авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ  БИБЛИОТЕКА

АВТОРЕФЕРАТЫ КАНДИДАТСКИХ, ДОКТОРСКИХ ДИССЕРТАЦИЙ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ

Методики и компьютеризированная технология двухуровневого газодинамического моделирования компрессоров авиационных гтд

На правах рукописи

МИХАЙЛОВА Александра Борисовна

МЕТОДИКИ И КОМПЬЮТЕРИЗИРОВАННАЯ

ТЕХНОЛОГИЯ ДВУХУРОВНЕВОГО

ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ

КОМПРЕССОРОВ АВИАЦИОННЫХ ГТД

Специальность 05.07.05 –

Тепловые, электроракетные двигатели

и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

на соискание учёной степени

кандидата технических наук

Уфа – 2011

Работа выполнена в ФГБОУ ВПО «Уфимский государственный авиационный технический университет» на кафедре авиационных двигателей.

Научный руководитель: доктор технических наук, доцент Ахмедзянов Дмитрий Альбертович, кафедра авиационных двигателей Уфимского государственного авиационного технического университета

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Гимранов Эрнст Гайсович, кафедра прикладной гидромеханики Уфимского государственного авиационного технического университета доктор технических наук, профессор Белоусов Анатолий Иванович, кафедра конструкции и прочности двигателей летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика С.П. Королва Ведущее предприятие – ОАО «НПП «Мотор»

Защита состоится «1» декабря 2011 г. в 10.00 часов на заседании диссертационного совета Д-212.288.05 при Уфимском государственном авиационном техническом университете по адресу: 450000, г. Уфа, К. Маркса, 12, УГАТУ, актовый зал 1-го корпуса.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Уфимского государственного авиационного технического университета.

Автореферат разослан «27» октября 2011 г.

Учный секретарь диссертационного совета доктор техн. наук, профессор Ф. Г. Бакиров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Проектирование авиационных ГТД и их узлов базируется на комплексе исследований в аэро- и термодинамике, материалове дении, механике жидкости и газа и других науках.

В настоящее время ведутся работы над созданием двигателей нового по коления, которые должны обладать рядом характеристик, придающих качест венно новый уровень летательному аппарату. Среди основных направлений развития компрессоров следует отметить сокращение числа ступеней при одно временном повышении суммарной степени повышения давления и адиабатиче ского КПД. Это может быть достигнуто за счет значительного повышения аэ родинамической нагруженности и адиабатического КПД отдельных ступеней, а также применения новых материалов и технологий изготовления, совершенст вования методов конструирования и оценки напряженно-деформированного состояния узла. Ведутся работы по снижению акустического шума ступеней компрессора. В перспективных схемах ГТД проявляется значительный интерес к центробежным компрессорам.

Для обеспечения широкого спектра требований к двигателям новых по колений в условиях сокращения затрат (времени и материальных ресурсов) и повышения качества продукции на международном рынке происходит корен ной пересмотр методологии проектирования с внедрением информационных технологий в рамках CALS – компьютерной поддержки жизненного цикла продукции, реализации системного и объектного подходов, широкого исполь зования математического моделирования. За рубежом разрабатываются гибкие многодисциплинарные многоуровневые программные комплексы, обеспечи вающие информационную поддержку жизненного цикла изделия. Для проекти рования компрессоров используются программные комплексы, обеспечиваю щие интеграцию математических моделей различного уровня, размерности и функционального назначения, охватывающие весь цикл проектирования ком прессора от технического задания до выпуска конструкторской и технологиче ской документации.

В настоящее время значительный интерес проявляется к трхмерным не стационарным математическим моделям турбулентных течений, которые по зволяют с наибольшей достоверностью описать рабочий процесс в компрессо ре. Однако данная математическая модель требует значительных затрат ма шинного времени и материальных ресурсов. Таким образом, для информацион ной поддержки ранних стадий проектирования необходима разработка много уровневого гибкого программного комплекса, базирующегося на одномерных и двухмерных моделях рабочего процесса, что позволит значительно сократить трудомкость последующих стадий проектирования, а также эксперименталь ной доводки изделия, таким образом, тема диссертационной работы является актуальной.

Цель и задачи исследования Целью работы является разработка методик и компьютеризированной технологии многоуровневого газодинамического моделирования компрессоров для решения прямых и обратных задач при проектировании и доводке.

Исходя из цели работы, для е реализации были определены следующие задачи исследований:

1. Разработка методик одномерного моделирования компрессоров авиа ционных ГТД, позволяющих решать как проектировочные задачи (обратные задачи по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров под задан ные параметры потока), так и прогнозировать характеристики осевых компрес соров в широком диапазоне частот вращения ротора (прямая задача).

