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

Методы совершенствования газодинамических характеристик турбин гтд при различных схемах подвода газа

На правах рукописи

ОСИПОВ Евгений Владимирович

МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИН ГТД

ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПОДВОДА ГАЗА

Специальность 05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели

и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени

кандидата технических наук

Уфа – 2011

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

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор Кривошеев Игорь Александрович декан факультета авиационных двигателей Уфимского государственного авиационного технического университета

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор Гимранов Эрнст Гайсович профессор кафедры прикладной гидромеханики Уфимского государственного авиационного технического университета кандидат технических наук, доцент Ремизов Александр Евгеньевич зав. кафедрой авиационных двигателей Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П.А. Соловьева

Ведущая организация: ОАО «Научно-производственное предприятие «Мотор», г. Уфа

Защита состоится «31» марта 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, ул. К. Маркса, 12, актовый зал 1-го корпуса.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Уфимского государственного авиационного технического университета

Автореферат разослан «21» февраля 2011 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук, профессор Ф. Г. Бакиров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. При разработке современных газотурбинных двигателей (ГТД) используются экспериментально-теоретические методы оп тимизации геометрии и газодинамических характеристик элементов проточной части, в то же время имеется возможность и необходимость дальнейшего со вершенствования и развития этих методов. В частности, в настоящее время раз виты недостаточно методы оптимизации геометрии переходных каналов и сту пеней турбин (по коэффициенту полезного действия (КПД) и другим критери ям) в зависимости от режимов, формы каналов, формы лопаток с применением методов 3D CAD/CAE - численного моделирования.

В турбореактивных двухконтурных двигателях (ТРДД) с большой сте пенью двухконтурности и при конвертации авиационных ГТД в наземные газо турбинные установки (ГТУ) часто используется кольцевой межтурбинный пе реходной диффузор с коническими образующими (МПД), соединяющий турби ны на разных диаметрах. В таких конструкциях МПД оказывает большое влия ние на газодинамические характеристики расположенной за ним турбины (в ТРДД это турбина вентилятора (ТВ)), что влияет на экономические и экс плуатационные показатели ГТД. Требование уменьшения массы и длины ГТД реализуется, в том числе, и за счет сокращения длины МПД. Если при этом проектные диаметры турбин сохраняются, то конусность обводов МПД увели чивается, что существенно влияет на газодинамические характеристики МПД и расположенной за ним турбины. На эти характеристики также влияют разме щаемые внутри МПД стойки и обтекатели, влияние которых усиливается от не осевого угла выхода потока из высоконагруженных турбин современных ГТД.

В конвертированных авиационных и нетрадиционных схемах перспек тивных ГТД используются турбины с боковым подводом газа. В таких ГТД су ществуют проблемы обеспечения высокой эффективности турбины с подводя щим патрубком. На этапе проектирования, при формировании конструктивного облика данных ГТД, большое значение также имеет выбор схемы подвода газа к турбине, от которой будет зависеть экономичность создаваемого ГТД.

В связи с этим, актуальной является разработка экспериментально теоретических методов совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД с использованием численных исследований лопаток турбин, экспе риментальных исследований МПД с расположенной за ним турбиной, разных вариантов турбины с несимметричным боковым подводом газа, разных схем подвода газа к турбине.

Целью работы является исследование и разработка методов обеспечения требуемых газодинамических и массогабаритных характеристик турбин ГТД.

Для достижения поставленной цели решены следующие задачи:

1. Разработка метода оптимизации геометрии проточной части турбин (на примере лопаточных аппаратов, включая математическую модель влияния геометрии лопаточных аппаратов на КПД турбины).

2. Разработка экспериментальных установок и методик для исследова ния газодинамических характеристик МПД и расположенной за ним турбины (с учетом стоек, обтекателей, различной формы обводов МПД, схем подвода газа к турбине, включая несимметричные боковые).

3. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной за ним турбиной (за счет придания коноидальной формы об водам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей).

4. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик тур бин при несимметричном боковом подводе газа (за счет применения СА с раз ными по окружности конструктивными углами входа), экспериментальное вы явление наиболее эффективной схемы несимметричного бокового подвода газа к турбине.



Методы исследований. Для решения поставленных задач использованы методы 3D CAD/CAE - численного моделирования, основанные на решении ос редненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замыкаемых SST моделью турбулентности Ментера, методы теории планирования эксперимента (ТПЭ), методы экспериментального исследования параметров течения в каналах.

