных на решении уравнений Навье - Стокса, для исследования течения в межлопаточных каналах осевых авиационных турбин и методика определения характеристик осевых турбин позволяют получать результаты газодинамических расчетов, которые отличаются от опытных данных в основном на величину, не превышающую погрешности эксперимента.

Использование этих методик позволяет проводить расчетные исследования, направленные на повышение энергетической эффективности осевых авиационных турбин при их газодинамической доводке. В частности, разработаны предложения по коррекции формы выходных кромок неохлаждаемых лопаток, обеспечивающие снижение профильных потерь, и сформулированы рекомендации по выбору формы тангенциально наклоненных лопаток СА.

В целом полученные результаты направлены на повышение экономичности существующих ГТД за счет газодинамического усовершенствования проточной части (ПЧ) турбины, а также на создание научно - методического задела для проектирования перспективных ГТД.

Разработанные рекомендации и методики были использованы в работе отдела турбин ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова при доводке ТВД и ТНД двигателя НК-93, а также при проектировании двигателей НК-123 и НК-126. Методики создания моделей потока и расчета характеристик осевых авиационных турбин внедрены в учебный процесс на факультете двигателей летательных аппаратов СГАУ.

Апробация работы. Основные положения диссертационной работы были обсуждены на научно - технических конференциях:

- Проблемы современного машиностроения. Уфа (УГАТУ), 2002г.;

- Проблемы и перспективы развития двигателестроения. Самара (СГАУ), 2003г.

- V Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (NPNJ-2004), Самара (МАИ - СГАУ), 2004г.

Кроме того, часть положений работы была доложена на заседаниях научно-технического совета ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова 20 февраля 2002г и 29 сентября 2004г., на заседании

научно-технического совета ОАО "НПО"Сатурн"(г. Рыбинск) 16 декабря 2004г. и на семинаре по проблемам лопаточных машина fia кафедре 201 МАИ 11 октября 2004г.

Публикации: По теме диссертации автором было опубликовано 9 работ.

Структура диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, 6 глав, выводов, списка литературы из 90 наименования. Общий объем диссертации составляет 240 страниц, 128 рисунков и 35 таблиц.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность выбранной темы и направления исследования, дана краткая характеристика диссертационной работы, сформулированы основные положения, выносимые на защиту.

В первой главе на основании анализа доступной научно - технической литературы были рассмотрены особенности работы современных осевых авиационных турбин, выявлены основные пути и способы повышения их газодинамической эффективности. Наибольшее внимание было уделено вопросам, связанным с совершенствованием ПЧ ступени турбины.

Анализ научно-технической литературы дал возможность выявить ряд направлений изменения формы ПЧ турбины, позволяющих повысить энергетическую эффективность турбинных ступеней:

- уменьшение потерь в JIB за счет снижения радиальных градиентов давления;

- оптимизация конфигурации меридионального сечения ПЧ;

- снижение кромочных потерь за счет подбора формы выходной кромки.

В ступенях осевых турбин, спроектированных с помощью традиционных законов закрутки, заметное снижение степени реактивности у втулки р„ заставляет при проектировании выбирать большие значения степени реактивности на среднем диаметре рср. Появляющаяся при этом высокая величина периферийной реактивности р^р является причиной значительных утечек через радиальный зазор. В качестве одного из способов уменьшения радиального градиента степени реактивности используется тангенциальный наклон лопаток. При наклоне по вращению в корневой зоне происходит благоприятное поджатие потока, что повышает значение Опыт практического использования тангенциально наклоненных лопаток в изделиях, спроектированных в ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова, показывает, что наклон лопаток не усложняет технологию изготовления СА и приводит к снижению переменных напряжений в рабочих лопатках. Более того, обеспечиваемое в ступени с тангенциальным наклоном меньшее изменение величины угла входа потока в РК Д по радиусу упрощает конструкцию охлаждаемой рабочей лопатки. Однако, результаты исследований, изложенные в работах C.B. Ершова, А.В. Русанова, А.Ю. Шапочки, указывают на то, что далеко не любая форма саблевидных лопаток обеспечивает снижение потерь в ступени турбины.

Несмотря на то, что наклон сопловых лопаток применяется достаточно давно, и данному вопросу посвящено значительное число публикаций, в научно-технической литературе до сих пор нет объяснения физических причин влияния наклона сопловых лопаток на распределение степени реактивности по высоте ПЧ и на различные виды потерь в JIB. Более того, зачастую авторы расходятся во мнении какая форма наклоненной лопатки предпочтительнее. В результате в различных работах предлагаются практически противоположные рекомендации по применению JIB с саблевидными лопатками. Поэтому целесообразно с использованием современных расчетных методов уточнил, явления, происходящие в межлопаточном канале при наклоне С А, и устранить существующие противоречия.

Подбор формы выходной кромки основан на снижении кромочных потерь, которые составляют значительную часть профильных потерь В практике ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова широко применяются охлаждаемые лопатки с подрезкой выходной кромки со стороны корытца и с выходной кромкой с "карманом" (рис. 1). Опыт применения таких лопаток

Рисунок 1 - Выходная кромка охлаждаемой лопатки

показывает, что у данных профилей значение коэффициента кромочных потерь такое же, как у лопатки с тонкой выходной кромкой диаметром <12(см. рис. 1), а прочностные свойства - как у лопатки с кромкой толщиной с12". В практике проектирования неохлаждаемых ступеней турбин часто приходится сталкиваться с тем, что применение тонкой выходной кромки является нежелательным по прочностным критериям. Поэтому представляется целесообразным распространить опыт, полученный при использовании специальных форм выходных кромок в охлаждаемых ступенях, на неохлаждаемые ЛВ.

Проведенный анализ научно - технической литературы показывает, что большая часть способов повышения газодинамической эффективности турбины известна достаточно давно. Однако сложность картины течения газа в ГТЧ и трудности ее исследования с помощью экспериментальных методов привели к тому, что эти способы увеличения кпд турбины недостаточно изучены и используются при газодинамической доводке авиационных турбин с низкой эффективностью. За последние 15-20 лет произошел качественный скачек возможностей вычислительных машин. Это в свою очередь дало толчок к развитию расчетных методов газодинамики. Появилась возможность с помощью численных методов решать систему уравнений Навье - Стокса - систему уравнений, описывающую движение газа с минимальными допущениями. В результате стало возможным проводить расчетные исследования и разрабатывать рекомендации по эффективному применению различных способов увеличения код авиационных турбин.

На основании выполненного анализа научно-технической литературы была поставлена цель и сформулированы задачи исследования.

Все, за исключением отдельно оговоренных в тексте случаев исследования в представленной диссертационной работе, были проведены на примере турбин ВД и НД двигателя НК-93. Поэтому во второй главе приведено подробное описание объектов исследования и даны основные геометрические, кинематические и энергетические параметры указанных турбин.

Во третьей главе рассматривается экспериментальное оборудование, используемое при исследовании ЛВ и ступеней турбин. На основе выявленных особенностей установок и испытательных стендов известные методики оценки погрешностей отдельных параметров были адаптированы для случая исследования плоских решеток и кольцевых ЛВ осевых турбин. В результате, были найдены зависимости для поиска погрешностей экспериментального определения интегральных параметров ЛВ, таких как пропускная способность А, осредненный коэффициент потерь С, и пр. Найденные величины погрешностей в дальнейшем были использованы в диссертационной работе для оценки адекватности результатов расчета экспериментальным данным.

Четвертая глава посвящена разработке методики создания расчетных моделей потока в ЛВ осевых авиационных турбин в современных программных комплексах, основанных на решении уравнений Навье - Стокса.

В главе был проведен анализ научно-технической литературы, посвященной численным методам газовой динамики, который позволил найти ряд общих рекомендаций по созданию расчетных моделей. Однако они носят общий характер и не всегда применимы для исследования течения в межлопаточных каналах осевых турбин. Например, из-за того, что профиль лопатки турбины, имеет значительный угол поворота, применение периодичных граничных условий вызывает появление сильно скошенных конечных элементов.

Для выработки методики создания расчетных моделей применительно к течению газов в межлопаточных каналах осевых турбин было проведено сопоставление результатов расчетов с данными экспериментальных исследований. С этой целью первоначально были созданы и исследованы расчетные модели потока в четырех трансзвуковых JIB, которые представляли собой незакрученные лопатки с постоянным по высоте сечением.

Для каждой из расчетных моделей были проведены серии расчетов, в которых менялись различные параметры расчетных моделей: порядок точности схемы дискретизации, тип и количество элементов конечно-элементной сетки, модели турбулентности. Исследование велось в программе Fluent, основанной на решении уравнений Навье - Стокса методом конечных объемов. Полученные результаты были сопоставлены с результатами продувок.