2. Создание методик двухмерного моделирования осевых компрессоров авиационных ГТД, позволяющих рассчитывать радиальное распределение па раметров в лопаточных венцах и прогнозировать характеристики осевого ком прессора (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора с по следующим решением обратной задачи по корректировке исходных геометри ческих параметров лопаточных венцов.



3. Формирование методики, позволяющей проводить расчт границы ус тойчивой работы компрессора в одномерной и двухмерной постановках с уче том влияния переменной геометрии (различные углы установки направляющих аппаратов (НА) и ВНА) и влияния технологических отклонений.

4. Реализация разработанных методик в системах моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D, позволяющих моделировать процессы в компрессорах различных схем (осевых и центробежных) современных и пер спективных авиационных двигателей, решать проектно-доводочные задачи, оптимизировать распределение параметров по ступеням, режимы работы, учи тывать влияние внешних условий и входного направляющего аппарата (ВНА) в одномерной и двухмерной постановке, что повышает достоверность аналитиче ского этапа разработки конструкторской документации, сокращает временные затраты решения задач верификации.

5. Разработка методики интеграции разработанных систем с системами моделирования (СИМ DVIGw) авиационных двигателей и программными ком плексами для численного трехмерного газодинамического моделирования (ANSYS CFX).

6. Экспериментальная проверка эффективности методик и систем моде лирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D на примере конкретных ком прессоров современных и перспективных авиационных двигателей, а также ис пытательных стендов компрессоров. Верификация расчтных результатов и выработка рекомендаций по применению разработанных методик и систем мо делирования при проектировании компрессоров.

Научная новизна Новыми научными результатами, впервые полученными в настоящей работе, являются разработанные методики и системы имитационного модели рования процессов в компрессорах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД):

1. Методика расчта границы устойчивой работы осевых ступеней, осе вых многоступенчатых компрессоров в одномерной и двухмерной постанов ках, основанная на ограничении по критическому углу атаки, которая в отли чие от существующих методик (использующих ограничение по максимальной степени повышения давления, либо аэродинамической нагруженности венцов) позволяет повысить точность определения границы устойчивой работы.

2. Методика расчта характеристик осевых компрессоров в одномерной постановке, которая на ранних стадиях проектирования (при ограниченном числе исходных данных - расчтные параметры на среднем радиусе), в отли чие от существующих, не требует задания прототипа проектируемого узла и эмпирических поправочных коэффициентов, позволяет проводить расчт транс- и сверхзвуковых ступеней в широком диапазоне частот вращения при числах Маха по окружной скорости до (в отличие от метода Оль штейна, ограниченного величиной ). Погрешность существующих методик по максимальному расходу и КПД составляет 2-2,5%, а погрешность разработанной методики по аналогичным параметрам 1,5-2%.

3. Методика поверочного расчта осевых компрессоров в двухмерной постановке, которая позволяет определять радиальное распределение пара метров за лопаточными венцами, а также характеристику компрессора по среднеинтегральным параметрам за венцами при различных методах осредне ния неравномерного потока;

при этом, в отличие от существующих методик, возможно разбиение потока на произвольное количество струек тока для учета конструктивных особенностей и характерных размеров лопаточных венцов и выявления локальных особенностей течения, а также использование индиви дуальных эмпирических моделей углов атаки, отставания и потерь полного давления при разработке новых конструктивных решений.

4. Методики проектировочного расчта по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров, которые в отличие от существующих позволяют решать широкий спектр проектировочных задач на ранних стадиях проекти рования в автоматизированном режиме за счет задания условий моделирова ния.

5. Разработанные методики, позволяющие решать обратные и прямые задачи в одномерной и двухмерной постановках, реализованы в системах мо делирования COMPRESSOR (свидетельство об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ № 2009612688) и COMPRESSOR_2D (свидетельство об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ № 2011611711).

Практическая ценность Результаты исследований, разработанные методики и системы имитаци онного моделирования рабочего процесса компрессоров авиационных ГТД внедрены в промышленности – ОАО “НПП Мотор” и в учебный процесс ФГБОУ ВПО УГАТУ.





Разработанные методики и системы моделирования имеют практиче скую ценность, а именно позволяют:

моделировать рабочие процессы в компрессорах с диагностированием предпомпажных ситуаций для разработки систем предотвращения неустойчи вой работы ГТД;

прогнозировать характеристики осевых многоступенчатых компрессоров в широком диапазоне частот вращения и входных параметров на начальных стадиях проектирования;

повысить эффективность проектирования (сократить время и затрачиваемые ресурсы) компрессоров.