Достоверность и обоснованность результатов исследований под тверждается:

- применением основополагающих законов термогазодинамики лопа точных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированных средств измерений, прошедших поверку и калибровку;

- совпадением результатов численных экспериментов с опытными дан ными и результатами других исследователей.

На защиту выносятся:

1. Метод оптимизации геометрии проточной части турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ, полученная математическая модель влияния геометрических параметров лопаток на КПД турбины.

2. Метод улучшения газодинамических характеристик МПД с распо ложенной за ним турбиной за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей.

3. Метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несим метричным боковым подводом газа за счет использования лопаток СА с разны ми по окружности конструктивными углами входа;

экспериментально выяв ленная наиболее эффективная схема бокового подвода газа к турбине.

4. Экспериментальные газодинамические характеристики МПД с рас положенным на выходе СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа и с различными схемами подвода газа к турбине.

Научная новизна заключается в следующем:

1. Впервые разработан метод оптимизации геометрии ступеней турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ (греко-латинских квадратов), по зволивший получить математическую модель влияния геометрических пара метров РК на КПД ступени, данная модель позволяет оценивать КПД при раз личном сочетании параметров и находить их оптимальные значения.

2. Предложен новый метод улучшения характеристик МПД с СА тур бины за счет придания коноидальной формы обводам МПД, позволяющий ми нимизировать меридиональные углы течения, устранить отрывы потока в корне турбины и снизить потери энергии.

3. Впервые разработан и экспериментально подтвержден метод улуч шения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, заключающийся в выполнении первого СА турбины с несколь кими группами лопаток, имеющими разные по окружности конструктивные уг лы входа.

4. Впервые получены экспериментальные газодинамические характе ристики исследованных вариантов элементов проточной части турбин, харак терных для ТРДД, ГТУ с конвертированными авиационными ГТД и перспек тивных ГТД: МПД с СА турбины, турбины с несимметричным боковым подво дом газа, различных схем бокового подвода газа к турбине.





Практическую ценность имеют следующие полученные результаты:

1. Разработанный метод оптимизации позволяет эффективно, с широ ким набором геометрических параметров оптимизировать ступени турбин, ис пользуя ТПЭ и современные программные комплексы трехмерного моделиро вания. В рассмотренном конкретном примере КПД ступени турбины повышен на 1,0 %.

2. Разработанный метод придания обводам МПД коноидальной формы позволяет улучшить газодинамические характеристики МПД с расположенным за ним СА турбины, повысить эффективность СА и системы “переходной диф фузор – СА турбины” при проектировании и доводке ТРДД и ГТУ с конверти рованными авиационными ГТД.

3. Разработанный метод использования СА с различными по окружно сти углами на входе, результаты экспериментального исследования различных схем несимметричного подвода газа к турбине позволяют оптимизировать схе мы подвода газа и геометрию проточной части турбин в двигателях и энергоус тановках нетрадиционных схем.

4. Экспериментально полученные газодинамические характеристики элементов турбин с МПД используются при разработке методов проектирова ния ГТД, верификации программ расчетов трехмерных течений в ОАО НПП «Мотор» и в НПП «Машпроект».

Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссер тационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке ступеней турбин, межтурбинных переходных диффузоров и турбин с боковым подводом газа в ОАО «НПП «Мотор» (Уфа) и в НПП «Машпроект» (Николаев).

Апробация работы. Основные результаты работы были представлены и обсуждались на научно-технических конференциях «Современное предприятие в условиях рыночных отношений» (Николаев, 2003);

Международной научно практической конференции «Авиасвит-2004» (Киев, 2004);

V Международной научно-технической конференции «Интегрированные компьютерные техноло гии в машиностроении» (Харьков, 2005);

научно-технической конференции «Внедрение новых технологий и интенсификация развития производства» (Ни колаев, 2005);

XI Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыба чье, Крым, 2006);

XII Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2007);

XIII Международном конгрессе авиадвигателестроите лей (Рыбачье, Крым, 2008);

НТС в ОАО «НПП «Мотор» (Уфа, 2009).

Публикации. Основные материалы диссертации отражены в 15 публи кациях, в том числе 5 в рекомендованных ВАК изданиях.

