автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Влияние отношения разностей давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе и стенке сопловой лопатки на тепловое состояние входной кромки

00461

На правах рукописи

150

СЕНДЮРЕВ СТАНИСЛАВ ИГОРЕВИЧ

ВЛИЯНИЕ ОТНОШЕНИЯ РАЗНОСТЕЙ ДАВЛЕНИЙ ОХЛАЖДАЮЩЕГО ВОЗДУХА НА ДЕФЛЕКТОРЕ И СТЕНКЕ СОПЛОВОЙ ЛОПАТКИ НА ТЕПЛОВОЕ СОСТОЯНИЕ ВХОДНОЙ

КРОМКИ

05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 1 ОКТ 2010

Пермь-2010

004611150

Работа выполнена в ОАО «Авиадвигатель»

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Иноземцев Александр Александрович Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Иванов Михаил Яковлевич (Центральный институт авиационного машиностроения им. П.И. Баранова); доктор технических наук, профессор Бульбович Роман Васильевич (Пермский государственный технический университет).

Ведущая организация: НПО «Сатурн» (г. Рыбинск)

Защита состоится «29» октября 2010 г. в 15 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 «29» сентября 2010 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета д.т.н., профессор

Свирщев В.И.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы диссертационного исследования.

Для обеспечения конкурентоспособности авиационных двигателей одними из важнейших требований становятся повышение надежности и топливной экономичности. Эти требования противоречивы, так как увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению надежности двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей. Максимизация одного из этих требований приведет к минимизации другого, однако оба этих требования очень важны и требуют взаимной увязки.

Наиболее теплонапряженной деталью турбины является сопловой аппарат первой ступени. Входная кромка сопловой лопатки является наиболее критическим местом в силу того, что на ней реализуются низкие скорости газового потока, минимальная разница по давлению между охлаждающим воздухом и газом и максимальная температура газового потока. Кроме того, она имеет большую кривизну и угол выхода отверстий перфорации по отношению к поверхности, близкий к 90°. Вследствие этого, эффективность пленочного охлаждения на входной кромке незначительна. Поэтому для входной кромки лопатки наиболее важными способами охлаждения являются струйный обдув и конвективный теплообмен в отверстиях перфорации. На двигателях 4 и 5 поколения все больше проблем возникает с охлаждением спинки сопловой лопатки. Это связано с тем, что нагрузка на ступень, угол поворота потока в решетках и изгиб спинки лопатки увеличиваются. Необходимость пленочного охлаждения спинки обусловлена высокими скоростями (более 400 м/с) и, следовательно, высокими коэффициентами теплоотдачи со стороны газа. Сложность организации пленочного охлаждения спинки лопатки обусловлена большой разностью давлений между охлаждающим воздухом и газом (более 1 МПа), из-за чего охлаждающий воздух не создает защитный барьер.

В связи с этим, для двигателей 5-го поколения необходимо создать такую конструкцию соплового аппарата, в которой была бы возможность регулировать расход охлаждающего воздуха и параметр выдува в последнем ряду перфорации на спинке лопатки, и при этом эффективно охлаждать входную кромку лопатки.

Решение данной проблемы должно происходить на стадии проектирования и детального анализа полей температур, реализуемых в сопловых лопатках турбин с помощью ЗБ методов моделирования и численного анализа. Несмотря на наличие современных средств моделирования, такой анализ остается сложной и трудоемкой задачей и его методика не достаточно отлажена.

Делью данной работы является повышение эффективности охлаждения входных кромок сопловых лопаток высоконагруженных турбин за счет детального исследования закономерностей их охлаждения и разработки методики, позволяющей усовершенствовать проектирование систем охлаждения сопловых лопаток.

Задачи работы:

1. Исследовать закономерности охлаждения сопловых лопаток газовых турбин.

2. Определить основные факторы, влияющие на тепловое состояние охлаждаемых сопловых лопаток газовых турбин.

3. Провести тепловые расчеты существующих конструкций сопловых лопаток и разработать тепловую модель, пригодную для расчета максимально широкого спектра конструкций сопловых лопаток.

4. Разработать методику проектировочных тепловых расчетов сопловых лопаток.

Научная новизна работы состоит в следующем:

- На основе комплексного исследования влияния параметров системы охлаждения и конструктивных особенностей на тепловое состояние сопловых лопаток получена зависимость эффективности охлаждения входной кромки сопловой лопатки от отношения разности давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе лопатки к разности давлений на стенке лопатки.

- Разработана тепловая модель, пригодная для использования в тепловых расчетах и при проектировании охлаждаемых сопловых лопаток турбин.

Практическая ценность работы состоит в следующем:

- разработанная методика оценки теплового состояния позволила определить причину появления дефектов (прогаров и термоусталостных трещин) на сопловых лопатках двигателей ПС-90А, ПС-90А2, на основании чего разработаны и внедряются мероприятия по исключению дефектов;

- на основе разработанной методики была спроектирована сопловая лопатка первой ступени турбины для семейства перспективных авиационных двигателей и промышленных газотурбинных установок;

- модифицирован существующий инженерный инструмент оценки эффективности охлаждения сопловых аппаратов турбин разработки ОАО "Авиадвигатель";

- проведен комплекс работ по систематизации экспериментальных и эксплуатационных данных по температурному состоянию сопловых лопаток различных конструкций турбин высокого давления двигателей ПС-90А, ПС-90А2 и их модификаций. Собраны экспериментальные данные по тепловому состоянию сопловых лопаток турбин, основанные на термометрировании термопарами, измерителями максимальной температуры кристаллическими (ИМТК), термоиндикаторными красками, а также на металлографических исследованиях лопаток;

Достоверность результатов подтверждается удовлетворительным согласованием результатов расчетного анализа с экспериментальными данными по тепловому состоянию сопловых лопаток различных конструкций, полученными в ОАО "Авиадвигатель", применением метрологически аттестованного измерительного оборудования.