Типичное влияние, числа конечных элементов и модели турбулентности на расчетные потери в решетке даны на рис. 2. Для других типов расчетной сетки были получены зависимости, качественно мало отличающиеся от представленной на рис.2.

j---—j ;

\

-L---------------

-----------

w

М------у---ь=

-:----1-

• ЯН 1ММ 15М9 Ш -от *......."■'■

Рисунок 2 - Зависимость коэффициента профильных потерь £пр от числа конечных элементов расчетной модели, полученная для среднего сечения 1 сопловой решетки

двигапгеля НК-93 при различных моделях турбулентности: 1 - к-е; 2 - Ю«Ю к-е; 3 - Спа-ларта - Алмарса; 4 - к-о; 5 - ЯЗТ к-о; 6 - модель напряжений Рейнольдса

Как видно из рис. 2, независимо от модели турбулентности с увеличением числа конечных элементов значение коэффициента профильных потерь Спр асимптотически стремится к некоторому значению. При числе элементов больше 15000 дальнейшее сгущение сетки приводит лишь к незначительному изменению рассчитанных профильных потерь. При этом рост числа конечных элементов приводит к значительному увеличению времени расчета, ухудшает устойчивость расчета. Наиболее близким к экспериментальным значениям коэффициент профильных потерь £„р получается при использовании конечно-элементной сетки С типа. Стоит также отметить, что, несмотря на известные недостатки, треугольная сетка показывает результаты близкие к экспериментальным, что связано с отсутствием сильно скошенных ячеек.

Во всех рассмотренных ЛВ и типах сеток наиболее близкие к экспериментальным результаты получаются при использовании модели турбулентности ЮТО к-е. Модели турбулентности Спаларта - Алмарса и Рейнольдса также показывают результаты, близкие к экспериментальным, но несколько худшие, чем модель к-е.

Анализ результатов расчета свидетельствует о том, что тип сетки, число конечных элементов и модель турбулентности слабо влияют на расчетное значение угла выхода потока из

\

\\ • \\ t V <

> f.\V / — fes:- S

\w\ V о \ ч • — /

% у/ р'~"~ -* У

решетки ai и на распределение условной приведенной скорости X по периметру профиля. (Приведенная скорость названа условной, так как на самом деле на поверхности лопатки скорость равна нулю. Величина же X определяется по газодинамической функции я(Х.), равной отношению статического давления на поверхности профиля и полного давления на входе в решетку.)

Следует отметить, что при сопоставлении расчетной зависимости распределения условной приведенной скорости X по контуру профиля с результатами эксперимента и расчетами по другим известным методикам (в частности по методикам Уральского политехнического института (УПИ) и ЦИАМ) было установлено, что характер обтекания профиля, полученный с помощью разработанной методики в программе Fluent, лежит ближе к экспериментальным данным, чем полученные по другим методикам. Причем на корытце, а также на большей части спинки разница между экспериментальными данными и полученными в расчете по программе Fluent не превышает погрешность эксперимента.

Опыт, полученный при проведении описанного выше исследования, позволил сформулировать методику создания расчетных моделей потока в JIB осевых авиационных турбин в современных программных комплексах, основанных на решении уравнений Навье - Стокса.

Процесс исследования потока газа с помощью методов вычислительной газовой динамики состоит из следующих основных этапов:

построение расчетной геометрической модели и разбиение ее на конечные элементы; установка граничных условий; установка параметров счета; решение.

На первом этапе очерчиваются границы расчетной области. Для корректной оценки процессов, происходящих в межлопаточном канале, необходимо, чтобы расчетная модель была трехмерной. Расчетная область должна включать в себя сам канал, а также области на входе и выходе из канала. Входные и выходные границы должны быть удалены от кромок лопатки не менее, чем на величину горла решетки. При разбиении расчетной области на конечные элементы предпочтительнее использовать гексаэдральную структурированную сетку. Границы конечных элементов желательно ориентировать по линиям тока. При этом предпочтительнее использовать сетку С типа Число конечных элементов в сечении модели, перпендикулярном оси лопатки, должно быть не менее 15000. При этом из-за увеличения времени расчета, ухудшения устойчивости расчета при незначительном влиянии на конечный результат, нецелесообразно иметь более 30000 конечных элементов в сечении, перпендикулярном оси лопатки. Для правильного учета изменения параметров в местах с большими градиентами давлений и в пристеночных областях необходимо применять адаптацию (измельчение) сетки.

На втором этапе задаются свойства рабочего тела и условия на границах расчетной области. Для корректной оценки процессов, происходящих в потоке газа, задача должна решаться с учетом вязкости и турбулентности. Как показали проведенные исследования для расчета течения газа в межлопаточных каналах осевых турбин необходимо использовать модель турбулентности RNG k-е. Возможно также использование однопараметрической модели Спаларта - Аламарса или модели напряжений Рейнольдса. Указанные модели турбулентности апробированы для решаемых задач в широком диапазоне изменения параметров и обладают высокой вычислительной эффективностью. Зависимость вязкости от температуры задается как правило уравнением Сатерленда или в виде таблицы.

В задачах, связанных с исследованием течения газа в межлопаточных каналах с дозвуковой скоростью на входе в решетку, наиболее удобно использовать следующие граничные условия На входной границе целесообразно устанавливать полные давление и температуру, а также направляющий вектор скорости и параметры турбулентности При использовании двухпараметркческой модели турбулентности необходимо на входе задавать два параметра,

характеризующие турбулентность. При исследовании течения в межлопаточных каналах осевой турбины наиболее целесообразно использовать степень турбулентности и длину смешения. Длину смешения следует принимать равной толщине выходной кромки лопатки предыдущего ЛВ. Степень турбулентности рекомендуется принимать из диапазона 3...8%. На выходной границе нужно задавать статическое давление.

Как показал опыт, приобретенный при работе с программой Fluent, от правильного задания параметров счета существенно зависит время счета, сходимость и устойчивость решения. К сожалению, назначаемые параметры счета существенно зависят от геометрии расчетной области, граничных условий, типа и размеров конечно-элементной сетки. Поэтому трудно выделить универсальные рекомендации на этот счет. Однако, как показала практика и анализ публикаций, при создании расчетной модели потоков в межлопаточном канале следует придерживаться следующих правил.

1. Для решения системы дифференциальных уравнений необходимо использовать схемы дискретизации не меньше второго порядка точности.

2 Для повышения устойчивости и стабильности процесса решения системы уравнений Навье - Сгокса следует начинать расчет с пониженными коэффициентами релаксации. Затем, когда после нескольких десятков игераций наметится тенденция к сходимости решения, коэффициенты релаксации можно увеличить, что уменьшит время достижения условия сходимости.

3. Для повышения стабильности решения и сходимости, а также для сокращения времени расчета необходимо перед началом расчета корректно назначить начальные параметры. Опыт применения программ численного моделирования течения газа показывает, что перед расчетом во всех точках расчетной области желательно назначить значения давления, температуры и скорости потока, примерно соответствующие ожидаемым величинам.

Согласно рекомендациям из литературных источников решение можно считать законченным, если величина остаточных невязок не превышает 10"3. Однако опыт использования программ численного моделирования течения газов применительно к потоку в межлопаточном канале показывает, что этого условия часто бывает недостаточно. Поэтому в качестве дополнительных критериев сходимости следует использовать условие равенства расходов на входе и выходе из расчетной области и условие неизменности в процессе решения сигнального параметра. В качестве такого параметра может использоваться давление или температура в характерных сечениях.

Приведенная выше методика была разработана на основе расчетно-экспериментального изучения течения в ЛВ с незакрученными лопатками постоянного сечения применительно к программе Fluent Для того, чтобы выяснить ее пригодность для исследования течения в межлопаточных каналах со сложной пространственной формой и разработки других расчетных методик, было проведено сопоставление полученных результатов расчета с экспериментальными данными и результатами расчетов по другим известным методикам. Всего было проведено три серии подобных расчетов.

В первой серии расчетов исследовалось течение газа в незакрученных решетках СА и РК постоянного сечения. В результате были получены зависимости

- коэффициента профильных потерь £пр (рис. 3) и угла выхода потока at от приведенной изоэнтропической скорости X1S потока за СА при расчетном угле атаки;

- коэффициента профильных потерь £пр (рис. 4) и угла выхода потока at от угла набегания потока на ЛВ о^при расчетном значении A.iS.

Часть из указанных зависимостей для сопловой решетки представлена на рис. 3 и 4. Их анализ свидетельствует о том, что они соответствуют существующим физическим представлениям о течении газа в решетках СА и удовлетворительно согласуются с данными

эксперимента как качественно, так и количественно Последнее подтверждается проверкой на адекватность полученных зависимостей с помощью критерия Фишера.

Рисунок 3 - Зависимость коэффициента профильных потерь ^ от приведенной нзо-энтропической скорости 1 - эксперимент (абсолютная погрешность составляет ±0,2%); 2 - результат расчета по программе Fluent

2 \ 1

\

----- -----

Л к

V/__________

53 Si 57 ¡9 61 «3 65 67

Рисунок 4 - Зависимость коэффициента профильных потерь от угла входа потока

щ: 1 - эксперимент (абсолютная погрешность составляет ±0,2%); 2 - результат расчета по программе Fluent

Однако не все полученные зависимости оказались адекватны экспериментальным данным. В частности, выяснилось, что, несмотря на хорошее качественное совпадение расчетных и экспериментальных зависимостей a^flX,,,«*,) и СпР= f(XlBai), разница между ними для угла (*i на выходе из сопловой решетки и коэффициента потерь £пр рабочей лопатки превосходит погрешность эксперимента. Поэтому в дальнейшем эти зависимости были представлены в

относительном виде =/(Л.»ао) и =<% =/(Л<>ао) Для сопловой ре-

/ ^ яря/in / \расч

щетки и С, =Ж.>А) и Рг=ург = /(Л.»Л) Для рабочей, где а]расч и - значе

ния углов потока на выходе из решеток на расчетном режиме. В качестве иллюстрации на рис. 5 приведены расчетные и экспериментальные зависимости = ).

