автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Влияние геометрических параметров профиля лопатки на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин

004609500

На правах рукописи

ТИХОНОВ АЛЕКСЕЙ СЕРГЕЕВИЧ

ВЛИЯНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ПРОФИЛЯ ЛОПАТКИ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ЛОПАТОК ГАЗОВЫХ

ТУРБИН

05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

3 О СЕН 2010

Пермь-2010

004609500

Работа выполнена в ОАО «Авиадвигатель»

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Иноземцев Александр Александрович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Защита состоится "15" октября 2010 г. в 15-00 часов на заседании диссертационного совета Д.212.188.06 при Пермском государственном техническом университете по адресу: 614990, г. Пермь, Комсомольский проспект, 29.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Пермского государственного технического университета.

Автореферат разослан "14" сентября 2010 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

Ведущая организация:

Вохмянин Сергей Михайлович (Санкт-Петербургский институт машиностроения); кандидат технических наук Калинин Николай Павлович (ОАО «Пермский моторный завод»). НПО «Сатурн» (г. Рыбинск)

д.т.н., профессор

Свирщев В.И.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы диссертационного исследования. Одними из важнейших условий для обеспечения конкурентоспособности газотурбинных двигателей являются повышение надежности и топливной экономичности. Однако увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению ресурса газотурбинного двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей горячей части.

С учетом окружной неравномерности локальная температура газа может достигать значений порядка 2200 К. Постоянное совершенствование свойств используемых конструкционных материалов и теплозащитных покрытий, тем не менее, не позволяет использовать максимально возможную температурную планку. В связи с этим актуализируется значение пленочного охлаждения.

Для двигателей пятого поколения с уровнем температур порядка 2ООО К наибольшие проблемы вызывает надежное охлаждение спинки сопловых лопаток. Профиль спинки сопловых лопаток современных и перспективных газовых турбин становится все более изогнутым, растет скорость газа на спинке (до 400 м/с) в месте высокой кривизны, увеличивается перепад давлений между воздухом, охлаждающим лопатку, и газом, омывающим ее. Эти факторы негативно влияют на эффективность пленочного охлаждения спинки, что в конечном итоге может привести к трещинам и прогарам.

Решение данной проблемы целесообразно осуществлять еще на стадии проектирования с учетом детального анализа полей температур, реализуемых в сопловых лопатках газовых турбин. Для этого сегодня используются трехмерные методы численного моделирования газодинамических потоков. Однако, несмотря на наличие современных средств моделирования, такое проектирование турбин, рассчитанных на 20-30 тысяч часов непрерывной эксплуатации, остается сложной и трудоемкой задачей, а достоверность применяемых моделей недостаточной.

Целью исследования является повышение эффективности пленочного охлаждения спинки сопловых аппаратов турбин газотурбинных авиационных двигателей и энергетических установок за счет профилирования и оптимизации формы отверстий перфорации для выдува охлаждающего воздуха и оценки влияния кривизны спинки.

Задачи исследования:

1. Исследовать влияние кривизны спинки сопловой лопатки на эффективность ее пленочного охлаждения. Разработать и верифицировать методику оценки эффективности пленочного охлаждения спинки лопатки в зависимости от параметров ее кривизны.

2. Оценить эффективность использования профилированных отверстий перфорации при охлаждении спинки лопатки и сформировать рекомендации по выбору их геометрических параметров (форма отверстий, глубина захода профиля).

3. Разработать методику эксперимента и провести экспериментальное исследование течения воздуха внутри охлаждаемой лопатки с целью верификации расчетных моделей, используемых современными CFD-пакетами, для корректного определения основного фактора эффективности пленочного охлаждения, а именно параметра выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации.

Научная новизна состоит в следующем:

- впервые дана количественная оценка и установлена зависимость эффективности пленочного охлаждения 0 спинки лопатки от кривизны профиля спинки (с углом поворота потока от 0° до 60°);

- впервые выявлены особенности вихревого течения охлаждающего воздуха в профилированных (конических и «веерных») перфорационных отверстиях охлаждения.

Практическая ценность работы состоит в следующем:

- полученная методика оценки влияния кривизны профиля спинки лопатки на эффективность ее охлаждения используется при проектировании сопловой лопатки турбины высокого давления газотурбинного двигателя пятого поколения;

- сформированы и внедрены в методику проектирования сопловых лопаток рекомендации по использованию и оптимизации формы профилированных отверстий перфорации на спинке сопловых лопаток турбин высокого давления;

- создан полный пакет конструкторской, технологической и эксплуатационной документации, изготовлена и апробирована установка для продувки лопаток, позволяющая проводить исследование течения воздуха в лопаточных каналах сложной геометрии, а также верифицировать наиболее распространенные в мире расчетные методики (типа CFX, FlowMaster, Numeca и др.).

Достоверность результатов подтверждается согласованием экспериментальных и расчетных данных распределения давления при течении охлаждающего воздуха во внутренних полостях охлаждаемой лопатки, а также удовлетворительным согласованием результатов моделирования теплового состояния плоских пластин и спинок лопаток с экспериментальными данными по распределению температуры сопловой лопатки турбины полноразмерного двигателя; применением метрологически аттестованного измерительного оборудования.

Апробация работы: материалы диссертации докладывались и обсуждались на X, XI, XII Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2007», г. Пермь, 2007-2009 г.; на совместном научно-техническом семинаре ОАО «Авиадвигатель» и фирмы «NUMECA International» (Бельгия), г. Санкт-Петербург, 2009 г.; на Научно-техническом конгрессе по двигателестроению (НТКД-2010), г. Москва, 2010 г.

Публикации: основное содержание работы изложено в 11 опубликованных работах.

Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, 4-х глав, заключения, списка литературы и акта о внедрении, изложена на 171 странице, включая 17 таблиц, 107 рисунков и список использованной литературы из 70 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении приведено обоснование актуальности и практической значимости проводимых исследований. Сформулирована цель работы и намечены этапы исследования. Дана общая характеристика содержания диссертации по главам.