Апробация работы.

Основные результаты работы докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях: «Аэрокосмическая техника и высокие технологии» (АКТ) - 2007, АКТ - 2008, АКТ- 2009 (ПГТУ, г. Пермь), «Научно-технический конгресс по двигателестроению НТКД-2010» (АССАД, г. Москва), «XXX Российская школа по проблемам науки и технологий, посвященная 65-летию победы» (г. Миасс, 2010); на научно-технических семинарах ОАО "Авиадвигатель" 2007-2009 г.

Публикации: основное содержание работы изложено в 12-ти публикациях, в том числе 1 статья в российском периодическом рецензируемом издании, рекомендованном ВАК и 8-ми технических отчетах ОАО "Авиадвигатель".

Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит: из введения, 3-х глав, заключения, списка литературы и акта о внедрении. Изложена на 148 страницах, включая 19 таблиц, 81 рисунок и список использованной литературы из 56 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

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

В первой главе проведен анализ состояния исследований по вопросам теплового состояния и охлаждения сопловых лопаток газотурбинных двигателей. Изучены методики исследования и расчета теплового состояния лопаток газовых турбин. Важнейший вклад по исследованию процессов, происходящих в турбомашинах и разработке методик их оценки в России внесли такие специалисты, как Жирицкий Г.С., Локай В.И., Хасилев В.Я., Вулканович М.П., Кутателадзе С.С., Иванов М.Я., Почуев В.П., Нагога, Горбатенко В.Я., Слитенко А.Ф., Авдуевский B.C., Швец И.Т., Дыбан Е.П., Моложен Л.М. и др. Среди зарубежных исследователей следует отметить Бельгийский институт Von Karman и таких специалистов, как Вансант, Балдауф, Шульц, Чапп, Флоршитц, Смитт, Ван-Фоссен, Дже-Шин Хан, Сандип Дутга, Кришнамурти, Абу-Ганэм, Шаумвебер, Зэнг и др.

Рассмотрены существующие схемы охлаждения и материалы, используемые для изготовления лопаток. Описаны условия, при которых эксплуатируются сопловые лопатки турбины. Ведущие мировые двигателестроительные компании (General Electric, Pratt&Whitney, Roll's Royce) ведут постоянную разработку авиационных материалов и конструкций сопловых лопаток газовых турбин. В России ведутся активные работы в данном

направлении. ФГУП ВИАМ были разработаны жаропрочные сплавы (ВКНА, ЖС-36, ЖС-32 и др.), способные составить конкуренцию и превзойти западные аналоги. Моторостроительными конструкторскими бюро и исследовательскими институтами (ФГУП ЦИАМ, ОАО "Авиадвигатель", СМТК им. Кузнецова, НПО "Сатурн" и др.) разработаны эффективные схемы охлаждения сопловых лопаток газовых турбин.

В работе проанализированы проблемы, возникающие при проектировании и разработке сопловых лопаток газовых турбин, а также случаи появления дефектов и повреждений сопловых лопаток в реальной эксплуатации и при испытаниях. В частности, в процессе эксплуатации двигателя ПС-90А и длительных горячих испытаний двигателя ПС-90А2 в условиях воздействия высоких температур (более 2300 К), на сопловых лопатках первой ступени турбины высокого давления были выявлены повреждения пера.

По результатам металлографических исследований сопловых лопаток первой ступени двигателей ПС-90А и ПС-90А2 выяснено, что повреждения лопаток обусловлены образованием термоусталостных трещин по месту высокотемпературного воздействия газового потока: на спинке лопатки при температурах 1150... 1200°С, на входной кромке при температурах 1150...1250°С. На рисунке 1 представлены виды дефектов, обнаруженные при

Рис. 1 - Виды дефектов, обнаруженные при эксплуатации двигателя ПС-90А На рисунке 2 представлены виды повреждений сопловой лопатки первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А2._

Рис. 2 - Виды повреждений сопловой лопатки первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А2 (конструкция Ргай&Мгкпеу)

На основе проведенного обзора показана необходимость совершенствования существующих расчетных методик теплового состояния лопаток турбин и сформулированы задачи исследования.

Во второй главе приведены результаты двумерного и трехмерного анализа полей температур охлаждаемых лопаток на примере сопловой лопатки первой ступени двигателей ПС-90А и ПС-90А2. На основании верифицированных данных по тепловому состоянию этих лопаток была разработана тепловая модель, которая позволяет экономить время при задании граничных условий для двумерных и трехмерных тепловых расчетов, а также методика, позволяющая выбирать эффективную схему охлаждения входной кромки лопатки при проектировочных тепловых расчетах сопловых аппаратов.

Расчеты теплового состояния сопловых лопаток проводились методом конечных элементов. Для решения данной задачи в двумерной постановке используется программа LOP'STER. Это конечно-элементный пакет, который позволяет рассчитывать различные виды охлаждаемых лопаток. Математическая модель включает в себя геометрические характеристики лопатки (форму профиля, геометрию внутренней полости), граничные условия третьего рода (коэффициент теплоотдачи и температура), различные модели пленочного охлаждения (ЦИАМ, Балдауф-Шульц). Для решения в трехмерной постановке использовался коммерческий пакет ANSYS.