Методы исследования. При выполнении работы использованы сле дующие методы и способы исследования:

теории рабочих процессов и лопаточных машин авиационных ГТД;

системный анализ и объектно-ориентированный подход при моделировании сложных процессов и объектов;

численные методы решения систем уравнений.

На защиту выносится:

1. Методики одномерного моделирования компрессоров авиационных ГТД, позволяющих решать как проектировочные задачи (обратные задачи по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров под заданные пара метры потока), так и прогнозировать характеристики осевых компрессоров в широком диапазоне частот вращения ротора (прямая задача).

2. Методики двухмерного моделирования осевых компрессоров авиаци онных ГТД, позволяющих рассчитывать радиальное распределение параметров в лопаточных венцах и прогнозировать характеристики осевого компрессора (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора с последующим решением обратной задачи по корректировке исходных геометрических пара метров лопаточных венцов.

3. Методика, позволяющая проводить расчт границы устойчивой рабо ты компрессоров в одномерной и двухмерной постановках с учетом влияния переменной геометрии (различные углы установки направляющих аппаратов (НА) и ВНА) и влияния технологических отклонений.

4. Системы моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D, позво ляющие моделировать процессы в компрессорах различных схем (осевых и центробежных) современных и перспективных авиационных двигателей, ре шать проектно-доводочные задачи, оптимизировать распределение параметров по ступеням, режимы работы, учитывать влияние внешних условий и входного направляющего аппарата (ВНА) в одномерной и двухмерной постановке, что повышает достоверность аналитического этапа разработки конструкторской документации, сокращает временные затраты решения задач верификации.

5. Методика интеграции разработанных систем с системами моделирова ния (СИМ DVIGw) авиационных двигателей и программными комплексами для численного трехмерного моделирования (ANSYS CFX).

6. Результаты проверки эффективности разработанных методик и систем моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D на примере конкретных компрессоров современных и перспективных авиационных двигателей, а также испытательных стендов. Результаты верификации расчтов и рекомендации по применению разработанных методик и систем моделирования при проектиро вании компрессора.

Достоверность результатов исследования.

Достоверность научных положений, результатов и выводов, содержа щихся в диссертационной работе, основывается на:

- проведении верификации математических моделей посредством сопос тавления расчтных данных с экспериментальными, решении большого числа тестовых задач и введения необходимых корректировок;

- корректном использовании фундаментальных уравнений теории рабо чих процессов авиационных двигателей и теории лопаточных машин;

- использовании признанных научных положений, апробированных ме тодов и средств исследования, применении математического аппарата, отве чающего современному уровню.

Апробация работы. Основные положения и результаты работы докла дывались и обсуждались на Международной НТК “Проблемы и перспективы развития двигателестроения” (Самара, СГАУ, 2009, 2011);

Международной за очной конференции в рамках I Форума молодых ученых Приволжского феде рального округа (Уфа, 2009);

НТК “Зимняя школа аспирантов” (УГАТУ– УМПО, Уфа, 2009–2011);

Всероссийской НТК “Мавлютовские чтения” (УГАТУ, Уфа, 2008–2011);

Международной НТК “Авиадвигатели XXI века” (Москва, ЦИАМ, 2010), Международном молоджном форуме “Будущее авиа ции за молодой Россией” (Жуковский, МАКС, 2011).

Публикации. По результатам выполненных исследований и разработок опубликовано 44 работы, в том числе 6 публикаций в центральных рецензи руемых журналах, включенных в перечень ВАК. Получены свидетельства об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ на СИМ COMPRESSOR (свидетельство № 2009612688) и COMPRESSOR_2D (свидетельство № 2011611711).

Структура и объем работы. Диссертация состоит из четырх глав, ос новных выводов, списка литературы и приложений. Содержит 242 страницы машинописного текста, включающего 175 рисунков, 20 таблиц, библиографи ческий список из 103 наименований, 1 приложение.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ Во введении обоснована актуальность работы, сформулирована цель научного исследования, показаны новизна работы, практическая ценность ра боты и методы исследования, а также выносимые на защиту основные пози ции диссертационной работы В первой главе проведн аналитический обзор работ в области проектирования компрессоров авиационных ГТД.

Проведн аналитический обзор специализированных программных ком плексов для газодинамического моделирования компрессоров авиационных двигателей (Contcepts NREC, ANSYS CFX, Star CD), адаптированных к реше нию специфических задач науки и техники, и разработанных пакетов при кладных программ, универсальных средств моделирования (МетаСАПР САМСТО). Были изучены работы следующих учных: А. С. Бунимович, А. Н. Белоусов, А. П. Комаров, В. И. Милешин, Л. Е. Ольштейн, Ю. А. Ржавин, А. А. Святогоров, В. А. Стефановский, К. В. Холщевников, R. O. Bullock, A. D. S. Carter, H. F. Creveling, A. R. Howell, I. A. Johnsen, N. Cumpsty, C. C. Koch, S. Lieblein, N. T. Monsarrat, W. C. Swan. Результатом проведенного обзора и анализа явилось формирование задач исследования.