В первой главе проведен анализ состояния современных исследований по вопросам оптимизации пленочного охлаждения лопаток и плоских пластин, определен круг нерешенных на сегодняшний день задач, выбрано направление проводимого исследования. Описано состояние проблемы оценки влияния кривизны формы охлаждаемой поверхности и геометрии перфорационных охлаждающих отверстий на эффективность ее пленочного охлаждения.

Оценку эффективности пленочного охлаждения принято делать по безразмерному коэффициенту вт (эффективность пленочного охлаждения):

где Тг — температура газа на входе, Т„ - температура охлаждающего воздуха на входе, Тпл - температура пленки вблизи стенки.

Изучение вопросов пленочного охлаждения имеет большую предысторию. С.С. Кутателадзе и А.И. Леонтьев разработали приближенный метод решения сложных задач теории пограничного слоя. Преимущество этого метода состоит в том, что с его помощью можно относительно просто проанализировать влияние на теплоотдачу и трение таких факторов, как граничные условия на стенке, высокая неизотермичность пограничного слоя, сжимаемость газа, градиент давления, химические реакции в потоке газа, вдувание или отсос газа через пористую стенку и др. Экспериментальные и теоретические исследования в данной области также проводили В.М. Иевлев, Э.П. Волчков, В .Я. Левченко, В.П. Комаров, Ф.Х. Дургин, Goldstein R. G., Eckert Е. R. G., Wilson D. J., Rask R. В., Hartnett J. P., Birkebak R. C., Shavit G., Chen T. S., Seban R. A., Back L. H.

Наиболее полно среди последних работ (2002 г.) влияние пленочного охлаждения на тепловое состояние лопаток турбины исследовано в работах немецких исследователей Балдауфа (Сименс, Германия), Шульца и Витгига (университет Карлсруе, Германия). На основании большого количества экспериментальных данных был выведен ряд эмпирических соотношений, позволяющих определить интегральную (осредненную) эффективность пленочного охлаждения для одного ряда отверстий. Было исследовано влияние на эффективность охлаждения как параметров потока (параметра выдува, отношения плотностей газа и охлаждающего воздуха, интенсивности

турбулентности), так и геометрических параметров ряда (угла выдува, размера и расположения отверстий перфорации). Определено влияние как отдельных параметров, так и их взаимодействия.

в = ДМ,Р,Ти,а,—,~), О О

где М - параметр выдува охлаждающего воздуха, Р - отношение плотностей охлаждающего воздуха и газа, Ти - интенсивность турбулентности, а - угол выдува, ¡Ю - относительный шаг отверстий перфорации, хЮ - относительная координата от отверстий перфорации.

Описанные выше работы по определению эффективности пленочного охлаждения стенки произвольной формы объединяет один общий недостаток - используются эмпирические зависимости, верифицированные на плоских пластинах и не учитывающие кривизну охлаждаемой поверхности. Существующие методы моделирования течения в пограничном слое применяются для двумерных течений. Прямое численное моделирование пленочного охлаждения позволяет учесть существенную трехмерность охлаждающих струй и их взаимодействие с основным потоком.

Проведенный анализ зарубежных и отечественных публикаций по теме профилирования отверстий перфорации показал неоднозначность результатов исследований, проведенных в данном направлении. Многообразие исследованных геометрий перфорационных отверстий представлено на рис. 1. Некоторые исследователи говорят о негативных опыте применения подобных отверстий (Christian Saumweber, Achmed Schulz

- университет Карлсруе, Германия). Большинство же исследователей (D.H. Leedom, S. Acharya - Louisiana State University, USA; Will F. Colban -Combustion Research Facility Sandia National Laboratories, USA; Karen A. Thole

- The Pennsylvania State University, USA; John R. Dorrington, David Bogard -University of Texas at Austin, USA; H. A. Zuniga, Vaidyanathan Krishnan, J.P.C.W. Ling, J.S. Kapat - University of Central Florida, USA; Ronald S. Bunker

- GE Global Research Center, USA; Giovanna Barigozzi, Giuseppe Franchini, Antonio Perdichizzi - Universita degli Studi di Bergamo Dipartimento di Ingegneria Industriale, Italy; Yoji Okita and Masakazu -Ishikawajima-Harima Heavy Industries, Japan; M. Haendler - Siemens Power Generation, Germany; D.H. Zhang, Q.Y. Chen, L. Sun, M. Zeng, Q.W. - Xi'an Jiaotong University,

China), напротив, говорит о большом (30-300%) увеличении эффективности охлаждения при применении профилированных отверстий перфорации вместо цилиндрических. Однако, практически все исследования проводятся на плоских пластинах или модельных лопатках, а их результаты не могут быть обобщены для формирования рекомендаций по проектированию перфорации для охлаждения реальных лопаток.

Ведущие разработчики авиационных турбин (Rolls-Royce, SIEMENS, Snecma) подобные отверстия используют (см. рис. 2) и, судя по всему, достаточно успешно, однако никаких данных, а тем более рекомендаций, в открытой печати не публикуют.

Рис. 2. Лопатки турбины с профилированными отверстиями перфорации А) Сопловая лопатка SIEMENS Б) Рабочая лопатка Rolls-Royce

Во второй главе проведен количественный анализ влияния параметров кривизны профиля поверхности на эффективность ее пленочного охлаждения. Анализ проводился с помощью трехмерной методики расчета, основанной на решении системы осредненных уравнений Навье-Стокса методом конечных объемов с неявным алгоритмом интегрирования (ANSYS CFX 12.1) в стационарной постановке с адиабатической спинкой лопатки. Во всех расчетах использовалась модель турбулентности - SST, схема расчета -High Resolution. Эффективность пленочного охлаждения вт рассчитывалась по формуле:

J * *

в,и, =—£-—, где

Т* —Т *

Т*г- полная температура газа на входе,

Т*в- полная охлаждающего воздуха,

"Г*™ ~ полная температура пленки вблизи стенки.