Граничные условия определялись по методикам, описанным в главе 1. Распределение скоростей и давлений газа по профилю лопатки для определения эффективности пленочного охлаждения были взяты на основании результатов расчета в программе ЗО-Эйлер. Это комплекс программ, предназначенный для численного решения задачи о пространственных течениях газа в проточных частях многоступенчатых турбин. Результатом решения является распределение газодинамических параметров (давления и скорости газового потока) в проточной части турбины. Наряду с методикой ЗО-Эйлер, использовалась программа 2Б-Навье-Стокс. Эта программа предназначена для расчета вязкого стационарного течения в плоской решетке турбомашины. Задача решается в рамках двумерных уравнений Навье-Стокса, замкнутых двухпараметрической (?-<а) моделью турбулентности. Численное интегрирование системы уравнений осуществляется неявной монотонной схемой Годунова 2-го порядка точности. Стационарное решение находится итерационным методом. Также, использовался трехмерный пакет ANSYS-CFX 11.0 - вычислительный комплекс газовой динамики, основанный на методе конечных объемов с неявным алгоритмом интегрирования, позволяющий решать системы осредненных уравнений Навье-Стокса в трехмерной постановке. На рисунке 3 представлены результаты трехмерного газодинамического расчета.

Рис. 3 - Распределение давления газа на наружной поверхности сопловой лопатки первой ступени двигателя ПС-90А2

Базовые коэффициенты теплоотдачи по наружной поверхности лопатки рассчитаны с учетом турбулентности и пленочного охлаждения. Температура задавалась с учетом радиальной эпюры и окружной неравномерности температур газа на выходе из камеры сгорания. Распределение расходов и давлений охлаждающего воздуха во внутренних полостях лопатки определялось на основании гидравлических расчетов. Подогревы воздуха рассчитывались итерационным методом.

Внутренняя полость лопатки была разбита на зоны, в каждой из которых задавались граничные условия третьего рода (коэффициент теплоотдачи и температура).

Коэффициенты теплоотдачи на внутренней поверхности лопатки определялись:

1) для зон струйного обдува на входной кромке - по эмпирическим зависимостям Чаппа.

2) Для зон, в которых осуществляется обдув через несколько рядов отверстий - по эмпирическим зависимостям Флоршитца:

3) для зон со штырьковой матрицей и открытой выходной кромки - по зависимостям ЦИАМ.

Коэффициенты теплоотдачи и температуры на границах зон сглаживаются методом линейной интерполяции для исключения резких переходов и скачков граничных условий.

Расчет сопловой лопатки первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А проводился по данным ОАО "Авиадвигатель" для режима "взлет" (максимальная температура газа на выходе из камеры сгорания Тг=2070 К) с учетом окружной и радиальной неравномерности поля температур на входе в турбину.

На рисунке 4 представлены результаты трехмерного теплового расчета сопловой лопатки первой ступени двигателя ПС-90А на режиме "взлет".

Рис. 4 - Температурное поле наружной поверхности сопловой лопатки первой ступени

Расчет для сопловой лопатки первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А2 проводился на режиме "взлет" (максимальная температура газа на выходе из камеры сгорания Тг=2317 К) с учетом окружной неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания.

На рисунке 5 представлены результаты трехмерного расчета сопловой лопатки первой ступени двигателя ПС-90А2.

Рис. 5 - Результаты трехмерного расчета сопловой лопатки первой ступени

двигателя ПС-90А2

По результатам расчетов видны критические зоны на пере данной лопатки. Хорошо видны горячие "пятна" на входной кромке, в середине спинки, на корыте и на выходной кромке. В процессе эксплуатации в этих местах появлялись дефекты: прогары и термоусталостные трещины. Кроме того, вследствие воздействия высоких температур и большой разницы давления между охлаждающим воздухом и газом происходит "выпучивание" и последующее растрескивание и разгар спинки лопатки.

Верификация тепловых моделей сопловых лопаток первой ступени двигателей ПС-90А и ПС-90А2 проводилась на основании экспериментальных, эксплуатационных данных и металлографических исследований. Эти способы широко используются в мировой практике.

На рисунке 6 представлены результаты препарирования аппарата термокрасками марок ТР-8 (производства "Roll's Royce") и (производства "ТМС").

соплового МС-490-10

Рис. 6 - Результаты препарирования соплового аппарата термокрасками ТР-8 (сверху) и МС-490-10 (снизу)

Наиболее точным из вышеописанных методов определения температурного состояния является препарирование термопарами (погрешность от 5 до 15 градусов). Однако, из-за невозможности детальной препарировки термопарами деталей сопловых лопаток в силу того, что препарировка нарушает обтекание, пленочное охлаждение и тепловое состояние лопаток, невозможно получить качественную картину распределения температуры в сопловой лопатке. Точность измерения ИМТК также высока, однако, они измеряют только максимальную температуру металла. Для точного измерения максимальной температуры необходимо проводить разборку и снятие показаний с кристаллов на каждом этапе испытаний двигателя. Металлография и термоиндикаторные краски наоборот, обладают меньшей точностью (точность измерения температуры термоиндикаторными красками составляет от 20 до 100 градусов, точность металлографических исследований -50-150 градусов), однако обладают большей информативностью. Поэтому, для получения детальной картины распределения температуры необходимо использовать все имеющиеся методы определения температурного состояния сопловых лопаток.

Была проведена работа по анализу и систематизации всех имеющихся экспериментальных данных. В результате были получены значения измеренных температур, осредненных по окружности (всему блоку сопловых лопаток) для одной лопатки и приведенных для режима "взлет". В таблице 1 приведены результаты сравнения расчетных и экспериментальных данных в критических точках профиля лопатки: входная кромка, спинка, выходная кромка.

Таблица 1. Результаты сравнения расчетных и экспериментальных данных.

