close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

bd000102206

код для вставкиСкачать
На правах рукописи
Батурин Олег Витальевич
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ОСЕВЫХ
АВИАЦИОННЫХ ТУРБИН ПРИ ИХ
ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ДОВОДКЕ С ПОМОЩЬЮ
ЧИСЛЕННЫХ МЕТОДОВ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ
Специальность 05.07.05 -Тепловые, электроракетные двигатели и
энергоустановки летательных аппаратов
Автореферат
диссертации на соискание ученой степени
кандидата технических наук
Самара - 2005
Работа выполнена в Государственном образовательном учреждении высшего профессио­
нального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени
академика С П . Королева" и в ОАО "Самарский наз^чно-технический комплекс им. Н.Д. Куз­
нецова"
Научный руководитель:
доктор технических наук
профессор Матвеев В.Н.
Официальные оппоненты:
доктор технических наук
профессор Емин О.Н.
кандидат технических наук
Михеенков Е.Л.
Ведущее предприятие:
ОАО "НПО"Сатурн"(г. Рыбинск)
Защита состоится « 16 » декабря 2005 г. в 10 часов на заседании диссертационного
совета Д.212.215.02 государственного образовательного учреждения высшего профессиональ­
ного образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика
С П . Королева" по адресу 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке государственного образовательного
учреждения высшего профессионального образования "Самарский государственный аэро­
космический университет имени академика С П . Королева".
Автореферат разослан« 1 »
Ученый секретарь
диссертационного совета,
д.т.н., профессор
ноября
2005 г.
уб^'^С^^^*^
В-Н. Матвеев
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность работы. При создании перспективных ГТД и ГТУ неизбежно встает за­
дача повышения газодинамической эффективности турбины, поскольку она непосредствен­
ным образом влияет на топливную экономичность двигателя и в конечном итоге определяет
его конкурентоспособность. Например, для 'ГРДД с умеренными параметрами цикла недобор
1 % кпд Т В Д ведёт к увеличению удельного расхода топлива примерно на 0,7%.
За последние несколько десятков лет условия работы турбин авиационных ГТД сущест­
венно ужесточились. Темперагура газов перед турбиной возросла почти в 1,5 раза, что вместе
с ее высокой окружной неравномерностью вьпывает необходимость увеличения расходов
охлаждающего воздуха. Рост степени сжатия в компрессоре приводиг к существенному
уменьшению высоты лопаток первых ступеней турбины. Увеличение срабатываемого теплоперепада вьиывает появление большой диффузорносги проточной части в меридиональной
плоскости и сверхзвуковьк течений в межлопаточных каналах. Эти факторы, а также необхо­
димость обеспечения заданного ресурса работы двигателя, приводят к тому, что достижение
заложенного в техническом задании значения кпд турбины является сложной научно-техни­
ческой задачей. Особенно напряженно она решается при газодинамической доводке уже
спроектированного изделия, когда нет возможности внесения существенных изменений в
конструкцию турбины.
Делью работы является повьппение энергетической эффективности осевых авиационных
турбин при их газодинамической доводке.
В соответствии с поставленной целью были определены следующие задачи исследова­
ния:
1. Проанализировать условия работы современных авиационных осевых турбин и найти
перспективные направления и способы повьш1ения их энергетической эффективности
при газодинамической доводке.
2. Разработать методику создания расчетных моделей потока в лопаточных венцах (ЛВ)
осевых авиационных турбин в программных комплексах, основанных на решении
уравнений Навье - Стокса.
3. Сформулировать и обосновать критериальные параметры для оценки газодинамиче­
ской эффекгавности Л В рабочего колеса (РК).
4. Разработать методику расчетного определения характеристик осевых турбин с учетом
пространственного течения газа в межлопаточных каналах.
5. Оценить адекватность результатов газодинамических расчетов, выполненных по
разработанной методике, известным экспериментальным данным.
6. Разработать рекомендации, позволяющие снизить потери в неохлаждасмых Л В за счет
коррекции формы выходных кромок лопаток.
7. Разработать методику использования программных комплексов на базе методов
вычислительной газовой динамики для поиска рациональной конфигурации Л В сту­
пени с изогнутыми сопловыми лопатками при газодинамической доводке осевых
авиационных турбин.
Методы исследования. Для решения поставленных задач были использованы методы
высшей математики, вычислительной газовой динамики, методы проеетирования и расчетов
осевых турбомашин. программный комплекс на основе метода конечных разностей FlowEr,
программный комплекс на основе метода конечньк объемов Fluent, а также ряд программ,
используемых при проектном газодинамическом расчете осевых турбин в ОАО им. Н.Д. Куз­
нецова.
_ _
Научной новизной обладают следующие резул^та1ВМ-р»бо1П1лнА.1ЬНАд !
БИБЛИОТЕКА
СП
ОЭ
j
iy7S3J
1. Методика создания расчетных моделей дозвукового и трансзвукового потока в Л В в
программных комплексах Fluent и FlowEr, отличающаяся рекомендациями по выбору
граничных условий, числа конечньк элементов, типа расчетной сетки и критериев
сходимости газодинамического расчета.
2. Методика расчетного определения характеристик осевых турбин с учетом пространст­
венного течения с помощью программы FlowEr.
3. Кркгериальные параметры для оценки газодинамической эффективности Л В РК.
4. Рекомендации по выбору формы выходных кромок неохлаждаемых лопаток
трансзвуковых турбинных ЛВ.
5. Выявленные закономерности изменения параметров потока и составляющих потерь в
ступенях осевых турбин с тангенциально наклоненньлми лопатками соплового аппа­
рата (СА).
6. Методика определения рациональной конфигурации Л В при газодинамической до­
водке осевых турбин с сопловыми лопатками, изогнутыми в тангенциальном направ­
лении.
Достоверность полученных результатов обеспечивается:
корректностью применяемых физических моделей течения газа и используемых
допущений при составлении расчетных моделей потока;
использованием эффективных и апробированных отечественными и зарубежными
исследователями методик численного решения уравнений газовой динамики;
апробацией используемых расчетных программ путем сравнения результатов расче­
тов с имеющимися экспериментальными данными.
Практическая ценность. Разработанная методика использования современных про­
грамм, основанных на решении уравнений Навье - Стокса, для исследования течения в меж­
лопаточных каналах осевых авиационных турбин и методика определения характеристик
осевых турбин позволяют получать результаты газодинамических расчетов, которые отлича­
ются от опытных данньгс в основном на величину, не превьппающую погрешности экспери­
мента.
Использование этих методик позволяет проводить расчетные исследования, направлен­
ные на повьппение энергетической эффективности осевых авиационных турбин при их газо­
динамической доводке. В частности, разработаны предложения по коррекции формы выход­
ных кромок неохлаждаемых лопаток, обеспечивающие снижение профильных потерь, и
сформулированы рекомендации по выбору формы тангенциально наклоненных лопаток СА.
В целом полученные результаты направлены на повышение экономичности сзтцествующих ГТД за счет газодинамического усовершенствования проточной части (ПЧ) турбины, а
также на создание научно - методического задела для проектирования перспективных ГТД.
Разработанные рекомендации и методики были использованы в работе отдела турбин
ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова при доводке ТВД и ТНД двигателя НК-93, а также при про­
ектировании двигателей НК-123 и НК-126. Методики создания моделей потока и расчета ха­
рактеристик осевых авиационных турбин внедрены в учебный процесс на факультете двига­
телей летательных аппаратов ОГАУ.
Апробация работы. Основные положения диссертационной работы бьши обсуждены на
Haj^HO - технических конференциях:
- Проблемы современного машиностроения. Уфа (УГАТУ), 2002г.;
- Проблемы и перспективы развития двигателестроения. Самара (СГАУ), 2003г.
