Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Анализ состояния проблемы 10
1.1. Закономерности изменения проточной части турбин современных авиационных ГТД 10
1.2. Аэродинамика межтурбинных переходных каналов ГТД 17
1.3. Аэродинамика лопаточных венцов современных турбин ГТД.. 25
1.4.Обоснование выбора метода экспериментального исследования 34
1.5. Обоснование выбора метода численного исследования . 39
1.5.1. Обзор существующих численных методов . 39
1.5.2. Построение расчетных сеток 43
1.5.3. Модели турбулентности применяемые в численных методах
45 Выводы по главе 1 . 51 Задачи диссертационного исследования 52
ГЛАВА 2. Описание экспериментальной установки и методики проведения эксперимента 53
2.1. Экспериментальный стенд для исследования аэродинамических характеристик решеток 53
2.2. Описание экспериментальной установки . 55
2.3. Принципы организации измерений 61
2.4. Методика обработки результатов измерений 65
2.5. Погрешности измерений 68
2.6. Обоснование возможности исследования системы МПК–СА1 при низких скоростях потока 69
Выводы по главе 2 79
ГЛАВА 3. Анализ результатов продувок модельных установок . 72
3.1. Результаты продувок модельных установок при осевом потоке 72
3.2. Результаты продувок модельных установок при отрицательной закрутке 80
3.3. Результаты продувок модельных установок при положительной закрутке 90
3.4. Влияние входной закрутки на общие потери в моделях . 105
Выводы по главе 3 112
ГЛАВА 4. Численное моделирование течения в лопаточном венце . 113
4.1. Реализация численного решения 113
4.2. Результаты расчета и их анализ 118
4.2.1. Потери кинетической энергии в моделях при отсутствии входной закрутки . 118
4.2.2. Влияние входной закрутки 122
4.3. Применимость численного расчета для оценки потерь при
проектировании газовых турбин авиационных двигателей 129
4.4. Проверка полученных результатов . 135
Выводы по главе 4 137
Заключение 138
Список литературы
- Аэродинамика межтурбинных переходных каналов ГТД
- Принципы организации измерений
- Результаты продувок модельных установок при положительной закрутке
- Потери кинетической энергии в моделях при отсутствии входной закрутки .
Введение к работе
Актуальность работы
Разработка современных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) связана с обеспечением требований предъявляемых к их основным показателям (удельная масса двигателя, удельный расход топлива), степени воздействия на окружающую среду, уровню безопасности и надежности. При этом требуемые характеристики ГТД в основном обеспечиваются проведением специальных мероприятий, направленных на улучшение показателей рабочего процесса.
Диагональный
сопловой
аппарат ТНД
-A*»aJ
Переходный канал
Рисунок 1
Турбина перспективного ТРДД
Улучшение показателей турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), применяемых в гражданской авиации, обеспечивается увеличением степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной и степени двухконтурности. В результате увеличения диаметра вентилятора необходимо ограничивать обороты каскада низкого давления из соображений прочности и шумовых характеристик двигателя, что в свою очередь приводит к увеличению среднего диаметра турбины низкого давления (ТНД) и необходимости применения переходного канала между турбинами высокого и низкого давления (рисунок 1). Такое конструктивное решение усложняет течение в проточной части турбины и осложняет задачу получения высокого коэффициента полезного действия (КПД) турбины и двигателя в целом. Межтурбинный переходный канал (МПК) обычно выполняется диффузорным, что является предпосылкой возникновения отрыва потока и приводит к росту в нем потерь кинетической энергии. Потери кинетической энергии (далее потери) в МПК дополнительно возрастают по той причине, что в газогенераторах современных авиационных двигателей применяются высоконагруженные одноступенчатые турбины высокого давления (ТВД), на выходе из которых сохраняется остаточная закрутка потока. Кроме того, с ростом диаметра проточной части ТНД уменьшается ее высота, что приводит к доминирующему влиянию вторичных течений в сопловом аппарате на газодинамическую эффективность системы МПК – соплового аппарата первой
ступени ТНД (МПК – СА1). Применение МПК приводит к увеличению длины валов и расстояния между опорами каскадов низкого давления, что негативно сказывается на их динамических характеристиках. Для уменьшения длины МПК в современных ТНД ТРДД применяют диагональные ступени.
