автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Создание обобщённой методики расчёта системы внутренних воздушных потоков ГТД

На правах рукописи

ТИСАРЕВ Андрей Юрьевич

СОЗДАНИЕ ОБОБЩЁННОЙ МЕТОДИКИ РАСЧЁТА СИСТЕМЫ ВНУТРЕННИХ ВОЗДУШНЫХ ПОТОКОВ ГТД

05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

4 ДЕК 2014

Самара-2014

005556398

Работа выполнена в федеральном государственном автономном образовательном учреждении высшего образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)» (СГАУ) на кафедре конструкции и проектирования двигателей летательных аппаратов

Научный руководитель:

Фалалеев Сергей Викторинович, доктор технических наук, профессор

Официальные оппоненты:

Елисеев Юрий Сергеевич, доктор технических наук, профессор,

ОАО «Металлист-Самара», исполнительный директор;

Равикович Юрий Александрович, доктор технических наук, профессор, федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)», заведующий кафедрой конструкции и проектирования двигателей.

Ведущая организация:

федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Уфимский государственный авиационный технический университет».

Защита состоится « 29 » декабря 2014 года в 14 часов на заседании диссертационного совета Д212.215.02 при федеральном государственном автономном образовательном учреждении высшего образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)» по адресу: 443086, г.Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке и на сайте http://www.ssau.ru/resources/dis РгсПесПоп/Лзагеу ФГАОУ ВО «Самарский

государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)

Автореферат разослан «6» ноября 2014 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д212.215.02 доктор технических наук, профессор

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы исследования. Важной проблемой при создании газотурбинного двигателя является обеспечение требуемого теплового состояния конструкции, величин рабочих радиальных зазоров, а также осевых усилий на радиально-упорные подшипники в заданных пределах. Для обеспечения указанных функций используется воздух, отбираемый из проточной части двигателя, на сжатие которого затрачивается определенная энергия. Большинство воздушных систем двигателя взаимосвязаны между собой и образуют единую систему внутренних воздушных потоков (СВВП). Проектирование такой системы, гарантирующей выполнение всех функций составляющих её подсистем при минимальном отборе воздуха из тракта, является трудоёмкой задачей. Необходимо рассчитать параметры рабочего тела во внутренних полостях, температурное состояние элементов двигателя, а также величины перемещений роторных и корпусных деталей в процессе работы двигателя. Решение данной задачи требует разработки расчётных методик, позволяющих в приемлемое время получить качественные результаты. Это определяет актуальность темы исследования.

Степень разработанности вопроса. Работы по разработке методик расчёта системы внутренних воздушных потоков и исследований процессов течения и теплообмена в составляющих её элементах в настоящее время ведутся активно как в российских, так и в зарубежных авиамоторостроительных предприятиях. Работы разделились на два основных направления. Одни исследователи совершенствуют методики гидравлического расчёта СВВП с использованием аналитических моделей каналов, а другие проводят исследования и разрабатывают методы уточненных расчётов только для отдельных каналов двигателя. Расчётам СВВП, теплового состояния двигателя и радиальных зазоров в лопаточных венцах посвятили свои работы А.Ф. Слитенко, Е.П. Дыбан, С.З. Копелев, C.B. Харьковский, В.П. Данильченко, C.B. Фалалеев, М.В. Сухов, Y. Muller, S. Staudacher, D. Cloud, A. Peschiulli, G. Antinori, M. Gola и др. Расчётами газодинамических и тепловых процессов в отдельных каналах ГТД занимаются К.Н. Волков, В.Н. Емельянов, L. Innocenti, J. Denecke, N.J. Hills, C.M. Sangan, P.D. Smout, J.W. Chew, P.R.N. Childs и др.

Цель диссертационной работы - повышение эффективности газотурбинного двигателя и уменьшение сроков его создания за счёт разработки обобщённой методики расчёта системы внутренних воздушных потоков, сочетающей в себе аналитические и численные подходы.

Задачи исследования.

1 Совершенствование методики расчёта гидравлических характеристик элементов системы за счет учёта изменения размеров и формы каналов в процессе работы двигателя.

2 Разработка методики расчёта тепловых характеристик каналов СВВП с учётом внутреннего подогрева воздуха и нестационарности процессов.

3 Создание обобщённой методики расчёта системы внутренних воздушных потоков газотурбинного двигателя путём совместного применения одномерного и трёхмерного анализа для уточнения гидравлических и тепловых характеристик каналов, а также учёта нестационарных явлений.

4 Разработка методики проектировочного расчёта СВВП, позволяющей снижать потери, создаваемые системой и обеспечивать тепловые и силовые нагрузки на элементы двигателя в установленных пределах.