- V Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях
(NPNJ-2004), Самара ( М А И - СГАУ), 2004г.
Кроме того, часть положений работы была доложена на заседаниях научно-технического
совета ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова 20 февраля 2002г и 29 сентября 2004г., на заседании
научно-технического совета ОАО "ИПО"Сатурн"(г. Рыбинск) 16 декабря 2004г. и на семин^е по проблемам лопаточных машина на кафедре 201 М А И 11 октября 2004г.
Публикации: По теме диссертации автором было опубликовано 9 работ.
Структура диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, 6 глав, вьшодов,
списка литератзфы из 90 наименования. Общий объем диссертации составляет 240 страниц,
128 рисунков и 35 таблиц.
СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ
Во введении обоснована актуальность выбранной темы и направления исследования,
дана краткая характеристика диссертациошюй работы, сформулированы основные положе­
ния, вьгаосимые на защиту.
В первой главе на основании анализа доступной научно - технической литературы были
рассмотрены особенности работы современных осевых авиационных турбин, выявлены ос­
новные пути и способы повьппения их газодинамической эффекгивности. Наибольшее вни­
мание было уделено вопросам, связанным с совершенствованием П Ч ступени турбины.
Анализ научно-технической литературы дал возможность выявить ряд направлений изме­
нения формы П Ч турбины, позволяющих повысить энергетическую эффективность турбин­
ных ступеней:
- уменьшение потерь в Л В за счет снижения радиальных градиентов давления;
- оптимизация конфигурации меридионального сечения П Ч ;
- снижение кромочных потерь за счет подбора формы выходной ]фомки.
В ступенях осевьк турбин, спроектированных с помощью традиционных законов за­
крутки, заметное снижение степени реактивности у втулки р „ заставляет при проектировании
выбирать большие значения степени реактивности на среднем диаметре р^р. Появляющаяся
при этом высокая величина периферийной реактивности р^р является причиной значитель­
ных утечек через радиальный зазор. В качестве одного из способов уменьшения радиального
градиента степени реактивности используется тангенциальный наклон лопаток. При наклоне
по вращению в корневой зоне происходит благоприятное поджатие потока, что повышает
значение р „ . Опыт практического использования тангенциально наклоненных лопаток в из­
делиях, спроектированных в ОАО СНТК им Н.Д. Кузнецова, показывает, что наклон лопаток
не усложняет технологию изготовления СА и приводит к снижению переменных напряжений
в рабочих лопатках. Более того, обеспечиваемое в ступени с тангенциальным наклоном мень­
шее изменение величины угла входа потока в Р К Д по радиусу упрощает конструкцию охла^
ждаемой рабочей лопатки. Однако, результаты исследований, изложенные в работах С В .
Ершова, А.В. Русанова, А.Ю. Шапочки, указывают на то, что далеко не любая форма саблевидньк лопаток обеспечивает снижение потерь в ступени турбины.
Несмотря на то, что наклон сопловьк лопаток применяется достаточно давно, и данному
вопросу посвящено значительное число публикаций, в научно-технической литературе до сих
пор нет обьяснения физических причин влияния наклона сопловых лопаток на распределение
степени реактивности по высоте П Ч и на различные виды потерь в ЛВ. Более того, зачастую
авторы расходятся во мнении какая форма наклоненной лопатки предпочтительнее. В резуль­
тате в различных работах предлагаются практически противоположные рекомендации по
применению Л В с саблевидными лопатками. Поэтому целесообразно с использованием со­
временных расчетных методов уточнить явления, происходящие в межлопаточном канаде
при наклоне СА, и устранить С)тцествующие противоречия.
Подбор формы выходной кромки основан на снижении кромочных потерь, которые со­
ставляют значительную часть профильных потерь В практике ОАО СНТК им. Н.Д. Кузне­
цова широко применяются охлаждаемые лопатки с подрезкой выходной кромки со стороны
корытца и с выходной кромкой с "карманом" (рис. 1). Опыт применения таких лопаток
5
показывает, что у данных профилей значение
коэффициента кромочных потерь ^ такое же,
как у лопатки с тонкой выходной кромкой
диаметром d2(cM. рис. 1), а прочностные свойства
- как у лопатки с кромкой толщиной Аг. В
практике
проектирования
неохлаждаемых
ступеней турбин часто приходится сталкиваться с
тем, что применение тонкой выходной кромки
является
нежелательным
по
прочностным
критериям.
Поэтому
представляется
целесообразным
распространить
опыт,
полученный при использовании специальных
Рисунок 1 - Выходная кромка
форм выходных кромок в охлаждаемых стз'пенях,
охлаждаемой лопатки
на неохлаждаемые Л В .
Проведенный анализ научно - технической литературы показывает, что большая часть
способов повышения газодинамической эффективности турбины известна достаточно давно.
Однако сложность картины течения газа в П Ч и трудности ее исследования с помощью экс­
периментальных методов привели к тому, что эти способы увеличения кпд турбины недоста­
точно изз^ены и используются при газодинамической доводке авиационных турбин с низкой
эффективностью. За последние 15-20 лет произошел качественный скачек возможностей
вычислительных машин. Это в свою очередь дало толчок к развитию расчетных методов
газодинамики. Появилась возможность с помощью численных методов решать систему
уравнений Навье - Стокса - систему уравнений, описываюхцую движение газа с
минимальными допущениями. В результате стало возможным проводить расчетные
исследования и разрабатывать рекомендации по эффективному применению различных
способов увеличения кцд авиационных турбин.
На основании выполненного анализа научно-технической литературы была поставлена
цель и сформулированы задачи исследования.
Все, за исключением отдельно оговоренных в тексте случаев исследования в представ­
ленной диссертационной работе, были проведены на примере турбин В Д и НД двигателя НК93. Поэтому во ВТОРОЙ главе приведено подробное описание объектов исследования и даны
основные геометрические, кинематические и энергетические параметры указанных турбин.
Во третьей главе рассматривается экспериментальное оборудование, используемое при
исследовании Л В и ступеней турбин. На основе выявленных особенностей установок и испы­
тательных стендов известные методики оценки погрешностей отдельных п^аметров были
адаптированы для случая исследования плоских решеток и кольцевых Л В осевых турбин. В
результате, были найдены зависимости для поиска погрешностей экспериментального опре­
деления ингефальных параметров Л В , таких как пропускная способность А, осреднениый
коэффициент потерь С, и пр. Найденные величины пофешностей в дальнейшем были исполь­
зованы в диссертационной работе для оценки адекватности результатов расчета эксперимен­
тальным данным.
Четвертая глава посвящена разр>аботке методики создания расчетных моделей потока в
Л В осевых авиационных турбин в современных профаммньгх комплексах, основа1шых на
решении )фавнений Навье - Стокса.
В главе был проведен анализ научно-технической литературы, посвященной численным
методам газовой динамики, который позволил найти ряд общих рекомендаций по созданию
расчетных моделей. Однако они носят общий характер и не всегда применимы для исследо­
вания течения в межлопаточных каналах осевых турбин. Например, из-за того, что профиль
лопатки 1урбины, имеет значигельный угол поворота, применение периодичных фаничных
условий вьпываст появление сильно скошенных конечных элементов.
6
Для выработки методики создания расчетных моделей применительно к течению газов в
межлопаточных каналах осевьк турбин было проведено сопоставление результатов расчетов
с данными экспериментальных исследований. С этой целью первоначально были созданы и
исследованы расчетные модели потока в четырех трансзвуковьк ЛВ, которые представляли
собой незакрученные лопатки с постоянным по высоте сечением.
Для каждой из расчетных моделей были проведены серии расчетов, в которых менялись
различные параметры расчетных моделей: порядок точности схемы дискретизации, тип и
количество элементов конечно-элементной сетки, модели турбулентности. Исследование
велось в программе Fluent, основанной на решении уравнений Навье - Стокса методом ко­
нечных объемов. Полученные результаты были сопоставлены с результатами продувок.