В настоящее время имеются экспериментальные данные и разработаны методы расчета осевых и центростремительных ступеней. Информация по диагональным ступеням в открытой печати практически полностью отсутствует, поэтому газодинамическое исследование аэродинамических характеристик диагональной ступени является актуальной задачей проектирования современных
турбин. Сопловые аппараты первой ступени ТНД, устанавливаемые на выходе из МПК, работают в условиях неравномерного поля параметров как в окружном (переменная закрутка потока), так и в радиальном направлении (развитые пограничные слои и отрывные зоны на образующих переходного канала), а также в условиях взаимодействия вторичных течений в межлопаточном канале. Поэтому необходимо производить исследование системы МПК – СА1 в плане установления характера влияния ее геометрических и аэродинамических параметров на потери энергии потока в системе.
Цель работы: Разработка расчетного метода оценки газодинамической эффективности системы МПК – СА1 для сокращения сроков газодинамической доводки ТНД ТРДД.
Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:
-
Выполнить расчетное и экспериментальное исследование течения в системе МПК – СА1 с целью определения характера влияния конструктивного исполнения СА1 и закрутки потока на входе в МПК на газодинамическую эффективность системы.
-
Разработать способ построения обобщенной характеристики системы МПК – СА1 для оценки ее газодинамической эффективности на ранних стадиях аэродинамического проектирования турбины.
3. Разработать рекомендации для использования среды ANSYS CFX на ран
них стадиях проектирования для расчета потерь энергии в системе МПК – СА1 с
осевым и диагональным сопловым аппаратом.
Научная новизна
-
Получены газодинамические характеристики диагональной системы МПК – СА1 с наклоном проточной части до 10, позволяющие оптимизировать по газодинамической эффективности осевое расстояние между турбинами высокого и низкого давления на этапе проработки конструктивно-схемного решения турбины ТРДД.
-
Построена обобщенная характеристика системы МПК – СА1 для оценки ее газодинамической эффективности на этапе увязки и согласования параметров турбины и установлены ее определяющие параметры, позволяющие определять потери для различных сочетаний геометрических параметров МПК и СА1.
-
Разработан способ повышения точности оценки потерь энергии в системе МПК – СА1 рассчитанных с помощью коммерческого пакета ANSYS CFX.
На защиту выносятся
-
Результаты исследования аэродинамики модельных кольцевых сопловых аппаратов с диагональной формой проточной части в меридиональном сечении.
-
Экспериментальная зависимость потерь энергии в системе МПК–СА1 с диагональным сопловым аппаратом от угла атаки и толщины профиля лопатки.
-
Обоснование и реализация способа оценки газодинамической эффективности системы МПК – СА1 с помощью трёхмерного расчёта в среде ANSYS CFX.
Практическая полезность и реализация результатов
Результаты работы позволяют сформулировать рекомендации по проектированию системы МПК – СА1 для выбора оптимального конструктивного исполнения проточной части ТНД ТРДД с целью повышения ее газодинамической эффективности. Результаты работы могут быть использованы для настройки вычислительного
комплекса при проведении оптимизационных численных расчетов течения газа в системах МПК - СА1 ТНД.
Достоверность и обоснованность результатов обеспечивается за счет применения сертифицированного измерительного оборудования, средств для обработки экспериментальных данных и проведения численного анализа, соблюдением критериев подобия. Подтверждается соответствием полученных результатов известным достоверным данным, описаниям и наблюдениям других авторов.
Апробация работы
Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях:
Международная молодежная конференция «XXXVIII ГАГ АРИНСКИЕ ЧТЕНИЯ», Москва, МАТИ, 2012г.
Молодежная конференция «Новые материалы и технологии для ракетно-космической и авиационной промышленности», Звёздный городок, 2012г.
Всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития авиации и авиастроения в России», Уфа, УГАТУ, 2013г.
XVIII Международный конгресс двигателестроителей. 14-19 сентября, Рыбачье - Украина, 2013г.
