Введение к работе
Актуальность проблемы. Повышение начальной температуры газа и степени повышения давления является главным фактором улучшения характеристик ГТД таких как экономичность, удельный расход рабочего тела, масса, габариты и т.д. Повышение параметров рабочего тела и уменьшение габаритных размеров двигателя приводит к необходимости совершенствования систем автоматизированного теплового управления радиальными зазорами в уплотнениях подвижных узлов компрессора и турбины, а также наиболее тщательной организации охлаждения нагретых частей, что в свою очередь, требует достоверных сведений об интенсивности теплообмена на поверхностях деталей, наличия удобных и н'зде:«!ых методов расчета теплопередачи и температурных полей охлаждаемых узлов и деталей. Реализация еысоких начальных параметров в ГТД тесно связана с решением проблемы надежности, в первую очередь элементов ротора. Так при %* = 25 и числе М = 2,35 температура воздуха в проточной части последних ступеней осевого компрессора достигает 950...970 К, при этом в просгавочных кольцах и дисках ротора компрессора помимо напряжений от центробежных сил и сил давленні возникают значительные напряжения, вызванные появлением температурных градиентов. Современный ротср газотурбинного двигателя состоит из отдельных секций, тлеющих диски и барабанные участки, соединяющиеся между собой на радиусе, где получаемая максимальная окружная скорость допустила по условиям прочности барабана. Такие диско-бзрабанные конструкции роторов, обладающие большой жесткостью и большой критической частотой вращения, отличающиеся только способом соединения секций между собой, получили самое широкое распространение, при этом расположение отверстий в дисках определяет схему течения охлаждающего воздуха при его транспортировке через внутренние полости ротора.
В двухзальных двигателях Балы, соединяющие турбины с компрессорами и вентилятором, испытывают значительные температурные напряжения, т.к. вращаясь с большими угловыми скоростями, нагреваются трением о воздух и излучением от камер сгорания. Особенностью конструкции трансмиссий двухвальных двигателей является то, что площадь сечения кольцевого канала между вращающимися валами частично перекрывается ступицами дисков последней ступени компрессора БД и первой ступени турбины ВД, причем величина зазора под ступицей турбины иногда не превышает трех миллиметров.
В этих условиях оценка температурного состояния валов трансмиссий должна производиться с учетом конструктивных особенностей канала трансмиссии, исходя из грачиных условий теплообмена, возникающих при транспортировке охлаждающего воздуха по каналу, образованному вращающимися валами.
Учитывая, что узлы и элементы авиационных газотурбинных двигателей достигли очень высокой степени аэродинамического и конструктивного совершенства, можно ожидать, что конструкция роторов перспективных газотурбинных двигателей не претерпит существенных конструктивных изменений. Поэтому изучение процессов теплообмена и гидродинамики в каналах трансмиссий ТРДД и в полостях роторов ГТД с pas-личными схемами течений охлаждающего воздуха является актуальным для разработки эффективных систем охлаждения современных двигателей и двигателей следующих поколений.
Известно, что в ходе одного полета самолета количество переходов о одного решила работы двигателя на другой (число лриемистос-тей) измеряется десятками и даже сотнями. В цикле приемистости можно выделить два процесса - прогрев и остывание, которые для деталей ротора ГТД .являются достаточно протяженными по времени процессами но сравнению с временем,, занимаемым приемистостью. Недостоверность сведений о температурном состоянии деталей ротора в условиях эксшгуата-
ции молет привести к преждевременному их разрушении.
Таким образом поиск повышения точности расчета температурного состояния деталей роторов, базирующийся на раскрытии закономерностей теплообмена и гидродинамики в поле массовых сил с целью совершенствования систем охлаждения роторов ГТД, в том числе и систем трансмиссий 7РДД) а также изучение закономерностей теплообмена элементов ротора на стационарных и переходных режимах работы двигателя является актуальной проблемой в области авиационного двигателе-строения. Научная и практическая значимость этой проблемы ставит ее з ряд важнейших народнохозяйственных задач.
Дадйш работы является исследование закономерностей теплообмена в полостях роторов и трансмиссий ГТД и ТРДЦ на стационарных и переходных режимах работы двигателя с целью оценки реального температурного состояния элементов ротора нэ стадии проектирования.
В соответствии с общей целью были поставлены и решены следующие задачи:
-
Разработаны математические модели и методики расчета гидродинамики и теплообменз е замкнутых и вентилируемых полостях роторов ГТД.
-
Разработаны методики я созданы экспериментальные стенды для исследования структур течений и теплообмена в замкнутых и вентилируемых полостях роторов ГТД и трансмиссий ТРДД.