Во второй главе описаны разработанные автором методики газодина мического многоуровневого моделирования компрессоров авиационных ГТД, представлена реализация методик в СИМ и COMPRESSOR COMPRESSOR_2D, предложен подход к разработке поэлементных математи ческих моделей компрессоров с различным уровнем декомпозиции.

Для проведения расчтов компрессоров, в FrameWork САМСТО автором были разработаны СИМ COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D. Обеспечена ин теграция разработанных СИМ с СИМ DVIGw (системой термогазодинамиче ского моделирования авиационных ГТД) с последующей передачей данных в трехмерные газодинамические программные комплексы. На рисунке 1 приве дена разработанная методика проектирования компрессора с использованием 3D CAD/CAE и имитационного моделирования.

На каждом уровне проектирования компрессора решаются прямые и об ратные задачи. В прямых задачах предполагается, что известна форма обте каемого тела (или системы тел) и заданы необходимые краевые условия, а оп ределению подлежит распределение скоростей и давлений в рассматриваемой области. В обратных задачах, наоборот, известны какие-либо данные о харак тере потока, достаточные для решения задачи, и должна быть определена гео метрия обтекаемого тела или системы тел. Поэтому в теории лопаточных ма шин область применения прямых задач – это поверочный расчт обтекания известных лопастных систем с целью оценки их показателей, а обратных – проектирование лопастных систем на заданные условия.

В СИМ COMPRESSOR реализована разработанная методика расчта по параметрам на среднем диаметре и профилирования по высоте пера лопатки осевых и центробежных компрессоров (обратная 1D задача). При проведении расчтов в системе можно получать схему проточной части, треугольники скоростей и профили рабочих колес произвольных ступеней на произвольных радиусах (рисунки 2–4). Система COMPRESSOR, в отличие от существующих систем, позволяет решать оптимизационные задачи. На рисунке 5 показано решение задачи подбора осевых скоростей при неизменной геометрии и изме няющемся расходе.

Реализованная в СИМ COMPRESSOR прямая 1D задача, представляет собой расчт характеристики компрессора по параметрам на среднем диамет ре. По известным геометрическим параметрам проточной части и лопаточных венцов, а также режимным параметрам (частота вращения, расход воздуха) рассчитываются степень повышения давления и КПД, т.е. с помощью матема тического описания процессов в компрессоре рассчитывается его характери стика. Основой для расчта характеристики в одномерной постановке является метод обобщенных зависимостей. Суть метода заключается в выделении двух безразмерных комплексов, зависящих от соотношения коэффициентов расхо да в «расчтной» и текущей точках. Метод имеет ограниченный диапазон применения, что делает невозможным его примене ние в компрессорах, имеющих сверхзвуковые ступени.

Рисунок 2 – Структурные схемы имитационных моделей компрессоров Рисунок 3 – Треугольники Рисунок 1 – Методика проектирования скоростей осевой компрессора с использованием 3D CAD/CAE и центробежной ступеней и имитационного моделирования Рисунок 4 – Схемы проточных частей Рисунок 5 – Изменение осевой скорости осевого и центробежного в трехступенчатом компрессоре компрессоров при разных расходах Автором предложен метод решения прямой задачи, отличающийся от существующих более широким диапазоном применения с учетом современ ных тенденций в компрессоростроении (увеличение числа Маха в окружном направлении). На рисунке 6 приведены полученные расширенные зависимо сти. Безразмерные комплексы, зависящие от кинематики потока, выражаются следующими зависимостями:

а б Рисунок 6 – Обобщенные характеристики ступени компрессора а), б) при Метод обобщенных зависимостей наряду с очевидными преимуществами (небольшой объем исходных данных) обладает одним существенным недостат ком – необходимостью наличия всех данных в «расчтной» точке. Под «расчт ной» понимается точка на ветви характеристики с максимальным КПД. Таким образом, для расчта каждой конкретной ветви характеристики необходимо за даваться «расчтными», то есть соответствующими точке с максимальным КПД, значениями следующих параметров: частота вращения, расход воздуха, углы входа потока в РК по абсолютной скорости и углы выхода потока из РК по относительной скорости. Однако задача существенно упрощается, если од новременно с прямой задачей решать обратную: проектировать компрессор под заданные условия, но с неизменной геометрией.