Личный вклад автора
-
Проведены экспериментальные исследования и численное моделирование течения в системе МПК-СА1.
-
Предложен и реализован способ построения обобщенной характеристики системы МПК-СА1.
-
Разработаны рекомендации по повышению точности расчета потерь энергии потока в исследуемой системе при использовании программного комплекса ANSYS CFX.
Публикации
Основные материалы диссертации опубликованы в 6-и статьях из них 4 в журналах, рекомендованных ВАК.
Структура и объем работы
Диссертация изложена на 145-и страницах и включает в себя 123 иллюстрации, 11 таблиц. Работа состоит из введения, 4-х глав, выводов, заключения и списка литературы из 54-х наименований.
Аэродинамика межтурбинных переходных каналов ГТД
В настоящее время имеются экспериментальные данные и разработаны методы расчета осевых и центростремительных ступеней. Информация по диагональным ступеням в открытой печати практически полностью отсутствует, поэтому газодинамическое исследование аэродинамических характеристик диагональной ступени является актуальной задачей проектирования современных турбин. Сопловые аппараты первой ступени ТНД, устанавливаемые на выходе из МПК, работают в условиях неравномерного поля параметров как в окружном направлениях (переменная закрутка потока), так и в радиальном (развитые пограничные слои и отрывные зоны на образующих переходного канала), а также в условиях взаимодействия вторичных течений в межлопаточном канале. Поэтому возникает необходимость проведения исследования системы МПК – сопловой аппарат первой ступени ТНД (далее система МПК – СА1) в плане установления характера влияния ее геометрических и аэродинамических параметров на потери энергии потока в системе и на КПД турбины.
Разработка расчетного метода оценки газодинамической эффективности системы МПК – СА1 для сокращения сроков газодинамической доводки ТНД ТРДД.
Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:
1. Выполнить расчетное и экспериментальное исследование течения в системе МПК – СА1 с целью определения характера влияния конструктивного исполнения СА1 и закрутки потока на входе в МПК на газодинамическую эффективность системы.
2. Разработать способ построения обобщенной характеристики системы МПК – СА1 для оценки ее газодинамической эффективности на ранних стадиях аэродинамического проектирования турбины.
3. Разработать рекомендаций для использования среды ANSYS CFX на ранних стадиях проектирования для расчета потерь энергии в системе МПК – СА1 с осевым и диагональным сопловым аппаратом. Научная новизна
1. Получены газодинамические характеристики диагональной системы МПК – СА1 с наклоном проточной части до 10, позволяющие оптимизировать по газодинамической эффективности осевое расстояние между турбинами высокого и низкого давления на этапе проработки конструктивно-схемного решения турбины ТРДД.
2. Построена обобщенная характеристика системы МПК – СА1 для оценки ее газодинамической эффективности на этапе увязки и согласования параметров турбины и установлены ее определяющие параметры, позволяющие определять потери для различных сочетаний геометрических параметров МПК и СА1.
3. Разработан способ повышения точности оценки потерь энергии в системе МПК – СА1 рассчитанных с помощью коммерческого пакета ANSYS CFX.
На защиту выносятся
1. Аэродинамические характеристики кольцевых сопловых аппаратов с диагональной формой проточной части в меридиональном сечении.
2. Способ построения обобщённой характеристики кольцевого соплового аппарата по аэродинамическому углу атаки на входе.
3. Обоснование и реализация способа оценки газодинамической эффективности системы МПК – СА1 с помощью трёхмерного расчёта в среде ANSYS CFX. Практическая полезность и реализация результатов Результаты работы позволяют сформулировать рекомендации по проектированию системы МПК – СА1 для выбора оптимального конструктивного исполнения проточной части турбины ТРДД с целью повышения ее газодинамической эффективности. Результаты работы могут быть использованы для настройки вычислительного комплекса при проведении оптимизационных численных расчетов течения газа в системах МПК – СА1 ТНД.
Достоверность и обоснованность результатов
Обеспечивается за счет применения сертифицированного измерительного оборудования, средств для обработки экспериментальных данных и проведения численного анализа, соблюдением критериев подобия. Подтверждается соответствием полученных результатов известным достоверным данным, описаниям и наблюдениям других авторов.