1,07 1,03 0,99 0,95

0,8 0,S3 0.S6 0,89 0,92 "*

Рисунок 5 - Зависимость относительного коэффициента профильных потерь Спр ^ приведенной изоэнтропической скорости XiS для рабочей решетки: 1 - эксперимент (абсолютная погрешность составляет ±0,29%); 2 - результат расчета в программе Fluent

Из представленных графических зависимостей видно, что результаты расчетного определения относительных коэффициентов потерь и углов выхода потока отличаются от данных продувок на стенде не более, чем на величину погрешности эксперимента.

Конечно, с помощью зависимостей в относительном виде нельзя оценить абсолютные значения ^ а, н02. Однако с их помощью можно определить качественные и количественные тенденции в изменении коэффициентов потерь и углов потока за решетками СА и РК.

Основным параметром, оценивающим энергетическую эффективность турбины, является кпд т|*х. Совершенство отдельного венца, как правило, оценивается с помощью коэффициента потерь Эти два параметра связаны между собой сложным соотношением. Последнее приводит к тому, что оценить изменение кпд турбины по изменению потерь в венце достаточно сложно. Поэтому в ходе расчетного исследования течения в незакрученных решетках постоянного сечения было предложено энергетическую эффективность профилей рабочих лопаток оценивать с помощью окружной составляющей погонной газодинамической силы ?и - силы, действующей на профиль лопатки единичной высоты в окружном направлении, и создающей крутящий момент на валу турбины. Эта составляющая газодинамической силы может служить критерием оценки совершенства профилей, работающих в одинаковых условиях, поскольку предпочтительнее выбирать лопатку с большей окружной составляющей силы и соответственно создающей больший крутящий момент на валу. Для оценки энергетической эффективности профилей удобнее пользоваться безразмерной удельной окружной составляющей газодинамической силы Аи , которая определяется как отношение силы Pv к произведению скоростного напора на хорду профиля:

где b - хорда профиля, р\- полное давление на входе в решетку. Величина Ац является

аналогом широко применяемого в аэродинамике коэффициента подъемной силы Су.

И

Критериальный параметр Ay связан с окружным кпд ступени турбины следующим соотношением:

... ¿. ^ ^ vfo-^)]

Пи L'scr 30 mL'XT q(£) '

Как видно из этой формулы окружной кпд щ, прямо пропорционален удельной окружной составляющей газодинамической силы Аи и, следовательно, Аи может использоваться для оценки энергетической эффективности ступени турбины в целом.

Для оценки энергетической эффективности рабочих решеток можно также использовать значение коэффициента профильных потерь отнесенного к величине Ац:

к =

4/

Этот параметр показывает, какая величина профильных потерь соответствует получению единицы удельной окружной составляющей газодинамической силы. Чем меньше эта величина, тем профиль эффективнее.

В ходе второй серии расчетов было изучено течение газа в СА ТВД двигателя НК-93. Экспериментальное исследование потока в этой решетке профилей было проведено на стенде СНТК им Н.Д. Кузнецова. Расчетное исследование потока в ЛВ проводилось на ЭВМ с помощью программ FlowEr и Fluent в соответствии с разработанной методикой. На основании полученных в расчете распределений основных параметров потока в межлопаточном канале была построена характеристика ЛВ в виде зависимости пропускной способности

Рисунок б - Зависимости пропускной способности СА от перепада давления на нем: 1 -экспериментальная кривая (погрешность эксперимента ±2,3%); 2 - результат расчета по программе Fluent; 3 - результат расчета по программе FlowEr

Расчеты показали, что обе расчетные программы дают несколько заниженные значения пропускной способности по сравнению с полученными в эксперименте. Максимальная разница между экспериментом и данными, полученными с помощью программы Fluent, наблюдается при пониженных перепадах давления на СА р0"/р, = 1,5...2,6 и не превышает 3,3%.

При p'0/pl >1,6 расчетная кривая лежит в поле рассеивания экспериментальных значений. Расчетная программа FlowEr дает погрешность не более 2,9%. При р'а/р, <2,4 расчетная кривая лежит в поле рассеивания экспериментальных значений.

В дальнейшем расходные характеристики были представлены в относительном виде А = Aj А^ - f{p'tt/p,)( см. рис. 7), где А^ - значение пропускной способности С А на расчетном режиме р»/р, = 1,77. Анализ этих зависимостей установил адекватное описание экспериментальных данных расчетными кривыми А = f{p'0/p,), полученными с помощью программ Fluent и FlowEr.

Рисунок 7 -Зависимости относительной пропускной способности СА от перепада давления: 1 - экспериментальная кривая (погрешность эксперимента не более ±3,25%); 2 -результат расчета методом конечных объемов; 3 - результат расчета по программе Р1о\уЕт

Полученная выше методика создания расчетных моделей также может использоваться и для решения других задач, возникающих в процессе проектирования и газодинамической доводки турбин. В частности, приведенная выше методика была использована для создания методик определения характеристик турбины с учетом пространственного течения газа Необходимость в ней обусловлена тем, что традиционно используемые для этих целей методики и программы основаны на расчете потока по среднему диаметру и не могут оценивать влияния пространственной формы ЛВ. Современные авиационные турбины характеризуются большим раскрытием проточной части в меридиональной плоскости с профилированными по сложному закону концевыми обводами. Кроме того, ЛВ турбины могут быть выполнены с навалом или саблевидностыо. Все перечисленные выше явления влияют на распределение параметров потока в проточной части и должны обязательно учитываться при расчетном определении характеристик турбины.

Схема алгоритма разработанной методики расчета характеристик турбины с помощью программы Р1о\уЕг приведена на рис.8. На основании разработанной методики с помощью программы По\уЕг была получена код-характеристика одноступенчатой ТНД двигателя НК-93 т|*т=Я[п/сэф) (рис.9). (Величина п/Сэф характеризует режим работы турбины и является аналогом широко используемого параметра и/с, так как с^ =д/с£,>. ) Она сравнивалась с

характеристиками, которые были найдены по программе ЦИАМ и по программе, созданной в отделе перспективных разработок СНТК им. Н.Д. Кузнецова, а также со значениями код, определенными при испытаниях полноразмерного двигателя НК-93.

13

Пас1рмш«рмчепй1ямпа Здемте гршшчп« уемм! (ир»и»шЗ\)

А

ВиЦмта1(1^| Вмб—«тсшмд^ютсиий

рхшмига зиимш «4

П« клпии Умрцшпа Ря

з-Г

Для ркчстаок Т*ПКМ

ирвятнтт мнди кпд м арицтек—а гптлЛлупл турвшш

(!• резудьтагатм укип» стрипгш карчггсусУмка

Кмт

Рисунок 8 - Алгоритм методики расчетного определения характеристик осевых турбин с учетом пространственного течения газа в межлопаточных каналах

Рисунок 9 - Код характеристика ТНД: 1,2 - кривые, полученные по программе ЦИАМ соответственно при „/^=300; 350 1/мин-К"'; 3,4 - кривые, полученные по программе

СНТК соответственно при пЦ7^=300 и 350 1/мин-К01; 5,6,7 - кривые, полученные по

программе Р1о\уЕг соответственно при п/-^7^*" =300; 350; 320 1/мин-К05; Д -экспериментальные точки

Как видно из приведенных графических зависимостей, характеристики турбины, рассчитанные с помощью программы FlowEr, удовлетворительно согласуются с данными эксперимента, и характеристиками, полученными по другим программам. По сравнению с методиками, основанными на расчете потока по среднему диаметру, программа FlowEr позволяет учитывать явления пространственного течения газа в ЛВ и дает лучшее совпадение с результатами эксперимента. Тем не менее, расхождение между расчетными (по программе FlowEr) и экспериментальными значениями rfm составляет 1,3... 1,6% (отн.), что превышает погрешность эксперимента.

Поэтому в дальнейшем результаты расчета кпд - характеристики с помощью программы FlowEr и экспериментальные данные были представлены в виде зависимостей

т)'т = = А п/ 1 при пI-Jt^ =320 и 350 l/мин ■ К05, где г}' - значение кпд на расчет-Прю К/0*)

ном режиме. Анализ полученных расчетных зависимостей показал, что они адекватно описывают экспериментальные данные. На основании этого можно сделать вывод о возможности применения разработанной расчетной методики определения кпд - характеристик для определения тенденций изменения код осевых авиационных турбин при их газодинамической доводке.

Анализ полученных результатов показывает, что, несмотря на то, что методика создания расчетных моделей потока в ЛВ осевых авиационных турбин была разработана на основе расчетао-экспериментального изучения течения газа в ЛВ с лопатками постоянного сечения применительно к программе Fluent, она пригодна для исследования течения в межлопаточных каналах со сложной пространственной формой и для использования с другими расчетными программами. Результаты, полученные с помощью расчетных моделей, созданных на основе разработанной методики, удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными качественно и количественно. Особо следует отметить тот факт, что, не смотря на то, что полученные в расчете величины коэффициента профильных потерь Сир и угла выхода из решетки сц могут отличаются от экспериментальных данных количественно, тенденции изменения этих параметров при изменении режимных параметров (Xi, и cto) соответствуют полученным при продувках на стенде.