Прямая 2D задача, представляет собой расчт радиального распределе ния газодинамических параметров в лопаточных венцах на различном радиу се. По известным геометрическим параметрам проточной части и лопаточных венцов, а также режимным параметрам (частота вращения, расход воздуха) рассчитывается радиальное распределение степени повышения полного дав ления и адиабатического КПД по высоте пера рабочего колеса, и распределе ние коэффициента восстановления полного давления по высоте пера направ ляющего аппарата. Далее с помощью различных методик осреднения нерав номерного потока рассчитываются среднеинтегральные значения степени по вышения полного давления и КПД рабочего колеса и ступени в целом.

Суть разработанной методики заключается в определении различных видов потерь, исходя из конкретного значения коэффициента диффузорности (diffusion factor) (впервые предложено S. Lieblein). Ниже приведен один из ва риантов расчта коэффициента диффузорности рабочего колеса и направляю щего аппарата:

(2) (3) С помощью коэффициента диффузорности можно рассчитать коэффици ент потерь полного давления для РК и НА. На рисунке 7 приведена зависимость от коэффициента диффузорности D и относительной высоты лопатки. Как видно, наибольшие потери наблюдают ся на концевом радиусе, где сильно влияние зазора, а наименьшие потери при относительной высоте лопатки.

Автором впервые получены следующие аппроксимирующие зависимости вида:

(5) Для расчта сверхзвуковых ступеней в СИМ COMPRESSOR_2D разрабо тана модель волновых потерь полного давления. Для реализации в СИМ пред ложена однопараметрическая модель, в которой волновые потери зависят от числа Маха на входе (в относительном движении для РК и абсолютном для НА). После обработки экспериментальных данных автором были построены (рисунок 7) и выведены следующие зависимости.

При сверхзвуковых и околозвуковых режимах течения в межлопаточном канале суммарные потери складываются из профильных и волновых потерь полного давления.

(7) Рисунок 7 – Зависимость коэффициента потерь полного давления от коэффициента диффузорности (слева) и числа Маха (справа) В СИМ реализована композиция методик расчта номинальных или ре альных углов отставания и атаки.

Для расчта параметров за венцом автором впервые предложена ориги нальная методика итерационного подбора угла выхода потока в абсолютном движении из каждой «струйки». Критерием окончания цикла перебора являет ся совпадение расчтного и теоретического расходов воздуха в «струйке».

Теоретическим считается расход, пропорциональный доле площади «струйки»

на выходе. В СИМ существует возможность расчта лопаточных венцов при произвольном числе струек. Это позволяет проводить расчт различных каска дов компрессоров с учетом конструктивных особенностей и характерных раз меров лопаточных венцов, а также выявлять локальные особенности течения при увеличении числа струек.

В третьей главе приведены расчты высоконагруженной ступени в СИМ COMPRESSOR с визуализацией течения в программном комплексе ANSYS CFX. Разработана методика расчта границы устойчивой работы. Для расчта границы устойчивости впервые было введено ограничение по крити ческому углу атаки. В качестве объекта исследования был выбран трхступен чатый КНД АЛ-55. На рисунке 8 показаны сводные зависимости углов атаки всех ступеней от расхода отдельно для низконапорных и высоконапорных вет вей характеристики.

Рисунок 8 – Зависимости углов атаки от расхода для низконапорных (слева) и высоконапорных (справа) ветвей Проанализировав зависимости (рисунок 8), можно сделать вывод, что в области пониженных частот вращения неустойчивая работа вызывается сры вом потока с лопаточных венцов первых ступеней, а в области повышенных – срывом потока в последних ступенях. На рисунке 9 приведены границы устой чивости для различных углов атаки в сравнении с экспериментом и дискретным распределением критических углов атаки по ступеням.

Рисунок 9 – Сравнение расчтной и экспериментальной границ устойчивой работы при различных критических углах атаки (слева) и дискретном распределении критических углов атаки по ступеням (справа) Были проведены расчты ступени по разработанной методике в СИМ COMPRESSOR_2D. Полученные результаты позволили сделать вывод о под тверждении гипотезы ограничения по критическому углу атаки. Как видно из рисунка 10, на границе устойчивой работы примерно 50% высоты лопатки на ходится в зоне начала срыва. Впервые был предложен критерий определения границы устойчивой работы в двухмерной постановке, реализованный в СИМ COMPRESSOR_2D. Точкой неустойчивой работы ступени, согласно крите рию, является такой режим течения, при котором более половины высоты ло патки находится в зоне начинающегося срыва.

устойчивая область граница устойчивости Рисунок 10 – Распределение расчтных и экспериментальных углов атаки и расчтных границ срыва В четвёртой главе приведены результаты верификации разработанных методик и компьютеризированной технологии моделирования:

1. Обратной 1D задачи для осевого многоступенчатого компрессора. Не которые результаты верификации компрессора КР17-300 в СИМ COMPRESSOR в сравнении с экспериментальными результатами и результа тами верификации в СИМ KOMPRwin приведены в таблице.