Структура и объем работы. Диссертационная работа изложена на страницах и включает в себя 79 иллюстраций и 13 таблиц. Работа состоит из введения, четырех глав, выводов и списка использованных источников из наименований.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во ведении обоснована актуальность темы диссертации, сформулирова ны цель и задачи исследований, определены научная новизна и практическая значимость работы, представлены основные результаты, выносимые на защиту.

В первой главе выполнен обзор и анализ отечественной и зарубежной литературы по вопросам исследований течения в проточной части турбин ГТД с использованием численных и экспериментальных методов, изложены основ ные достижения и проблемы в этой области.

Рассмотрены опубликованные теоретические исследования С.В. Ершова, А.В. Русанова, В.Г. Солодова, Ю.В. Стародубцева, А.А. Приходько. С исполь зованием разработанных авторами программ расчетов трехмерных вязких тече ний представляются широкие возможности исследований и оптимизации осе симметричных и неосесимметричных течений в элементах проточных частей ГТД. Вместе с тем, на сегодняшний день развита недостаточно оптимизация лопаток турбин с использованием в качестве варьируемых параметров формы профиля лопатки (максимальная толщина, радиус входной кромки и др.).

Анализ результатов экспериментальных и теоретических исследований М.Е. Дейча, А.Е. Ремизова, И.В. Полякова, Ю.И. Гладкова, Е.Н. Богомолова, А.В. Кащеева, И.Г. Гоголева, В.Г. Солодова, Сэноо, Лохмана, Клайна показал особенности и закономерности течения в диффузорах различной геометрии, с разными углами и разной закруткой потока по высоте канала на входе, с нали чием и отсутствием стоек и обтекателей. Однако на сегодняшний день остается мало изученным течение в МПД совместно с турбиной на выходе.

Исследования несимметричного бокового подвода газа к турбине вы полнены в работах И.Г. Гоголева, В.Г. Солодова, Ю.В. Стародубцева, А.С. Ма зуренко, В.А. Арсирия. В работах показано наличие большой окружной нерав номерности параметров на входе в первую ступень турбины, при этом часть ка налов ступени работает на нерасчетных режимах, что снижает экономичность и надежность ГТД. Существует необходимость повышения газодинамической эффективности таких турбин, а также поиска оптимальной схемы бокового подвода газа к турбине.

Результаты анализа отечественной и зарубежной литературы указывают на необходимость изучения перечисленных вопросов, исследований газодина мических характеристик, разработки методов оптимизации и улучшения газо динамических характеристик турбин ГТД.

Во второй главе представлен метод оптимизации элементов проточной части турбин, получена математическая модель влияния геометрии лопаток РК на КПД ступени турбины. Разработанный метод оптимизации лопаток турбин с использованием численных экспериментов и ТПЭ в виде блок-схемы приведен на рисунке 1. В рамках поставленной задачи, с помощью разработанного авто ром метода, исследована и оптимизирована ступень осевой турбины ГТД.

При оптимизации РК наложены ограничения на сохранение углов входа и выхода потока 1K 2 K, осевую ширину лопатки bX и эффективную пло щадь проходного сечения Fэф. В качестве варьируемых параметров выбраны относительный радиальный зазор над лопаткой РК r, густота решётки b/t, ра диус входной кромки R и максимальная толщина профиля C max.

Все факторы варьировались на четырех уровнях. Комбинация сочетаний варьируемых параметров для проведения численных экспериментов представ Рисунок 1 - Метод оптимизации ступеней турбин с использованием численных экспериментов и ТПЭ лена в таблице 1. В качестве целевой функции использован мощностной КПД ступени турбины. Спрофилированные, согласно данным таблицы 1, 16 вариан тов лопатки РК, поочередно были рассчитаны в составе ступени турбины с использованием компле- Таблица кса программ расчета трехмерных вязких те чений FlowER. Течение газа описывалось осред ненными по Рейнольдсу уравнениями Навье Стокса. Моделирование турбулентности осуще ствлялось дифференциальной моделью Ментера «SST».

Обработав полученные в расчетах значения КПД ступеней по методу греко-латинских квадратов, построены графики усредненных значений КПД ступени турбины в зависимости от каждого фактора с усреднением по трем другим переменным (рисунки 2-5). Допустимые диапазоны изменения парамет ров в оптимизации заданы в виде ограничений пунктирными линиями.