Общий вид расчетной области обтекания спинки лопатки изображен на рис. 3. Геометрия профиля описывалась уравнением полинома третьей степени вида:

у- ахъ л-b- х2 + с-x + d,

где х - координата по длине профиля в %, у - радиус поверхности.

Рис. 3 Расчетная область обтекания спинки сопловой лопатки

Проведенный анализ показал, что в зависимости от параметров кривизны профиля эффективность пленочного охлаждения 9т может изменяться до 15% относительно плоской пластины. Установлено, что для плоской пластины температура в пристеночном слое выше, чем на криволинейной поверхности, непосредственно после места выдува. Это объясняется тем, что при обтекании плоской пластины, основной поток течет безотрывно вдоль плоской стенки. Струя охлаждающего воздуха активно смешивается с основным потоком в зоне выдува, тем самым снижая эффективность пленочного охлаждения непосредственно за отверстиями перфорации. В случае обтекания потоком криволинейного профиля, основной поток отрывается от поверхности в зоне высокой кривизны (локальный радиус кривизны < 40 мм). Струя охлаждающего воздуха "впрыскивается" в зону отрыва основного потока, тем самым уменьшая их смешивание и увеличивая эффективность пленочного охлаждения в зоне непосредственно за отверстиями перфорации.

Однако далее по потоку струя охлаждающего воздуха, отрываясь от криволинейного профиля, начинает активно перемешиваться с основным потоком, снижая тем самым эффективность охлаждения относительно плоской пластины. В конце расчетной области все эффективности охлаждения примерно сходятся вне зависимости от кривизны профиля -потоки полностью перемешиваются.

На основании проведенных параметрических расчетов известная

аппроксимация Балдауфа в = для плоских пластин была

модифицирована введением поправок а*л(а,Ь,с,й) и Ь\(а,Ь,с,с1) для учета влияния кривизны профиля спинки на эффективность ее охлаждения:

а' =4 + а'„,

где ал- параметр, описывающий влияние локального радиуса кривизны спинки на угол подъема кривой.

а'л = 0.0005253454 ■ Нсру12 - 0.0387379054• Дср„ + 0.8455660938

Ь'т =(0.7 + 6;)

1 +

1.22

1 + 7||-1

г + 0.87 + соз2.5а

где Ь'„- параметр, описывающий влияние локального радиуса кривизны спинки на угол спуска кривой.

Ъ\ =245- Ю"10-Л^3 -1093.82 0.0014654716 -Ясрс- 0.0176379522,

где Нср„- осредненный радиус на участке подъема кривой, приблизительно равен: Л^ = 0,001953125 я + 0.015625-6 + 0.125 с + </,

Яере - осредненный радиус на участке спуска кривой, приблизительно равен: Ясрс =0.110592 а + 0.2304-6 + 0.48с + </.

Уточненная аппроксимация верифицирована на основании экспериментальных, эксплуатационных и металлографических исследований сопловых лопаток первой ступени двигателей ПС-90А и ПС-90А2 и позволяет уменьшить погрешность определения температуры спинки сопловой лопатки в среднем на 30 % по сравнению с базовой методикой.

В третьей главе приведены результаты численного анализа использования профилированных отверстий перфорации (см. рис. 4) вместо цилиндрических, а также влияния геометрических параметров профиля на эффективность пленочного охлаждения спинки лопаток.

Рис. 4. Конусные (слева) и веерные (справа) отверстия перфорации

Анализ проводился с помощью трехмерной методики расчета, основанной на решении системы осредненных уравнений Навье-Стокса методом конечных объемов с неявным алгоритмом интегрирования (А^УБ СБХ 12.1). Установлено, что использование профилированных отверстий приводит к росту эффективности пленочного охлаждения пластины в среднем до 30% по сравнению с круглыми отверстиями при одинаковом расходе охлаждающего воздуха (см. рис. 5).

Также было показано, что веерные и конусные отверстия, в целом, дают примерно одинаковую эффективность охлаждения при правильном подборе геометрии. Веерные отверстия на 10-15% эффективнее конусных на расстоянии до 30<1 при одинаковом расходе охлаждающего воздуха (см. рис. 5), однако сложнее в изготовлении. Из исследованных вариантов отверстий оптимальными с точки зрения эффективности охлаждения были признаны веерные отверстия с заходом веера 5 или 6(1 (в зависимости от толщины стенки лопатки) и углом выхода отверстия 15°.

хГО

Рис. 5. Распределение приведенной эффективности пленочного охлаждения по плоской пластине для «веерных», конусных и цилиндрических отверстий

Было выявлено, что в зависимости от геометрии отверстий в их расширяющейся части может появляться вихрь, изменяющий картину течения охлаждающего воздуха и сильно влияющий на эффективность охлаждения пластины как в положительную, так и в отрицательную сторону (см. рис. 6).

Возникновение этого вихря также, вероятно, зависит от параметров выдува, т.е. профилированные отверстия не являются всережимными. При изменении режима работы двигателя эффективность охлаждения с использованием профилированных отверстий может как расти, так и падать по сравнению с круглыми отверстиями. Так как критическим по температуре является режим Red Line (двигатель в конце срока эксплуатации работает на максимальном режиме при неблагоприятных атмосферных условиях), то целесообразно настраивать параметры профиля отверстий на нем.

Было также указано, что возможность использования профилированных отверстий ограничена толщиной стенки лопатки, т.е. при слишком тонкой стенке лопатки (< 1 мм) использование отверстий с большой глубиной захода профиля становится невозможным.

Далее было проведено исследование применения веерных отверстий в конструкции последнего ряда перфорации на спинке сопловой лопатки первой ступени турбины, которое показало, что по сравнению с круглыми отверстиями эффективность пленочного охлаждения увеличилась в среднем

на 13% (см. рис. 7), а температура пленки уменьшилась в среднем на 80°С на расстоянии до 30 диаметров отверстий перфорации (примерно 17 мм) (см. рис.8). __

Йе\ **,, ..... ' .. , <

Уменьшение угла вытекания I охлаждающего воздуха за счет !