Максимальная погрешность, % Параметр СИМ COMPRESSOR СИМ KOMPRwin Dк1, м 0,27 4, расчт не производится Dк2, м 0, Dвт1, м 0,47 14, расчт не производится Dвт2, м 0, Как видно из таблицы, погрешность расчтов диаметров в СИМ COMPRESSOR не превышает 1%, тогда как в СИМ KOMPRwin достигает 14%. Это связано с более широкими возможностями СИМ COMPRESSOR от носительно СИМ KOMPRwin. В данном случае погрешность обусловлена возможностью задания индивидуальной схемы проточной части в каждой сту пени, а также функции коррекции «постоянного» диаметра.

2. Обратной 1D задачи для центробежного компрессора ВД- и стенда ОРТ-210. Был проведн расчт компрессора двигателя ВД-100. По грешность расчта основных параметров не превышает 3-5 %, что можно счи тать удовлетворительным результатом. Апробация модели была также прове дена на установке для изучения характеристик центробежных компрессоров ОРТ-210 (рисунок 11), данные расчта в имитационной модели совпали с экс периментальными данными в пределах допустимой погрешности (погрешность не более 3-4%).

Схема стенда 1 – сопло Вентури, 6 – рабочее колесо, 7 – выходное уст ройство, 8 – вал Рисунок 11 – Испытательный стенд для центробежного компрессора 3. Прямой 1D задачи для осевой сверхзвуковой ступени по методу обоб щённых зависимостей. Сравнительный анализ расчтной и эксперименталь ной характеристик ступени компрессора (рисунок 12 (а)) указывает на высо кую сходимость (погрешность менее 1 %) результатов в области пониженных относительных приведенных частот вращения ротора. В дан ном диапазоне приведенных частот числа Маха по окружной скорости на сред нем радиусе находятся внутри диапазона допустимых значений, приведенных в литературе. Соответственно значения коэффициентов на обобщенной характеристике ступени компрессора оп ределяются интерполяцией внутри области определения функции. При значе ниях относительной приведнной частоты вращения ротора выявле на значительная погрешность (достигает 12 %) в результатах, полученных при использовании метода Ольштейна. Данная погрешность может быть обуслов лена выходом числа Маха за область определения функции. При мак симальной частоте вращения на среднем радиусе достигается значение.

4. Прямой 1D задачи для осевой сверхзвуковой ступени по модифициро ванному методу обобщённых зависимостей. Сравнительный анализ расчт ной и экспериментальной характеристик ступени компрессора указывает на вы сокую сходимость (погрешность не превышает 1 %) результатов в области по ниженных относительных приведнных частот вращения ротора (рисунок 12 (б)). В области повышенных частот вращения модифицированный метод Ольштейна позволяет значительно повы сить точность расчтов характеристик ступени компрессора (погрешность ме нее 5 %). Таким образом, проведнные исследования позволяют значительно повысить адекватность разработанной математической модели для решения 1D прямой задачи в СИМ COMPRESSOR.

а б Рисунок 12 – Сравнение расчтной и экспериментальной характеристик 5. Прямой 1D задачи для осевого многоступенчатого компрессора (КНД АЛ-55) по модифицированному методу обобщённых зависимостей.

Сравнение результатов (рисунок 13) указывает на высокую сходимость рас чтной и экспериментальной степени повышения давления в устойчивой об ласти работы (погрешность не более 5 %). В зоне умеренных частот вращения наблюдается значительное расхождение (до 7 %) в районе границы запирания.

Рисунок 13 – Расчтная и экспериментальная характеристики КНД АЛ- 6. Прямой 2D задачи для осевой ступени. На рисунке 14 приведены ре зультаты расчта осевой высоконагруженной ступени.

В результате проведенных исследований стало возможным выработать рекомендации по применению разработанных методик и систем моделирова ния при проектировании компрессоров. Были сделаны предложения по изме нению геометрических параметров лопаточных венцов с целью улучшения их аэродинамических характеристик.

Рисунок 14 – Сравнение расчтного и экспериментального распределения параметров за РК

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ 1. Разработанные методики одномерного моделирования компрессоров авиационных ГТД позволяют решать проектировочные задачи (обратные) по выбору геометрии осевых и центробежных компрессоров под заданные пара метры потока и прогнозировать характеристики осевых компрессоров (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора.

2. Разработанные методики двухмерного моделирования компрессоров авиационных ГТД позволяют рассчитывать радиальное распределение пара метров в лопаточных венцах и прогнозировать характеристики осевых ком прессоров (прямая задача) в широком диапазоне частот вращения ротора с по следующим решением обратной задачи по корректировке исходных геометри ческих параметров лопаточных венцов.