Применение разработанных методик создания расчетных моделей и определения характеристик турбинных ступеней ограничивается следующими исследованными диапазонами параметров 7^=1,5...3,5,у„*=0,4...0,6, Dq/h^.,.13 (Ья=15...200мм).

Пятая глава посвящена исследованию влияния скошенной выходной кромки лопатки на профильные потери в неохлаж-даемом ЛВ.

Профиль лопатки со скошенной со стороны корытца выходной кромкой был получен путем пристройки соответствующей выходной части к уже имеющемуся профилю (рис.10). У такого профиля можно выделить два характерных сечения: a,,,, - горло исходного профиля и апр* - кратчайшее расстояние от выходной кромки до спинки профиля (рис. 11).

Возможны три варианта

Рисунок 10 - Профили сечения лопатки: исходный (а) и со скошенной выходной кромкой (б)

формы межлопаточного канала со скошенной со стороны корытца выходной частью:

- межлопаточный канал сужается по всей длине (аго1, > атР );

- межлопаточный канал расширяется за сечением атр (аюр < агор);

- поверхность скоса эквидистантна спинке (агое = а'тР ).

Расчетное исследование проводилось с помощью программы Fluent. Расчеты велись в двухмерной постановке. В качестве объекта газодинамического исследования были выбраны 4 решетки профилей различных лопаток турбины двигателя НК-93. Для исследования влияния скошенной выходной кромки на эффективность профиля для каждого венца были созданы по 4 расчетных модели: решетка с базовым профилем, решетка со скосом эквидистантным спинке ( а юр ~ атр ), решетка с сужающимся межлопаточным каналом ( атр > аюр) и решетка с каналом, расширяющимся за сечением агор (апр < агор).

В ходе расчетов для каждой модели были получены величины профильных потерь £ВР и значение угла выхода потока из решетки . В качестве примера в табл.1 приводятся результаты расчета для решетки профилей, соответствующей среднему сечению РК ТВД.

Таблица 1 - Результаты расчетов профиля с разными вариантами скоса выходной кромки со стороны корытца

Профиль базовый « °ГОР = агор * о ЮР > 11 ГОР агор < агор

4,52 4,18 3,62 7,78

а,, град 25,58 25,18 25,41 26,16

Применение скоса со стороны корытца приводит к снижению профильных потерь только при условии, что межлопаточный канал сужается на всем протяжении или скос эквидистантен спинке Вариант скоса, с расширяющейся выходной частью, наоборот, увеличивает потери.

У исследованных решеток со скосом величина диаметра выходной кромки г3 (рис.11) одинакова для всех вариантов, а величины горла различаются незначительно. Согласно существующим представлениям применение скошенной выходной части должно приводить к снижению кромочных потерь на одну величину для всех вариантов одного и того же профиля. Однако расчеты показали, что изменение профильных потерь у данных решеток различно. На основании этого был сделан вывод о том, что введение скошенной со стороны корытца выходной кромки привело к изменению величин других компонентов профильных потерь.

Изменение составляющих потерь было выявлено с помощью представленных на рис.12 картин распределения условной приведенной скорости X. по периметру профиля.

Рисунок 11 - Характерные сечения межлопаточного канала

Рисунок 12 - Распределение условной приведенной скорости X по контуру профиля лопатки РК ТВД в среднем сечении: 1 - базовый профиль (сплошная линия), 2 - профиль со скосом по схеме = аюр (сплошная линия), 3- профиль со скосом по схеме атр > аЮР (пунктир); 4 - профиль со скосом по схеме ат < а^ (штрих пунктир)

В решетках из профилей с изломом на поверхности корытца (агор - атр - кривая 2 и агое < "гор " кривая 4 на рис. 12) наблюдается повышение скорости в районе горла. Этот разгон вызван влиянием излома контура профиля. При повороте потока на нем, скорость потока увеличивается, а давление, температура и плотность снижаются. Кроме того, при обтекании точки излома появляется небольшая сверхзвуковая область При этом возникает скачек уплотнения на корытце вблизи выходной кромки, который может занимать почти весь межлопаточный канал, что вызывает рост волновых потерь. Следует отметить, что у решетки из профилей с расширяющимся к выходу межлопаточным каналом (ат < агор) повышение скорости происходит интенсивнее, чем при использовании скоса эквидистантного спинке (агор = а'гор )> поскольку у нее диффузорность участка за сечением аЮР больше. Поэтому для решетки с расширяющимся к выходу межлопаточным каналом (атР < ) снижение кромочных потерь сводится на нет ростом потерь из-за обтекания места излома.

Эффективность скошенной выходной части была оценена с помощью критериальных параметров Аи и к, предложенных и обоснованных выше. Величины Ри, Аи и к рассчитанные

для различных решеток со скосом выходной кромки приведены в табл. 2.

Все рассмотренные способы выполнения скоса профиля со стороны корытца обуславливают рост окружной составляющей силы Рь, что объясняется увеличением хорды профиля. При этом у профиля, имеющего гладкий конфузорный канал (аюр > атр), подъемная сила больше, чем у остальных профилей ( агт, = а"Г0Р и агор < агор). Это вызвано отсутствием

зоны пониженного давления вблизи излома корытца

Величина Аи при использовании скошенной со стороны корытца выходной кромки уменьшается. Это обусловлено не ухудшением газодинамических свойств профиля, а увеличением хорды профиля, в результате чего нарушается геометрическое подобие при сравнении

различных решеток. По этой причине для характеристики энергетической эффективности решеток целесообразно использовать в данном случае произведение параметра А„ на густоту

Ь

решетки —, которое прямо пропорционально окружному кпд г)и.

Таблица 2 - Результаты расчета величин Ри, Аии к

Ри ,Н/м Аи к л'~1

базовый 1069,0 1,54 4,52 2,93 2,04

* агог ~ агог 1145,2 1,49 4,18 2,81 2,25

9 аЮР > аГОР 1161,3 1,49 3,62 2,43 2,55

• агор < агор 1082,0 1,45 7,78 5,36 2,06

спинка 1163,4 1,72 5,68 3,31 2,22

Как видно из таблицы 2 у решетки с гладким конфузорным каналом (а^ > а'ЮР ) произ-

ведение А, — больше, чем у исходного и других вариантов. Это говорит о том, что скошенная таким образом выходная кромка обещает больший выигрыш в кпд. Использование скоса эквидистантного поверхности спинки (= а]'тр) также увеличивает произведение Аы у и

окружной код. Применение скоса выходных кромок сопловых и рабочих лопаток позволяет прогнозировать увеличение г|*т на 0,2...0,6%. Наименьшее значение коэффициента к также было получено для гладкого конфузорного канала (а^ > аюр). При использовании скоса, эквидистантного поверхности спинки ( = атр ), приведенные потери к приблизительно равны величине к решетки с базовыми профилями. Использование решеток с межлопаточным каналом, расширяющимся к выходу (атР < атг), вызывает значительный рост профильных потерь, приведенных к удельной окружной газодинамической силе.

Таким образом, для улучшения газодинамических и энергетических характеристик решеток целесообразно использовать гладкие профили с тонкими выходными кромками, которые имеют наименьшие профильные потери и наибольшую окружную составляющую газодинамической силы. В случае, когда по условиям прочности эти профили неприемлемы, следует использовать такую скошенную со стороны корытца выходную часть профиля, которая обеспечивала бы сужающийся межлопаточный канал или поверхность скоса, эквидистантную поверхности спинки.

В шестой главе представлены результаты исследования влияния тангенциального наклона сопловых лопаток на газодинамическую эффективность ступени.

Исследование проводилось с помощью программы Пои-Ег. В качестве объекта исследования была выбрана одноступенчатая трансзвуковая ТВД двигателя НК-93. Всего было исследовано 9 вариантов наклона сопловой лопатки: исходный вариант; два варианта простого наклона (перо СА наклонялось целиком в сторону спинки или корытца), также именуемого в технической литературе навалом; 6 вариантов сложного наклона (рис. 13), который иногда

называют саблевидностью. В процессе исследования менялась только геометрия С А. РК оставалось неизменным.

I

N

к

с

На корытце

с ^ ¡Г

Вариант 1

Вариант 2

к

Исходный вариант I

На спинку | Вариант 4 Вариант 5 Вариант

Рисунок 13 - Принципиальные схемы исследованных вариантов сложного наклона

(буквой с обозначена спинка, к - корьггце)

При наклоне лопатки происходит изменение сил взаимодействия потока и пера, что оказывает существенное влияние на распределение давления в межлопаточном канале и влечет за собой изменение параметров потока во всей ступени и всех составляющих потерь. Как показал анализ полученных данных, при наклоне лопатки наиболее существенно будут меняться вторичные и волновые потери в СА.

При наклоне лопатки у силы, с которой она воздействует на поток, появляется радиальная составляющая. Поскольку давление у корытца больше, чем у спинки, то радиальная составляющая силы воздействия лопатки на поток вблизи корытца будет больше, чем у спинки Ркор^Рсп* (рис. 14). Из-за этого интенсивность изменения давления у корытца оказывается больше, чем у спинки. В результате среднее по ширине межлопаточного канала давление на выходе из СА качественно будет меняться так же, как давление у корытца.