Апробация работы Основные результаты работы были представлены и обсуждались на следующих конференциях: - Международная молодежная конференция «XXXVIII ГАГ АРИНСКИЕ ЧТЕНИЯ», Москва, МАТИ, 2012г. - Молодежная конференция «Новые материалы и технологии для ракетно-космической и авиационной промышленности», Звёздный городок, 2012г. - Всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития авиации и авиастроения в России», Уфа, УГАТУ, 2013г. - XVIII Международный конгресс двигателестроителей. 14-19 сентября, Рыбачье - Украина, 2013г. Личный вклад автора Все экспериментальные исследования, обработка результатов экспериментов, численное моделирование трёхмерного течения газа и анализ его результатов, изложенные в диссертационной работе, выполнены автором лично. Публикации Основные материалы диссертации опубликованы в 6-и статьях из них 4 в журналах, рекомендованных ВАК. Структура и объем работы Диссертация изложена на 145-и страницах и включает в себя 123 иллюстрации, 11 таблиц. Работа состоит из введения, 4-х глав, выводов, заключения и списка литературы из 54-х наименований.
Принципы организации измерений
Основная практическая задача экспериментальных исследований решеток заключается в определении их основных оценочных параметров в заданном диапазоне изменения условий обтекания.
При этом производятся различные измерения и наблюдения, необходимые для выяснения особенностей течения, сравнения с теоретическими данными или объяснения экспериментальных результатов. Наиболее распространены измерения полей скоростей и давлений в различных сечениях потока, распределения давлений на стенках, исследование течений в пограничном слое и наблюдение потока с последующей фиксацией результатов с помощью фото и видео аппаратуры.
Таким образом, методы экспериментального газодинамического исследования решеток можно условно разделить на две группы: 1).Методы визуализации; 2) Методы с измерения параметров потока
Первые позволяют изучать распределение скоростей в исследуемых моделях и наблюдать изменение картины течения в реальном масштабе времени, то есть проводить качественную оценку протекающих процессов. Для получения же количественной оценки процессов необходимо проведение измерений. Поскольку проектирование ступеней турбин требует задания конкретных газодинамических характеристик течения в решетках, то исходя из таких соображений второй метод, наиболее оправдан, так как позволяет получить данные необходимые для инженерных расчетов.
Опытные исследования турбинных ступеней основываются на методах теории подобия, в которой устанавливаются совокупность условий, необходимых и достаточных для создания моделей, воспроизводящих все физические свойства турбинных ступеней и их элементов.
В рамках теории подобия рассматриваются объекты геометрически подобные во всех элементах. Следовательно, в практике моделирования необходимо соблюдать условия полного геометрического подобия модели с натурным объектом. При этом для подобия физических процессов необходимо обеспечить тождественность всех параметров, определяющих режимы работы.
При исследовании нестационарных течений, пограничного слоя на лопатках и вторичных течений в межлопаточных каналах решеток наиболее адекватные результаты удалось получить с помощь продувок моделей в низкоскоростных аэродинамических трубах, что позволило получить систематические расчетные данные и подробно изучить вышеперечисленные фундаментальные вопросы аэродинамики лопаточных машин [24].
Как правило, к низкоскоростным аэродинамическим трубам предъявляется ряд требований, чтобы обеспечить условия проведения эксперимента. Так любая труба общего назначения должна обеспечить возможность продувки решеток в как можно большем диапазоне скоростей, а, следовательно, и чисел Рейнольдса. Начальное течение должно иметь низкий уровень турбулентности, но должна существовать возможность его увеличения путем постановки в поток сеток или каких-либо других устройств. Еще одно требование, предъявляемое к аэродинамическим трубам, заключается в том, что изменения скорости и угла потока поперек рабочей части должны быть малыми. Обычно производятся калибровочные траверсирования потока и определяются профили скоростей и углов потока с тем, что бы проверить выполнение данного требования. Типичное распределение скоростей и углов потока на выходе из лопаточных венцов представлено на рисунке 1.30. Для регистрации эффектов решеток проводится траверсирование потока за решеткой при тщательном управлении течением на входе. Вопрос о том, на каком расстоянии от выходных кромок лопаток следует проводить измерения, остается открытым. Большинство низкоскоростных аэродинамических труб имеет выход из решетки в виде свободной струи в атмосферу. Нет никаких физических ограничений на положение места траверсирования потока в пространстве между выходными кромками лопаток и бесконечностью за решеткой. В плоскости выходных кромок полное давление изменяется в пределах величины скоростного напора, а угол потока в пределах 10. Что приводит к неопределенности при вычислении углов отклонения и потерь в решетке. Поэтому измерения близко к выходным кромкам лопаток проводят только со специальными целями.