образования вихря 1

I

Вытеснение вихрем охлаждающей пленки в основной поток

о о. о а

и

Рис. 6. Примеры положительного (вверху) и отрицательного (внизу) влияния от использования профилированных отверстий

0.9-

0 5 10 15 20 25 X 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90

м

Рис. 7. Зависимость эффективности пленочного охлаждения спинки лопатки от расстояния до последнего ряда перфорации

На расстоянии свыше 30 диаметров эффективности охлаждения с использованием веерных отверстий и круглых отверстий при одинаковых расходах охлаждающего воздуха не отличаются.

Также был сделан вывод о том, что при решении задач по исследованию эффективности пленочного охлаждения с помощью методов математического моделирования для получения корректных результатов необходимо иметь высокодискретизированную сетку пристеночной области. Данное исследование показало, что. для получения параметра У+ (безразмерная скорость вблизи стенки) не превышающего 2 необходимо, чтобы высота первой ячейки призматического слоя не превышала 0.005 мм, а количество слоев было не меньше 8 при общей высоте пристеночной области 0.1 мм.

круглые отверстия веерные отверстия

Рис. 8. Распределение полной температуры по спинке лопатки

В четвертой главе разработана методика эксперимента и проведено экспериментальное исследование течения воздуха внутри охлаждаемой лопатки с целью верификации гидравлических моделей, используемых современными расчетными пакетами, для корректного определения параметра выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации, что является одной из главных проблем при задании граничных условий для задач пленочного охлаждения.

В рамках исследования была спроектирована экспериментальная установка для продувки лопаток турбины. На рис. 9 показаны компоновочный чертеж установки и ее общий вид. Данная установка представляет собой герметично закрытый колокол, который позволяет создавать различные перепады давления воздуха на входе и выходе из лопатки, при этом с помощью датчиков статического давления, установленных в системе подвода и во внутренних полостях лопатки, можно оценить значения статического давления в контрольных точках при течении охлаждающего воздуха во внутренней полости лопатки. Исследуется исключительно поведение воздуха в каналах сложной геометрии в условиях высоких давлений, атмосферных температур и отсутствии центробежных нагрузок. В данной постановке задачи отсутствует симуляция вращения ротора и набегающего на лопатку потока газа, что существенно упростило задачу, поскольку вывод препарирования на вращающейся лопатке в условиях высоких центробежных нагрузок и горячего набегающего потока на

сегодняшний день является нерешенной проблемой. Однако, даже такая упрощенная постановка задачи позволяет получить представление о течении воздуха внутри рабочей лопатки на основе эксперимента, а не расчета, и верифицировать используемые расчетные методики, применительно к данному классу задач.

X Р06

Рис. 9. Экспериментальная установка 1 - рабочая лопатка турбины; 2 - стакан; 3 - плита; 4 - канал для имитации утечки охлаждающего воздуха в замке; 5 - штуцер для крепления подводящего трубопровода; 6 - штуцер для крепления выходного трубопровода; 7 - штуцер для вывода препарирования; 8 - пластина.

Габаритные размеры установки 240x110x110 мм. Габаритные размеры лопатки 90x50x30 мм. Предельные режимы работы: давление до 12 атм, температура до 200°С (предельная температура может быть увеличена при использовании других типов уплотнений, либо неразъемных блоков система подвода-лопатка). Материал основных деталей установки - Сталь 20.

Общее количество датчиков 19, без учета штатных, измеряющих расход. Для постановки и вывода замеров статического давления использовались трубки 01.6мм Ь=1.5 метра. Погрешность измерения статического давления

датчиками - 0.05 кгс/см2. Осредненное отклонение для всех датчиков на всех режимах составило О.ОЗЗРвх, т.е. 3.3 % от давления на входе (до 0.15 кгс/см2 на максимальном режиме).

Описанная в работе экспериментальная установка разработана автором и внедрена в производство. Она позволяет проводить исследования лопаток с конфигурацией охлаждения любой сложности, а также верификацию коммерческих пакетов и различных методов математического моделирования применительно к задаче исследования течения воздуха во внутренних полостях лопаток турбин и других каналов сложной геометрии.

С помощью установки для продувки лопаток было выполнено экспериментальное исследование рабочей лопатки турбины высокого давления. Также были верифицированы пакет А^УБ СКХ, использующий метод конечных элементов (Навье-Стокс), и методика одномерного гидравлического расчета расходов и скоростей воздуха в каналах, реализуемая в широко используемом пакете С1с1га (разработка ХПИ).

Пакет Фёга основан на методике, в которой для математического описания распределения расходов воздуха по каналам системы охлаждения используются соотношения, вытекающие из первого и второго закона Кирхгофа, а также дополнительное замыкающее соотношение.

Сравнение экспериментальных данных с результатами численного анализа показали, что расчетная модель, используемая пакетом айта, дает большие расхождения с экспериментом (разница статических давлений в некоторых точках достигает 25% (около 0.7 кгс/см2)) и подходит только для исследования каналов простой геометрии. Расчетная модель, используемая СРХ, дает результаты близкие к эксперименту. Наибольшие расхождения расчетных и экспериментальных данных наблюдаются в контрольных точках, расположенных в передней полости лопатки. Однако даже в этих точках разница статических давлений не превышает 7% (около 0.2-0.25 кгс/см2), что можно отнести к потерям давления в результате утечки воздуха из вывода препарирования, а также производственным отклонениям от номинальных размеров при изготовлении лопаток. Это позволяет сделать вывод о корректности определения параметров выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации с помощью пакета СРХ.

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

1. Проведен анализ влияния кривизны профиля спинки сопловой лопатки на эффективность ее охлаждения в„ последним рядом перфорации.

Показано, что в зависимости от параметров кривизны профиля

эффективность пленочного охлаждения может изменяться до 15% относительно плоской пластины.