Расчет | Эксперимент | Разница

Зона лопатки Температура, °С %

Входная кромка 1243 1200-1250 7-43 1-4

Спинка 1207 1150-1200 7-57 1-5

Выходная кромка 1055 1000-1050 5-55 1-5

Таким образом, после проведения сравнительного анализа рассчитанных тепловых полей лопатки с полученными по результатам экспериментов и металлографических исследований, можно сделать вывод о корректности созданной математической модели теплового состояния сопловых лопаток турбин, а также о достоверности полученных расчетных результатов по определению полей температур.

Основными факторами, влияющими на тепловое состояние входной кромки охлаждаемых сопловых лопаток, являются:

1. Струйный обдув внутренней поверхности входной кромки охлаждающим воздухом через отверстия в дефлекторе.

2. Конвективный теплообмен в отверстиях перфорации на входной кромке.

3. Пленочное охлаждения через отверстия перфорации входной кромки.

Эффективность пленочного охлаждения на входной кромке лопатки низка

из-за неоптимальных параметров выдува охлаждающего воздуха в этом месте. Поэтому, наибольший вклад в температурное состояние входной кромки вносят конвективный теплообмен в отверстиях перфорации и струйный обдув входной кромки изнутри.

Выражение для определения коэффициента теплоотдачи в общем случае можно представить в виде:

а = (1)

где А, п - коэффициенты, зависящие от характера течения в исследуемой области.

Таким же образом можно выразить и коэффициент гидравлического сопротивления в каналах охлаждаемой лопатки:

(2)

где в, т - коэффициенты, зависящие от характера течения в исследуемой области.

Тогда, выражение для коэффициента теплоотдачи будет выглядеть, как:

( 2 АР-Р„-Р-с1

а = А\-

{ВЯё)

где Л - универсальная газовая постоянная;

ё - ускорение свободного падения;

АР - разность давлений на входе и выходе из канала;

Рср - среднее давление в канале;

Тср - средняя температура в канале;

(3)

- площадь канала (отверстий перфорации, отверстий обдува); с! - диаметр канала (отверстий перфорации, отверстий обдува); ц - динамическая вязкость.

Коэффициенты А,п для разных типов течения хорошо исследованы, в отличие от коэффициентов В,т. На основании экспериментальных данных и верифицированных расчетных данных были получены значения для коэффициентов В,т. Для ряда перфорации зависимость (2) будет иметь вид:

^ = 5.4456 -Не"00954, (4)

а для зоны струйного обдува:

80.496 •е-юооо5к' (5)

Температурное состояние стенки лопатки определяется соотношением тепловых потоков с разных ее сторон. Поэтому, в качестве критерия максимальной эффективности охлаждения можно использовать условие максимального суммарного теплового потока со стороны охлаждающего воздуха в лопатке, который можно выразить, как функцию отношения разностей давлений на дефлекторе и стенке лопатки: •

АР

тах(Х?) = /(—^Ч, (6)

ЛР„„

где ?-суммарный тепловой поток со стороны охлаждающего воздуха на входной кромке лопатки.

Используя уравнение (3) для критерия (6) были получены зависимости параметров охлаждения входной кромки лопатки от геометрических характеристик системы охлаждения сопловой лопатки.

Условием для выполнения критерия (6) являются соотношения: • при Яеперф > 5000:

• при Кетрф <5000:

-1876581-^-

-0.3716^-^-

£) АР,

+ 63.345 -

ДР.

-387.1б|-^-

+66538

+ 574.2

= 0,(7)

= 0,(8)

' стенка / Ч^^ стгнка /

где I - длина отверстий перфорации, О - внутренний диаметр входной кромки лопатки.

А зависимость разностей давлений на стенке дефлектора и лопатки от площади отверстий имеет вид:

• ряд перфорации:

АР— =-0.0005^ + 0.027^ -0.2322^ +0.6348, (9)

• ряд отверстий обдува:

ДРдеф =О.ОООЗРдеф3 -0.0041Р„ф! -0.0272Р„ф +0.5712, (10)

гДе К,рф, Р»,ф " суммарная площадь отверстий в ряду отверстий перфорации и отверстий обдува в дефлекторе соответственно.

На основании полученных данных была создана методика теплового проектирования системы охлаждения входных кромок сопловых лопаток газовых турбин.

Порядок проектирования лопаток по данной методике следующий:

1. Выбор основных параметров системы охлаждения (суммарный расход воздуха в лопатку в,, определение максимальной разности между охлаждающим воздухом и газом ДР = АРд1ф + ДРстит, задание минимального гарантированного перепада на входной кромке лопатки ДР<2"„„)

2. Выбор основных геометрических параметров входной кромки лопатки (минимальной толщины стенки и диаметра входной кромки, имеющегося технологического ряда диаметров отверстий в дефлекторе и отверстий перфорации)

3. Определение по зависимости (7) и (8) отношения разности давлений

ДР.,

воздуха на дефлекторе и на стенке лопатки-—.

^^стенка

4. Определение по зависимостям (9) и (10) геометрических параметров отверстий перфорации и отверстий в дефлекторе.

В третьей главе описано использование полученной методики при проектировании сопловых лопаток перспективных турбин. Методика использована при проектировании модифицированных систем охлаждения сопловых лопаток для двигателей ПС-90А и ПС-90А2. В результате чего были получены более экономичные и теплоэффективные схемы охлаждения.

На рисунке 7 представлена конструкция модифицированной сопловой лопатки первой ступени турбины высокого давления для двигателя ПС-90А2.

Рис. 7- Общий вид модифицированной сопловой лопатки первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А2

В таблице 2 представлено сравнение основных параметров охлаждения лопаток исходной и модифицированной конструкций двигателя ПС-90А2.

Таблица 2. Сравнение основных параметров охлаждения лопаток исходной и модифицированной конструкций двигателя ПС-90А2.