Работа выполнена при поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании Постановления правительства РФ №218 от 29.04.2010.

Научной новизной обладают следующие результаты:

1 Создана усовершенствованная модель СВВП ГТД на основе совместного применения 1D- и ЗО-моделей структурных элементов, учитывающая изменение

величины размеров и формы каналов.

2 Разработана методика расчёта СВВП, отличающаяся тем, что в ней учитывается влияние изменения форм и размеров каналов на потокораспределение в системе. Предложена аппроксимационная зависимость, позволяющая рассчитывать коэффициент расхода лабиринтного уплотнения с учётом конусности щели,

образуемой при работе двигателя.

3 Создана методика уточнения тепловых граничных характеристик каналов СВВП. позволяющая учитывать внутренний подогрев воздуха и нестационарные явления.

4 На основе созданной модели системы разработана обобщённая методика расчета СВВП основанная на сочетании методов аналитического и численного моделирования. В отличие от существующих методик, данная методика включает модуль численного анализа для расчёта или уточнения гидравлических и тепловых характеристик элементов системы.

Теоретическая и практическая значимость. Теоретическая значимость заключается в выявлении закономерностей гидравлических и тепловых процессов в воздушных каналах и полостях, формирующих СВВП. Практическая значимость результатов заключается в создании алгоритмов и рекомендаций к проектированию СВВП, а также в использовании разработанных методик и результатов исследований при проектировании СВВП современных двигателей. Результаты работы переданы для использования в ОАО «КУЗНЕЦОВ» и внедрены в учебный процесс кафедры КиПДЛА СГАУ.

Методы исследования.

В работе применялись методы расчёта гидравлических цепей, методы математического анализа, теории теплообмена, теории ГТД и метод конечных элементов В качестве инструментов были использованы системы автоматического проектирования "ANSYS Mechanical", "ANSYS FLUENT", "ANSYS CFX", "NX". Для проведения расчётов использовался суперкомпьютер "Сергей Королёв".

На защиту выносятся следующие положения.

1 Усовершенствованная модель СВВП ГТД и полученные с её использованием результаты расчётов гидравлических и тепловых характеристик системы, а также составляющих её отдельных частей.

2 Методика расчёта СВВП двигателя с учётом влияния изменения форм и размеров каналов на потокораспределение в системе.

3 Методика уточнения тепловых характеристик каналов СВВП, учитывающая внутренний подогрев воздуха и нестационарные явления.

4 Обобщённая методика расчёта СВВП, основанная на сочетании методов аналитического и численного моделирования.

Достоверность полученных результатов подтверждается использованием апробированных методов исследования процессов в СВВП, выбором обоснованных допущений и предпосылок, а также сходимостью полученных данных с аналитическими зависимостями и экспериментальными данными других исследователей.

Апробация результатов исследования. Основные результаты работы доложены на международных и всероссийских научно-технических конференциях: «XXXVI

Гагаринские чтения» (2010 г., Москва); «Актуальные проблемы авиации и космонавтики» (2010 г., Красноярск); «Инновации в авиастроении» (2010 г., Казань); «Авиадвигатели XXI века» (2010 г., Москва); «Ракето-космическая техника и технология» (2010 г., Воронеж); «Проблемы и перспективы развития двигателестроения» (2011, 2014 гг., Самара); «Мавлютовские чтения» (2011 г., Уфа); «Молодёжь в авиации: передовые решения и технологии» (2011 г., Украина, Запорожье); «Будущее авиации за молодой Россией» (2011, 2013 гг., Жуковский); конгресс по двигателестроению (2012, 2014 гг., Москва); «Самолётостроение России. Проблемы и перспективы» (2012 г., Самара); конгресс двигателестроителей (2012, 2013 гг., Украина, Крым, Рыбачье); международный научно-технический форум (2012 г., Самара); "Студент и научно-технический прогресс" (2013 г., Новосибирск); "Актуальные вопросы науки и техники в сфере развития авиации" (2014 г., Беларусь, Минск); Poster Session at ASME Turbo Expo 2014 (2014 г., Германия, Дюссельдорф).

Публикации по теме диссертации.

По теме диссертации опубликовано 32 научные работы, в том числе 7 статей в рецензируемых научных журналах (включённых в список ВАК), и 8 учебных пособий.

Структура и объём диссертации.

Работа состоит из введения, четырёх глав, заключения и списка литературы. Она содержит 184 страницы текста, 103 рисунка и 13 таблиц. Список литературы включает 148 наименований.

Во введении обоснована актуальность работы, поставлена цель исследования, приведены задачи, изложены научная новизна, теоретическая и практическая значимость, методы исследования, а также выносимые на защиту положения.