Типичное влияние, числа конечных элементов и модели турбулентности на расчетные по­
тери в решетке даны на рис. 2. Для других типов расчетной сетки были получены зависимо­
сти, качественно мало отличающиеся от представленной на рис.2.
Рисунок 2 - Зявисимость коэффициента профильных потерь ^„р от числа конечных
элементов расчетной модели, полученная для среднего сечения 1 сопловой решетки
двигапгеля НК-93 при различных моделях турбулентности:! - к-е; 2 - R N G к-е; 3 - Спаларта - Алмарса; 4 - к-<в; 5 - SST к-о; 6 - модель напряжений Рейнольдса
Как видно из рис. 2, независимо от модели турбулеигности с увеличением числа конеч­
ных элементов значение коэффициента профильных потерь Спр асимптотически стремится к
некоторому значению. При числе элементов больше 15000 дальнейшее сгущение сетки при­
водит лишь к незначительному изменению рассчитанных профильных потерь. При этом рост
числа конечных элементов приводит к значительному увеличению времени расчета, ухуд­
шает устойчивость расчета. Наиболее близким к экспериментальным значениям коэффициент
профильньпс потерь ^„р получается при использовании конечно-элеметтюй сетки С типа.
Стоит также отметить, что, несмотря на известные недостатки, тр^Фольная сетка показывает
результаты близкие к экспериментальным, что связано с отсутствием сильно скошенных
ячеек.
Во всех рассматренных Л В и типах сеток наиболее близкие к экспериментальным резуль­
таты получаются при использовании модели турбулентности R N G к-е. Модели турбулентно­
сти Спаларта - Алмарса и Рейнольдса также показывают результаты, близкие к эксперимен­
тальным, но несколько худшие, чем модель R N G к-е.
Анализ результатов расчета свидетельствует о том, что тип сетки, число конечных эле­
ментов и модель турбулентности слабо влияют на расчетное значение угла выхода потока из
решетки a i и на распределение условной приведенной скорости \ по периметру профиля.
(Приведенная скорость названа условной, так как на самом деле на поверхности лопатки ско­
рость равна нулю. Величина же к определяется по газодинамической функции я(Х.), равной
отношению статического давления на поверхности профиля и полного давления на входе в
решетку.)
Следует отметить, что при сопоставлении расчетной зависимости распределения услов­
ной приведенной скорости X по контуру профиля с результатами эксперимента и расчетами
по другим известным методикам (в частности по методикам Уральского политехнического
института (УПИ) и ЦИАМ) было установлено, что характер обгекания профиля, полученный
с помощью разработанной методики в программе Fluent, лежит ближе к экспериментальным
данным, чем полученные по другим методикам. Причем на корытце, а также на большей
части спинки разница между экспериментальными данными и полученными в расчете по
программе Fluent не превьпиает погрешность эксперимента.
Опыт, полученный при проведении описанного выше исследования, позволил сформули­
ровать методику создания расчетных моделей потока в Л В осевых авиационных турбин в
современных программных комплексах, основанных на решении уравнений Навье - Стокса.
Процесс исследования потока газа с помощью методов вычислительной газовой динамики
состоит из следующих основньк этапов:
построение расчетной геометрической модели и разбиение се на конечные элементы;
установка граничных условий;
установка параметров счета;
решение.
На первом этапе очерчиваются границы расчетной области. Для корректной оценки про­
цессов, происходящих в межлопаточном канале, необходимо, чтобы расчетная модель была
трехмерной. Расчетная область должна включать в себя сам канал, а также области на входе и
выходе из канала. Входные и выходные границы должны быть удалены от кромок лопатки не
менее, чем на величину горла решетки. При разбиении расчетной области на конечные эле­
менты предпочтительнее использовать гексаэдральную структурированную сетку. Границы
конечных элементов желательно ориентировать по линиям тока. При этом предпочтительнее
использовать сетку С типа Число конечных элемиггов в сечении модели, перпендикулярном
оси лопатки, должно быть не менее 15000. При этом из-за увеличения времени расчета,
ухудшения устойчивости расчета при незначительном влиянии на конечный результат, неце­
лесообразно иметь более 30000 конечньк элементов в сечении, перпендикулярном оси ло­
патки. Для правильного учета изменения параметров в местах с большими градиентами дав­
лений и в пристеночных областях необходимо применять адаптацию (измельчение) сетки.
На втором этапе задаются свойства рабочего тела и условия на границах расчетной об­
ласти. Для корректной оценки процессов, происходящих в потоке газа, задача должна ре­
шаться с учетом вязкости и турбулентности. Как показали проведенные исследования для
расчета течения газа в межлопаточных каналах осевых турбин необходимо использовать мо­
дель турбулентности R N G к-е. Возможно также использование однопараметрической модели
Спаларта - Аламарса или модели напряжений Рейнольдса. Указанные модели турбулентно­
сти апробированы для решаемых задач в широком диапазоне изменения параметров и обла­
дают высокой вычислительной эффективностью. Зависимость вязкости от температуры зада­
ется как правило уравнением Сатерленда или в виде таблицы.
В задачах, связанных с исследованием течения газа в межлопаточных каналах с дозвуко­
вой скоростью на входе в решетку, наиболее удобно использовать следующие граничные
условия На входной границе целесообразно устанавливать полные давление и температуру, а
также направляющий вектор скорости и параметры турбуленпгости При использовании
двухпараметрической модели турбулентности необходимо на входе задавать два параметра,
8
характеризующие турбулентность. При исследовании течения в межлопаточных каналах осе­
вой турбины наиболее целесообразно использовать степень турбулентности и длину смеше­
ния. Длину смешения следует принимать равной толщине выходной кромки лопатки преды­
дущего ЛВ. Степень турбулентности рекомендуется принимать из диапазона 3...8%. На вы­
ходной границе нужао задавать статическое давление.
Как показал опыт, приобретенный при работе с программой Fluent, от правильного зада­
ния параметров счета существенно зависит время счета, сходимость и устойчивость решения.
К сожалению, назначаемые параметры счета существенно зависят от геометрии расчетной
области, граничных условий, типа и размеров конечно-элементной сетки. Поэтому трудно
вьщелить универсальные рекомендации на этот счет. Однако, как показала практика и анализ
публикаций, при создании расчетной модели потоков в межлопаточном канале следует при­
держиваться следующих правил.
1. Для рещсния системы дифференциальных уравнений необходимо использовать схемы
дискретизации не меньше второго порядка точности.
2
Для повышения устойчивости и стабильности процесса решения системы уравнений
Навье - Сгокса следует начинать расчет с пониженными коэффициекгами релаксации.
Затем, когда после нескольких десятков итераций наметится тенденция к сходимости
решения, коэффициенты релаксации можно увеличить, что уменьшит время достиже­
ния условия сходимости.
3. Для повышения стабильности решения и сходимости, а также для со1фащения времени
расчета необходимо перед началом расчета корректно назначить начальные пара­
метры. Опыт применения программ численного модешфования течения газа показы­
вает, что перед расчетом во всех точках расчепюй области желательно назначить зна­
чения давления, температуры и скорости потока, примерно соответствующие ожидае­
мым величинам.
Согласно рекомендациям из литературных источников решение можно считать закончен­
ным, если величина остаточных невязок не превышает 10"'. Однако опыт использования про­
грамм численного моделирования течения газов применительно к потоку в межлопаточном
канале показывает, что этого условия часто бывает недостаточно. Поэтому в качестве допол­
нительных критериев сходимости следует использовать условие равенства расходов на входе
и выходе из расчетной области и условие неизменности в процессе решения сигнального па­
раметра. В качестве такого п^аметра может использоваться давление или температура в ха­
рактерных сечениях.