Параметр Исходная лопатка Модернизированная лопатка

Суммарный расход воздуха в лопатку, %Оквд 12.985 10.419

Средняя эффективность охлаждения среднего сечения 0.6264 0.7016

Температура в месте дефекта (входная кромка), °С 1243 1174

Температура в месте дефекта (выходная кромка), °С 1055 1002

Температура в месте дефекта (спинка), °С 1207 1017

Видно заметное снижение температур метала в местах дефектов. Кроме того, за счет организации более эффективной системы охлаждения удалось сократить расход охлаждающего воздуха более, чем на 20%.

Была спроектирована сопловая лопатка первой ступени экспериментального газогенератора для семейства двигателей пятого поколения (рисунок 8).

Рис. 8- Общий вид наружной поверхности (слева) и внутренней полости (справа) сопловой лопатки первой ступени турбины высокого давления

Средняя эффективность охлаждения экспериментальной сопловой лопатки первой ступени выше на 15%, чем у двигателя ПС-90А и на 8%, чем у двигателя ПС-90А2.

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

1. Проведено комплексное исследование температурного состояния охлаждаемой сопловой лопатки турбины нескольких конструкций с учетом множества различных факторов. Проведен комплекс работ по анализу и систематизации экспериментальных и эксплуатационных данных по тепловому состоянию сопловых лопаток первой ступени турбины двигателей ПС-90А и ПС-90А2. Сформирована база по тепловому состоянию для этих сопловых лопаток.

2. Создана тепловая модель охлаждаемой сопловой лопатки на основании тепловых расчетов сопловых лопаток первой ступени турбины двигателей ПС-90А и ПС-90А2. Путем сопоставления изученных экспериментальных и эксплуатационных данных были верифицированы полученные тепловые модели.

3. На основании верифицированных тепловых моделей была получена зависимость для эффективности охлаждения входной кромки лопатки от реализуемых разностей давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе и стенке лопатки в районе входной кромки и создана усовершенствованная методика проектирования систем охлаждения (входной кромки) сопловых лопаток, позволяющая сократить время проектирования в 2 раза без потери точности.

4. Полученные в диссертационной работе тепловые модели и разработанная методика использовались при проектировании сопловых лопаток модифицированных конструкций для двигателей ПС-90А и ПС-90А2, а также при проектировании сопловой лопатки экспериментального газогенератора для семейства двигателей пятого поколения.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Сендюрев С.И. Идентификация тепловой и гидравлической моделей ротора турбины высокого давления двигателя ПС-90А2. - Материалы X Всероссийской научно-технической конференции "Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2007", г. Пермь, 2007 г., с. 58-60

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. Сендюрев С.И. Исследование конвективного теплообмена во вторичных полостях осевых турбин газотурбинных двигателей. - Материалы XII Всероссийской научно-технической конференции "Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2009", г. Пермь, 9-10 апреля 2009 г., с. 94-95.

4. Сендюрев С.И. Проблемы охлаждения сопловых лопаток турбин и способы их решения. - Газотурбинные технологии, №2,2010, с. 2-5.

5. Сендюрев С.И. Результаты исследования закономерностей охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных турбин. - Сборник тезисов "Научно-технический конгресс по двигателестроению (НТКД-2010)", г. Москва, 15-16 апреля 2010 г., с. 49-52.

6. 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., с.88-91.

7. 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.

8. 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.

9. Иноземцев A.A., Сендюрев С.И. Исследование и проектирование систем охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин. -Тяжелое Машиностроение, №9,2010, с. 4-12.

10. Сендюрев С.И., Проектирование перспективных охлаждаемых сопловых лопаток высоконагруженных турбин. - Сборник трудов всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и специалистов «Новые решения в газотурбиностроении» г. Москва, 5-8 октября.2010 г.

11. 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, 5-8 октября 2010 г

12. 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

Введение

1. Анализ состояния исследований температурного состояния охлаждаемых сопловых лопаток турбин

1.1 Охлаждение лопаток турбины: конструкция, режимы и условия работы

1.2 Методы исследования температурного состояния сопловых лопаток турбин

1.2.1 Моделирование теплоотдачи во внутренних полостях лопатки

1.2.2 Моделирование теплоотдачи на наружной поверхности лопатки

1.2.3 Влияние пленочного охлаждения на теплообмен на наружной поверхности лопатки

1.2.4 Влияние турбулентности потока на теплообмен на наружной поверхности лопатки

1.2.5 Влияние перепада давлений на входной кромке на эффективность ее охлаждения

1.2.6 Влияние формы профиля отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения

1.3 Выводы по главе. Задачи исследования.

2. Моделирование теплообмена в сопловых лопатках турбин.

2.1 Температурные поля в сопловых лопатках.

2.1.1 Определение теплового состояния сопловой лопатки первой ступени двигателя ПС-90А

2.1.2 Определение теплового состояния сопловой лопатки первой ступени двигателя ПС-90А

2.2Верификация результатов расчетов 92 2.3 Оценка эффективности охлаждения входной кромки сопловых лопаток турбин.

2.4 Выводы по главе.

3. Применение результатов исследования при проектировании двигателя.

3.1 Применение разработанной методики при проектировании системы охлаждения входной кромки сопловых аппаратов турбин.

3.2 Применение разработанной методики и тепловой модели при проектировании сопловой лопатки первой ступени экспериментального двигателя.

3.3 Выводы по главе.

Достижение конкурентоспособности авиационного двигателестроения в мировом масштабе является важнейшим шагом в переходе к производящей, наукоемкой и несырьевой модели экономики. В настоящее время авиапромышленность является одной из ведущих отраслей инновационного развития экономики России. Кроме того, авиационная промышленность является одной из наиболее наукоемких отраслей в мире.

Авиационные двигатели признаны наисложнейшим механизмом XX века и являются продукцией с широчайшим спектром применения: генерация электроэнергии, привод для нагнетателей природного газа и нефтяных насосов, но в первую очередь, гражданская и военная авиация.