В первой главе проведён анализ современных методик расчёта системы внутренних воздушных потоков, а также отдельных её элементов. Наиболее широкое применение для расчёта осреднённых гидравлических и тепловых характеристик воздуха во внутренних каналах нашли методы представления СВВП в виде графа или соединённых между собой одномерных конечных элементов. Математическое описание распределения расходов воздуха по каналам СВВП возможно с помощью соотношений, вытекающих из первого и второго законов Кирхгофа, а также замыкающего соотношения.

Рассмотрен порядок проведения численного анализа системы внутренних воздушных потоков, где необходимо уделять внимание вопросам выбора метода моделирования турбулентных течений, выбора размерности модели (2D или 3D), выбора модели турбулентности, моделирования пристеночного слоя, выбора размера элемента и др.

Особое внимание уделено численным и экспериментальным исследованиям отдельных каналов системы, в которых затруднён расчёт гидравлических и тепловых характеристик с использованием аналитических зависимостей. Подробно рассмотрены методы расчёта лабиринтных уплотнений, каналов с вращающимися стенками, области трактового уплотнения и систем с вращающимися отверстиями.

В результате сделано заключение о необходимости применения сочетания различных методов расчёта гидравлики СВВП двигателя для получения баланса между точностью полученных результатов и временем, затраченным на подготовку моделей и на сам расчёт. Глава завершается формулированием задач исследования.

Вторая глава посвящена созданию методики расчёта гидравлических характеристик элементов СВВП с учётом изменения геометрических размеров и форм каналов в процессе работы двигателя. Как правило, изменение размеров и форм каналов

незначительно, однако в каналах с малыми величинами зазоров и существенными величинами гидравлического сопротивления перемещения деталей друг относительно друга играют значительную роль. Наиболее сильное влияние изменения размеров и форм каналов сказывается на характеристиках бесконтактных уплотнений, в частности лабиринтных уплотнений, обладающих значительным гидравлическим сопротивлением, в которых при работе зазор может изменяться в несколько раз. Форма щели лабиринтного уплотнения в рабочем состоянии обычно не соответствует монтажному состоянию и поэтому можно выделить следующие разновидности форм щелей: осесимметричные (цилиндрические и конусные щели) и асимметричные (цилиндрическая эксцентричная, с перекосом осей и щель с овальностью статора).

Определение рабочего радиального зазора и конусности уплотнения могут быть выполнены в симметричной постановке, тогда как определение формы щели при ассиметричных деформациях происходит при решении пространственных задач теплообмена и напряжённо-деформированного состояния (НДС) конструкции двигателя. Асимметричные деформации ротора и статора определялись на модели каскада компрессора высокого давления универсального газогенератора ГГ-58. Далее моделируется деформированная щель и проводится численный анализ для определения характеристик уплотнения, которые впоследствии будут интегрированы в

гидравлическую цепь СВВП.

Для оценки конусности радиального зазора <5 уплотнения (в осесимметричнои постановке) используется безразмерный параметр Л = (3,„ш - <5,„,„) / <5,„,•„. Для учёта влияния параметра конусности на характеристики уплотнения вводится коэффициент KJ ' Си / С-1-

Методом СБО анализа проведены расчёты лабиринтного уплотнения при разных величинах его радиального зазора. Сравнение результатов, полученных в системе вычислительной газодинамики, проводилось с аналитическими зависимостями, связывающими расход и перепад давления на уплотнении (рисунок 1).

др, 800 кПа

700

600 500 400 300 200 100 0

v\

-па Мартина (д> о)

—^Д* ф-ла Стодола (

\\ \ чХ ^тХх—Ф-Л

-\ \ * \ NV \ N V. / CFD ан UDD (Д-0)

/ CFD анаше (д А:. <U)

CF1 ) анализ (д-0.5) SSSSs^- -------J-.......

-1-

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

0.45 0.5 5, мм

Рисунок 1 - Зависимость перепада давления на уплотнении от радиального зазора

На основе результатов расчётов получены расходные характеристики уплотнения для разных величин параметра конусности щели, которые были использованы для построения зависимостей коэффициента Кл от величины параметра конусности для случаев конфузорной (рисунок 2, а) и диффузорной щелей (рисунок 2, б).

КД17 1.6 1.5 1.4 1-3 1.2 1.1

■ А Л Н/ц 0

КД1-7 1.6 • 1.5 ■

у-

(Ц1А/ 1ЛД -

- Яу=2,76

=2,12

- - я„ =1,35 -........---л, =1,24------лу =1,15

- тсу =1,48;

- я„ =1,08

Рисунок 2 - Зависимость Кл от Л для различных перепадов давления для конфузорной (а) и

диффузорной (б) щелей

Характеристики, приведённые на рисунке 2, можно аппроксимировать зависимостью:

К, =а-

+ Ь-

5 -5

+ 1,

для случая диффузорной щели

а :

Ь = 0,005лу + 0,622.