Приведенная выше методика была разработана на основе расчетно-экспериментального
изучения течения в Л В с незакрученными лопатками постоянного сечения применительно к
программе Fluent Для того, чтобы выяснить ее пригодность для исследования течения в межлопаточных каналах со сложной пространственной формой и разработки других расчетных
методик, было проведено сопоставление полученных результатов расчета с эксперименталь­
ными дагалши и результатами расчетов по другим известным методикам. Всего было прове­
дено три серии подобных расчетов.
В первой серии расчетов исследовалось течение газа в незакрученных решетках СА и Р К
постоянного сечения. В результате были получены зависимости
- коэффициента профильных потерь ^„р (рис. 3) и угла выхода потока Oi от приведенной
изоэнтрогшческой скорости X^s потока за СА при расчетном угле атаки;
- коэффициента профильных потерь С,„^ (рис. 4) и угла выхода потока щ от угла набега­
ния потока на Л В Оопри расчетном значении Xjg.
Часть из указанных зависимостей для сопловой решетки представлена на рис. 3 и 4. Их
анализ свидетельствует о том, что они соответствуют существующим физическим представ­
лениям о течении газа в решетках СА и удовлетворительно согласуются с данными
эксперимента как качественно, так и количественно Последнее подтверждается проверкой на
адекватность полученных зависимостей с помощью критерия Фишера.
--
2,10
-ч
2,00
1
'
1
»**
1,90
N.
3
Ч
1.80
ч
Л^
1,70
•
>■
i
i
У
1 Ч^
V
1,60
,>•-■
N.
#*
J
1,50
*
1,40
0,8
0,82
0,84
0,86
0,88
0,9
0.92
0,94
0.96
0,98
''
Рисунок 3 - Зависимость коэффициента профильных потерь ^ от приведенной изоэнтропической скорости X-^g. 1 - эксперимент (абсолютная погрешность составляет ±0,2%);
2 - результат расчета по программе Fluent
1,9 • = - > ^ ^ - -
1,5
—-
и
53
SS
57
к
59
63
„-—-^^^
65
67
Рисунок 4 - Зависимость коэффициента профильных потерь ^ от угла входа потока
Ofl: 1 - эксперимент (абсолютная погрешность составляет ±0,2%); 2 - результат расчета по
программе Fluent
Однако не все полученные зависимости оказались адекватны экспериментальным дан­
ным. В частности, выяснилось, что, несмотря на хорошее качественное совпадение расчетных
и экспериментальных зависимостей ai=f(X.i„ai) и Спр= f(Xi„ai), разница меяучу ними для угла
OL\ на выходе из сопловой решетки и коэффшшента потерь ^ рабочей лопатки превосходит
погрешность эксперимента. Поэтому в дальнейшем эти зависимости были представлены в
относительном виде ^^ шетки и С
/г
=/(Лг..Д) и ^г=
=/(Л.>«о) и 5j = j /
Уя
'А
1расч
= АК>Р^
10
=/(.^,,а„) для сопловой ре-
ДЛЯ рабочей, где а,^^ и ^%расч
Д
- значе
ния углов потока на выходе из решеток на расчетном режиме. В качестве иллюстрации на
рис. 5 приведены расчетные и экспериментальные зависимости ^^ = f\^,) ■
(„•^
i
1,07
1,03
\ \ ^
V
/
\
у
^rv,^,.^^^
0,99
1
/
0,95
0,8
0,S3
0,S6
ОЛ»
0,92
^
Рисунок 5 - Зависимость относительного коэффициента профильных потерь ^щ, от
приведенной изоэнтропической скорости Xis для рабочей решетки: 1 - эксперимент (аб­
солютная погрешность составляет ±0,29%); 2 - результат расчета в программе Fluent
Из представленных графических зависимостей вицно, что результаты расчетного опреде­
ления относительных коэффициентов потерь и углов выхода потока отличаются от данных
продувок на стенде не более, чем на величину погрешности эксперимента.
Конечно, с помощью зависимостей в относительном ввде нельзя оценить абсолютные
значения 1^ а, и /ffj. Однако с их помощью можно определить качественные и количествен­
ные тенденции в изменении коэффициентов потерь и углов потока за решетками СА и РК.
Основным пгфаметром, оценивающим энергетическую эффективность турбины, является
кпд Т1*х. Совершенство отдельного венца, как правило, оценивается с помощью коэффициента
потерь ^. Эти два параметра связаны между собой сложным соотношением. Последнее при­
водит к тому, что оценить изменение кпд турбины по изменению потерь в венце достаточно
сложно. Поэтому в ходе расчетного исследования течения в незакрученных решетках посто­
янного сечения было предложено энергетическую эффективность профилей рабочих лопаток
оценивать с помощью окружной составляющей погонной газодинамической силы /у - силы,
действующей на профиль лопатки единичной высоты в окружном направлении, и создающей
крутящий момент на валу турбины. Эта составляющая газодинамической сипы может слу­
жить критерием оценки совершенства профилей, работающих в одинаковых условиях, по­
скольку предпочтительнее выбирать лопатку с большей окружной составляющей силы и со­
ответственно создающей больший крутящий момент на валу. Для оценки энергетической
эффективности профилей удобнее пользоваться безразмерной удельной окружной составляю­
щей газодинамической силы Ац , которая определяется как отношение силы Р^ к произведе­
нию скоростного напора на хорду профиля:
^^' = бр;(МлГ
где b - хорда профиля, р\- пошгое давлеш1е на входе в решетку. Величина Лц является
аналогом широко применяемого в аэродинамике коэффициента подъемной силы Су.
И
Критериальный параметр Аи связан с окружным кпд ступени турбины следующим соот
Ношением:
b
lu"
L.
пт
V5f ^ ^ 'LT I M ^ ) ]
30 mC^
30
grpj]
■
Как видно из этой формулы окружной кпд щ, прямо пропорционален удельной окружной
составляющей газодинамической силы Ау и, следовательно, Аи может использоваться для
оценки энергетической эффективности ступени турбины в целом.
Для оценки энергетической эффективности рабочих решеток можно также использовать
значение коэффициента профильных потерь отнесенного к величине Ац:
к= ^ .
Этот параметр показывает, какая величина профильных потерь соответствует получению
единицы удельной окружной составляющей газодинамической силы. Чем меньше эта вели­
чина, тем профиль эффективнее.
В ходе второй серии расчетов было изучено течение газа в СА Т В Д двигателя НК-93.
Экспериментальное исследование потока в этой решетке профилей было проведено на стенде
С Н Т К им Н.Д Кузнецова. Расчетное исследование потока в Л В проводилось на Э В М с по­
мощью программ FlowEr и Fluent в соответствии с разработанной методикой. На основании
полученных в расчете распределений основных параметров потока в межлопаточном канале
была построена х^актеристика Л В в виде зависимости пропускной способности
A = G-\T^ fp\ от перепада давления на нем Р О * / А (рис. 6).
* « ■ « - « "
*
1
о.ооом
-Nr
0,00082 -
\ 3
0,00080
O.O0O7I
ч. г
0,0007«
0.00074
U
^^
\»
и
w
2.4
У
ft/л
Рисунок б - Зависимости пропускной способности СА от перепада давления на нем: 1 экспериментальная кривая (погрешность эксперимента ±2,3%); 2 - результат расчета по про­
грамме Fluent; 3 - результат расчета по программе FlowEr
Расчеты показали, что обе расчетные программы дают несколько заниженные значения
пропускной способности по сравнению с полученными в эксперименте. Максимальная раз­
ница между эксперимепгом и данными, полученными с помощью программы Fluent, наблю­
дается при пониженных перепадах давления на СА Po'/Pi ~ 1>5...2,6 и не превышает 3,3%.