На основании проведенных параметрических расчетов известная

аппроксимация Балдауфа в = /(М,Р,Ти,а,~для плоских пластин была

модифицирована введением поправок а*к(а,Ь,с,<1) и Ь\(а,Ь,с,с1) для учета влияния кривизны профиля спинки на эффективность ее охлаждения.

Уточненная аппроксимация верифицирована на основании экспериментальных, эксплуатационных и металлографических исследований сопловых лопаток первой ступени двигателей ПС-90А и ПС-90А2 и позволяет уменьшить погрешность определения температуры спинки сопловой лопатки в среднем на 30 % по сравнению с базовой методикой.

2. Проведен анализ влияния использования профилированных (веерных и конусных) вместо цилиндрических отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения плоских пластин и спинок лопаток газовых турбин. Показано, что использование профилированных отверстий перфорации позволяет добиться улучшения качества пленочного охлаждения до 30% по сравнению с цилиндрическими отверстиями перфорации.

Сформированы рекомендации по выбору оптимальных геометрических параметров профилированных отверстий перфорации, позволяющих максимизировать эффект от внедрения таких отверстий.

Предложенная в работе методика, а также рекомендации по проектированию профилированных отверстий использованы при создании сопловой лопатки первой ступени турбины перспективного двигателя ПД-14, а также при улучшении качества пленочного охлаждения сопловой лопатки первой ступени турбины двигателя ПС-90А2.

3. Спроектирована и изготовлена экспериментальная установка для исследования течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях лопаток газовых турбин.

Проведена экспериментальная верификация методик, используемых коммерческим пакетом CFX и пакетом Gidra при решении задачи течения охлаждающего воздуха внутри рабочей лопатки первой ступени турбины. Показано, что одномерный гидравлический расчет расходов и скоростей воздуха в каналах, используемый пакетом Gidra, некорректно определяет параметры охлаждающего воздуха в каналах сложной геометрии. Также показано, что решение данной задачи методом конечных элементов в полной трехмерной постановке (пакет CFX) дает высокую сходимость с экспериментом, а параметр выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации определяется корректно.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Тихонов A.C. Проект торцового бесконтактного уплотнения масляной полости опоры турбины высокого давления. - Материалы X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2007», г. Пермь, 2007 г.

2. Тихонов A.C., Сендюрев С.И. Исследование течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки с помощью расчетных методов на базе экспериментальной установки по продувке лопаток. -Материалы XI Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2008», г. Пермь, 10-11 апреля 2008 г., с. 379-381.

3. Тихонов A.C. Идентификация и верификация расчетной модели течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки на базе экспериментальной установки по продувке лопаток. - Материалы XII Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2009», г. Пермь, 9-10 апреля 2009 г., с. 65-66.

4. Тихонов A.C. Исследование влияния формы профилированных отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения плоских пластин и спинок лопаток газовых турбин. - Сборник тезисов "Научно-технический конгресс по двигателестроению (НТКД-2010)", г. Москва, 15-16 апреля 2010 г., с. 55-57.

5. Тихонов A.C. Оценка достоверности методов математического моделирования, используемых для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин. - ISSN 01311336, г. Москва, Тяжелое Машиностроение, №6,2010, с. 6-9.

6. Сендюрев С.И., Тихонов A.C. Проектирование систем охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин пятого поколения. -Тезисы докладов LVII научно-технической конференции. /РАН. Комиссия по газовым турбинам РАН, Ассоциация газотурбинных технологий, г. Уфа, 2010.

7. Тихонов A.C., Сендюрев С.И. Испытательная установка для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин. - Тезисы докладов LVII научно-технической конференции. /РАН. Комиссия по газовым турбинам РАН, Ассоциация газотурбинных технологий, г, Уфа, 2010.

8. Тихонов A.C., Сендюрев С.И. Применение профилированных отверстий для охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных турбин. - XXX Российская школа по проблемам науки и технологий, г. Миасс, 2010.

9. Тихонов A.C. Влияние геометрических параметров профиля лопатки на эффективность пленочного охлаждения спинки статорных лопаток газовых турбин. - Сборник трудов всероссийской научно-технической конференции молодых ученый и специалистов «Новые решения в газотурбостроении», г. Москва, 5-8 октября 2010 г.

10. Абрамчук Т.В., Сендюрев С. И., Тихонов А. С., Цатиашвили В. В. Численное исследование влияния структуры течения в камере сгорания на тепловое состояние соплового аппарата турбины высокого давления. -Сборник трудов всероссийской научно-технической конференции молодых ученый и специалистов «Новые решения в газотурбостроении», г. Москва, 58 октября 2010 г.

11. Сендюрев С. И., Тихонов A.C. Влияние теплозащитного покрытия на тепловое состояние и эффективность пленочного охлаждения сопловых лопаток газовых турбин. - Сборник трудов III международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века», ЦИАМ, г. Москва, 30.11-03.12.2010 г.

1. Введение

2. Анализ состояния исследований по теме диссертации

2.1. Методы и результаты исследования пленочного охлаждения сопловых лопаток турбин

2.2. Анализ существующего опыта исследования и применения профилированных отверстий перфорации в турбинных лопатках

2.3. Выводы по главе. Задачи исследования

3. Анализ влияния кривизны поверхности профиля спинки лопатки на эффективность ее пленочного охлаждения

3.1. Математическая модель

3.2. Геометрические параметры расчетной области, сеточной модели и граничные условия

3.3. Результаты численного анализа

3.4. Идентификация полученной методики

3.5. Выводы по главе

4. Анализ влияния формы отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин

4.1. Исследование применимости профилированных отверстий перфорации и подбор оптимальной формы профиля на плоских пластинах

4.1.1. Экспериментальная верификация расчетной методики

4.1.2. Геометрические параметры расчетной области

4.1.3. Граничные условия и параметры сеточной модели

4.1.4. Результаты численного анализа

4.1.5. Промежуточные выводы

4.2. Исследование влияния формы профилированных отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения спинок сопловых лопаток газовых турбин на базе сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления

4.3. Выводы по главе

5. Экспериментальное исследование течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки с целью верификации расчетных моделей

5.1. Постановка задачи эксперимента

5.2. Конструкция экспериментальной установки

5.3. Результаты эксперимента

5.4. Математическая модель, используемая пакетом Gidra. Исследование влияния геометрических отклонений, возникающих при изготовлении лопатки, на результаты эксперимента

5.5. Геометрические параметры расчетной области. Граничные условия и параметры сеточной модели.