При простом наклоне сопловых лопаток в сторону корытца в области втулки давление у корытца увеличивается, а у спинки уменьшается. В результате перепад давления между спинкой и корьггцем растет при увеличении во втулочных сечениях среднего по шагу решетки давления на выходе из СА Увеличение перепада давления между спинкой и корытцем интенсифицирует втулочный вихрь, но рост среднего давления за СА приводит к уменьшению скорости трансзвукового потока и, следовательно, волновых потерь. Уменьшение последних и обуславливает снижение суммарных потерь у втулки при наклоне лопаток СА на корытце (рис. 15).

У периферии картина течения газа при простом наклоне сопловых лопаток на корытце меняется следующим образом. Здесь перепад давления между корытцем и спинкой уменьшается на фоне снижения среднего по шагу решетки давления на выходе из СА Уменьшение перепада давления хотя и приводит к снижению интенсивности вторичного вихря у периферии, однако, из-за уменьшения среднего давления и роста скорости трансзвукового потока, увеличиваются волновые потери. Они оказывают преобладающее влияние на общий уровень потерь. Поэтому коэффициент потерь в периферийной области возрастает (рис.15). Интересно отметить, что при наклоне сопловых лопаток на корытце периферийный вихрь

лопатко

корытце

\ \ Ч \ \ \ \

Рисунок 14 - Схема сил, действующих на поток со стороны лопатки во втулочном сечении

радиальной составляющей силы Реп11 (рис. 14) прижимается ближе к верхней концевой поверхности (рис. 15).

90 80 70 «0 50 40 30 20 10 О

ЗД) 3,3 4,0 4Д 5,0 5.5 «,0 « 7,0 7,5 С

Рисунок 15 - Распределение коэффициента потерь в СА по высоте проточной части: 1 - исходная лопатка (сплошная линия); 2 - лопатка с наклоном на корытце (пунктир); 3 -лопатка с наклоном на спинку (штрих пунктир)

В общей сложности тангенциальный наклон сопловых ЛВ вызывает изменение потерь не более, чем на 0,1%. Вместе с тем, наклон сопловых лопаток оказывает влияние на распределение статического давления р, на выходе из СА и степени реактивности р по высоте проточной части (рис. 16).

90 <0

70 <0

50

30 20 10 О

0X1 ОД! 0,35 039 0,43 0,47 р

Рисунок 16 - Распределение степени реактивности р по высоте проточной части при простом наклоне: 1 - исходная лопатка (сплошная линия); 2 - лопатка с наклоном на корытце (пунктир); 3 - лопатка с наклоном на спинку (штрих пунктир)

Так, при наклоне в сторону корытца на 10°, степень реактивности у втулки р„ растет на 2%, а у периферии рпер уменьшается на 4%. Снижение перепада давления на РК в периферийном сечении приводит к уменьшению потерь на утечку через радиальный зазор. В

частности, полученное уменьшение степени реактивности на периферии рпер на 4% обеспечивает снижение потерь на утечку через радиальный зазор, обуславливающее повышение кпд рассматриваемой ступени на 0,16%.

Изменение распределения степени реактивности при наклоне сопловых лопаток оказывает влияние на картину распределения скоростей в межлопаточных каналах РК. Так, при наклоне сопловых лопаток на корытце скорость потока на выходе из РК во втулочном сечении возрастает, а в периферийном — уменьшается В условиях трансзвукового течения газа на выходе из РК указанное изменение скорости потока влияет в основном на волновые потери, которые растут у втулки и снижаются у периферии. Расчеты показали, что в результате наклона сопловых лопаток на 10° на корытце суммарные потери в РК уменьшаются, но их снижение не превышает 0,1... 0,15%.

При использовании традиционных законов закрутки величина степени реактивности на среднем диаметре pq, выбирается сознательно завышенной из-за опасности возникновения отрицательных значений р^. Поскольку наклон сопловых лопаток позволяет снизить радиальный градиент степени реактивности, то применение таких СА дает возможность при проектировании ступени турбины закладывать пониженную степень реактивности р^ Это еще в большей мере позволяет снизить величину pnep и, следовательно, утечки через радиальный зазор. Кроме того, снижение степени реактивности приводит к снижению скорости потока в относительном движении и волновых потерь в РК.

При использовании простого тангенциального наклона уменьшение потерь наблюдается только в одной части по высоте JIB СА. На остальных участках потери увеличиваются или остаются практически неизменными. Снизить потери в одной части по высоте JIB СА без их увеличения в других возможно с помощью сложного наклона.

При использовании сложного тангенциального наклона сопловых лопаток наблюдаются те же физические явления, что и в случае простого с той разницей, что изменение картины течения газа происходит только в деформированной части JIB.

Как было отмечено выше, одним из положительных моментов от наклона сопловых лопаток является возможность увеличения втулочной степени реактивности р^. Это позволяет снизить волновые потери у втулки в СА, а также дает возможность при проектировании принять пониженную степень реактивности на среднем диаметре рср. Последнее обуславливает снижение потерь в РК и на утечки в радиальном зазоре. Проведенные расчетные исследования показали, что увеличение втулочной реактивности возможно лишь при использовании сложного наклона по схемам 3 и 5 (рис.13).

При наклоне сопловых лопаток по варианту 3 для рассматриваемой ступени ТВД выигрыш в кпд составил 0,3% (абс.), а при наклоне по варианту 5 - 0,2%. Меньший выигрыш по кпд в последнем случае объясняется повышенными утечками через радиальный зазор вследствие большей степени реактивности на периферии.

Проведенные в настоящем разделе расчетные исследования турбинной ступени позволили разработать методику поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего ЛВ при газодинамической доводке турбины. Алгоритм этой методики приведен на рис. 17.

На первом этапе для рассматриваемой турбины или ее ступени производиться поверочный газодинамический расчет исходной ступени турбины с помощью программ, основанных на решении уравнений Навье-Стокса (например, Fluent или FlowEr) с учетом трехмерности и вязкости. По полученным результатам оценивается обтекание решеток по плавности изменения условной приведенной скорости потока по профилю, наличия зон перерасширения и торможения в межлопаточных каналах, наличию больших углов атаки. В случае выявления зон с неблагоприятным течением в форму профилей следует внести необходимые коррективы. По результатам поверочного расчета оцениваются полученные распределения по высоте лопаток ступени коэффициентов потерь в СА и РК, углов потока на выходе из СА в абсолютном движении и на входе в РК в относительном движении, степени реактивности и значение кпд

ступени. Если полученное значение кпд не удовлетворяет требуемой величине, то строится план проведения расчетных исследований по определению формы сопловых лопаток по вариантам 3, 5 (рис.11) или при простом тангенциальном наклоне в сторону корытца с помощью метода оптимального планирования эксперимента. При этом в качестве варьируемых параметров предлагается использовать угол наклона в тангенциальном направлении и протяженность изогнутого участка. На следующем этапе проводятся газодинамические расчеты выбранных вариантов турбинных ступеней. Полученные данные анализируются, и выбирается вариант ступени, обеспечивающий наибольшее повышение код. Оцениваются характер распределения степени реактивности по высоте ПЧ и возможность увеличения степени реактивности у втулки Др„ в этой ступени. Затем производится проектный расчет ступени со степенью реактивности на среднем диаметре, уменьшенной на величину Дрет, и с распределением р по высоте лопаток, полученным на предыдущем этапе у выбранной ступени. Далее выполняются все описанные выше действия над ступенью, начиная с поверочного расчета.

Рисунок 17 - Алгоритм поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего JIB при газодинамической доводке турбины

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

Поставленные задачи повышения энергетической эффективности авиационных турбин при их газодинамической доводке выполнены: определены перспективные направления и способы, а также разработаны рекомендации, алгоритмы и методики усовершенствования проточной части осевых авиационных турбин с помощью методов вычислительной газовой динамики.

1. На основании сопоставления результатов расчетных и экспериментальных исследований разработана методика создания расчетных моделей потока в межлопаточных каналах осевых турбин в программных комплексах Fluent и FIowEr, которые обеспечивают определение параметров потока и характеристик ЛВ с погрешностью, в основном не превышающей погрешность эксперимента.

2 Создана методика для вычисления характеристик осевых авиационных турбин на базе программы FlowEr, позволяющая учитывать влияние пространственной формы межлопаточных каналов.

3. Предложены и обоснованы критериальные параметры Аи и к, позволяющие непосредственно оценивать влияние газодинамического совершенства рабочих JIB на кпд ступени турбины.

4. Установлено, что для снижения кромочных потерь и величины к у неохлаждаемых лопаток целесообразно применение скошенной выходной кромки. При этом межлопаточный канал должен оставаться сужающимся или поверхность скоса должна быть эквидистантна спинке.

5. Выявлены закономерности изменения параметров потока в ступени осевой турбины при тангенциальном наклоне лопаток СА. Разработаны рекомендации по выбору формы изгиба лопаток СА в тангенциальном направлении, обеспечивающие уменьшение утечек через радиальный зазор и волновых потерь в СА и РК.

6 Разработана методика поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего JIB ступени с лопатками СА, изогнутыми в тангенциальном направлении.

7. Прогнозируемое с помощью разработанных методик расчета изменение параметров JIB (£„р, а, Р, X, А) и кпд ступени турбины адекватно изменению соответствующих экспериментальных данных.

8. Применение разработанных рекомендаций по усовершенствованию проточной части позволяет прогнозировать увеличение кпд ступени турбины от 0,3 до 0,9% (абс.).