12
При pj/p, >1,6 расчетная кривая лежит в поле рассеивания экспериментальных значений.
Расчетная программа FlowEr дает погрешность не более 2,9%. При pj/p, <2,4 расчетная кри­
вая лежит в поле рассеивания экспериментальных значений.
В дальнейшем расходные харакгеристики были представлены в относительном виде
^ =^/^/»c=/(pJ/Pi)(cM. рис. 7), где Ар,„ - значение пропускной способности СА на
расчетном режиме р1,1Рх = 1,77. Анализ этих зависимостей установил адекватное описание
экспериментальных данных расчетными кривыми A=f\pl/p,),
полученными с помощью
программ Fluent и FlowEr.
^
t.04000
А
1
-LS^
^
.-—•
„•"'
^^
'
'
■
^
"
^
—
Ч 3
\. 2
0,94000
OJ2000
W
1>
U
1^
2.1
13-
2.4
V
..
л/л
Рисунок 7 -Зависимости относительной пропускной способности СА от перепада
давления: 1 - экспериментальная 1фивая (погрещносгь эксперимента не более ±3,25%); 2 результат расчета методом конечных обьемов; 3 - результат расчета по программе FlowEr
Полученная выше методика создания расчетных моделей также может использоваться и
для решения других задач, возникающих в процессе проекпфОвания и газодинамической
доводки турбин. В частности, приведенная выше методика была использована для создания
методик определения характеристик турбины с учетом пространственного течения газа. Не­
обходимость в ней обусловлена тем, что традиционно используемые для этих целей методики
и программы основаны на расчете потока по среднему диаметру и не могут оценивать влия­
ния пространственной формы ЛВ. Современные авиационные турбины характеризуются
большим раскрытием проточной части в меридиональной плоскости с профилированными по
сложному закону концевыми обводами. Кроме того, Л В турбины могут быть выполнены с
навалом или саблевидностью. Все перечисленные выше явления влияют на распределение
п^аметров потока в проточной части и должны обязательно учитываться при расчетном оп­
ределении хгфактеристик турбины.
Схема алгоритма разработанной методики расчета характеристик турбины с помощью
программы FlowEr приведена на рис.8. На основании разработанной методики с помощью
программы FlowEr была получена код-характеристика одноступенчатой ТНД двигателя 1Ж93 Ti\=fl[n/c^) (рис.9). (Величина п/Сэф характеризует режим работы турбины и является ана­
логом широко используемого параметра ujc^ , так как с^ = д/с^»?!, • ) Она сравнивалась с
характеристиками, которые были найдены по профамме ЦИАМ и по программе, созданной в
отделе перспективных разработок СНТК им. Н.Д. Кузнецова, а также со значениями кпд, оп­
ределенными при испытаниях полноразмерного двигателя НК-93.
13
ЗМЯМЮ ГуЯШМВЫХ JFCMIMi
еивА)
tHIT'
рМЧКППМТСМ ЭМЧвШИ S|
О ч и з и т с т ямяаз
П« MJn^uic Л5|^^сакяяг1С« Г,
-i
U-i+l
i
Дм"
«1И—■мгш I W H f r КПП м
ap««]rtiM«i f nwfiHWTH Tjfpftmw
j--r»>
n« рецг4и*тя1м расчет стрмпсш
хврмпсрмстмка
Рисунок 8 - Алгоритм методики расчетного определения характеристик осевых турбин с
учетом пространственного течения газа в межлопаточных каналах
14
16
18
20
22
24
26
28
30
"/«.#
Рисунок 9 - Код характеристика ТНД: 1,2 - кривые, полученные по программе Ц И А М со­
ответственно при nl'^T* =300; 350 I/MUHK"';
3,4 - кривые, полученные по программе
СНТК соответственно при n/^jlj =300 и 350 I/MUHK"
программе
FlowEr
соответственно
при
«/^7^=300;
экспериментальные точки
14
; 5,6,7 - кривые, полученные по
350;
320
I/MUH-K";
Д -
Как видно из приведенных графических зависимостей, характеристики турбины, рассчи­
танные с помощью программы FlowEr, удовлетворительно согласуются с данными экспери­
мента, и характеристиками, полученными по другим программам. По сравнению с методи­
ками, основанными на расчете потока по среднему диаметру, программа FlowEr позволяет
учитывать явления пространственного течения газа в Л В и дает лучшее совпадение с резуль­
татами эксперимента. Тем не менее, расхождение между расчетными (по программе FlowEr)
и экспериментальными значениями TJI, составляет 1,3... 1,6% (отн.), что превышает погреш­
ность эксперимента.
Поэтому в дальнейшем результаты расчета кпд - характеристики с помощью программы
FlowEr и экспериментальные данные были представлены в виде зависимостей
7^ = -—- = л
^
1 при п I JT^ =320 и 3 50 l/мин ■ / С " , где »;*
- значение код на расчет-
ном режиме. Анализ полученных расчетных зависимостей показал, что они адекватно опи­
сывают экспериментальные данные. На основании этого можно сделать вывод о возможности
применения разработанной расчетной методики определения кпд - характеристик для опре­
деления тенденций изменения код осевых авиационных турбин при их газодинамической
доводке.
Анализ полученных результатов показьтает, что, несмотря на то, что методика создания
расчетных моделей потока в Л В осевых авиационных турбин была разработана на основе
расчетно-экспериментального изучения течения газа в Л В с лопэтками постоянного сечения
применительно к программе Fluent, она пригодна для исследования течения в межлопаточных
каналах со сложной пространственной формой и для использования с другими расчетными
программами. Результаты, полученные с помощью расчетных моделей, созданных на основе
разработанной методики, удовлетворительно согласуются с эксперимеигальными данными
качественно и количественно. Особо следует отметить тот факт, что, не смотря на то, что по­
лученные в расчете величины коэффициента профильных потерь Спр и утла выхода из ре­
шетки a i могут отличаются от экспериментальных данных количественно, тевденцин изме­
нения этих шфаметров при изменении режимных параметров (Xi, и Оо) соответствуют полу­
ченным при продувках на стевде.
Применение разработанных методик создания расчетных моделей и определения характе­
ристик турбинных ступеней офаничивается следующими исследованными диапазонами па­
раметров 11^= 1,5... 3,5, Усг*=0,4... 0,6, Dcp/h,=4... 13 (hg=l 5... 200мм).
Пятая глава посвящена исследованию влияния скошенной выходной кромки лопатки на
профильные потери в неохлаждаемом Л В .
Профиль лопатки со ско­
шенной со стороны корытца
выходной кромкой был получен
путем пристройки соответст­
вующей выходной части к уже
имеющемуся профилю (рис.10).
\ ^ ^
\Л^ч
У такого профиля можно вьще\ А
\ X
лить два характерных сечения:
^
Х^
Огор - горло исходного профиля
g
g
и а^р* - кротчайшее расстояние
от выходной кромш до сгашки
р„
ю - Профили сечения лопатки: исходный
^ ^^ скошенной выходной кромкой (б)
профиля (рис. И ) .
Возможны
три
варианта
15
формы
межлопаточного
канала
со
скошенной со стороны корытца выходной
частью:
-
межлопаточный канал сужается по всей
-
межлопаточный канал расширяется за
-
поверхность
длине (Orof > а]ур );
сечением а,^ (а^у <
а'^);
скоса
эквидистантна
спинке (а;-ор=а;^^).
Расчетное исследование проводилось с по­
мощью программы Fluent. Расчеты велись в
двухмерной постановке. В качестве объекта
газодинамического исследования были вы­
браны 4 решетки профилей различных лопаток турбины двигателя НК-93. Для исследования
влияния скошенной выходной кромки на эффективность профиля для каждого венца были
созданы по 4 расчетных модели: решетка с базовым профилем, решетка со скосом эквиди­
стантным спинке ( a^op = а^/.), решетка с сужающимся межлопаточным каналом ( а^л > °гор)
и решетка с каналом, расширяющимся за сечением а^р (а^;. < Oj^p).