= 0,027л; -0,138лу + 0,008;

где для случая конфузорной щели

а = 0,067яу - 0,176тгу -0,022;

Ь = -0,131лу + 0,781.

Общая зависимость, аппроксимирующая поведение коэффициента конусности при небольших значениях конусности (.¿¡<0,3), может быть записана следующим образом:

= 0,566 /8™*~8""" +1.

В методике расчёта СВВП двигателя для учёта влияния конусности щели на расходные характеристики уплотнения необходимо определять минимальную и максимальную величину зазора и далее величину параметра конусности. По полученным зависимостям определяется поправочный коэффициент. Совершенствование модели СВВП заключается в том. что в расчётную программу добавлен модифицированный элемент, который включает либо коэффициент конусности, либо величину эквивалентного радиального зазора, рассчитанного через коэффициент конусности. Далее проводится итерационный расчёт до тех пор, пока радиальный зазор и конусность в расчёте НДС не будут сходиться с заданными в гидравлической модели.

Проведен анализ влияния величины зазоров в лабиринтных уплотнениях на

топливную эффективность двигателя.

В третьей главе разработана методика расчёта тепловых характеристик отдельных областей СВВП с использованием численного анализа. В программах гидравлического анализа тепловые граничные условия рассчитываются по полуэмпирическим зависимостям, однако отдельные каналы или группы каналов СВВП необходимо рассчитывать, используя численные методы газодинамического анализа для учета подогрева воздуха за счёт трения о вращающиеся стенки, пространственности течения потока а в некоторых случаях также нестационарности процессов. В основном, численный анализ требуется проводить для трактовых уплотнений турбин^ системы предварительной закрутки воздуха, вращающихся полостей с малыми величинами зазоров или вращающихся присоединённых объёмов.

Наиболее энергозатратной подсистемой является система охлаждения турбин. Даже незначительное увеличение температуры деталей может привести к существенному снижению ресурса. Переход рабочего тела из неподвижной области в подвижную непременно сопровождается увеличением полной температуры воздуха за счёт добавления окружной компоненты скорости. Поэтому для снижения температуры Тп" широкое распространение получила установка сопел предварительной закрутки.

При модернизации авиационного двигателя семейства «НК» уплотнительная система (А и Б) подверглась изменению: радиус уплотнения был уменьшен с целью сокращения расхода воздуха и количества теплоты, поступающих через уплотнение Б (рисунок 3). Однако был получен обратный эффект. Увеличение средней температуры по сечению дефлектора достигало 30°С, а диска - 23°С. Поэтому поставлена цель расчётного обоснования конструкции системы уплотнений. Исследование влияния расположения уплотнения Б на адиабатическую эффективность © проводилось для двух вариантов расположения уплотнения Б. Выявлено увеличение эффективности системы закрутки с увеличением

расположения 01'7

Рисунок 3 - Структура течения воздуха в области системы

1.6

1.4

1.2

1.1

\ ^ 5 = 0.98

""".............

.......... 0 = 0.71

1

0.0006

0.001

0.0018

0.0022 5

Рисунок 4 - Зависимость адиабатической эффективности системы от геометрии уплотнения

относительного диаметра расположения уплотнения £>, равного отношению диаметров расположения лабиринтного уплотнения и приёмных отверстий) (рисунок 4).

Картина течения для варианта с нижним расположением уплотнения получается отличающейся от второго варианта, поскольку часть воздуха, выходящего из

подкручивающей решётки, поступает в присоединённый объём, что особенно сильно выражается в промежутке между отверстиями (рисунок 5).

Из уравнений полной

температуры воздуха в относительном движении на входе в приёмное отверстие для двух вариантов, записанных из уравнений баланса массы и тепла, видно, что в случае нижнего расположения уплотнения добавляются дополнительные члены подогрева основного воздуха и уплотнительных утечек за счёт трения о диск, а также уменьшение окружной скорости потока в полости предварительной закрутки:

Рисунок 5 - Линии тока потока для варианта нижнего расположения уплотнения

( О — — ( О ] —

т;,, „. = т; + - '' (О ,, - О ш ) + + ~ " О ,, +

{ " с П /, -а ) \ Сг ^ )

( О п Л и1 \ 2 ■ и см - 1 )

+ О• I/ 1 и +--ь --г >

V " С р П - ° I! С Р и ° п ) 2ср

гДе К» ^ - полная температура смеси в относительном движении; Тю - полная температура воздуха на входе в систему; - тепловыделение за счёт трения воздуха о вращающиеся стенки каналов; б - относительный расход воздуха; О - массовый расход воздуха; ср - изобарная теплоёмкость; иа, - относительная окружная скорость смеси; и -окружная скорость воздуха.