Результаты работы внедрены в проектную деятельность ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова и использованы при доводке турбины двигателя НК-93, а также при проектировании двигателя НК-123 и НК-126. Методики создания моделей потока и расчета характеристик осевых авиационных турбин внедрены в учебный процесс на факультете двигателей летательных аппаратов СГАУ.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ ИЗЛОЖЕНЫ В СЛЕДУЮЩИХ

ПУБЛИКАЦИЯХ:

1 Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового аппарата с помощью двухмерной расчетной модели.//Проблемы современного энергомашиностроения : Тезисы докладов всероссийской молодежной научно-технической конференции. - Уфа: УГАТУ,2002. - с. 124.

2. Батурин О.В. Матвеев В.Н. Исследование течения газа в сопловом аппарате первой ступени ТВД.// Тезисы научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. - с.61.

3. Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового аппарата. //Тезисы научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. - с.62.

4. Батурин О.В. Матвеев В.Н. Расчетное исследование течения газа в сопловом аппарате первой ступени ТВД.// Труды научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. - с.58-65.

5. Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового аппарата с помощью трехмерной расчетной модели.// Труды научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 -Самара: СГАУ, 2003. - с.65-69.

7.

8.

9.

10. 11.

Батурин О.В. Сравнение результатов расчетного и эксперимен1аль(ТО1ТТ йссждования течения газа в лопаточном венце соплового аппарата ТНД.// Тезисы докладов V Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (№N1-2004), Самара, 5-10 июля 2004г. - М.: Вузовская книга, 2004. -с.41-42. Батурин О В. Матвеев В.Н. Получение характеристики турбины с помощью методов вычислительно газовой динамики. // Тезисы докладов V Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (ЫРЫ1-2004), Самара, 5-10 июля 2004г. - М.: Вузовская книга, 2004. -с.42-43.

Батурин О.В. Критериальные параметры для оценки газодинамической эффективности рабочего колеса осевой турбины // Тезисы докладов 1Л1 научно -техническая сессия по проблемам газовых турбин "Проблемы надежности газовых турбин, работающих в промышленности и энергетике", Самара, 4-6 октября 2005г. -Самара: СНТК, 2005. -с.201-203.

Батурин О В. Разработка рекомендаций по моделированию течений в межлопаточных каналах осевых турбин с помощью с помощью численных с помощью методов газовой динамики // Тезисы докладов 1Л1 научно - техническая сессия по проблемам газовых турбин "Проблемы надежности газовых турбин, работающих в промышленности и энергетике", Самара, 4-6 октября 2005г. - Самара: СНТК, 2005. -с 203-204. Батурин О В., Матвеев В Н Расчетное исследование влияния скошенной со стороны корьггца выходной кромки лопатки осевой турбины на профильные потери в неохлаждаемом лопаточном венце.// Вестник СГАУ - Самара, 2005 (в печати). Батурин О.В., Матвеев В.Н. Расчетное исследование влияния тангенциального наклона сопловых лопаток на газодинамическую эффективность ступени осевой турбины. // Вестник СГАУ. - Самара, 2005 (в печати).

Подписано в печать Формат 60x84 1/16. Тираж 100 экз. Отпечатано с готовых оригинал-макетов

в типографии СГАУ 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

Условные обозначения

Введение

1 Анализ состояния исследуемого вопроса и постановка задачи

1.1 Обзор технической литературы по современному состоянию авиационных газовых турбин и газодинамическому совершенствованию лопаточных венцов осевых турбин

1.1.1 Особенности работы современных газовых турбин

1.1.2 Пути повышения энергетической эффективности газовых турбин за счет газодинамического усовершенствования проточной части

1Я Постановка задачи

2 Объекты исследования

2.1 Турбина высокого давления

2.2 Турбина низкого давления

3 Экспериментальное оборудование для исследования лопаточных венцов турбины

3.1 Методы экспериментального газодинамического исследования проточной части турбин

3.2 Установки для экспериментального исследования лопаточных венцов

3.2.1 Стенд для исследования прямых решеток

3.2.2 Стенд для исследования кольцевых и секторных лопаточных венцов

3.3 Приборы для определения параметров потока при исследовании течения газа в осевых турбинах

3.4 Погрешность экспериментального определения измеряемых параметров

4 Применение методов вычислительной газовой динамики для расчетов потока в турбинах

4.1 Методика расчета потока вязкого сжимаемого газа численными методами

4.1.1 Краткий алгоритм численного моделирования газодинамического течения

4.1.2 Основные уравнения

4.1.3 Моделирование турбулентности

4.1.4 Генерация сетки конечных элементов

4.1.5 Граничные условия

4.1.6 Решение исходных уравнений

4.1.7 Применение методов оптимизации в численных расчетах

4.2 Разработка методики создания расчетных моделей потока в лопаточных венцах осевых авиационных турбин в программных комплексах, основанных на решении уравнений Навье-Стокса

4.2.1 Влияние порядка точности дискретизации на получаемые при расчете значения профильных потерь и угла выхода потока

4.2.2 Влияние типа сетки, числа конечных элементов и модели турбулентности на получаемые в расчете значения профильных потерь

4.2.3 Влияние типа сетки, числа конечных элементов и модели турбулентности на получаемый в расчете угол выхода потока

4.2.4 Влияние масштаба турбулентности на получаемые в расчете значения профильных потерь

4.2.5 Влияние типа сетки, числа конечных элементов и модели турбулентности на распределение условной приведенной скорости по периметру профиля

4.2.6 Методика создания расчетных моделей потока в лопаточных венцах осевых авиационных турбин в программных комплексах, основанных на решении уравнений На-вье — Стокса

4.3 Сопоставление результатов расчетов по разработанной методике с результатами экспериментальных исследований

4.3.1 Расчет течения в решетках с незакрученными лопатками постоянного по высоте сечения

4.3.2 Критериальные параметры для оценки газодинамической эффективности лопаточных венцов рабочего колеса

4.3.3 Расчетное исследование течения газа в кольцевом сопловом аппарате

4.3.4 Получение характеристики ТНД с помощью численных методов газовой динамики

4.4 Обобщение полученных результатов

5 Расчетное исследование влияния скошенной выходной кромки на газодинамическую эффективность профиля неохлаждаемой турбинной лопатки

5.1 Формирование профилей лопаток турбины со скошенной выходной кромкой

5.2 Используемые расчетные модели, граничные и начальные условия

5.3 Влияние скошенной со стороны корытца выходной кромки на профильные потери в решетке

5.4 Влияние подрезки выходной кромки со стороны спинки на потери в решетке

5.5 Влияние скошенной выходной части профиля на угол выхода потока

5.6 Влияние скошенной выходной кромки на устойчивость профиля по углу атаки и приведенной изоэнтропической скорости

5.7 Влияние скошенной выходной части профиля на окружную составляющую газодинамической силы, действующей на профиль

5.8 Обобщение полученных результатов

6 Расчетное исследование влияния наклона лопаток соплового аппарата в тангенциальном направлении на газодинамическую эффективность

6.1 Термины, используемые в главе

6.2 Объект исследования и граничные условия

6.3 Расчетное исследование влияния простого тангенциального наклона соплового аппарата на энергетическую эффективность ступени осевой турбины

6.3.1 Влияние простого тангенциального наклона на параметры потока в сопловом аппарате

6.3.2 Влияние простого тангенциального наклона на параметры ступени

6.4 Расчетное исследование влияния сложного тангенциального наклона соплового аппарата на энергетическую эффективность ступени осевой турбины

6.4.1 Результаты расчетного исследования влияния наклона периферийного участка лопатки СА на газодинамическую эффективность ступени осевой турбины

6.4.2 Результаты расчетного исследования влияния наклона втулочного участка лопатки СА на газодинамическую эффективность ступени осевой турбины

6.4.3 Результаты расчетного исследования влияния одновременного наклона втулочного и периферийного участков лопатки СА на газодинамическую эффективность ступени осевой ступени

6.4.4 Обобщение данных, полученных при исследовании сложного наклона

6.5 Методика поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего лопаточных венцов при газодинамической доводке турбины

Выводы

При создании перспективных ГТД и ГТУ неизбежно встает задача повышения газодинамической эффективности турбины, поскольку она непосредственным образом влияет на топливную экономичность двигателя, и в конечном итоге определяет его конкурентоспособность. Например, для ТРДД с умеренными параметрами цикла недобор 1% кпд ТВД ведёт к увеличению удельного расхода топлива примерно на 0,7% [46]. При этом даже незначительное повышение энергетической эффективности турбины может привести к существенному сбережению энергоресурсов [42,18,36].

За последние несколько десятков лет условия работы турбин авиационных ГТД существенно ужесточились. Температура газов перед турбиной возросла почти в 1,5 раза, что вместе с ее высокой окружной неравномерностью, вызывает необходимость увеличения расходов охлаждающего воздуха. Рост степени сжатия в компрессоре приводит к существенному уменьшению высоты лопаток первых ступеней турбины. Увеличение срабатываемого тепло-перепада вызывает появление большой диффузорности ПЧ в меридиональной плоскости и сверхзвуковых течений в межлопаточных каналах. Эти факторы, а также необходимость обеспечения заданного ресурса работы двигателя, приводят к тому, что достижение заложенного в техническом задании значения кпд турбины является сложной научно-технической задачей. Особенно напряженно она решается при газодинамической доводке уже спроектированного изделия, когда нет возможности внесения существенных изменений в конструкцию турбины.