3. Выработанные критерии определения границы устойчивой работы и разработанная методика позволяют проводить расчт границы устойчивой ра боты компрессоров в одномерной и двухмерной постановках с учетом влияния переменной геометрии (различные углы установки направляющих аппаратов (НА) и ВНА) и влияния технологических отклонений. Максимальная относи тельная погрешность разработанной методики расчта границы устойчивой ра боты составляет 5%, существующих методик – 6,5%.

4. Методики, реализованные в разработанных системах моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D, позволяют моделировать процессы в компрессорах различных схем (осевых и центробежных) современных и пер спективных авиационных двигателей, решать проектно-доводочные задачи, оптимизировать распределение параметров по ступеням, режимы работы, учи тывать влияние внешних условий и входного направляющего аппарата (ВНА) в одномерной и двухмерной постановках, что повышает достоверность аналити ческого этапа разработки конструкторской документации, сокращает времен ные затраты решения задач верификации.

5. Проведена экспериментальная проверка методик и разработанных сис тем моделирования COMPRESSOR и COMPRESSOR_2D на примере компрес соров авиационных двигателей (КНД АЛ-55, КНД АЛ-31СТ, КНД Р95Ш, ВД-100, SR-30), а также испытательного стенда компрессора (ОРТ-210): газо динамическое моделирование, прогнозирование характеристик различных ком прессоров и ступеней. Сравнение расчта (расчтные геометрические, термоди намические и кинематические параметры) и эксперимента показало, что при га зодинамическом расчте осевого и центробежного компрессоров максимальная относительная погрешность не превышает 3 % и 5 % соответственно. Макси мальная относительная погрешность расчта характеристик (приведенный рас ход, степень повышения давления, КПД) в одномерной постановке не превы шает 5%, в двухмерной постановке – 3 %. Выработаны рекомендации по при менению разработанных методик и систем в качестве оптимизирующего инст румента.

6. Предложена методика интеграции разработанных систем с системами моделирования авиационных двигателей (СИМ DVIGw) и программными ком плексами для численного трхмерного газодинамического моделирования (ANSYS CFX) на последующих этапах проектирования и доводки компрессо ров в составе двигателя.

Основное содержание диссертации опубликовано в работах Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК:

1. Методика расчта и моделирование осевых компрессоров авиационных ГТД / Д. А. Ахмедзянов, А. Б. Козловская (Михайлова)// Вестник УГАТУ:

научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. – Уфа: УГАТУ, 2009. – т.13, №1 (34). – С.9–20. (личный вклад – 8 ж. л.) 2. О применении Ольштейна для расчта характеристик многоступенчатых осевых компрессоров /Д. А. Ахмедзянов, Ю. М. Ахметов, А. Б. Козловская (Михайлова) и др. // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац.

техн. ун-та. – Уфа: УГАТУ, 2010. – т.14, №3 (38). – С.16–31. (личный вклад – 10 ж. л.) 3. Методика расчта и моделирование центробежных компрессоров / Д. А. Ахмедзянов, А. Б. Козловская (Михайлова), Н. Б. Проскурина // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. – Уфа: УГАТУ, 2010.

– т.14, №3 (38). – С.62–71. (личный вклад – 6 ж. л.) 4. Расчт характеристик осевых компрессоров совместно с границей устойчивой работы / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов и др. // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос. авиац. техн. ун-та. – Уфа:

УГАТУ, 2010. – т.14, №5 (40). – С.15–26. (личный вклад – 5 ж. л.) 5. Расчтное исследование динамической характеристики одновального турбореактивного двигателя / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов и др. // Вестник УГАТУ: научный журнал Уфимск. гос.

авиац. техн. ун-та. – Уфа: УГАТУ, 2011. – т.15, №1 (41). – С.15–26. (личный вклад – 5 ж. л.) 6. Применение имитационного моделирования на ранних стадиях проектирования силовых установок для беспилотных летательных аппаратов одноразового применения / И. А. Кривошеев, Д. А. Ахмедзянов, А. Б. Михайлова и др. // Вестник ВГТУ: научный журнал Воронежск. гос. техн.

ун-та. – Воронеж: ВГТУ, 2011. – т.7, №4. – С.215–223. (личный вклад – 4 ж. л.) Свидетельства об официальной регистрации программ для ЭВМ Роспатента РФ:

7. Система имитационного моделирования COMPRESSOR / Д. А. Ахмедзянов, А. Б. Козловская (Михайлова), И. А. Кривошеев // Свидетельство № 2009612688 Москва, Роспатент. – 2009.