Всё это приводит к снижению эффективности системы, что подтверждают экспериментальные данные.

Также проводилось сравнение результатов стационарного и нестационарного анализа для случая верхнего расположения уплотнения, где отличие адиабатических эффективностей системы в двух постановках анализа составило 2%.

Другим вопросом, требующим применения численного анализа, является подогрев воздуха за счёт трения о стенки вращающихся деталей. Расчёт тепловыделения во внутренних полостях и каналах можно проводить, используя полуэмпирические зависимости, однако это не всегда реализуемо из-за отсутствия возможности корректного описания геометрии полости. Выделим следующие каналы и полости, где необходимо оценивать внутренний подогрев: бесконтактные уплотнения, междисковые полости в компрессоре и турбине, каналы между дисками с малыми зазорами и полости с возникающей циркуляцией потока, как например полость между корпусом камеры сгорания и валом ротора высокого давления.

Исследования проводились в канале, расположенном между диском компрессора и корпусом двигателя МГТД-250. Проводились расчёты вариантов полости для выбранных осевых зазоров при различных расходах воздуха в, где было получено, что

статор

ротор

Рисунок б - Трактовое уплотнение турбины

увеличение расхода воздуха и уменьшение зазора приводит к увеличению тепловыделения от вращения вала.

В программе расчёта систем охлаждения газовых турбин температура воздуха в полости изменяется только за счёт теплообмена со стенками деталей полости АТтВ действительности необходимо учитывать также подогрев воздуха за счёт трения о стенки АТС_. Поэтому в усовершенствованной модели СВВП температура на выходе из канала определяется по формуле

Т' =Т' +АТ + А 71.

1 вых вХ III о С

Наиболее простым вариантом является расчёт потерь

мощности в канале, которые можно использовать не для расчёта изменения температуры воздуха, а для вычисления изменения температуры стенки, путём использования

количества теплоты в качестве граничного расчёта для теплового анализа. Распределение теплоты между рабочим телом и деталями конструкции происходит в уже существующем итерационном цикле и не требует ввода дополнительного цикла.

Наиболее сложным является расчёт в области трактового уплотнения турбины (рисунок 6). Течение в данной области характеризуется существенной окружной неравномерностью, которая образуется асимметрией полей давления на выходе из соплового аппарата. Трактовые уплотнения могут находиться между стойкой опоры и рабочим колесом, и тогда втекающий горячий газ может контактировать со стенкой опоры или даже попасть в предмасляную полость.

На микрогазотурбинном двигателе МГТД-250 были выбраны 5 вариантов конструкции трактового уплотнения с целью исследования глубины охлаждения притрактовой полости и КПД ступени турбины. Полная температура и глубина охлаждения определялись в пяти точках на статоре для каждого из пяти вариантов геометрии. На рисунке 7 представлена диаграмма глубины охлаждения для разных вариантов конструкции уплотнений при безразмерном расходе воздуха С„.=1,2-10. Отмечено, что при величинах безразмерного расхода охлаждающего воздуха С„, до 5T0J наиболее эффективными являются двойные уплотнения, формирующие промежуточную полость.

. . И ш 3

Ь\%\1с\2\3\1,\5\

?1гПн „

: ! { : ГП ! \Ь\1ь\1с\

ЕВУ^ЫгГШ 1' "

4:5

4

5

Ь 7Ь 1с\2 3\1\5\

Рисунок 7 - Глубина охлаждения в точках для разных конструкций трактовых уплотнений

Из рисунка 8 видно, что с увеличением расхода охладителя КПД турбины существенно падает. Это связано с уменьшением крутящего момента на валу турбины вследствие снижения газодинамической силы. Наибольшая величина КПД для всех рассматриваемых величин расходов достигается в вариантах уплотнений с максимальным осевым зазором.

N

\ > \

7% Уаг5 Ч*, УагЗ У га 2 К-1

\\ Уаг 4 КУч V ч Уаг 1с '"М

/ ^ Уаг1а Г^г Уат 1Ь

о 5 10 15 20 25 30 35

С*, ЮеЗ

Рисунок 8 - Зависимость КПД турбины от расхода охладителя для вариантов конструкций уплотнения

Наибольшие величины КПД ступени турбины и наибольшие значения глубины охлаждения в притрактовой полости при малом количестве охладителя получены благодаря применению двойного трактового уплотнения с большой величиной осевого зазора первого уплотнения и малой величиной радиального зазора второго уплотнения.