Очевидно, что для ускорения темпов создания и улучшения качества ГТД и ГТУ, весьма важную роль играют методы газодинамического проектирования, расчетного анализа и оптимизации ПЧ турбины. Эти методы должны не только помогать разбираться в действительной картине течения и определять необходимые изменения элементов ПЧ, ведущие к устранению обнаруженных недостатков, но и помогать избегать существенных и неожиданных отклонений от проектных характеристик изготовленной турбины, а также открывать возможности для поиска новых прогрессивных решений. Отвечающие этим целям расчетные методы должны давать высокую точность оценки газодинамических характеристик и правильно учитывать влияние основных факторов.

При проектировании и газодинамической доводке авиационных турбин оправдано использование моделей разного уровня. Обычно расчетные исследования выполняются таким образом, чтобы перед завершающим этапом, на котором проводятся уточняющие расчеты (например, 3-мерного потока) был получен результат по надежным упрощенным моделям. Поскольку оптимизация ПЧ турбины достигается в итоге итерационных решений газодинамических задач, то при своей программной реализации методы должны обеспечивать высокое быстродействие.

В настоящее время в практику создания и доводки авиационных двигателей не только за рубежом, но и в отечественных КБ прочно вошли численные методы газодинамического расчета потоков газа.

Одной из основных целей внедрения программ численного моделирования газовых потоков в процесс проектирования и доводки ГТД является снижение потребного количества испытаний, и, как следствие, сокращение времени проектирования и доводки изделия. Использование численного моделирования течений газа при проектировании элементов ГТД обладает следующими основными преимуществами: низкая стоимость расчета по сравнению со стоимостью экспериментального исследования; численное исследование можно провести довольно быстро; численное решение задачи дает подробную и полную информацию об исследуемом потоке, с его помощью можно найти количественные значения любых вычисляемых переменных; возможность математического моделирования любых граничных условий.

Для численного моделирования потоков газа характерны также и недостатки: неполная адекватность реального и численного эксперимента, т. е. методы численного моделирования дают некоторую количественную ошибку по сравнению с экспериментом; необходимость наличия мощных вычислительных средств (многопроцессорные рабочие станции, высокопроизводительные сети ПЭВМ).

В целом в мировой практике отмечено, что использование численных методов позволяет более, чем на порядок снизить количество средств на доводку авиационного (газотурбинного) двигателя [58,59,54,72].

Многие газодинамические явления и их эффекты при обтекании лопаток могут быть хорошо изучены на математических моделях. Однако подобные методы не позволяют на сегодняшний день полностью исключить испытания изделия при доводке ГТД. Эксперименты крайне необходимы и для тщательной проверки расчетных методов, и для их дальнейшего совершенствования. Этому же может способствовать и широкое его распространение на практике - сам по себе важный показатель, свидетельствующий о высоком качестве метода.

Настоящая диссертация была выполнена в ОКБ ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова и СГАУ. Следует отметить, что для плодотворной научной работы в ОКБ и университете имелась хорошая база, характеризующаяся большим накопленным опытом по созданию эффективных турбин и достаточно высокой технологией проектирования и экспериментальных исследований.

Разработанные в диссертации методы должны применяться вместе с другими известными методами и рекомендациями, в частности, основанными на моделях более высокого уровня. Как показывает имеющийся опыт, такое сочетание создает благоприятные возможности для продуктивного использования новых методов.

Основные результаты работы были изложены в следующих публикациях:

1. Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового ■ аппарата с помощью двухмерной расчетной мо-дели.//Проблемы современного энергомашиностроения : Тезисы докладов всероссийской молодежной научно-технической конференции. -Уфа: УГАТУ,2002. - с. 124.

Батурин О.В. Матвеев В.Н. Исследование течения газа в сопловом аппарате первой ступени ТВД.// Тезисы научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. -с.61.

Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового аппарата.// Тезисы научно-технической конференции "Проблемы и пёрспективы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. - с.62.

Батурин О.В; Матвеев В.Н. Расчетное исследование течения газа в сопловом аппарате первой ступени ТВД.// Труды научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. -с.58-65.

Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового аппарата с помощью трехмерной расчетной модели.// Труды научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. -с.65-69. Батурин О.В. Сравнение результатов расчетного и экспериментального исследования течения газа в лопаточном венце соплового аппарата ТНД.// Тезисы докладов V Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (NPNJ-2004), Самара, 5-10 июля 2004г. -М.: Вузовская книга, 2004. -с.41-42.

Батурин О.В. Матвеев В.Н. Получение характеристики турбины с помощью методов вычислительно газовой динамики. // Тезисы докладов V Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (NPNJ-2004), Самара, 5-10 июля 2004г. - М.: Вузовская книга, 2004.-С.42-43.

Батурин О.В., Матвеев В.Н. Расчетное исследование влияния скошенной со стороны корытца выходной кромки лопатки осевой турбины на профильные потери в неохлаждаемом лопаточном венце.// Вестник СГАУ. - Самара, 2005.

Батурин О.В., Матвеев В.Н. Расчетное исследование влияния тангенциального наклона сопловых лопаток на газодинамическую эффективность ступени осевой турбины. // Вестник СГАУ. — Самара, 2005.

1. Абианц В.Х. Теория газовых турбин реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1979. - 246 с.

2. А.Б. Агеев, А.Н. Печенкин, Шуверова Т.И. Исследования кривизны тракта и профильной поверхности пера лопатки на характер течения в кольцевых решетках// Технический отчет 001.10596 ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова, 1990. 32с.

3. Андерсон Д., Таннехил Дж., Плетчер Р. Вычислительная гидромеханика и теплообмен. В 2-х томах. М.: «Мир», 1990.- 384с.

4. Аронов Б.М., Жуковский М.И., Журавлев В.А. Профилирование лопаток авиационных газовых турбин. М.: Машиностроение, 1978,- 168 с.

5. Богод А.Б., Иванов М.Я. Численное решение прямой задачи о течении сжимаемрго газа в плоских турбинных решетках.// Технический отчет 7303. М.: ЦИАМ. 1974. 50с.

6. Бойко А.В., Говорущенко Ю.И., Ершов С.В. Аэродинамический расчет и оптимальное проектирование проточной части турбомашин. Харьков: НТУ "ХПИ", 2002. - 341с.

7. Бродский А.Д., Кан B.JT. Краткий справочник по математической обработке результатов измерений. М.: ГИС, 1960. - 168 с.

8. Венедиктов В.Д. Газодинамика охлаждаемых турбин. М.: Машиностроение, 1990. - 240 с.

9. Венедиктов Н.Д. Термодинамическое исследование в изотермических условиях секторной сопловой решетки при выпуске воздуха из выходных кромок или на вогнутую поверхность лопатки // Техсправка ЦИАМ № 7611 М.: ЦИАМ, 1989. -53с.

10. Гостерлоу Дж. Аэродинамика решеток турбомашин. М.: «Мир», 1987. -263с. '

11. Давыдов А.А. Исаков С.Н. Расчет течения газа в плоских охлаждаемых решетках турбинных лопаток. В сб.: Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей/КуАИ, 1983, с. 83-89.

12. Гукасова Е.А. Жуковский М.И. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов турбины М.: Госэнергоиздат, 1960.-340с.

13. Дейч М.Е. Техническая газодинамика. М.: Госэнергоиздат, 1961. -671с.

14. Дейч М.Е. Зарянкин А.Е. Газодинамика диффузоров и выходных патрубков турбомашин. М.: Энергия, 1970г. - 383 с.

15. Дейч М.Е., Трояновский Б.М., Филиппов Г.А. Эффективный путь повышения к.п.д. турбинных ступеней //Теплоэнергетика. 1990. -№10.-С. 31-35.

16. Дейч М.Е. Трояновский Б.М. Исследованния и рассчеты ступеней осевых турбин. М.: Машиностроение, 1964. - 628с.

17. Дейч М.Е., Филиппов Г.А., Лазарев Л.Я. Атлас профилей решеток осевых турбомашин. М,: Машиностроение, 1965. - 96с.

18. Дорфман А. Ш. Назарчук М.М. Аэродинамика диффузоров и выхлопных патрубков. Киев: Издательство АН УССР, 1960г. 265с.

19. Драйпер.Н., Смит.Г. Прикладной регрессионный анализ. В 2-х книгах.

20. М.: Финансы и статистика, 1987. - 717с.

21. Епифанов В.М., Зейгарник Ю.А., Копелев С.З. Современные проблемы газодинамики решетки охлаждаемых лопаток перспективных газовых турбин //Теплоэнергетика. 1994. - №9. -С. 8-12.

22. Ершов С.В. , Русанов А.В. Влияние надбандажных и диафрагменных протечек на пространственное вязкое течение в турбинной ступени // Пробл.'машиностроения. 1999. - 2, N 3-4. - С. 54-59

23. Жоховский М.К. Техника измерения давления и разрежения. М.: Машгиз, 1952. - 269с.

24. Завадовский A.M. Основы проектирования проточной части паровых и газовых турбин. М.: Машгиз, 1960. - 247с.

25. Зайдель А.Н. Ошибки измерений физических величин. Л.:Наука, 1970. - 108с.

26. Зенкевич О., Морган К. Конечные элементы и их аппроксимация. М.: Мир, 1986.- 178с.