Рисунок 2 - Зависимость усредненного Рисунок 3 - Зависимость усредненного КПД ступени турбины КПД ступени турбины от густоты от радиального зазора РК решетки РК Рисунок 4 - Зависимость усредненного Рисунок 5 - Зависимость усредненного КПД ступени турбины от радиуса КПД ступени турбины от максима входной кромки лопатки РК льной толщины лопатки РК Графические зависимости КПД от r, b / t, R и Cmax представляют со * бой усредненные по трем другим факторам значения ст от каждого фактора в отдельности, поэтому для определения их дискретных значений требуется до полнительно определить коэффициент аппроксимации К по формуле:

* ст K, (1) * * * * ст r ст b / t ст R ст C max где значения КПД в числителе принимаются по результатам исходного числен ного эксперимента, а в знаменателе берутся по усредненным графикам (рисунки 2-5). По формуле (1) была рассчитана матрица коэффициентов К. Усредненное значение Кср составило 1,662. Таким образом, математическая модель мощност ного КПД ступени турбины описывается зависимостью:

* * * * * 1,662 ст r ст b / t ст R ст C max. (2) ст Данная зависимость позволяет рассчитать графоаналитическим спосо бом с использованием графиков на рисунках 2-5 КПД ступени турбины при любых сочетаниях исследуемых геометрических параметров, в том числе, ко торые не охватывались экспериментом, и выбрать приемлемые. Параметризо вав кривые зависимостей, представленные на рисунках 2-5, математическая мо дель мощностного КПД ступени турбины (2) получена в аналитическом виде:

* 1,662 15,4 10 4 r 85,77 10 4 r 0,86256 0,39b t 2,57b t 2 4 ст 6,34b t 6,97b t 2,026 2,4 10 4 R 2 7,2 10 4 R 0,.(3) 1,8 10 4 C 2 max 14,2 10 4 C max 0, По результатам анализа полученных зависимостей установлено, что улучшить эффективность ступени турбины можно, изменив густоту решетки РК и максимальную толщину профиля. С учетом этого спрофилированы и рас считаны в составе ступени несколько оптимизированных вариантов лопатки.

Эффект от увеличения максимальной толщины профиля не обнаружен, что объясняется исполь зованием довольно грубой сетки на этапе полу чения математической модели. Увеличение гус тоты привело к положительному эффекту (рису нок 6). Из рисунка видно, что увеличение b/t с 1,36 до 1,63 приводит к росту КПД ступени на * 1,0 %, до 1,88 на * 1,13 %. На ос ст ст новании этого определена оптимальная густота как с точки зрения КПД ступени, так и затрат на изготовление лопаток, b/t=1,63.

Использование изложенного метода на этапе проектирования турбомашин дает воз Рисунок 6 – Зависимость КПД можность в достаточно короткие сроки созда- оптимизированных вариантов сту пени турбины от густоты решетки вать более совершенные их конструкции.

Представленный анализ газодинамических процессов в переходных диффузорах свидетельствует о многопараметричности задачи оптимизации и необходимости учета взаимного влияния элементов проточной части ГТД.

Данные положения были учтены в выполненных автором исследованиях, по зволивших выбрать оптимальные геометрические параметры МПД с конои дальными (криволинейными) обводами.

В третьей главе приведены данные об экспериментальных установках, объектах исследований, описаны применяемые средства измерительной техни ки (СИТ) и дана информация о погрешностях измерений, описаны методики проведения испытаний и обработки экспериментальных данных.

Экспериментальные исследования выполнены в НПП «Машпроект» на аэродинамическом стенде для исследований газодинамических характеристик модельных и натурных сборочных единиц ГТД.

Для исследований переходного диффузора с турбиной на выходе авто ром разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 7. На выходе из МПД установлен смоделированный СА турбины, на входе - аппарат закрутки потока, внутри - 6 стоек и 3 обтекателя, обводы образованы простав ками (участки 1-4). На рисунке 8 приведены схемы исследованных вариантов.

В испытаниях измерялось полное давление на входе, выходе из МПД и за СА, статическое давление вдоль обводов, углы потока на входе и выходе из МПД.