5.6. Результаты численного анализа и сравнение их с результатами эксперимента

5.7. Выводы по главе

На сегодняшний день авиационная промышленность является одной из наиболее инновационных и наукоемких отраслей в мире. Развитие авиационной промышленности дает огромный толчок развитию науки и экономики России в целом.

Сфера применения авиационных двигателей крайне широка - это и генерация электроэнергии, и привод для нагнетателей природного газа и нефтяных насосов, и, конечно же, гражданская и военная авиация.

Одними из важнейших условий для обеспечения конкурентоспособности газотурбинных двигателей являются повышение надежности и топливной экономичности. Однако увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению ресурса газотурбинного двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей горячей части.

С учетом окружной неравномерности локальная температура газа может достигать значений порядка 2200 К. Постоянное совершенствование свойств используемых конструкционных материалов и теплозащитных покрытий, тем не менее, не позволяет использовать максимально возможную температурную планку. В связи с этим актуализируется значение пленочного охлаждения.

Для двигателей пятого поколения с уровнем температур порядка 2000 К наибольшие проблемы вызывает надежное охлаждение спинки сопловых лопаток. Профиль спинки сопловых лопаток современных и перспективных газовых турбин становится все более изогнутым, растет скорость газа на спинке (до 400 м/с) в месте высокой кривизны, увеличивается перепад давлений между воздухом, охлаждающим лопатку, и газом, омывающим ее. Эти факторы негативно влияют на эффективность пленочного охлаждения спинки, что в конечном итоге может привести к трещинам и прогарам.

Решение данной проблемы целесообразно осуществлять еще на стадии проектирования с учетом детального анализа полей температур, реализуемых в сопловых лопатках газовых турбин. Для этого сегодня используются трехмерные методы численного моделирования газодинамических потоков. Однако, несмотря на наличие современных средств моделирования, такое проектирование турбин, рассчитанных на 20-30 тысяч часов непрерывной эксплуатации, остается сложной и трудоемкой задачей, а достоверность применяемых моделей недостаточной.

Целью исследования является повышение эффективности пленочного охлаждения спинки сопловых аппаратов турбин газотурбинных авиационных двигателей и энергетических установок за счет профилирования и оптимизации формы отверстий перфорации для выдува охлаждающего воздуха и оценки влияния кривизны спинки.

Научная новизна выполненного в диссертации исследования состоит в следующем:

- впервые дана количественная оценка и установлена зависимость эффективности пленочного охлаждения 0 спинки лопатки от кривизны профиля спинки (с углом поворота потока от 0° до 60°);

- впервые выявлены особенности вихревого течения охлаждающего воздуха в профилированных (конических и «веерных») перфорационных отверстиях охлаждения.

Практическая ценность работы состоит в следующем:

- полученная методика оценки влияния кривизны профиля спинки лопатки на эффективность ее охлаждения используется при проектировании сопловой лопатки турбины высокого давления газотурбинного двигателя пятого поколения;

- сформированы и внедрены в методику проектирования сопловых лопаток рекомендации по использованию и оптимизации формы профилированных отверстий перфорации на спинке сопловых лопаток турбин высокого давления; создан полный пакет конструкторской, технологической и эксплуатационной документации, изготовлена и апробирована установка для продувки лопаток, позволяющая проводить исследование течения воздуха в лопаточных каналах сложной геометрии, а также верифицировать наиболее распространенные в мире расчетные методики (типа CFX, FlowMaster, Numeca и др.).

Достоверность результатов подтверждается согласованием экспериментальных и расчетных данных распределения давления при течении охлаждающего воздуха во внутренних полостях охлаждаемой лопатки, а также удовлетворительным согласованием результатов моделирования теплового состояния плоских пластин и спинок лопаток с экспериментальными данными по распределению температуры сопловой лопатки турбины полноразмерного двигателя; применением метрологически аттестованного измерительного оборудования.

Материалы диссертации докладывались и обсуждались на X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2007», г. Пермь, 2007 г.; на XI Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2008», г. Пермь, 2008 г.; на XII Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2009», г. Пермь, 2009 г.; на совместном научно-техническом семинаре ОАО «Авиадвигатель» и фирмы «NUMECA International» (Бельгия), г. Санкт-Петербург, 2009 г.; на Научно-техническом конгрессе по двигателестроению (НТКД-2010), г. Москва, 2010 г.

Основное содержание работы изложено в 11 опубликованных работах, а также в 5 технических отчетах ОАО «Авиадвигатель».

5.7. Выводы по главе

1. Разработана и внедрена в производство экспериментальная установка для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин, позволяющая проводить исследования лопаток с конфигурацией охлаждения любой сложности, а также верификацию коммерческих пакетов и различных методов математического моделирования применительно к задаче исследования течения воздуха во внутренних полостях лопаток турбин и других каналов сложной геометрии. Указанная установка позволяет исследовать течение воздуха внутри лопаток газовых турбин значительно дешевле и проще, чем проводить аналогичные исследования на реальном двигателе или газогенераторе.

2. С помощью установки для продувки лопаток было выполнено экспериментальное исследование рабочей лопатки 1 ст. турбины высокого давления двигателя ГТУ-25П. Также были проведены гидравлические расчеты данной лопатки в условиях установки в пакетах СБХ 12.1 и 01с1га. Видно, что расчетная модель, используемая СБХ, дает результаты близкие к эксперименту. Наибольшие расхождения расчетных и экспериментальных данных наблюдаются в контрольных точках, расположенных в передней полости лопатки. Однако даже в этих точках разница статических давлений не превышает 7% (около 0.2-0.25 кгс/см"), что можно отнести к потерям давления в результате утечки воздуха из вывода препарирования, а также производственным отклонениям от номинальных размеров при изготовлении лопаток. Это позволяет сделать вывод о корректности гидравлической расчетной модели, используемой пакетом С¥Х 12.1. Расчетная модель, используемая пакетом 01с1га, дает большие расхождения с экспериментом (разница статических давлений в некоторых точках достигает 0.7 кгс/см ) и подходит только для исследования каналов простой геометрии.

6. ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Проведен анализ влияния кривизны профиля спинки сопловой лопатки на эффективность ее охлаждения вт последним рядом перфорации. Показано, что в зависимости от параметров кривизны профиля эффективность пленочного охлаждения может изменяться до 15% относительно плоской пластины.

На основании проведенных параметрических расчетов известная аппроксимация Балдауфа в- /(М,Р,Ти,а,—,—) для плоских пластин была модифицирована введением поправок а:!:к(а,Ь,с,с1) и Ь*я(а,Ь,с,с1) для учета влияния кривизны профиля спинки на эффективность ее охлаждения.

Уточненная аппроксимация верифицирована на основании экспериментальных, эксплуатационных и металлографических исследований сопловых лопаток первой ступени двигателей ПС-90А и ПС-90А2 и позволяет уменьшить погрешность определения температуры спинки сопловой лопатки в среднем на 30 % по сравнению с базовой методикой.

2. Проведен анализ влияния использования профилированных (веерных и конусных) вместо цилиндрических отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения плоских пластин и спинок лопаток газовых турбин. Показано, что использование профилированных отверстий перфорации позволяет добиться улучшения качества пленочного охлаждения до 30% по сравнению с цилиндрическими отверстиями перфорации.

Сформированы рекомендации по выбору оптимальных геометрических параметров профилированных отверстий перфорации, позволяющих максимизировать эффект от внедрения таких отверстий.

Предложенная в работе методика, а также рекомендации по проектированию профилированных отверстий использованы при создании сопловой лопатки первой ступени турбины перспективного двигателя ПД-14, а также при улучшении качества пленочного охлаждения сопловой лопатки первой ступени турбины двигателя ПС-90А2.

3. Спроектирована и изготовлена экспериментальная установка для исследования течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях лопаток газовых турбин.

Проведена экспериментальная верификация методик, используемых коммерческим пакетом СБХ и пакетом в1с1га при решении задачи течения охлаждающего воздуха внутри рабочей лопатки первой ступени турбины. Показано, что одномерный гидравлический расчет расходов и скоростей воздуха в каналах, используемый пакетом С1с1га, некорректно определяет параметры охлаждающего воздуха в каналах сложной геометрии. Также показано, что решение данной задачи методом конечных элементов в полной трехмерной постановке (пакет СБХ) дает высокую сходимость с экспериментом а параметр выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации определяется корректно.

1. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. М.: Машиностроение, 1975 г. 559 с.

2. Иванов В.Л. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок. М.: Машиностроение, 1984 г. -384 с.

3. Кутателадзе С.С. Теплопередача и гидродинамическое сопротивление. М: Энергоатомиздат, 1990 г. 368 с.

4. Грязнов Н.Д., Епифанов В.М., Иванов B.JL, Манушин Э.А. Теплообменные устройства газотурбинных и комбинированных установок. М: Машиностроение, 1985 г. — 360 с.

5. Авдуевский B.C., Галицейский Б.М. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. М: Машиностроение, 1992 г. 521 с.

6. Цветков Ф.Ф., Григорьев Б.А. Тепломассобмен. М: МЭИ, 2005 г. 549 с.

7. Августинович В.Г. Численное моделирование нестационарных явлений в ГТД. Москва, Машиностроение, 2005. 535 с.

8. Mayle R.E. The Turbulence That Matters. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3-6, 2002, Amsterdam, The Netherlands.

9. Baldauf S., Scheurlen M., Schulz A., Wittig S. Correlation of film cooling effectiveness from thermographic measurements at engine like conditions. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3-6, 2002, Amsterdam, The Netherlands.

10. Saumweber C., Schulz A. Effect of geometry variations on the cooling performance of fan-shaped cooling holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

11. Saumweber C., Schulz A. Free-stream effects on the cooling performance of cylindrical and fan-shaped cooling holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

12. Zhihong Gao, Diganta P.N., Je-Chin Han. Full-coverage film cooling for a turbine blade with axial-shaped holes. Journal of thermophysics and heat transfer, vol. 22, No. 1, January-March 2008.

13. Okita Y., Nishiura M. Film effectiveness performance of an arrowhead-shaped film cooling hole geometry. Proceedings of GT2006 ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea and Air, May 8-11, 2006, Barcelona, Spain.

14. Zuniga H.A., Krishnan V., Kapat J.S. Trends in film cooling effectiveness caused by increasing angle of diffusion through a row of conicalholes. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14-17, 2007, Montreal, Canada.

15. Zhang D.H., Chen Q.Y., Sun L., Zeng M., Wang Q.W. The comparison of two species film cooling characteristics between trenched and shaped holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

16. Leedom D.H., Acharya S. Large eddy simulations of film cooling flow fields from cylindrical and shaped holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

17. Greitzer E.M., Tan C.S., Graf M.B. Internal flow. Concepts and applications. Cambridge University Press, 2004, 736 p.