27. Иванов В.Л., Леонтьев А.И.,'Манушин Э.П., Осипов М.И. Теплообмен-ные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок: Учебник для вузов/ Под ред. А.И. Леонтьева. — М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2003 -592с.

28. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. — М.: Машиностроение, 1975.-559с.

29. Исследование течения газа в плоском межлопаточном канале соплового аппарата с помощью программы Fluent 5.5.14. // Технический отчет 001.13242 ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова, 2002. 28с.

30. Кассандрова О.Н. Лебедев В.В. Обработка результатов измерений. -1978 37сч "

31. Киржнер Р.А Техническое задание на стенд для испытания кольцевых (секторных). решеток турбин: Научно-технический отчет ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова, 1978г. 19с.

32. Клебанов А.Г., Мамаев Б.И. Некоторые пути улучшения экономичности высокотемпературной турбины //Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины двигателей летательных аппаратов: Межвуз. сб. /Казань: КАИ; 1985. С. 52-59.

33. Ковалев А.А., Стрункин В.А., Курцева И.И. Исследование влияния наклона сопловых лопаток на уровень переменных напряжений в рабочих лопатках турбины //Изв."вузов. Авиационная техника. 1977. - №3. -С. 129-13.1.

34. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей /Под ред. Д.В.Хронина. М.: Машиностроение, 1989. - 368с.

35. Копелев С.З.Проектирование проточной части турбин авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1984. - 224с.

36. Копелев С.З.,. Гуров С.В. Тепловое состояние элементов конструкцииавиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1978. - 208с.

37. Кулагин В.В." Теория газотурбинных двигателей: Учебник: В 2 кн. Кн.1. Анализ рабочего процесса, выбор параметров и проектирование проточной части. М.: Изд-во МАИ, 1994. - 264с.

38. Лапшин К.Л., Афанасьева Н.Н., Олейников С.Ю., Садовничий В.Н., Черников В.А. Возможные пути повышения экономичности проточных частей паровых и газовых турбин //Теплоэнергетика. -1993.- №3.- С. 16-19.

39. Ласенко К.М., Роскошный Н.В., Саранцев К.Б., Шайдак Б.П. Влияние меридионального раскрытия на КПД газотурбинной ступени / //Энергомашиностроение. 1985. - №2. - С.4-7.

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

41. Лопатицкий А.О., Озернов Л.А. Дополнительные профильные потери энергии в сопловой решетке из-за периодической нестационарности потока на входе //Теплоэнергетика. 1975. - №12. - С. 44-47.

42. Мамаев Б.И., Мусаткин Н.Ф., Аронов Б.М. Газодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД: Учебное пособие. -Куйбышев: КуАИ/ 1984. 70с.

43. Мамаев Б.И., Рябов Е.К. Построение решеток турбинных профилей методом доминирующей кривизны //Теплоэнергетика. 1979. - №2. -С. 52-55.

44. Мамаев Б.И., Рябов Е.К. Построение турбинных решеток профилей на ЭВМ //Вопросы проектирования и доводки авиационных газотурбинных двигателей: Межвуз. сб. /Куйбышев: КуАИ, 1977. С. 49-57.

45. Мамаев Б.И., Шуверова Т.И. О выборе кромки для сопловой лопатки турбины с управляемым охлаждением //Рабочие процессы в охлаждаемых турбомашинах и энергетических установках: Сб. научн. тр. /Казань: КАИ, 1992. С. 52-57.

46. Мамаев Б.И., Шуверова Т.И. Газодинамические характеристики турбинной решетки с охлаждаемыми профилями //Проектирование и до-водка авиационных газотурбинных двигателей: Сб. научн. тр. /Куйбышев: КуАИ, 1988. С. 53-60.52. МИ 15552-86.

47. Митюшкин Ю.И. Костюченко С.С. Аэродинамический расчет потока сжимаемой жидкрсти в двухрядных решетках профилей судовых турбин: Научно-технический отчет ЛКИ, 1987. 50с.

48. Михеев М.Г. Опыт использования программ численного моделирования газодинамических течений в каналах ГТД// Технический отчет 001.13233 ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова, 2002. 26с.

49. Мустафа С. Окапу. У Уилльямсон Р. Влияние аэродинамической нагру-женности лопаток на характеристики высоконагруженной ступени турбины// Энергетические машины 1988 - №2 - с.3-12.

50. О целесообразности регулирования расхода воздуха на охлаждение газовой турбины на. режимах частичной нагрузки /А.Ф. Слитенко, А.И.Тарасов, В.Б.Титов и др.' //Теплоэнергетика. 1990. - №9. - С. 48 — 50.

51. Определение расходных характеристик первого соплового аппарата изделия KB по испытаниям на стенде МФК. // Технический отчет 001.11699 ОАО СНТК Им.' Н.Д. Кузнецова, 1992. 35с.

52. Патанкар С. Численные методы решения задач теплообмена и динамики жидкости. М.: Энергоатомиздат, 1984. - 150с.

53. Пирумов У. Г., Росляков Г. С. Численные методы газовой динамики. -М.:Мир; 1987.- 186с.

54. Пути повышения экономичности паровых турбин 41./Трояновский Б.М.//Теплоэнергетика.-1993.-№5. с 39-46.

55. Результаты расчетного проектирования турбины изделия КВ. // Технический отчет 001.10476 ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова, 1990. -299с.

56. Речкоблит • А.Я. Алехин А.И. Исследование влияния формы меридионального профиля соплового аппарата на эффективность вы-сокоперепадной турбины// Научно технический отчет ЦИАМ № 102661984. 45с. '

57. РТМ 1624-80. Турбины авиационных газотурбинных двигателей. Методика расчета характеристик турбины на среднем диаметре. М.: ЦИАМ, 1980.-53с.

58. Современные методы исследования газодинамики компрессоров и тур-бин.//Новости зарубежной науки и техники. Серия авиационное двига-телестроение. 1986. №4.с 6-15.

59. Стенькин Е.Д., Мусаткин Н.Ф., Белоусов А.Н. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. М: МАИ, 1992. - 187с.

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

61. Тихомиров Б.А. Снижение потерь энергии в сопловом аппарате ступени газовой турбины// Научно технический отчет ЛКИ -1987. 28с.

62. Трояновский Б.М. Пути повышения экономичности паровых турбин. Ч. 1. //Теплоэнергетика. 1993. - №5. - С. 39-46.

63. Турбулентность. Принципы и применение. Под ред. У. Фроста и Т. Мо-удлена. М/.Мир, 1980. - 220с.

64. Улучшение аэродинамических характеристик сопловой и рабочей решетки профилей последней ступени турбины винтовентилятора. Экспериментальное исследование двух вариантов сопловой решетки.// Технический отчет 2560930 МЭИ, 1993. 21с.

65. Флетчер К. Вычислительные методы в динамике жидкостей в 2х т. М.: Мир, 1991.- 1056с.

66. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение, 1986. - 432с.

67. Чепуренко В.Г. Нижних В.Г. Соколова Н.И. Вычисление погрешностей измерений. Киев: Вища школа, 1978 - 37с.

68. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974. - 711стр.

69. Шуверова Т.И., Киржнер Р.А. Сравнение аэродинамических характеристик среднего сечения новой и существующей лопаток турбины ВД изд. Р// Технический отчет 001.5941 ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова, 1981.-30с.77. Fluent.com.78. Fluentusers.corh.

70. Hartland J. C., Gregory-Smith D. G., Harvey N. W, Rose M. G., 1999, .Non-Axisymmetric Turbine End Wall Design: Part II Experimental Validation, ASME 99-GT-338.

71. Harvey N. W, Rose M. G, Taylor M. D, Shahpar S, Hartland J.,Gregory-Smith D. G., 1999, .Non-Axisymmetric Turbine End Wall Design: Part I Three-Dimensional Design System, ASME 99-GT-337.

72. Lampart P, Yershov S. 3D shape optimisation of turbomachinery blading // CFD for Turbomachinery Application:-Seminar/Summer School, Sept. 0103, 2001, Gdansk, Poland, p. 224.

73. Okapuu.U Some result from of tests on a high work axial gas generator turbine. United Aircraft of Canada. Quebec ASML publ. 74-GT-81. 1974. IV.

74. Research of three-dimensional effects influence on flow and losses in turbine vane cascades./Venedictov V.D.,Abzalilov A.I., Sokolova N.E.//Some aero-thermo-fluid aspects in airbreathing propulsion. M:. CIAM. p. 175-186.

75. Rpse M. G., Harvey N. W., Seaman P., Newman D. A., McManus, D., (2001), .Improving the Efficiency'of the Trent 500 HP Turbine using Non-axisymmetric'End Walls: Part II Experimental validation., ASME 2001-GT-505:

76. Rose M. G., Harvey N. W., G. Brennan-, Newman D. A. (2002),. Improving turbine efficiency using non-acidimetric end walls: validation in the multi-row environment and with low aspect ratio blading. ASME GT-2002-30337.

77. Tip clearance effects on steady and unsteady cascade flows./T.Watanabe. //Some aero-thermo-fluid aspects in airbreathing propulsion. M:. CIAM. p.l 11-156.

78. Turbomachehinery: Latest Development in a Changing Scene. London: European Conf. 1991.

79. Yershov S.V., Rusanov. A.V. Numerical simulation of 3D viscous turbo-machinery flow with high-resolution ENO scheme and modern turbulence model // Task Quarterly, 5, 2001, № 4. p. 479-496.