Для наддува трактовых уплотнений турбин полноразмерных двигателей большого ресурса обычно подают малое количество воздуха, с целью достижения на ступени высоких уровней КПД. Поэтому необходимо выбирать более сложные конструкции уплотнений. Трактовое уплотнение турбины низкого давления ГТ-58 является двойным. Расчёт трактового уплотнения проводился на полноокружной модели в стационарной и нестационарной постановках.

В результате анализа полученных результатов было выявлено, что стационарный анализ не позволяет корректно оценить процессы, возникающие в области трактового уплотнения. Однако результаты во внутренней полости для двух постановок задачи практически идентичны, что можно объяснить тем, что поля потока частично выравниваются в промежуточной полости. Увеличение расхода воздуха позволило увеличить продолжительность и толщину прослойки охладителя вдоль радиуса диска, однако не позволило существенно снизить уровень температур вдоль стенки опоры.

В модель СВВП включается дополнительный элемент, который учитывает среднеинтегральную величину результатов расчета температуры при нестационарном анализе.

Следующей рассмотренной областью СВВП является система управления радиальными зазорами. Одномерный гидравлический анализ позволяет достаточно точно определить гидравлическое сопротивление по подводящим каналам, но определённую проблему представляет определение площади теплосьёма и условий теплообмена на ней. Поэтому решение задачи определения тепловых граничных условий на стенке корпуса и его радиальных перемещений предлагается разделить на три этапа:

- расчёт перепада давления на подводящий отверстиях путём моделирования всей системы управления радиальными зазорами в программе гидравлического анализа

(ПРСОГТ, Flowmaster и др.);

- определение температуры корпуса в тепло-гидравлическом анализе с использованием программ вычислительной газодинамики (CFX, Fluent и др.);

- определение радиальных перемещений в расчёте напряжённо-деформированного состояния корпуса, при передаче нагрузок, используя интерфейс FSI.

С помощью параметрической модели исследовалось влияние диаметра отверстий, отношения расстояния между отверстием и корпусом к диаметру отверстий и шага между отверстиями к их диаметру на интегральную величину коэффициента теплоотдачи по поверхности, температурное состояния статора и радиальные

перемещения корпуса турбины.

Результаты сопряжённого тепло-гидравлического расчёта, полученные в программе CFX, передавались через модуль FSI в среду структурного анализа ANSYS. Данный расчёт позволил получить значения величин радиальных перемещений статора.

Наличие дополнительного потока, взаимодействующего со струями охладителя, серьёзно усложняет процесс определения граничных условий для теплового анализа и приложения их на тепловую модель. Поэтому данный расчёт целесообразно проводить в сопряжённой постановке решения тепло-гидравлической задачи. Истечение из отверстия при разных скоростях сносящего потока может быть как в обе стороны, так и в одну сторону (рисунок 9).

10м/Ск^

50м/с n

.1—¡>

Рисунок 9 - Линии тока охладителя для разных величин скоростей внешнего потока

В четвёртой главе рассмотрены вопросы проведения поверочного и проектировочного расчёта системы внутренних воздушных потоков двигателя, а также реализации методик при расчёте СВВП базового и модернизируемого вариантов газотурбинного двигателя НК-36СТ и микроГТД.

Расчёт гидравлических и тепловых характеристик в воздушных каналах является одной из основных задач расчёта СВВП. Экспериментальные исследования отдельных каверн требуют чрезвычайно много времени, специальных стендов и измерительного оборудования, однако в настоящий момент достаточно хорошие результаты позволяет получить численное моделирование полостей. Поэтому, с целью сокращения времени на

проектирование изделия предлагается определять отсутствующие гидравлические и тепловые характеристики для отдельных каналов с помощью СТО моделирования, а результаты интегрировать в общую расчётную схему путём введения дополнительно

итерационного цикла.

Нестационарный расчёт параметров СВВП следует проводить в квазистационарной постановке ввиду стационарности гидравлического анализа СВВП и газодинамического анализа тракта турбокомпрессора. Изменение значений давлений и температур в свободных узлах гидравлической модели в процессе перехода с режима на режим предлагается считать по линейному закону. Давления и температуры во внутренних полостях будут изменяться нелинейно в соответствии с изменением радиальных зазоров в уплотнениях. Поэтому алгоритм нестационарного анализа опишем на примере одного переходного участка цикла 0-1, в данном случае выхода двигателя на малый газ. Последовательность расчёта СВВП указана на рисунке 10.