Для. обеспечения конкурентоспособности двигателей одними из важнейших требований становятся повышение надежности и топливной экономичности. Эти требования противоречивы, так как увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению надежности двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей. Максимизация одного из этих требований приведет к минимизации другого, однако оба этих требования очень важны и требуют взаимной увязки.

В погоне за КПД постоянно растет температура на входе в турбину. С учетом окружной неравномерности она может достигать величин порядка 2200 К. В связи с этим растет значение пленочного охлаждения. Максимально допустимая температура для лопатки растет, в свете постоянного совершенствования используемых материалов, а рабочие температуры для теплозащитного покрытия меньше или равны 1200, следовательно, охлаждать надо наружную поверхность лопатки.

На двигателях 4 и 5 поколения все больше проблем возникает с охлаждением спинки лопатки. Это связано с тем, что нагрузка на ступень, угол поворота потока в решетках и изгиб спинки лопатки увеличиваются.

Необходимость пленочного охлаждения спинки обусловлена высокими скоростями (более 400 м/с) и, следовательно, высокими коэффициентами теплоотдачи со стороны газа. Сложность организации пленочного охлаждения спинки лопатки обусловлена большой разностью давлений между охлаждающим воздухом и газом (более 1 МПа), из-за чего охлаждающий воздух не создает защитный барьер, а вылетает в межлопаточный канал. На входной кромке лопатки наоборот, реализуются низкие скорости газового потока, минимальная разница по давлению между охлаждающим воздухом и газом и максимальная температура газового потока. Кроме того, она имеет большую кривизну и угол выхода отверстий перфорации по отношению к поверхности, близкий к 90°. Вследствие этого, эффективность пленочного охлаждения на входной кромке незначительна. Поэтому для входной кромки лопатки наиболее важными способами охлаждения являются струйный обдув и конвективный теплообмен в отверстиях перфорации.

В связи с этим, для двигателей 5-го поколения необходимо создать такую конструкцию соплового аппарата, в которой была бы возможность регулировать пленку в последнем ряду перфорации на спинке лопатки, и при этом эффективно охлаждать входную кромку лопатки.

Решение данной проблемы должно происходить на стадии проектирования и детального анализа полей температур, реализуемых в сопловых лопатках турбин с помощью ЗО методов моделирования и численного анализа. Несмотря на наличие современных средств моделирования, такой анализ остается сложной и трудоемкой задачей и его методика не достаточно отлажена.

Целью данной работы, направленной на повышение надежности сопловых аппаратов турбин авиационных двигателей, является исследование закономерностей охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин и разработка методики, позволяющей усовершенствовать проектирование систем охлаждения сопловых лопаток.

Задачи работы:

1. Исследовать закономерности охлаждения сопловых лопаток газовых турбин.

2. Определить основные факторы, влияющие на тепловое состояние охлаждаемых сопловых лопаток газовых турбин.

3. Провести тепловые расчеты существующих конструкций сопловых лопаток и разработать тепловую модель, пригодную для расчета максимально широкого спектра конструкций сопловых лопаток.

4. Разработать методику проектировочных тепловых расчетов сопловых лопаток.

Научная новизна работы состоит в следующем:

- На основе комплексного исследования влияния параметров системы охлаждения и конструктивных особенностей на тепловое состояние сопловых лопаток получена зависимость эффективности охлаждения входной кромки сопловой лопатки от отношения разности давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе лопатки к разности давлений на стенке лопатки.

- Разработана тепловая модель, пригодная для использования в тепловых расчетах и при проектировании охлаждаемых сопловых лопаток турбин.

Систематизированы и обобщены экспериментальные и эксплуатационные данные по тепловому состоянию сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления двигателей ПС-90А, ПС-90А2, установленных на семействе гражданских самолетов ТУ-204/214 и ИЛ-96.

Практическая ценность работы состоит в следующем:

- Разработанная методика оценки теплового состояния позволила определить причину появления дефектов (прогаров и термоусталостных трещин) на сопловых лопатках двигателей ПС-90А, ПС-90А2.

Разработаны и внедряются мероприятия по исключению вышеописанных дефектов.

- На основе разработанной методики была спроектирована сопловая лопатка первой ступени турбины унифицированного газогенератора для семейства перспективных авиационных двигателей и промышленных газотурбинных установок.

- Модифицирован существующий инженерный инструмент оценки эффективности охлаждения сопловых аппаратов турбин разработки ОАО "Авиадвигатель".

- Проведен комплекс работ по систематизации экспериментальных и эксплуатационных данных по температурному состоянию сопловых лопаток различных конструкций турбин высокого давления двигателей ПС-90А, ПС-90А2 и их модификаций. Собраны экспериментальные данные по тепловому состоянию сопловых лопаток турбин, основанные на термометрировании термопарами, измерителями максимальной температуры кристаллическими, термоиндикаторными красками, а также на металлографических исследованиях лопаток.

Достоверность результатов подтверждается удовлетворительным согласованием результатов расчетного анализа с экспериментальными данными, полученными в ОАО "Авиадвигатель", применением метрологически аттестованного измерительного оборудования.

Основные результаты работы докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях: «Аэрокосмическая техника и высокие технологии» (АКТ) - 2007, АКТ - 2008, АКТ- 2009 (ПГТУ, г. Пермь), «Научно-технический конгресс по двигателестроению НТКД-2010» (АССАД, г. Москва), «XXX Российская школа по проблемам науки и технологий, посвященная 65-летию победы» (г. Миасс, 2010); на научно-технических семинарах ОАО "Авиадвигатель" 2007-2009 г.