В качестве источника сжатого воздуха при испытаниях использована стендовая турбовоздуходувка ТВ-175-1,6, обеспечивающая номинальный ре жим работы объекта исследований с коэффициентом моделирования 1:4,2. Рас ход воздуха через модель составил 1,93,1 кг/с, избыточное полное давление 13003400 кгс/м2 и температура воздуха 5070 0С, максимальная скорость на входе в МПД 140 м/с ( 2 0,376 ). Испытания проводились в области автомо дельности по числу Рейнольдса 3,8105, близкому к числу Рейнольдса натурных МПД. Измерение полного давления на входе в МПД и выходе из СА осуществ лялось с помощью 21 и 15 точечной шаговых гребенок. Углы потока на входе и выходе из МПД измерялись дистанционно управляемым пневмонасадком с аэ родинамическим угломером, имеющим точность поворота зонда 0,5°.

Для исследований турбины с несимметричным боковым подводом газа автором разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 9.

Объектами исследований являются исходный СА и модернизированный СА, состоящий из трех групп лопаток с разными конструктивными углами входа.

В качестве источника сжатого воздуха использован компрессор М29, обеспечивающий проведение испытаний на номинальном режиме. Максималь ный расход воздуха составил 3,8 кг/с, избыточное полное давление 15200 кгс/м2 и температура воздуха 200 0С. Параметры регистрировались СИТ стенда и прием никами полного давления, установленными на трех группах лопаток модерни зированного СА и в сходственных точках исходного СА.

Рисунок 7 – Модель межтурбинного переходного диффузора вместе с СА турбины:

а – схема конструкции;

б – препарирование на испытательном стенде Рисунок 9 – Экспериментальная установка турби ны с несимметричным боковым подводом газа Для исследований разных схем подвода га за к турбине разработана эксперименталь ная установка, показанная на рисунке 10.

Рисунок 10 – Экспериментальная установка тур бины с радиальным и тангенциальным подводом Рисунок 8 – Схемы вариантов переход- газа в распределяющий по окружности торои ного диффузора дальный и улиточный канал Объектом исследований является турбина с радиальным и тангенциальным подводом газа в распределяющий по окружности тороидальный, либо улиточ ный канал. В качестве источника сжатого воздуха использована турбовоздухо дувка ТВ-175-1,6. Параметры регистрировались СИТ стенда и приемниками полного и статического давления.

В четвертой главе представлены результаты экспериментальных ис следований, их обобщение и разработанные методы улучшения характеристик элементов проточной части турбин ГТД.

Предложенный метод улучшения газодинамических характеристик пе реходного диффузора с расположенной на выходе турбиной ГТД представлен в виде блок-схемы на рисунке 11.

На первом этапе исследований вы полнена качест венная, оператив ная оценка эф фективности раз работанных авто ром новых вари антов МПД по расходным харак теристикам (ри сунок 12). Из ри сунка видно, что наилучшими яв ляются варианты 2 и 3, линии кото Рисунок 11 - Метод улучшения газодинамических характеристик рых проходят МПД с расположенной на выходе турбиной ГТД выше исходной конструкции. В варианте 2 максимально уменьшен угол раскрытия эквивалент ного диффузора во второй половине МПД. На основании исследований исход ной конструкции, внутренний обвод сделан выпуклым, с "цилиндрическим" участком на выходе длиной LЦ 0,12 0,15L Д (рисунок 13). Было предполо жено, что это должно выровнять поток перед СА и обеспечить меридиональный угол входа в СА, близкий к оси ГТД. В варианте 3, по сравнению с вариантом 2, выполнено плавное поджатие канала наружным обводом.

На втором этапе исследований выполнена количественная оценка эф фективности наилучшего варианта 3 и исходной конструкции. На рисунке Рисунок 13 - Варианты 2 и 3 проточной части МПД представлены относительные поля пол ного давления за СА по высоте канала.

Подвод газа к СА с минимальным мери диональным углом, за счет одновремен ного изменения геометрии внутреннего и Рисунок 12 – Расходные характеристики наружного обводов диффузора (рисунок вариантов МПД в системе “переходной диффузор – СА турбины” 13), улучшили эпюру полного давления за СА на относительной высоте лопатки h 0 0,5, что было подтверждено по вторными испытаниями (вариант 3 повтор). В периферийной части СА поле полного давления практически не изменилось и совпало с полем исходной кон струкции. Зависимости, приведенные на рисунке 15, показывают, что эффек тивность варианта 3 практически во всём диапазоне исследованных режимов выше исходной конструкции. Коэффициент вос становления полного давления варианта 3 на номинальном режиме увеличился по сравнению с исходным вариантом на 0,6 %.

Рисунок 14 – Распределение Рисунок 15 - Зависимости коэффициента восстановления относительных полей полного полного давления системы "МПД – СА турбины" от давления за СА по высоте канала приведенной скорости на входе в МПД Для разработки метода улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа и подтверждения его эффек тивности выполнены теоретические и экспериментальные исследования. По полученной формуле (4) определены углы атаки на левую и правую половины исходного СА (рисунок 16).

G ii исх 0 K 90 arctg 360 C F, (4) a i Чтобы уменьшить поте ри необходимо минимизировать углы атаки на лопатках СА. Для этого, согласно полученной за висимости, были изменены кон структивные углы входа лопа ток исходного СА. В результате создан модернизированный СА, состоящий из трёх групп лопа Рисунок 16 – Распределение углов атаки на лопатках ток: верхней, левой и правой.

Верхняя группа состоит из исходного и модернизированного СА лопаток исходного СА с углами входа 0 K 88 град, левая группа состоит из 18 лопаток с углами входа 0 K 55 град и правая группа состоит из 18 лопаток с углами входа 0 K 115 град. Конструктивные углы входа выбирались так, чтобы углы атаки на каждую из групп были минимальными. При этом площадь проходного сечения СА и угол выхода из СА остались неизменными. Углы ата ки на лопатках модернизированного СА рассчитаны по формуле, аналогичной (4), и приведены, в сравнении с исходным СА, на рисунке 16. По результатам экспериментальных исследований получены характеристики газодинамической эффективность исходного и модернизированного СА (рисунки 17, 18).

По увеличению определено повы шение КПД ступени турбины.

ст Рисунок 18 – Коэффициенты скорости Рисунок 17 – Расходные характеристики исходного и модернизированного СА исходного и модернизированного СА Параметры, характеризу- Таблица ющие эффективность турбины с несимметрич ным боковым подводом газа в составе с исходным и модернизированным СА и их сопоставление приведены в таблице 2.

Исследование различных схем подвода газа к турбине и выявление наи более эффективной выполнено экспериментальным методом.

На рисунке 19 приведены результаты исследований модели с тангенци альным подводом газа и тремя типами канала. Кривая, соответствующая испы танию №20 (крайняя улитка) лежит существенно выше остальных – испытания №12 (тор) и №15 (промежуточная улитка). Это свидетельствует о меньших по терях полного давления при подводе газа с помощью улиточного канала.

Рисунок 19 – Изменение в зависимости Рисунок 20 – Изменение в зависимости от приведенной скорости при тангенциаль- от приведенной скорости при тангенциаль ном подводе газа в промежуточную, край- ном и радиальном подводе газа в крайнюю нюю улитку и тороидальный канал улитку и тороидальный канал Зависимости, приведенные на рисунке 20, показывают, что при тангенциальном подводе газа существенно больше, чем при радиальном подводе. Величина повышения в этом случае составляет 1,0 % при вх 0,11.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ 1. Разработан метод оптимизации геометрии проточной части турбин ГТД с использованием 3D CAD/CAE - численного моделирования трехмерных течений и ТПЭ (греко-латинских квадратов). Получена математическая модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени турбины. Оптимизиро вана геометрия лопаточного венца вновь создаваемой ГТУ, обеспечившая повы шение КПД ступени на 1,0 %.

2. На основе экспериментальных исследований разработан метод улуч шения газодинамических характеристик конического МПД с расположенной за ним турбиной, заключающийся в применении специальной коноидальной фор мы обводов МПД. В результате снижены потери полного давления в системе “переходной диффузор – СА турбины” на 0,6 %, что соответствует повышению тяги, мощности и удельного расхода топлива на 0,60,9 %.

3. Разработан метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, основанный на применении СА турбины с разными группами лопаток, отличающимися конструктивными уг лами входа, экспериментально подтверждена эффективность метода. Новый СА имеет пропускную способность на 1,6 % больше традиционного и позволяет увеличить КПД ступени на 1,0 %. Экспериментально выявлено, что при боко вом подводе газа к турбине наиболее эффективной является схема с тангенци альным подводом в улиточный канал, ее коэффициент восстановления полного давления на 1,0 % больше, чем при радиальном подводе газа.