I

о

и о Н о сз

3" >>

Ч Я

В) Л

Н о я

Для учёта изменений параметров в проточной части двигателя из-за изменения радиальных зазоров в лопаточных венцах в начале алгоритма вводится цикл газодинамического и гидравлического расчётов в точке 1, нестационарный тепловой и структурный анализ на участке 0-1. Данные расчёты позволяют получить величины радиальных зазоров в лопаточных венцах в точке 1. Путём замыкания цикла по газодинамическому расчёту, возможен учёт рабочих радиальных зазоров при определении параметров рабочего тела в тракте двигателя. В виду продолжительности проведения газодинамического расчёта турбокомпрессора достаточно одного уточнения

по величинам радиальных зазоров.

Результаты проведённого гидравлического анализа двигателя НК--301Л сравнивались с результатами замеров давления во внутренних полостях серии двигателей РГ-1 и РГ-3. Также предложена модифицированная схема подвода охладителя к системе наддува уплотнений масляной полости турбины, которая

использует воздух меньшего давления.

С использованием предложенного алгоритма спроектирована воздушная система микроГТД. Расчёты гидравлических параметров выполнялись с использованием численного анализа, что было возможно благодаря малому количеству каналов. Тепловой анализ и расчёт НДС проводились на осесимметричной модели.

Сформулированная методика проектировочного расчёта позволяет создавать объединённую систему элементов с необходимыми гидравлическими и тепловыми характеристиками для транспортировки воздуха до потребителя и выполнять требуемые функции по всему циклу работы двигателя.

Заключение

В результате проведенных исследований решена актуальная научно-техническая задача, имеющая существенное значение для повышения эффективности газотурбинных двигателей и уменьшения сроков их создания за счёт разработки методик расчёта и проектирования системы внутренних воздушных потоков, сочетающих в себе аналитические и численные методы. Применение данных методик позволяет рассчитывать параметры потока в полостях, температуры и градиенты температур на деталях двигателя, а также величины радиальных зазоров в проточной части и в уплотнениях. Они служат инструментом выбора геометрических размеров каналов, при которых возможно выполнение всех требований, предъявляемых к СВВП при приемлемых энергетических затратах, и обеспечивают баланс между затратами временных ресурсов и качеством полученных результатов.

Обобщив результаты работы, можно выделить наиболее значимые выводы:

1. На основе сопряжённого многодисциплинарного подхода к процессам, происходящим в ГТД, разработана обобщённая методика расчёта СВВП по рабочему циклу двигателя, включающая модуль СРБ моделирования и алгоритмы, которые позволяют уточнять гидравлические и тепловые характеристики каналов, а также учитывать нестационарные явления в отдельных областях системы.

2. На базе обобщённой методики расчёта СВВП разработана методика проектирования системы, позволяющая повысить топливную эффективность двигателя и снижение сроков его создания. Исследование процессов в СВВП предоставило возможность оценивать влияние работы каналов системы на

параметры двигателя, такие как КПД узлов, удельный расход топлива и тягу, а также потери мощности турбины и выбирать геометрию структурных элементов исходя из наименьших потерь. Уточнение характеристик и структуры течения потока в отдельных каналах позволило корректней оценивать температурные и силовые нагрузки на этапе проектирования и тем самым сокращать время доводки.

3. На основе численного расчёта течения воздуха в каналах и напряжённо-деформированного анализа конструкции двигателя создана методика определения характеристик каналов СВВП, позволяющая учитывать изменение величин и формы зазоров в процессе работы двигателя с использованием полученных аппроксимационных зависимостей для конусной лабиринтной щели. Для значений параметра конусности меньше 0,3 получена обобщённая аппроксимационная зависимость для конфузорной и диффузорной щели.

4. Разработана методика расчёта тепловых характеристик воздушных каналов системы, позволяющая учитывать внутренний подогрев воздуха, а также нестационарность процессов. Применение данной методики позволило определить снижение адиабатической эффективности системы предварительной закрутки воздуха, идущего на охлаждение турбины высокого давления, на 9% при уменьшении диаметра расположения нижнего лабиринтного уплотнения. Также методика включает модуль оценки тепловыделения в каналах за счёт трения воздуха о вращающиеся стенки, которое для структурного элемента СВВП микроГТД достигало значения 0,85% от мощности турбины. Установлено втекание горячего газа во внутренние полости турбины в области трактового уплотнения, которое снизило глубину охлаждения на корпусе до 0,215 при безразмерном расходе охладителя 1,2-103.

5. Применение разработанных методик при анализе воздушных систем двигателей, а также анализ существующих подходов к их созданию позволили сформулировать требования и рекомендации к проектированию СВВП.