8. Система имитационного моделирования COMPRESSOR_2D / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Свидетельство № 2011611711 Москва, Роспатент. – 2011.

Публикации в других изданиях:

9. Автоколебания лопаток компрессора авиационных ГТД / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Альманах современной науки: научный журнал. – Тамбов: Грамота, 2008. – № 7 (14) – С.9–10.

10. Система моделирования компрессоров авиационных ГТД / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Альманах современной науки: научный журнал. – Тамбов: Грамота, 2009. – № 6 (25) – С.21–24.

11. Получение характеристик многоступенчатых осевых компрессоров в широком диапазоне / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Альманах современной науки: научный журнал. – Тамбов: Грамота, 2009. – № 6 (25) – С.17–21.

12. Моделирование влияния угла установки входного направляющего аппарата на характеристику осевого компрессора / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Молодой ученый: научный журнал. – Чита:

ООО “Издательство Молодой ученый”, 2009. – №10. – С.23-26.

13. Испытания и расчт центробежного компрессора / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов, Н. Б. Проскурина // Молодой ученый: научный журнал. – Чита: ООО “Издательство Молодой ученый”, 2009. – т. 1, №1-2 (13).

– С. 79-82.

14. Методика определения границы устойчивой работы компрессора / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Молодой ученый: научный журнал. – Чита: ООО “Издательство Молодой ученый”, 2009. – т. 1, №1-2 (13).

– С. 82-85.

15. Разработка программного комплекса для повышения эффективности ранних стадий проектирования современных и перспективных авиационных газотурбинных двигателей / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов и др. // Молодой ученый: научный журнал. – Чита: ООО “Издательство Молодой ученый”, 2011. – №6 (29). – С. 15-19.

16. Разработка методов и средств моделирования компрессоров авиационных ГТД в одномерной постановке / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов и др. // Молодой ученый: научный журнал. – Чита: ООО “Издательство Молодой ученый”, 2011. – №8 (37). – С. 53-57.

17. К вопросу об автоколебаниях лопаток компрессора авиационных ГТД / А. Б. Козловская (Михайлова) // Мавлютовские чтения: Всероссийская НТК. – Уфа: УГАТУ, 2008. – т.1. – С.55–56.

18. Получение характеристик многоступенчатых осевых компрессоров / А. Б. Козловская (Михайлова) // Мавлютовские чтения: Всероссийская НТК. – Уфа: УГАТУ, 2009. – т.1. – С.52–53.

19. Расчт характеристик осевых компрессоров и методика определения границы устойчивой работы / А. Б. Козловская (Михайлова) // НТК “Зимняя школа аспирантов”. – Уфа: УГАТУ-УМПО, 2010. – С.241–245.

20. Расширение диапазона применения метода Ольштейна для расчта характеристик осевых компрессоров / А. Б. Козловская (Михайлова) // Авиадвигатели XXI века: Международная НТК. – М.: ЦИАМ, 2010. – С.148-153.

21. Расчт характеристики рабочего колеса в двухмерной постановке с использованием имитационного моделирования / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов и др.// Международная НТК. – Самара: СГАУ, 2011. –ч.1. – С.36-37.

22. Повышение эффективности проектирования компрессоров авиационных ГТД с использованием имитационного и 3D CAD/CAE-моделирования / А. Б. Козловская (Михайлова), Д. А. Ахмедзянов // Мавлютовские чтения:

Всероссийская НТК. – Уфа: УГАТУ, 2011. – т.1. – С.119–122.

23. Разработка программного комплекса для повышения эффективности ранних стадий проектирования современных и перспективных авиационных ГТД / А. Б. Михайлова, Д. А. Ахмедзянов // Международный молодежный форум. – Рыбинск: РГАТА, 2011. – С.49–54.

Диссертант Михайлова А. Б.

МИХАЙЛОВА Александра Борисовна МЕТОДИКА И КОМПЬЮТЕРИЗИРОВАННАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ДВУХУРОВНЕВОГО ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ КОМПРЕССОРОВ АВИАЦИОННЫХ ГТД Специальность 05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов АВТОРЕФЕРАТ на соискание учной степени кандидата технических наук Подписано к печати 20.10.2011 г. Формат 6084 1/ Бумага офсетная. Печать плоская. Гарнитура Times New Roman.

Усл. печ. л. 1,0. Уч.-изд. 1,0.

Тираж 100 экз. Заказ № ФГБОУ ВПО Уфимский государственный авиационный технический университет Центр оперативной полиграфии 450000, Уфа-центр, ул. К. Маркса,

 

Похожие работы:





 
2013 www.netess.ru - «Бесплатная библиотека авторефератов кандидатских и докторских диссертаций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.