-
Применительно к лабиринтовым и просгаЕочным кольцам ротора ГТД исследованы граничные условия теплообмена на цилиндрических внутренних поверхностях полостей с наименее изученными схемами вентиляции и данз оценка эффективности исследованных схем.
-
Исследован теплообмен диска в полости ротора ГТД с осевым течением охладителя на стационарных и переходных режимах работы двигателя.
-
Исследован теплообмен между вращающимися валами трансмиссий
ТРДЦ и влияние вращения центрального вала на теплоотдачу в полости
ротора.
Научная новизна. В диссертации получены следующие новые научные результаты:
1. На основании анализа структур течений, полученных..числен
ными методами в сочетании с визуальными наблюдениями и тепловым;! . .
опытами, установлено:
а) во вращающихся полостях без радиального расхода охладителя
и при отсутствии в полости теплообмена охладитель, запол
няющий полость, ведет себя как твердое тело;
б) вращение в зависимости от схемы вентиляции полести оказывает
различное Елияние на структуру течений, гак в замкнутых по
лостях вращение приводит к увеличению турбулентности, в по
лостях с осевым течением охладителя вращение подавляет тур
булентность;
в) в полостях с осевым течением охладителя вдоль теплоотдающих
поверхностей дисков образуется горячий слой охладителя, кото
рын стекает по радиусу диска к оси вращения, не смешиваясь с
охладителем, заполняющим полость, и удаляется ив полости осе
вым потоком. Подвод тепла со стороны цилиндрических поверх
ностей проставочных колец образует в полости циркуляционные
контуры, способствующие вытеканию из полости горячего охла
дителя и затеканию в полость холодного. Течение з полости
носит ламинарный характер и определяется силами плавучести и
вязкости.
2. ВперЕые в сравнении дана оценка эффективности охлаждения
различных схем вентиляции полостей роторов ГГД диско-барабанной
конструкции. Установлено, что петлевая схема по сравнению с другими
схемами вентиляции обладает наибольшей эффективностью, если охлаж
дающий воздух, вдуваемый в полость, не препятствует горячему ел:: :
- 5 -охладителя, который образуется у поверхности дисков и стекает к
оси вращения полости.
-
Установлено, что с уменьшением расстояния между дисками и уменьшением aasopa между ступицами дисков эффективность охлаждения в полости с осевым протоком снижается. В схемах с радиальным течением охладителя уменьшение площади сечения выпускных отверстий, расположенных на периферии диска, приводит к увеличению циркуляции охладителя в полости и способствует увеличению теплоотдачи. В полостях с радиально-осеЕым течением увеличение площади радиальных отверстий приводит к переохлаждению ступичной части и перегрезу периферии диска, т.к. радиальный поток в этом случае препятствует стекающему вдоль диска горячему слою охладителя, и большая часть горячего охладителя удаляется из полости через ра-дпашьные отверстия.
-
Исследуя теплообмен диска в полости ротора с осевым течением охладителя установлено:
а) периферийной частью диск отдает тепло охладителю, в резуль
тате у поверхности диска образуется горячий слой, который
стекая по радиусу к оси вращения, отдает свое тепло ступич
ной части диска. Экспериментально установлена качественная
и количественная роль конеєктивной составляющей, определяю
щей температурное поле диска;
б) теплообмен на передней и задней поверхностях диска различ
ный, так в той части, где диск отдает тепло охладителю,
теплоотдача на обеих поверхностях диска примерно одинакова;
в той части, где диск воспринимает тепло от охладителя, ин
тенсивность тепяовосприятия задней поверхностью выше по
сравнению с тегшоЕосприятием передней поверхностью диска,что
объясняется различной скоростью отекания горячего слоя по
обегал поверхностям диска из-за того, что кинетическая энер-
гия осевого потока, выходящего из-под ступицы диска, частично переходит в энергию давления и препятствует свободному отеканию горячего слоя на задней стороне диска;
в) теплоотдача на цилиндрической поверхности ступицы диска в
несколько раз превышает теплоотдачу на периферии диска,
где наблюдается наибольший теплообмен диска с охладителем;
г) теплообмен диска способствует увеличению массообмена в
полости, т.к. чем больше прогрев диска, тем большие силы
плавучести воздействуют на горячий слой охладителя, и тем
с большей скоростью он стекает и уносится ОС6ЕЫМ потоком.
При этом теплоотдача цилиндрических поверхностей просга-
вочных колец возрастает по сравнению с теплоизолированны
ми дискам;
д) теплообмен дисков с толщинами полотен от 4 до 14 мм не
оказывает заметного влияния на интенсивность теплоотдачи
цилиндрических поверхностей проставочных колец.
-
При расчете температурного состояния валов трансмиссий ТРДЦ необходимо учитывать направление вращения и частоту центрального вала. В конструкциях трансмиссий ТРДЦ подобных исследуемой при вращении валов в одну сторону следует ожидать, что внешний вал будет иметь более высокую температуру в месте соединения вала с компрессором в результате образования "застойной зоны" по всей длине канала, образованного валами вращающимися в одну сторону.
-
Вращение центрального вала всегда приводит к интенсификации теплоотдачи независимо от направления и частоты вращения наружного вала или полости. При противоположном вращении центрального вала теплоотдача внутри наружного вала и полости выше, чем при Еращении в одну сторону.
-
При исследовании граничных условий теплообмена в полости ротора диско-барабанной конструкции ГТД с осевым течением охладите-
ля на переходных режимах работы двигателя установлено:
а) длительность переходного режима, в течение которого из-" меняется расход охладителя и частота вращения ротора авиадвигателя составляет от 3 до 10 сек., что несоизмеримо мало по сравнению с длительностью прогрева-охлаждения деталей ротора, которое составляет при охлаждении водой 4...5 мин. при охлаждении воздухом - 9...IS мин;
б) время прогрева-охлаждения всех деталей не зависимо от их
металлоемкости, находящихся в полости ротора, определяется
Еремене.м прогрева-охлаждения дисков;
в) изменение тепловой нагрузки изменяет скорость циркуляции
охладителя в полости ротора. При увеличении тепловой наг
рузки скорость циркуляции охладителя, а следовательно, и
теплообмен возрастают, при уменьшении — снижаются. Этим
объясняется большее время, которое требуется для достиже
ния стационарного состояния при сбросах тепловой нагрузки
по сравнению с режимами прогрева.
-
Полученные на основании обобщения опытных данных критериальные уравнения для расчетов теплоотдачи в полостях роторов и трансмиссий авиадвигателей на стационарных и переходных режимах работы двигателей дают возможность формулировки граничных условий теплообмена необходимых для расчета температурного состояния деталей ротора и валов трансмиссий двигателя.
-
На основании выполненных исследований сделано два изобретения на конструкцию ротора турбомашины с осевой прокачкой воздуха, на которые получены авторские свидетельства.
Практическая ценность работы заключается в том, что полученные в ней результаты позволяют в стадии проектирования осуществлять научно обоснованный выбор наиболее эффективных схем охлаждения роторов диско-барабанной конструкции ГТД и ТРДД и производить
расчет граничных условий теплообмена в полостях роторов на стационарных и переходных режимах работы двигателя для получения требуемого температурного уровня и обеспечения необходимого ресурса.
Реализация результатов работы. Результаты выполненных исследований внедрены и используются для оценки теплового состояния роторов авиационных двигателей ЦИАМ им. П.И. Баранова, ЗМКБ "Прогресс", НПО "Мотор", Тушинским МКБ "Союз" и продолжают внедряться на предприятиях авиационного моторостроения и энергетического машиностроения, а также используются в учебном процессе при подготовке инженеров по специальности 7.090509 в Севастопольском государственном техническом университете.
Апробация работы. Результаты исследований по теме диссертации докладывались-и обсуждались на всесоюзных конференциях "Газотурбинные и комбинированные установки", Москва, 1987, 1991 гг.; на Y межотраслевой научно-технической конференции по высокотемпературным газовым турбинам, Москва, 1986 г.; республиканской научно-технической конференции "Безопасность эксплуатации судовых энергетических установок", Севастополь, 1990 г.; межрегиональной научно-технической конференции "Повышение надежности и безопасности эксплуатации атомных электростанций и судовых энергетических установок", Севастополь, 1994 г.; на научно-технических семинарах в ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва, 1985-1994 гг.; ЦКТИ им. И".И. Ползунова, Санкт-Петербург, 1991 г.; НПО "Мотор", Уфа, 1991 г.; КШО "Труд", Самара, 1991 г.; ЗМКБ "Прогресс", Запорожье, 1992-1994 гг.; КГТУ им. А.Н. Туполева, Казань, 1984 г.; на научных конференциях Севастопольского государственного технического университета 1980-1995 гг.
Публикации. По результатам выполненных исследований опубликовано 62 научные работы, в т.ч. 42 статьи, получено два авторских свидетельства, выпущено 18 научно-технических отчетов.
Структура и обгем работы. Диссертация состоит из введения, се-
ми глав и заключения, наложенных на 384 страницах машинописного текста и содержит 115 страниц со 127 иллюстрациями и тремя таблицами, а также 26 страниц со списком использеванных источников из 250 наименований.