В качестве дальнейшего развития темы можно выделить следующие направления:

- разработка расчётных методик для определения температур и деформаций элементов двигателя в процессе его остывания;

- создание гидравлических конечных элементов СВВП, интегрированных в среду конечно-элементного анализа для возможности проведения итерационного тепло-гидравлического анализа в одной программной среде;

- разработка интегрированного модуля для программы АСТРА;

- исследование автоколебаний в полостях двигателя;

- проектирование высокоэффективных систем управления радиальными зазорами.

Осповные научные положения и результаты диссертационного исследования

опубликованы:

в рецензируемых научных журналах, рекомендованных ВАК:

1. Тисарев, А.Ю. Анализ влияния характеристик уплотнений в системе внутреннего воздухоснабжения на параметры эффективности АД и ЭУ / A.C. Виноградов, A.B. Иванов, A.C. Мятлев, А.Ю. Тисарев // Вестник Воронежского государственного технического университета, 2010. - Т.7 - №5. - С. 167-170.

2. Тисарев, А.Ю. Комплексное проектирование уплотнения в составе системы внутреннего воздухоснабжения авиационного двигателя / A.C. Виноградов, A.C. Мятлев, А.Ю. Тисарев // Известия Самарского научного центра РАН, 2011. - Т. 13. -№6.-С. 152-158.

3. Тисарев, А.Ю. Разработка виртуальных конструкций двигателей / C.B. Фалалеев, A.C. Мятлев, А.Ю. Тисарев // Вестник УГАТУ, 2012. - Т. 16. - №2(47). - С. 51-54.

4 Тисарев, А.Ю. Разработка методики расчёта системы управления радиальными зазорами в турбине ГТД / П.В. Бондарчук, А.Ю. Тисарев, М.В. Лаврушин // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П.Королёва, 2012. - №3(34). - С. 289-295.

5. Тисарев, А.Ю. Исследование влияния неосесимметричных элементов воздушной системы двигателя на параметры потока, температурные поля и деформации деталей ГТД / А.Ю. Тисарев, Н.М. Василевич // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П.Королёва, 2012. - №3(34). - С. 296-301.

6. Тисарев, А.Ю. Управление радиальными зазорами в турбине авиационного двигателя / А.Ю. Тисарев // Вестник Рыбинского государственного авиационного технического университета имени П.А. Соловьёва, 2013. - №2 (25). - С. 83-87.

7. Тисарев, А.Ю. Исследование процесса втекания горячего газа во внутренние полости газотурбинного двигателя / А.Ю. Тисарев, Н.М. Василевич // Известия Самарского научного центра РАН, 2013. - Т.15. - №6 (4). - С. 987-992.

в зарубежных периодических гаданиях:

8. Тисарев, А.Ю. Проектирование уплотнительных систем для авиационных двигателей и наземных энергетических установок / C.B. Фалалеев, A.C. Мятлев, М.Ю. Вавин, А.Ю. Тисарев // Вибронадёжность и герметичность центробежных машин. - Украина, Сумы, 2011.-С. 10-15.

9. Тисарев, А.Ю. Разработка методики расчёта системы охлаждения опоры турбины авиационного двигателя / А.Ю. Тисарев // Вестник двигателестроения, АО «Мотор Сич». - Украина, Запорожье, 2012. - №2. - С. 203-207.

10. Тисарев, А.Ю. Методика расчёта радиальных зазоров по обобщённому полётному циклу двигателя / П.В. Бондарчук, А.Ю. Тисарев // Авиационно-космическая техника и технология. - Украина, Харьков, 2012. - 8/95. - С. 208-211.

11. Тисарев, А.Ю. Особенности проектирования уплотнений в составе систем авиационных двигателей // A.C. Виноградов, А.Ю. Тисарев, P.P. Бадыков // Авиационно-космическая техника и технология. - Украина, Харьков. - 2012. - 10/97. - С. 33-38.

12. Тисарев, А.Ю. Исследование расходных характеристик лабиринтных уплотнений с учётом деформаций уплотнительных поверхностей / А.Ю. Тисарев, Н.М. Василевич // Вестник двигателестроения. - Украина, Запорожье, 2013. - №2 - С. 30-34.

13. Тисарев, А.Ю. Расчётное исследование герметичности трактового уплотнения турбины / А.Ю. Тисарев, Н.М. Василевич // Авиационно-космическая техника и технология. - Украина, Харьков, 2013. - 8/105 - С. 176-180.

Подписано в печать 27.10.2014. Формат 60 х 84/16. Бумага ксероксная. Печать оперативная. Объем - 1,0 усл. п. л. Тираж 100 экз. Заказ № 172.

Отпечатано в типографии ООО «Инсома-пресс» 443080, г. Самара, ул. Санфировой, 110 А; тел.: 222-92-40