4. Получены экспериментальные газодинамические характеристики:

МПД с расположенным на выходе СА турбины в зависимости от формы обво дов МПД, комбинации и углов установки в нем стоек и обтекателей;

турбин с несимметричным боковым подводом газа;

различных схем подвода газа к тур бине, необходимые для разработки методов проектирования ГТД, верификации программ расчетов трехмерных вязких течений. В результате обобщения вы полненных исследований предложены экспериментально-теоретические мето ды оптимизации геометрии проточной части турбин и выработаны рекоменда ции по их применению при проектировании и доводке турбин ГТД.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ В рекомендованных ВАК изданиях:

1. Использование экспериментальных методов для совершенствования характеристик газового тракта турбин ГТД / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник УГАТУ. Изд. УГАТУ, Уфа – 2010. №3. – с. 3-15.

2. Метод оптимизации геометрии лопаточных аппаратов и газового тракта турбин ГТД с использованием численных экспериментов и теории пла нирования эксперимента / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник УГАТУ.

Изд. УГАТУ, Уфа – 2010. №3. – с.116-123.

3. Экспериментальные методы совершенствования характеристик газо вого тракта турбин ГТД / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник ИрГТУ. Изд.

ИрГТУ, Иркутск – 2010. №2 (42). – с. 206-214.

4. Оптимизация геометрии лопаточных аппаратов и проточной части турбин ГТД с использованием планирования численных экспериментов / Е.В. Осипов, И.А. Кривошеев // Вестник ВГТУ. Изд. ВГТУ, Воронеж – 2010. – Т.6, №4. – с. 110-114.

5. Экспериментальный метод совершенствования характеристик пере ходного диффузора с расположенной за ним турбиной ГТД / Е.В. Осипов, И.А. Кривошеев // Вестник ВГТУ. Изд. ВГТУ, Воронеж – 2010. – Т.6, №4. – с. 125-130.

В других изданиях:

6. Расчет характеристик ступеней компрессора на режимах вращающе гося срыва / В.П. Герасименко, Т.М. Нурмухаметов, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Авиац. – косм. техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков – 2002. – №34. – с. 26–28.

7. Выбор оптимальной схемы подвода газа к сопловому аппарату турби ны двигателя с регенерацией / Е.В. Осипов // Современные проблемы судовой энергетики: материалы международной научно-технической конференции. – Николаев: УГМТУ, 2003. – с. 83–84.

8. Совершенствование осевой турбины ГТД с выносной камерой сгора ния / А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Технологические системы. – 2004. – №3. – с. 97.

9. Эффекты радиального зазора в турбомашинах / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Авиац. – косм. техника и технология. Изд.

ХАИ, Харьков – 2004. – №8 (16). – с. 54–58.

10. Исследование и выбор оптимальной улиточной схемы подвода газа к турбине / Т.В. Дмитриева, А.В. Котов, Е.В. Осипов, Ю.И. Семенов, А.А. Усатенко // Судовое и энергетическое газотурбостроение: научно технический сборник. – Николаев: НПКГ «Машпроект», 2004. – с. 101–106.

11. Оптимизация геометрических параметров лопаток турбомашин ре шением прямой аэродинамической задачи / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Научные труды. Изд. МДГУ, Николаев – 2006. – Том 53.

Выпуск 40. – с. 133–140.

12. Совершенствование осевой турбины ГТД с выносной камерой сгора ния / А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Авиац. – косм. техника и техно логия. Изд. ХАИ, Харьков – 2006. – №3. – с. 37–41.

13. Аэродинамические исследования диагонального переходного диф фузора осевой турбины ГТД / Б.В. Исаков, А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Авиац. – косм. техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков – 2007. – №10 (46). – с. 28–36.

14. Оптимизация переходного диффузора между турбиной низкого дав ления и силовой турбиной газотурбинного двигателя ДН80 / Б.В. Исаков, А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Авиац. – косм. техника и технология.

Изд. ХАИ, Харьков – 2008. – №7 (54). – С. 110–119.

15. Параметрический анализ характеристик кольцевого диффузора / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов // Авиац. – косм. техника и технология. Изд.

ХАИ, Харьков – 2008. – №6 (53). – с. 84–89.

Диссертант Е. В. Осипов ОСИПОВ Евгений Владимирович МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИН ГТД ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПОДВОДА ГАЗА Специальность 05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук Подписано в печать 18.02.2011. Формат 60x84 1/ Бумага офсетная. Печать плоская. Гарнитура Times New Roman.

Усл. печ. л. 1,0. Усл. кр.- отт. 1,0. Уч.- изд. л. 1,0.

Тираж 100 экз. Заказ № 349.

ГОУ 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.