Траверсирование потока за решетками очень трудоемкая и затратная по времени процедура, поскольку включает в себя регистрацию большого числа манометрических давлений, последующую обработку и оценку данных. Поэтому этот процесс чаще всего стараются автоматизировать, для чего аэродинамические трубы снабжают механизмами дистанционного управления траверсированием потока и системами компьютерной обработки данных. Программы обработки результатов измерений производят калибровку датчика и его коррекцию на изменение температуры, проводят процедуры численного интегрирования экспериментальных данных, а так же позволяют осуществлять вычисление и вывод всех выходных величин.
Результаты продувок модельных установок при положительной закрутке
Вследствие большой отрывной зоны на втулке и разгона потока на периферии вторичные течения ослабляются и поэтому не проявляются на картине течения осевой решетки. Выше перечисленные особенности картины течения в исследованном кольцевом осевом лопаточном венце полностью объясняют характер распределения осредненных по радиусу коэффициентов потерь кинетической энергии по высоте межлопаточного канала (рисунок 3.7). Из графика видно, что начиная с середины высоты решетки и до самой втулочной стенки, потери монотонно увеличиваются. В тоже время выше середины решетки уровень остается практически неизменным, незначительно уменьшаясь к периферии с 0,15 до 0,08.
Таким образом, в осевой решетке в ядре потока уровень средних потерь в два раза ниже, чем в диагональной с аналогичным профилем. Это связано с разным отношением эффективной площади пропускного сечения к геометрической площади межлопаточного канала в осевой и диагональной кольцевых решетках. Что объясняет увеличение максимальной скорости потока в осевой решетке.
Кольцевая решетка с диагональным меридиональным сечением с профилем №2 имеет более равномерное распределение коэффициентов потерь кинетической энергии в выходном сечении. Распределение изолиний потерь представлено на рисунке 3.8.
Картина течения в решетке с профилем №2 в большей степени соответствует распределению потерь в плоской турбинной решетке (рисунок 3.9). Это связано с тем, что решетка с профилем №2 имеет меньшую максимальную толщину сечения и больший шаг, поэтому с учетом малой высоты (порядка 50мм) исследуемых лопаточных венцов, геометрические параметры данной решетки более схожи с параметрами плоских турбинных решеток. канальный вихрь
Так же как и в плоской решетке, течение имеет ярко выраженное ядро потока, занимающее большую часть пространства в области среднего сечения межлопаточного канала. Вблизи закромочных следов на спинке лопаток около втулки наблюдается развитая область вторичных течений. Но в отличие от плоской решетки вихревое течение около верхней торцевой поверхности менее интенсивно из-за поджатия пограничного слоя градиентом давления, действующим в направлении от втулки к периферии. Поэтому в межлопаточном канале данной кольцевой решетки в эксперименте не выявляется развитое парное вторичное течение (парный канальный вихрь).
В свою очередь данное распределение изолиний коэффициентов потерь в выходном сечении решетки приводит к следующему изменению средних потерь по высоте канала, представленном на рисунке 3.10.
Так же как и в диагональной решетке с профилем №1 в решетке с профилем №2 потери кинетической энергии потока увеличиваются ближе к торцевым поверхностям относительно среднего уровня потерь в ядре. Характер нарастания потерь во втулочной области похож на случай с профилем №1. Но в решетке профилем №2 потери достигают меньшего уровня, превышая средние потери в ядре потока всего в три раза. При этом необходимо отметить, что максимальный уровень потерь на втулке и периферии практический одинаковый.