18. Blazek J. Computational fluid dynamics: principles and applications. Elseveir, 2001,440 p.

19. Chappell J., Ligrani P. Aerodynamic performance of suction-side gill region film cooling. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

20. Yiping Lu, Ekkad S.V., Bunker R.S. Trench film cooling effect of trench downstream edge and hole spacing. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

21. Ely M.J., Jubran B.A. A numerical study on increasing film cooling effectiveness through the use of sister holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

22. Baheri S., Jubran B.A. The effect of turbulence intensity on film cooling of gas turbine blade from trenched shaped holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

23. Sundaram N., Thole K.A. Film-cooling flowfields with trenched holes on an endwall. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

24. Colban W.F., Thole K.A., Bogard D. A film-cooling correlation for shaped holes on a flat-plate surface. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

25. Renze P., Schroder W., Meinke M. Large-eddy simulation of film cooling flow ejected in a shallow cavity. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

26. Kustener K., Elyas A., Sugimoto T., Tanaka R. Double-jet film-cooling with low blowing ratios. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

27. Kunze M., Vogeler K., Landis K., Heselhaus A. A new test rig for film cooling experiments on turbine endwalls. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

28. Somawardhana R.P., Bogard D.G. Effects of surface roughness and near hole obstructions on film cooling effectiveness. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14-17, 2007, Montreal, Canada.

29. Na S., Williams В., Dennis R.A., Bryden K.M. Internal and film cooling of a flat plate with conjugate heat transfer. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14-17, 2007, Montreal, Canada.

30. Sundaram N., Thole K.A. Bump and trench modifications to film-cooling holes at the vane endwall junction. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14-17, 2007, Montreal, Canada.

31. Lu Y., Allison D., Ekkad S.V. Influence of hole angle and shaping on leading edge showerhead film cooling. Proceedings of GT2006 ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea and Air, May 8-11, 2006, Barcelona, Spain.

32. Harrison K.L., Bogard D.G. Comparison of rans turbulence models for prediction of film cooling performance. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

33. Металлографические исследования сопловых лопаток 1 ступени ТВД 9.93-04-401 из сплава ЖС6У-ВИ после сертификационных испытаний. Технический отчет № 541/15-4768, ОАО "Авиадвигатель", 2009 г.

34. Результаты термометрирования соплового аппарата 1 ступени ТВД термоиндикаторными красками на газогенераторе № 94-013(852). Технический акт №46274, ОАО "Авиадвигатель", 2008 г.

35. Оценка теплового состояния рабочей лопатки первой ступени ТВД. Техническая справка №48589, ОАО "Авиадвигатель", 2009 г.

36. Анализ влияния формы отверстий, расположения рядов перфорации и параметров охлаждающего воздуха на эффективность пленочного охлаждения. Технический отчет №49063, ОАО "Авиадвигатель", 2009 г.

37. Ganesh N.Kumar, Hukam C.Mongia Validation of An Advanced Turbulence Model with DoE Film-Effectiveness Test Data on a Machined Ring Liner. AIAA Paper 2001-3269.

38. Li S.C., Mongia H.C. An Improved Method for Correlation of Film-Cooling Effectiveness of Gas Turbine Combustor Liners. AIAA Paper 2001-3268

39. Mongia H.C. Gas Turbine Combustor Liner Wall Temperature Calculation Methodology. AIAA Paper 2001-3267

40. Wolfgang Vieser, Thomas Esch, Florian Menter. Heat Transfer Prediction using Advanced Two-Equation Turbulence Models. CFX-VAL10/0602 May 2002.

41. Иноземцев A.A. Энергетические и промышленные газотурбинные установки на базе авиационных ТРДД ОАО "Авиадвигатель. Принципы конвертации". Тяжелое машиностроение, 2009, №9, с.2-6.

42. Тихонов А.С. Оценка достоверности методов математического моделирования, используемых для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин. ISSN 01311336, г. Москва, Тяжелое Машиностроение, №6, 2010, с. 6-9.

43. Тихонов А.С., Сендюрев С.И. Испытательная установка для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин. Тезисы докладов LVII научно-технической конференции.

44. РАН. Комиссия по газовым турбинам РАН, Ассоциация газотурбинных технологий, г. Уфа, 2010.

45. Тихонов A.C., Сендюрев С.И. Применение профилированных отверстий для охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных турбин. -XXX Российская школа по проблемам науки и технологий, г. Миасс, 2010.

46. Тихонов A.C. Проект торцового бесконтактного уплотнения масляной полости опоры турбины высокого давления.- Материалы X Всероссийской научно-технической конференции "Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации 2007", г. Пермь, 2007 г.

47. Оптимизация конструкции системы подвода воздуха на охлаждение 1СА с применением трехмерного вязкого CFD анализа. Технический отчет №49058, ОАО «Авиадвигатель», 2009 г.

48. Уточнение расчета системы подвода охлаждающего воздуха к PJI 1 ступени ТВД с тангенциальной закруткой. Технический отчет №49883, ОАО «Авиадвигатель», 2010 г.

49. Анализ теплового состояния сопловой лопатки 1 ступени ТВД газогенератора-демонстратора решением сопряженной задачи газодинамики и теплообмена. Технический отчет №50316, ОАО «Авиадвигатель», 2010 г.

50. Газодинамический анализ течения в камере сгорания и сопловом аппарате 1 ступени ТВД газогенератора-демонстратора. Технический отчет №50317, ОАО «Авиадвигатель», 2010 г.

51. Крупа В.Г. Комплекс программ расчета течения газа в проточной части многоступенчатой осевой газовой турбины. ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва, 2001.

52. Крупа В.Г, Руденко C.B. Инструкция для комплекса программ порасчету вязкого течения в плоской решетке турбомашины с учетом выдува охлаждающего воздуха в окрестности выходной кромки. ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва, 2003.

53. Turbulence modeling methods for the compressible Navier-Stokes équations. AIAA Paper N83-1693, 1983,13p.

54. Иванов М.Я., Крупа В.Г., Нигматуллин Р.З. Неявная схема С.К. Годунова повышенной точности для интегрирования уравнений Навье-Стокса. Ж. вычисл. матем. и матем. физ. 1989. т. 29 N6 с. 888-901.

55. Инструкция по двумерному тепловому расчету лопатки по программе Т19. ОАО «Авиадвигатель», 2009.1. УТВЕРЖДАЮ?

56. СПРАВКА о внедрении результатов диссерта!1. ОАО«Авиадвигатель»заместительо конструктора игатель» / в .аботы в

57. Начальник отделения турбин (К0-204)1. Сычев В .К.