Рисунок 11 -Характерные сечения
межлопаточного канала
В ходе расчетов для каждой модели были получены величины профильных потерь ^др и
значение угла выхода потока из решетки «,. В качестве примера в табл.1 приводятся резуль­
таты расчета для решетки профилей, соответствующей среднему сечению Р К ТВД.
Таблица 1 - Результаты расчетов профиля с разными вариантами скоса выходной
кромки со стороны корытца
Профиль
С„,,%
а^, град
*
базовый
4,52
25,58
0[х}р
= "лЭС
4,18
25,18
«
о ГОР "* ^ГОР
^гор
■*■
^тр
3,62
7,78
25,41
26.16
Применение скоса со стороны корытца приводит к снижению профильных потерь только
при условии, что межлопаточный канал сужается на всем протяжении или скос эквидистан­
тен спинке Вариант скоса, с расшир)пощейся выходной частью, наоборот, увеличивает по­
тери.
У исследованных решеток со скосом величина диа.метра выходной кромки fj (рис.11) оди­
накова для всех вариантов, а величины горла различаются незначительно. Согласно с}тцествующим представлениям применение скошенной вьпсодной части должно приводить к сни­
жению кромочных потерь на одну величину для всех вариантов одного и того же профиля.
Однако расчеты показали, что изменение профильных потерь у данных рететок различно. На
основании этого был сделан вывод о том, что введение скошенной со стороны корытца вы­
ходной кромки привело к изменению величин других компонентов профильных потерь.
Изменение составляющих потерь было выявлено с помощью представленных на рис.12
картин распределения условной приведенной скорости X по периметру профиля.
16
1
^ *
If
1Д
! к
^' '
■■•^^t^^w.
VSk^
^ г
2
\
0^
±J
VL_
J r i '
//
4
/f/
'
OJ
0
0.1
0Д
03
0.4
03
0,«
0.7
0,(
\ ,
0.9
^
Рисунок 12 - Распределение условной приведенной скорости \ по контуру профиля ло­
патки Р К ТВД в среднем сечении: 1 - базовый профиль (сплошная линия), 2 - профиль со
скосом по схеме a^gf = a',„j. (сплошная линия), 3- профиль со скосом по схеме а,^ > а'„р
(пунктир); 4 - профиль со скосом по схеме а^,, < aj^, (штрих пунктир)
В решетках из профилей с изломом на поверхности корьгща (а^-^р - а^ор " 'фивая 2 и
<^гор < "ГОР ~ 1фивая 4 на рис. 12) наблюдается повьшхенис скорости в районе горла. Этот раз­
гон BbDBaH влиянием излома контура профиля. При повороте потока на нем, скорость потока
увеличивается, а давление, температура и плотность снижаются. Кроме того, при обтекании
точки излома появляется небольшая сверхзвуковая область При этом возникает скачек уп­
лотнения на корытце вблизи выходной кромки, который может занимать почти весь межло­
паточный канал, что вьпьгеает рост волновых потерь. Следует отметить, что у решетки из
профилей с расширяющимся к выходу межлопаточным каналом (a^,, < а'^-др) повьппение
скорости происходит интенсивнее, чем при использовании скоса эквидистантного спинке
( "ГОР - "'ГОР )> поскольку у нее диффузорность участка за сечением Oi^p больше. Поэтому для
решетки с расширяющимся к выходу межлопаточным каналом (а,-„р < а^^р) снижение
кромочных потерь сводится на нет ростом потерь из-за обтекания места излома.
Эффективность скошенной выходной части была оценена с помошью критериальных па­
раметров Аи и к, предложенных и обоснованных выше. Величины /^, Аи и к рассчитанные
для различных решеток со скосом выходной кромки приведены в табл. 2.
Все рассмотренные способы выполнения скоса профиля со стороны корытца обуславли­
вают рост окружной составляющей силы fj^, что обьясняется увеличением хорды профиля.
При этом у профиля, имеющего гладкий конфузорный канал (а,^р > а'^р), подъемная сила
больше, чем у остальных профилей ( а^р = а'^р и а^р < о^р)- Это вызвано отсутствием
зоны П01ШЖСНН0Г0 давления вблизи излома корытца
Ве.чичина Аи при использовании скошенной со стороны корыгца выходной кромки
уменьшается. Это обусловлено не ухудшением газодинамических свойств профиля, а увели­
чением хорды профиля, в результате чего нарушается гео.метрическое подобие при сравнении
17
различных решеток. По этой причине для характеристики энергетической эффективности
решеток целесообразно использовать в данном случае произведение параметра А„ на густоту
Ь
решетки —, которое прямо пропорционально окружному кпд 7, Таблица 2 - Результаты расчета величин /*„, АиИ к
к
Р^. ,Н/м
Аи
1069,0
1,54
4,52
2,93
2,04
1145,2
1,49
4,18
2,81
2,25
1161,3
1,49
3,62
2,43
2,55
" п и » ■^ " г о ?
1082,0
1,45
7,78
5,36
2,06
спинка
1163,4
1,72
5,68
3,31
2,22
базовый
«
^rOF ~ '^IVF
9
•
C/i^y^
^•7
Как видно из таблицы 2 у решетки с гладким конфузорным каналом (a^^ > а ^ ) произ­
ведение Д, — больше, чем у исходного и других вариантов. Это говорит о том, что скошен­
ная таким образом выходная кромка обешает больший выигрыш в кцд. Использование скоса
эквидистантного поверхности спинки (а^р = а^^,) также увеличивает произведение Л, — и
окружной код. Применение скоса выходных кромок сопловых и рабочих лопаток позволяет
прогнозировать увеличение ц'-^ на 0,2...0,6%. Наименьшее значение коэффициента к также
было получено для гладкого конфузорного канала (а,^ > a^of). При использовании скоса,
эквидистантного поверхности спинки ( а^^^ = а^р ), приведенные потери к приблизительно
равны величине к решетки с базовыми профилями. Использование решеток с межлопаточным
каналом, расширмющимся к выходу (Лд,^ < а^^р), вьаьгаает знач1ггельный рост профильных
потерь, приведенных к удельной окружной газодинамической силе.
Таким образом, для улз'чшения газодинамических и энергетических характеристик реше­
ток целесообразно использовать гладкие профили с тонкими выходными кромками, которые
имеют наименьшие профильные потери и наибольшую окружную составляющую газодина­
мической силы. В случае, когда по условиям прючности эти профили неприемлемы, следует
использовать такую скошенную со сторюны корытца выходную часть профиля, которая обес­
печивала бы сужающийся межлопаточный канал или поверхность скоса, эквидистантную
поверхности спинки.
В тестой главе представлены результаты исследования влияния тангенциального на­
клона сопловых лопаток на газодинамическую эффективность ступени.
Исследование проводилось с помощью программы FlowEr. В качестве объекта исследова­
ния была выбрана одностзшенчатая трансзвуковая ТВД двигателя НК-93. Всего было иссле­
довано 9 вариантов наклона сопловой лопатки: исходный вариант; два варианта простого
наклона (перо СА наклонялось целиком в сторону спинки или корытца), также именуемого в
технической литературе навалом; 6 вариантов сложного наклона (рис. 13), который иногда
18
называют саблевидностью. В процессе исследования менялась только геометрия С А . Р К ос­
тавалось неизменным.