Основное содержание работы изложено в 9-ти публикациях, в том числе 1 статья в российском периодическом рецензируемом издании, рекомендованном ВАК и 8-ми технических отчетах ОАО "Авиадвигатель".

Диссертационная работа состоит: из введения, 3-х глав, заключения, списка литературы и акта о внедрении. Изложена на 147 страницах, включая 19 таблиц, 81 рисунок и список использованной литературы из 86 наименований.

3.3 Выводы по главе.

1. На основании результатов, полученных в предыдущих разделов диссертационной работы, была разработана методика, позволяющая усовершенствовать проектирование систем охлаждения сопловых лопаток турбин.

2. Методика использована при проектировании модифицированных систем охлаждения сопловых лопаток для двигателей ПС-90А и ПС-90А2. В результате чего были получены более экономичные и теплоэффективные схемы охлаждения (таблица 3.1).

3. Методика была использована при проектировании соплового аппарата первой ступени для перспективного экспериментального двигателя.

4. Результаты диссертационной работы включены в отчеты по договорным исследовательским работам ОАО "Авиадвигатель" с Объединенной Двигателестроительной Корпорацией, а также в технические отчеты по проектированию лопаток ОАО "Авиадвигатель", и используются при разработке новейших охлаждаемых сопловых лопаток турбин.

4. Заключение.

1. Проведено комплексное исследование температурного состояния охлаждаемой сопловой лопатки турбины нескольких конструкций с учетом множества различных факторов. Проведен комплекс работ по анализу и систематизации экспериментальных и эксплуатационных данных по тепловому состоянию сопловых лопаток первой ступени турбины двигателей ПС-90А и ПС-90А2. Сформирована база по тепловому состоянию для этих сопловых лопаток.

2. Создана тепловая модель охлаждаемой сопловой лопатки на основании тепловых расчетов сопловых лопаток первой ступени турбины двигателей ПС-90А и ПС-90А2. Путем сопоставления изученных экспериментальных и эксплуатационных данных были верифицированы полученные тепловые модели.

3. На основании верифицированных тепловых моделей была получена зависимость для эффективности охлаждения входной кромки лопатки от реализуемых разностей давлений охлаждающего воздуха на дефлекторе и стенке лопатки в районе входной кромки и создана методика проектирования системы охлаждения входной кромки сопловых лопаток.

4. Полученные в диссертационной работе тепловые модели и разработанная методика использовались при проектировании сопловых лопаток модифицированных конструкций для двигателей ПС-90А и ПС-90А2, а также при проектировании сопловой лопатки экспериментального газогенератора для семейства двигателей пятого поколения.

1. Иноземцев, A.A. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. /A.A. Иноземцев, М.А. Нихамкин, B.JI. Сандрацкий. - M.: Машиностроение, 2008. - Т. 2. - 366 е.: ил. - (Серия: Газотурбинные двигатели).

2. 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.

3. Жирицкий Г.С. Газовые турбины авиационных двигателей. / Жирицкий Г.С., Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. под ред. Жирицкого Г.С. // -М.: Оборонгиз, 1963 г. - 608 с.

4. The Get Engine. Rolls-Royce pic, 1997.

5. Локай В.И. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. / Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. / М.: Машиностроение, 1997 г. -512 с.

6. Cherry D.G. The Aerodynamic Design and Performance of the NASA/GE E3 Low Pressure Turbine. - AIAA Paper, 1984, N 1162. Газодинамический расчет и характеристики турбины вентилятора двигателя о

Е фирмы Дженерал Электрик. Новости зарубежной науки и техники. Серия Авиационное Двигателестроение, N 3,1985

7. Иванов М.Я., Почуев В.П. Проблемы создания высокотемпературных турбин современных авиационных двигателей. Конверсия машиностроения, №5, 2000 г.

8. Сендюрев С.И. "Проблемы охлаждения сопловых лопаток турбин и способы их решения". - Газотурбинные технологии, №2, 2010, с. 2-5.

9. Андерсон В. Вычислительная гидромеханика и1 теплообмен. / Андерсон В„ Таннехилб Дж., Плеттер Р. // в 2-х томах, - М.: Мир. 1990. -728с.

10. Хасилев В .Я. Элементы теории гидравлических цепей, Известия АН СССР, Энергетика и транспорт, 1964, № 1, с.69-88.

11. Вулканович М. П. Термодинамика. / Вулканович М.П., Новиков И.И. // - М.: Машиностроение, 1984. - 200 с.

12. Калиткин H.H. Численные методы. - М.: Наука, 1978.

13. Horlock J.H., Denton J.D. A Review of some design practice using CFD and a current perspective. GT2003-38973. ASME TURBO EXPO 2003.

14. Горбатенко В.Я., Капинос В. M., Слитенко А.Ф. Отчет о научно-исследовательской работе. Тепловые процессы в высокотемпературных аппаратах и конструкциях. Метод и программа расчета систем охлаждения газовых турбин. ХПИ им В. И. Ленина, 1983.

15. Хасилев В.Я. Элементы теории гидравлических цепей, Известия АН СССР, Энергетика и транспорт, 1964, № 1, с.69-88.

16. Сендюрев С.И. "Исследование конвективного теплообмена во вторичных полостях осевых турбин газотурбинных двигателей". - Материалы XII Всероссийской научно-технической конференции "Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2009", г. Пермь, 9-10 апреля 2009 г., с. 94-95.

17. 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*.

18. Шлихтинг Г.М. Теория пограничного слоя. - М: Наука, 1974 г. -711с.

19. Je-Chin Han, Sandipi Dutta, Srinat V. EkkacL, Gas Turbine Heat' Transfer And Cooling Technology, 2000.

20. Иванов В.JI. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок. / Иванов В.Л., Леонтьев А.И., Манушин Э.А., Осипов М.И. // - М.: Машиностроение, 1984 г. - 384 с.