В осевой и диагональной решетке с первым профилем определяющее возмущающее воздействие на течение в межлопаточном канале оказывает отрыв пограничного слоя на втулке. А в кольцевой диагональной решетке с профилем №2 значительная часть потерь кинетической энергии происходит вследствие воздействия канального вихря. Что приводит к перераспределению расхода воздуха по ширине межлопаточного канала вблизи нижней торцевой поверхности. Но при этом средний уровень потерь не меняется. Это отчетливо видно при рассмотрении картины течения, где центр канального вихря находится на расстоянии 0,1 высоты решетки от втулки, а его оболочка в пределах от 0,1 до 0,2 высоты канала, что соответствует максимуму средних потерь на эпюре в области втулки.
При установке лопаток закручивающего аппарата на определенный угол, на входе в исследуемую решетку образуется закрутка потока. При прохождении через переходный диффузорный канал модели, угол закрутки потока может меняться в зависимости от закручивающих свойств канала. В работе О.О. Карелина [46] показано, что для данного типа диффузора со сходными геометрическими характеристиками закрутка на выходе изменяется с различной степенью неравномерности по высоте. На рисунке 3.11 представлено распределение углов потока на выходе по высоте кольцевого канала для диффузора с высотой канала 50 мм и углом наклона меридионального сечения 10.
Откуда следует, что угол установки лопаток уст закручивающего аппарата можно принять равным среднему по высоте углу закрутки потока на выходе из диффузорного переходного канала модели, при углах установки не более 10, после которого раскручивающие свойства диффузора монотонно увеличиваются по высоте.
Проанализируем изолинии коэффициентов потерь кинетической энергии на выходе из диагональной кольцевой решетки с профилем №1 при угле установки закручивающих лопаток на входе в переходный канал уст=-5 (рисунок 3.12).
Изолинии коэффициентов потерь кинетической энергии в диагональной решетке профиль №1, угол установки лопаток закручивающего аппарата уст=-5
Не смотря на то, что на входе в решетку возникает небольшая закрутка и на входной кромке лопаток образуется малый отрицательный угол атаки, качественное распределение уровня потерь меняется незначительно по сравнению с осевым входом потока в решетку. Возникновение нерасчетного угла атаки на входной кромке приводит к увеличению общего уровня потерь, особенно заметно, вблизи втулочных и периферийных торцевых поверхностей. Что так же наблюдается на графике распределения осредненных по радиусу потерь по высоте межлопаточного канала (рисунок 3.13). Рисунок 3.13 – Распределение потерь кинетической энергии по высоте межлопаточного канала в диагональной решетке профиль №1: – уст=0; – уст=-5
Где виден более интенсивный рост потерь в области периферии и, особенно, в области втулки по сравнению с продувкой без закрутки потока. Вблизи втулочной торцевой поверхности на 0,1 высоты канала средние потери достигают своего пика и у самой торцевой стенки незначительно снижаются. Распределение так же показывает увеличение уровня потерь в ядре потока, особенно в нижней его половине. Это объясняется более интенсивным развитием отрывного течения на втулке по сравнению с нулевой закруткой на входе.
Картина течения на выходе из осевой кольцевой решетки качественно не изменилась при появлении закрутки потока -5 (рисунок 3.14). Небольшой отрицательный угол атаки привел к снижению общего уровня потерь в ядре потока, что показано на графике распределения потерь по высоте, представленном на рисунке 3.15.
Потери кинетической энергии в моделях при отсутствии входной закрутки .
Результаты численного расчета представлены в виде изолиний коэффициента потерь кинетической энергии , полученных с использованием соотношения (2.5), а так же распределение по высоте осредненного по ширине межлопаточного канала значения коэффициента потерь . Осреднение проводилось по методике, изложенной в главе 2. По картине распределения потерь в выходном сечении межлопаточного канала можно судить об адекватности результатов расчета физической картине течения, так как поле потерь практически соответствует распределению скоростей потока. Распределение по высоте канала осредненных потерь кинетической энергии позволяет оценить уровень потерь в модели.