1
с
с
1 с
/ fe
''
к
„ — '
1
На корытце
с \
Исхо дпмй
вар нант
\
к
Наспяик;
i
1
/к
с
\
. 1«
к
(
Вариант 1
:Ч'
Вариант 4
Вариант 2
с \
к
)
Вариант 5
/
Вариант 3
с
/ К
\
Вар|ишт6_
Рисунок 13 - Принципиальные схемы исследованных вариантов сложного наклона
(буквой с обозначена спинка, к - корьггце)
При наклоне лопатки происходит изменение сил взаимодействия потока и пера, что ока­
зывает существенное влияние на распределение давления в межлопаточяом канале и влечет
за собой изменение параметров потока во всей ступени и всех составляющих потерь. Как
показал анализ полученных данных, при наклоне лопатки наиболее сзтцественно будут ме­
няться вторичные и волновые потери в СА.
При наклоне лопатки у силы, с которой она воздействует на поток, появляется радиальная
составляющая. Поскольку давление у корытца больше, чем у сшшки, то радиальная состав­
ляющая силы воздействия лопатки на поток вблизи корытца будет больше, чем у спинки
F K O P ^ F O I * (рис. 14). Из-за этого интенсивность изменения давления у корытца оказывается
больше, чем у спинки. В результате среднее по ширине межлопаточного канала давление на
выходе из С А качественно будет меняться так же, как давление у корытца.
При простом наклоне сопловых лопаток в сторону корытца в области втулки давление у
корьп'ца увеличивается, а у спинки уменьшается. В результате перепад давления между спин­
кой и корытцем растет при увеличении во втулочных сечениях среднего по шагу решетки
давления на выходе из СА. Увеличение перепада давления между спинкой и корьггцем интен­
сифицирует втулочный вихрь, но рост среднего давления за СА приводит к уменьшению ско­
рости трансзвукового потока и, следовательно, волновых потерь. Уменьшение последних и
обуславливает снижение суммарных потерь у втулки при наклоне лопаток СА на корытце
(рис. 15).
У периферии картина течения газа при простом наклоне сопловых лопаток на корьггце
меняется следующим образом. Здесь перепад
лопошко
давления между корытцем и спинкой уменьша­
ется на фоне снижения среднего по шагу
корытце
решетки давления
на
выходе из
СА.
Уменьшение перепада давления хотя и приводит
к снижению интенсивности вторичного вихря у
периферии, однако, из-за уменьшения среднего
давления и роста скорости трансзвукового
потока, увеличиваются волновые потери. Они
\ \ \ \ \ \ \
оказывают преобладающее влияние на общий
Рисунок 14 - Схема сил,
уровень потерь. Поэтому коэффициент потерь в
действующих на поток со стороны
периферийной области возрастает (рис.15).
лопатки во втулочном сечении
Интересно отметить, что при наклоне сопловых
лопаток
на
корытце
периферийный
вихрь
19
радиальной составляющей силы Fen
поверхности (рис. 15).
3fi
3^
*fi
(рис. 14) прижимается ближе к верхней концевой
4Д
S^l
ifi
tfl
V
1Я
7^
< .»*
Рисунок I S - Распределение коэффициента потерь в С А ^р по высоте проточной части:
1 - исходная лопатка (сплошная линия); 2 - лопатка с наклоном на корытце (пунктир); 3 лопатка с наклоном на спинку (штрих пунктир)
В общей сложности тангенциальный наклон сопловых Л В вызывает изменение потерь не
более, чем на 0,1%- Вместе с тем, наклон сопловых лопаток оказьшает влияние на распреде­
ление статического давления pi на выходе из СА и степени реактивности р по высоте проточ­
ной части (рис. 16).
-к
0
4X1
/'
^_|
0,35
'' ^Г
f
•'.'' /
,У
*
^1'1 У/ у
У^
^
/*
'7^1
1
у
J
X
'/ " У^
//
0.3»
0.43
0,47
р
Рисунок 16 - Распределение степени реаюивности р по высоте проточной части при
простом наклоне: 1 - исходная лопатка (сплошная линия); 2 - лопатка с наклоном на ко­
рытце (пунктир); 3 - лопатка с наклоном на спинку (штрих пунктир)
Так, при наклоне в сторону корытца на 10°, степень реактивности у втулки р „ растет на
2%, а у периферии р„ер уменьшается на 4%. С1шжение перепада давления на Р К в
периферийном сечегши приводит к уменьшению потерь на утечку через радиалыагй зазор. В
20
частности, полученное уменьшение степени реактивности на периферия р^р на 4 %
обеспечивает снижение потерь на утечку через радиальный зазор, обуславливающее повы­
шение код рассматриваемой ступени на 0,16%.
Изменение распределения степени реактивности при наклоне сопловых лопаток оказы­
вает влияние на картину распределения скоростей в межлопаточных каналах РК. Так, при
наклоне сопловых лопаток на корытце скорость потока на вькоде из Р К во втулочном сече­
нии возрастает, а в периферийном — уменьшается В условиях трансзвукового течения газа на
выходе из Р К указанное изменение скорости потока влияет в основном на волновые потери,
которые растут у втулки и снижаются у периферии. Расчеты показали, что в результате на­
клона сопловых лопаток на 10° на корытце суммарные потери в Р К уменьшаются, но их сни­
жение не превышает 0,1... 0,15%.
При использовании традиционных законов закрутки величина степени реактивности на
среднем диаметре pq, выбирается сознательно завьпиенной из-за опасности возникновения
отрицательных значений р„. Поскольку наклон сопловых лопаток позволяет снизить ради­
альный градиент степени реактивности, то применение таких СА дает возможность при про­
ектировании ступени турбины закладьюать пониженную степень реактивности Рср. Это еще в
большей мере позволяет снизить величину р„ер и, следовательно, утечки через радиальный
зазор. Кроме того, снижение степени реактивности приводит к снижению скорости потока в
относительном движении и волновых потерь в РК.
При использовании простого тангенциального наклона уменьшение потерь наблюдается
только в одной части по высоте Л В СА. На остальных участках потери згвеличиваются или
остаются практически неизменными. Снизить потери в одной части по высоте Л В СА без их
увеличения в других возможно с помощью сложного наклона.
При использовании сложного тангенциального наклона сопловьк лопаток наблюдаются
те же физические явления, что и в случае простого с той разницей, что изменение картины
течения газа происходит только в деформированной части ЛВ.
Как было отмечено выше, одним из положительных моментов от наклона сопловых лопа­
ток является возможность увеличения втулочной степени реактивности р^г Это позволяет
снизить волновые потери у втулки в СА, а также дает возможность при проектировании щшнять пониженную степень реактивности на среднем диаметре рср. Последнее обуславливает
снижение потерь в Р К и на утечки в радиальном зазоре. Проведенные расчетные исследова­
ния показали, что увеличение втулочной реактивности возможно лишь при использовании
сложного наклона по схемам 3 и 5 (рис.13).
При наклоне сопловых лопаток по варианту 3 для рассматриваемой ступени ТВД вьшгрыш в кпд составил 0,3% (абс.), а при наклоне по варианту 5 - 0,2%. Меньший выигрыш по
кпд в последнем случае объясняется повьппенными утечками через радиальный зазор вслед­
ствие большей степени реактивности на периферии.
Проведенные в настоящем разделе расчетные исследования турбинной ступени позволили
разработать методику поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего Л В при га­
зодинамической доводке турбины. Алгоритм этой методики приведен на рис. 17.