21. Авдуевский B.C. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. / Авдуевский B.C., Галицейский Б.М., Глебов Г.А., и др. под ред. Кошкина В.К. // Москва, 1975 г. - 624 с.

22. Baldauf S., Scheurlen М., Schulz A., Wittig S., Correlation of film cooling effectiveness from thermographic measurements at engine like conditions, ASME Turbo Expo 2002.

23. James W. Post and Sumanta Acharya «The Role of Density Ratio and Blowing Ratio on Film Cooling in a Vane Passage». ASME Turbo Expo 2010: Gas Turbine Technical Congress & Exposition, GT2010, June 14-18, 2010, Glasgow, Uk.

24. Mayle R.E. The Turbulence That Matters. [Текст] / R.E. Mayle, K. Dullenkopf, A. Schulz // Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3-6, 2002, Amsterdam, The Netherlands.

25. Августинович В.Г. Численное моделирование нестационарных явлений в турбомашинах. / Августинович В.Г., Шмотин Ю.Н., Сипатов A.M., Румянцев Д.Б. и др. под ред. Августиновича В.Г., Шмотина Ю.Н. // - М.: Машиностроение, 2005 г. - 536 с.

26. Abu-Ghanam B. Natural Transition of Boundary Layers - The Effects of Turbulence, Pressure Gradient and Flow History [Текст] / Abu-Ghanam В., Shaw R., J. // of Mech. Eng. Science, Vol. 22, pp. 213-228.

27. Christian Saumweber. Comparison of the cooling performance of cylindrical and1 fan-shaped cooling holes with special emphasis on the effect of internal coolant cross-flow. [Текст] / С. Saumweber // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

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

29. Christian Saumweber. Effect of geometry variations on the cooling-performance of fan-shaped cooling holes. [Текст] / С. Saumweber // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

30. 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.

31. Zhang D.H, Chen Q.Y., Sun L„ Zeng M., Wang Q.W. The comparison of two species film cooling characteristic between trenched and shaped holes. [Текст] / Zhang D.H, Chen Q.Y., Sun L., Zeng M., Wang Q.W // Proceedings of ASME Turbo Expo 2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

32. Cuong Q. Nguyen, Perry L. Johnson, Bryan C. Bernier, Son H. Ho, and Jayanta S. Kapat «Comparison of Film Effectiveness and Cooling Uniformity of Conical and Cylindrical-Shaped Film Hole With Coolant-Exit Temperature Correction». ASME Turbo Expo 2010: Gas Turbine Technical Congress & Exposition, GT2010, June 14-18, 2010, Glasgow, Uk.

33. Тихонов A.C., Двигатель ПД-14. Анализ влияния формы отверстий, расположения рядов перфорации и парамтеров охлаждающего воздуха на эффективность пленочного охлаждения, ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

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

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

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

37. Turbulence modeling methods for the compressible Navier-Stokes equations: AIAA Paper N83-1693, 1983,13p.

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

39. Трубников В.А. Исследование двигателя ПС-90А № 3190008в1р1л2, ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

40. Цаплина М.А., Двигатель ПС-90А2. Результаты термометрирования соплового аппарата первой ступени турбины высокого давления термоиндикаторными красками на газогенераторе № 94-013(852), ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

41. Иноземцев A.A., Сендюрев С.И. "Исследование и проектирование систем охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин". - Тяжелое Машиностроение, №8, 2010, с. 4-12.

42. Оборина Н.В., Двигатель 93-02(032). Металлографические исследования сопловых лопаток 1 ступени ТВД 9.93-04-401 из сплава ЖС6У-ВИ после сертификационных испытаний, ОАО "Авиадвигатель", Пермь 2009.

43. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. - М.: Наука, 1978 г. -736 с.

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

45. Братухин А.Г. Основы создания газотурбинных двигателей для магистральных самолетов. / Братухин А.Г., Решетников Ю.Е., Иноземцев A.A., и др. под ред. Братухина А.Г., Решетникова Ю.Е., Иноземцева A.A. // -М.: Авиатехинформ, 1999. - 554 с.

46. Вансант И. Конвективный теплообмен при турбулентном течении в дозвуковых диффузорах. / Вансант И., Ларсон М. // - Аэродинамическая техника, 1987 г. №4. - С. 25-32.

47. Zhenfeng Wang, Peigang Yan, Hongyan Huang, and Wanjin Han «Conjugate Heat Transfer Analysis of a High Pressure Air-Cooled Gas Turbine Vane». ASME Turbo Expo 2010: Gas Turbine Technical Congress & Exposition, GT2010, June 14-18, 2010, Glasgow, Uk.

48. Polanka M.D., Bogard D.G., Reeder M.F. "Determination of cooling parameters for a high speed, true scale, metallic turbine vane ring". Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9-13, 2008, Berlin, Germany.

49. Куталадзе С.С. Справочник по теплопередаче. / Куталадзе С.С., Боришанский В.М. // - 1959 г.

50. Ф.Ф. Цветков, Б.А. Григорьев «Тепломассобмен». М: МЭИ, 2005 г. - 549 с.

51. Сендюрев С.И., Тихонов А.С. «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.

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

53. Сендюрев С.И. "Результаты исследования закономерностей охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных турбин". - Сборник тезисов "Научно-технический конгресс по двигателестроению (НТКД-2010)", г. Москва, 15-16 апреля 2010 г., с. 49-52.

54. 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.

55. Сендюрев С.И., «Проектирование перспективных охлаждаемых сопловых лопаток высоконагруженных турбин». - Сборник трудов всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и специалистов «Новые решения в газотурбиностроении» г. Москва, 5-8 октября.2010 г.

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