На рисунках 4.7 – 4.9 представлены изолинии коэффициента потерь кинетической энергии для трех исследуемых моделей при условии отсутствия закрутки на входе. На картинах течения четко визуализируются области вторичных вихрей вблизи торцевых поверхностей межлопаточного канала. Причем в представленных результатах расчетов для диагональных кольцевых решеток наиболее развиты вторичные течения вблизи верхней торцевой пластины, в то время как в эксперименте более ярко выражены были втулочные вихревые области. А в расчете кольцевой решетке наоборот наиболее интенсивно втулочное вторичное течение, что в принципе в определенной степени соответствует экспериментальным данным, поскольку на экспериментальной картине течения периферийный вихрь практически не был виден из-за многократного измерения и последующего осреднения результатов в траверсируемых точках. Однако следует отметить, что исследуемые модели работают в условиях начала взаимодействия вторичных течений. Однако если судить по данным рисунков 4.7– 4.9 вторичные вихри, образующиеся на втулке и периферии, локализуются вблизи торцевых стенок, в то время как данные эксперимента, представленные в главе 3, говорят о том, что в решетки, используемые в моделях, работают в условиях начала смыкания вторичных течений. Это соответствует известным результатам сопоставления расчетов и эксперимента для плоских решеток [50].
Проанализировать аэродинамическую эффективность моделей возможно по распределению осредненных потерь по высоте канала, которые для исследованных моделей без входной закрутки представлены на рисунках 4.10. Характерной особенностью является занижение потерь практически по всей высоте межлопаточного канала. Занижение расчетных потерь при моделировании течения с использованием коммерческих пакетов является общеизвестным фактом. Причины этого заключаются в невозможности точного прогнозирования численными методами течений с доминирующим влиянием вихревых структур (h/hS 1,1) и в случае предотрывного состояния или отрыва пограничного слоя [36, 43, 50].
В исследуемых случаях отмечается, что сходимость результатов расчета и эксперимента различна для периферийной и втулочной областей течения. Для периферийной области разница в расчетных и экспериментальных значениях потерь находится на уровне известных исследований таких решеток [50]. Для втулочной области эти результаты расходятся значительно. Это вызвано тем, что в расчете некорректно прогнозируется течение в пристеночном подслое, поэтому вместо отрыва пограничного слоя показывается лишь рост его толщины.
В картине течения в моделях на среднем радиусе условно проходит граница, которая разделяет межлопаточный канал на зону отрывного течения в нижней части (от 0 до 0,5 высоты канала) и зону безотрывного течения в верхней половине канала. В результатах расчетов диагональных решеток в близи нижней торцевой поверхности имеется развитое вторичное течение, которое видно на графиках распределения осредненного коэффициента потерь по высоте (рисунки 4.10).
Что выражается в виде локального увеличения средних потерь на 0,2 высоты решетки, которое подтверждается экспериментом с поправкой на влияние отрыва по втулке. В то же время на периферии вихрь отдаляется от спинки лопатки и начинает более тесно взаимодействовать с ядром потока. В результате этого вихрь начинает «размазываться» вдоль верхней стенки и практически «дотягивается» до корытца соседней лопатки. Что в определенной степени подтверждает формирование картины течения в эксперименте. Поскольку
122 центробежная сила в совокупности с поджатием, возникающем в результате утолщения и отрыва пограничного слоя, может сформировать на периферии градиент давления который способен вытеснить разряженное вторичное течение.
Эпюры средних потерь для решеток с профилем №1, полученные в результате расчета, значительно ниже уровня потерь в области втулки (до 80%) и постепенно приближаются к эксперименту на периферии. В случае диагональной решетки с профилем №2 отклонение расчетных средних потерь на некотором отдалении от нижней торцевой поверхности составляет не более 20%, и практически сходится с экспериментом в центральной части потока и на периферии. Что говорит о более сильном влиянии отрыва по втулке на общий уровень потерь в толстопрофильных лопаточных венцах, чем в тонкопрофильных