На первом этапе для рассматриваемой турбины или ее ступени производиться повероч­
ный газодинамический расчет исходной ступени турбины с помощью программ, основанных
на решении уравнений Навье-Стокса (например, Fluent или FlowEr) с учетом трехмерности и
вязкости. По полученным результатам оценивается обтекание решеток по плавности измене­
ния условной приведенной скорости потока по профилю, наличия зон перерасширения и тор­
можения в межлопаточных каналах, наличию больших углов атаки. В случае выявления зон с
неблагоприятным течением в форму профилей следует внести необходимые коррективы. По
результатам поверочного расчета оцениваются полученные распределения по высоте лопаток
ступени коэффициентов потерь в СА и РК, углов потока на выходе из СА в абсолютном дви­
жении и на входе в Р К в относительном движении, степени реактивности и значение кпд
21
ступени. Если полученное значение кпд не удовлетворяет требуемой величине, то строится
план проведения расчетных исследований по определению формы сопловых лопаток по
вч>иантам 3, 5 (рис.11) или при простом тангенциальном наклоне в сторону корытца с
помощью метода оптимального планирования эксперимента. При этом в качестве
варьируемых параметров предлагается использовать угол наклона в тангенциальном
направлении и протяженность изогнутого участка. На следующем этапе проводятся
газодинамические расчеты выбранных вариантов т>'рбинных ступеней. Полученные данные
анализируются, и выбирается вариант ступени, обеспечивающий наибольшее повышение кдд.
Оцениваются характер распределения степени реактивности по высоте П Ч и возможность
увеличения степени реактивности у втулки Др„ в этой ступени. Затем производится
проектный расчет ступени со степенью реактивности на среднем диаметре, уменьшенной на
величину Др„, и с распределением р по высоте лопаток, полученным на предыдущем этапе у
выбранной ступени. Далее вьшолняются все описанные выше действия над ступенью,
начиная с поверочного расчета.
Исхобные Зонные
ПерепрафилироБочиЕ /16
Проектный росчет
Назначение йеличины коррекции
спелыми реакшибности
Поберачныи росчет
Анализ полученных результашоб
Выбор борианша наклона
Гозодинанцческие расчеты
быбронны» борионшоб
Построение плоно росчетиого
иссдейобония блияния формы СА
Рисунок 17 - Алгоритм поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего Л В
при газодинамической доводке турбины
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ
Поставленные задачи повышения энергетической эффективности авиационных турбин
при их газодинамической доводке вьшолнены: определены перспективные направления и
способы, а также разработаны рекомендации, алгоритмы и методики усовершенствования
проточной части осевых авиационных турбин с помощью методов вычислительной газовой
динамики.
1. На основании сопоставления результатов расчетных и экспериментальных
исследований разработана методика создания расчетньк моделей потока в межлопа­
точных каналах осевых турбин в программных комплексах Fluent и FlowEr, которые
обеспечивают определение параметров потока и характеристик Л В с погрешностью,
в основном не превышающей погрешность эксперимента.
22
2
Создана методика для вычисления характеристик осевых авиационных турбин на базе
программы FlowEr, позволяющая учитывать влияние пространственной формы
межлопаточных каналов.
3. Предложены и обоснованы критериальные параметры Аи и к, позволяющие непосредст­
венно оценивать влияние газодинамического совершенства рабочих ЛВ на кпд ступени
турбины.
4. Установлено, что для снижения кромочных потерь и величины к у неохлаждаемых ло­
паток целесообразно применение скошенной выходной кромки. При этом межло­
паточный канал должен оставаться сужающимся или поверхность скоса должна быть
эквидистантна спинке.
5. Выявлены закономерности изменения параметров потока в ступени осевой турбины при
тангенциальном наклоне лопаток СА. Разработаны рекомендации по выбору формы
изгиба лопаток СА в тангенциальном направлении, обеспечивающие уменьшение
утечек через радиальный зазор и волновых потерь в СА и РК.
6
Разработана методика поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего Л В
ступени с лопатками СА, изогнутыми в тангенциальном направлении.
7. Прогнозируемое с помощью разработанных методик расчета изменение параметров Л В
(^„р, о, Р, X, А) и кпд ступени турбины адекватно изменению соответствующих
экспериментальных данных.
8. Применение разработанных рекомендаций по усовершенствованию проточной части
позволяет прогнозировать з'величение кцд ступени турбины от 0,3 до 0,9% (абс.).
Результаты работы внедрены в проектную деятельность ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова и
использованы при доводке турбины двигателя НК-93, а также при проектировании двигателя
НК-123 и НК-126. Методики создания моделей потока и расчета характеристик осевых авиа­
ционных турбин внедрены в учебный процесс на факультете двигателей летательньк аппаратов
СГАУ.
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ ИЗЛОЖЕНЫ В СЛЕДУЮЩИХ
1
2.
3.
4.
5.
ПУБЛИКАЦИЯХ:
Батурин С В . Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового ап­
парата с помощью двухмерной расчетной модели.//Проблемы современного
энергомашиностроения : Тезисы докладов всероссийской молодежной научно-тех­
нической конференции. - Уфа: УГАТУ,2002. - с. 124.
Батурин О.В. Матвеев В.Н. Исследование течения газа в сопловом аппарате первой
ступени ТВД.// Тезисы научно-технической конференции "Проблемы и перспективы
развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. - с.61.
Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового ап­
парата. //Тезисы научно-технической конференции "Проблемы и перспективы
развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. - с.62.
Батурин О.В. Матвеев В.Н. Расчетное исследование течения газа в сопловом аппарате
первой ступени ТВД.// Труды научно-технической конференции "Проблемы и
перспеюгивы развития двигателестроения", часть 1 - Самара: СГАУ, 2003. - с.58-65.
Батурин О.В. Расчетное исследование течения газа в лопаточном венце соплового ап­
парата с помощью трехмерной расчетной модели.// Труды научно-технической
конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения", часть 1 Самч)а: СГАУ, 2003. - с.65-69.
23
6.
7.
8.
9.
10.
11.
N/a>l5"G3
Z^\J\J\J'^r
Батурин О.В. Сравнение результатов расчетного и эксперимешальШ'а исследования
течения газа в лопаточном венце соплового аппарата ТНД.// Тезисы докладов V
Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (NPNJ2004), Самара, 5-10 июля 2004г. - М.: Вузовская книга, 2004. -с.41-42.
Батурин О В. Матвеев В.Н. Получение характеристики турбины с помощью методов
вычислительно газовой динамики. // Тезисы докладов V Международной кон­
ференции по неравновесным процессам в соплах и струях (NPNJ-2004), Самара, 5-10
июля 2004г. - М.: Вузовская книга, 2004. -с.42-43.
Батурин
О.В.
Критериальные
параметры для оценки
газодинамической
эффективности рабочего колеса осевой турбины // Тезисы докладов L I I научно техническая сессия по проблемам газовых турбин "Проблемы надежности газовых
турбин, работающих в промышленности и энергетике", Самара, 4-6 октября 2005г. Самара: СНТК, 2005. -с.201-203.
Батурин О В. Разработка рекомендаций по моделированию течений в межлопаточных
каналах осевых турбин с помощью с помощью численных с помощью методов газовой
динамики // Тезисы докладов LI1 научно - техническая сессия по проблемам газовых
тлзбин "Проблемы надежности газовых турбин, работающих в промышленности и
энергетике", Самара, 4-6 октября 2005г. - Самара: СНТК, 2005. -с 203-204.
Батзфин О В., Матвеев В Н Расчетное исследование влияния скошенной со стороны
корьггца выходной кромки лопатки осевой турбины на профильные потери в
неохлажцаемом лопаточном венце.// Вестник С Г А У - Самара, 2005 (в печати).
Батурин О.В., Матвеев В.Н. Расчетное исследование влияния тангенциального на­
клона сопловых лопаток на газодинамическую эффективность ступени осевой
турбины. // Вестник СГАУ. - Самара, 2005 (в печати).
Подписано в печать
Формат 60x84 1/16. Тираж 100 экз.
Отпечатано с готовых оригинал-макетов
в типографии СГАУ
443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.
24
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
2
Размер файла
1 381 Кб
Теги
bd000102206
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа