Введение к работе
Актуальность. Успех создания авиационного ГТД в большой мере ависит от достижения высокой эффективности и сокращения сроков оводки турбины. Потребность развития двигателей при ограниченной озможчсти повышения параметров никла усиливает эту связь и делает точненне методов проектирования и разработку рекомендаций по азодинамическому совершенствованию турбины одними из основных утей ее улучшения. При этом даже незначительное улучшение турбины южет привести к существенному сбережению энергоресурсов.
Высокотемпературные турбины современных и перспективных ГТД ля пассажирских и транспортных самолетов отличает все более ннтен-ивное охлаждение первых ступеней, относительно малые длины их юпаток и высокая газодинамическая нагруженность, приводящая к юзникновению сверхзвуковых скоростей и больших углов поворота ютока на венцах. Вследствие высокой степени расширения проточная іасть турбины получается со значительным меридианным раскрытием и ильным изменением параметров по радиусу в последних ступенях. 1еречисленные особенности усиливают влияние трехмерности течения и юложняют проблему не только дальнейшего повышения к.п.д., но и юддержания его значения на достигнутом уровне.
За последнее время повышению к.п.д. турбин и улучшению мето-юв их расчета уделялось пристальное внимание у нас в стране и за Рубеком. Исследования с указанной целью занимали видное место в работах аких коллективов, как АО"А.Люлька-Сатурн", "Союз", "Двигатели НК", їм.Климова, РКБМ, МКБ "Прогресс" и др. Плодотворной в этом направ-іении была деятельность творческих коллективов турбинистов ЦИАМ, ДКТИ, МГТУ, МЭИ, СПбГТУ, МАИ, КГТУ и ХПИ. Перспективными шляются методы расчета турбинных ступеней и элементов их проточной іасти, разработанные М.Е.Дейчем, Г.Ю.Степановым, М.Я.Ивановым, \.М.Топуновым, К.Л.Лапшиным и В.И.Гнесиным. Большой вклад в развитие методов проектирования охлаждаемых ступеней внесли В.Х.Абнанц, <.М.Попов, В.И.Локай, С.З.Копелев, Е.Н.Богомолов, В.Д.Венедиктов, ^.Ф.Слитенко. Для улучшения процесса профилирования лопаток продуктивными являются работы Б.М.Аронова, В.А.Журавлева, Ф.А.Стоянова, благодаря усилиям перечисленных и многих других коллективов и исследователей имеющиеся методы проектирования и доводки позволили получить в авиационных ГТД IV поколения к.п.д. на уровне 0,88+0,89 в эдноступенчатых турбинах компрессора и 0,91+0,915 в двухступенчатых турбинах компрессора и многоступенчатых турбинах вентилятора.
Однако и в настоящее время встают серьезные задачи по поиску и использованию резервов повышения эффективности турбины. В авна-
ционных ГТД все более широкое распространение находят турбины с управляемой системой охлаждения (СО), в которых по мере снижения режима работы уменьшается расход охлаждающего воздуха. Теория и практика создания таких турбин еще требуют достаточно полного решения многих важных вопросов: управления радиальными зазорами (РЗ), осевой
дации по выбору рациональных схем выпуска охладителя в проточную часть и методы оценки характеристик охлаждаемых лопаточных венцов.
Большое значение приобретает правильный учет пространственных явлений в потоке. В связи с этим на передний план выдвигается необходимость исследования ступеней с уменьшенным радиальным градиентом реактивности. Профилирование лопаток разного типа, встречающихся в авиационной многоступенчатой турбине, с оптимальной формой профиля по всей высоте требует разработки метода, позволяющего воспроизводить произвольные законы кривизны поверхности пера и точно выдерживать заданные значения геометрических параметров решеток. Для облегчения решения задачи оптимизации профилен необходимы модели быстрого расчета течения и знание влияний изменения геометрии решетки на ее газодинамические характеристики.
Указанные проблемы, затрагивающие в комплексе все важнейшие этапы проектирования и доводки турбины, должны быть преодолены на пути улучшения ее газодинамики. Действительно, ошибки при проектировании и анализе испытаний затрудняют разработку мероприятий по устранению обнаруженных дефектов, могут отдалить во времени получение окончательного варианта турбины и существенно увеличить материальные затраты на создание двигателя. Поэтому разработка надежных методов расчетного анализа и проектирования, а также способов повышения К.П.Д. турбины обеспечивает перспективное развитие авиационных ГТД и представляет собою крупную научную проблему, решение которой имеет важное народнохозяйственное значение .
Цель работы - повышение экономичности высокотемпературных авиационных турбин путем совершенствования методов газодинамического расчета и проектирования элементов проточной части. Для достижения этой цели в диссертации решались следующие научные задачи по разработке:
-
концепции выбора параметров проектируемой турбины;
-
принципов создания эффективной высокотемпературной турбины с управляемой СО;
-
энергетически целесообразных способов выпуска охлаждающего воздуха из лопаток и на концевые поверхности венца;
-
метода проектирования системы активного управления радиальными зазорами (АУЗ) ;
5) способов рационального использования ступеней с элементами іространственного профилирования соплового аппарата (СА);
6> гибкого метода аналитического профилирования лопаток;
-
надежных методов приближенного расчета течения газа и щенки потерь в профильных решетках;
-
комипекся рекомендаций по оптимизации геометрии проекти-іуемой турбинной решетки.
Практическая направленность диссертации заключалась в повы-иенин экономичности высокотемпературных ТРДД, ТВВД и силовых остановок семейства НК (86, 144, 321, 93, 14, 16 и др.) за счет улучшения турбины и в создании научно-методического задела для премирования перспективных ГТД и ГТУ разного назначения.
Методы исследовании. Теоретическим путем с привлечением урав-іений сохранения и теплообмена, с использованием связей между гео-іегрическнмн параметрами элементов проточной части и с учетом дефор-іацин деталей турбины в рабочих условиях были установлены основные юложения методов расчета течения в лопаточных решетках, профили-ювания лопаток и проектирования системы АУЗ.
Расчетные исследования потока при заданных условиях, соответ-твующих реальным, широко использовались для доказательства работоспособности и целесообразности применения предложенных методов.
Для получения рекомендаций по оптимизации венцов и определенно их характеристик выполнялись специальные модельные экспери-іентьі и привлекались опытные данные других авторов.
При обосновании принципов создания турбины и изучении ступе-іей с пространственным профилированием СА были использованы испы-ания турбины в натурных условиях. Натурными испытаниями провезлись эффекты предложенных решений по совершенствованию турбин.
Научная новизна работы заключается в том, что впервые:
-
сформулирована и подтвержена на практике концепция выбора іараметров проектируемой турбины, учитывающая пониженную эффек-ивность узлов двигателя в начале его доводки;
-
применены и исследованы в высокотемпературном ТРДД тупенн с наклонными и саблевидными обратно закрученными по углу ;ыхода сопловыми лопатками; обоснована целесообразность их іспользования для последней ступени турбины вентилятора;
-
для многорежнмного ГТД изучены возможности и сформули-юваны рекомендации по использованию в турбине АУЗ с помощью іринудительного изменения теплового состояния ее корпуса и ротора;
-
исследованы закономерности влияния выдува охладителя на ко-іьіто вблизи выходной кромки на характеристики профильной решетки и точнено противодавление при выдуве; предложены и исследованы лопат-
ки со скосом на корыте, обеспечивающим снижение потерь энергии и противодавления при выпуске охладителя; лопатки со скосом корыта с успехом использованы в турбинах авиационных двигателей;
5) разработан метод аналитического профилирования турбинных
лопаток, в котором построение каждого профиля в различных сечениях
лопатки по высоте основано на расчете кривизны его кон і ура,
-
для ГТД с управляемой по режимам работы СО установлено, что выдув охладителя до горла лопаточного венца помогает стабилизировать осевую силу на роторе турбины при изменении напорности СО; сформулирован, экспериментально проверен и реализован в серийном ТРДД принцип, в соответствии с которым для эффективной разгрузки ротора турбокомпрессора разгрузочные полости выносятся из районов коммуникаций охлаждающего воздуха;
-
для выбора газодинамически совершенной решетки обоснованы критерии качества эпюры скоростей на спинке профиля, а для улучшения СА с толстыми лопатками предложено использовать профили со знакопеременной кривизной на корыте или разнотолщинные лопатки;
8 І получены аналитические зависимости для расчета углов на выходе из лопаточного венца с изменяющейся высотой меридианного сечения; зависимости учитывают реальные свойства потока и обеспечивают высокую точность определения углов при решении прямой и обратной задач газодинамики турбины;
9) показаны качественные различия решений прямой и обратной задач об оптимальном угле входа в решетку, расчетным путем получены и экспериментально подтверждены зависимости для определения оптимальных значений fi1K в проектируемых решетках.
Новизна описанных решений по п.п. 2, 4, 6, 7 подтверждается 6 авторскими свидетельствами на изобретение, выданными Госкомизоб-ретений СССР.
Практическая ценность. Сформулированные принципы проектирования высокотемпературных турбин прошли расчетно-эксперн-ментальную проверку и воплощены в проекты опытных и серийных авиационных ГТД. Разработанные расчетные методы и рекомендации по улучшению проточной части турбины внедрены в практику ОКБ и широко используются при проектировании и оценке газодинамических характеристик турбин. Созданные на предприятиях программные модули, расширяющие возможности разработанных автором методов и рекомендаций, могут использоваться как автономно, так и в САПР турбины.
Ргал;:зц::я полученных методов, а также обоснование с их помощью технических решений обеспечили высокий технико-экономический эффект при создании двигателей семейства НК для военно-транспортнон и гражданской авиации, а также для силовых установок. В частности, в 1-й 6
ступени турбины газогенератора ТВВД НК-93 достигнут к.п.д. на уровне 0,91-fO,92, а в серийно выпускаемом ТРДДФ НК-321 за счет мероприятий по турбине обеспечено улучшение топливной экономичности на 3%.
Материалы диссертационной работы в виде научных выводов и рекомендаций, расчетных методов и результатов экспериментов широко использовались в проектных организациях, лабораториях НИИ и вузах: АО "А.Люлька-Сатурн", г.Москва; КБМ, г.Рыбннск; ОБМ, г.Калуга; СПБ "Машпроект", г.Ннколаев; АО "Турбомоторный завод", г.Екатеринбург; СКБ "Союзгазтехремонт", г.Брянск; ЦИАМ, ЦКТИ, СПбГТУ, СГАУ и др.
Результаты научных исследований и обобщений нашли отражение в Теплотехническом справочнике, т.2, нзд.2-е, М., "Энергия", 1976г., монографиях М.Е.Дейча "Техническая газодинамика", М., "Энергия", 1979г., Б.М.Аронова, М.И.Жуковского, В.А.Журавлева "Профилирование лопаток авиационных газовых турбин", М., "Машиностроение", 1975г., В.Х. Абнанца "Теория авиационных газовых турбин", М., "Машиностроение", 1979г., В.И.Локая, М.К.Максутовой, В.А.Стрункина "Газовые турбины двигателей летательных аппаратов", изд. 3 и 4-е, М., "Машиностроение", 1979 и 1991г.г. и используются в учебном процессе вузов (в пособии "Газодинамическое проектирование осевых турбин авиационных ГТД", КуАИ, 1984г., в соавторстве с Мусаткиным Н.Ф. и Ароновым Б.М).
Научная и практическая значимость работы в целом. Комплекс разработанных методов и рекомендаций, охватывающий большинство основных этапов газодинамического проектирования, модификации и доводки турбины по параметрам, может быть использован для улучшения качества проектирования, уточнения характеристик и повышения эффективности турбин. Успешная промышленная реализация, широкое применение результатов исследований и полученный высокий технико-экономический эффект позволяют квалифицировать работу автора как решение крупной научной проблемы улучшения экономичности ГТД путем совершенствования методов газодинамических расчетов и проектирования турбин, которое имеет важное народнохозяйственное и оборонное значение и обеспечивает перспективное развитие отраслей газотурбостроения.
Апробация работы. Основные результаты диссертации докладывались и обсуждались на Всесоюзных научно-технических сессиях по проблемам газовых турбин, Николаев, 1985 и 1990, Харьков, 1987, Рыбинск, 1993, С.-Петербург, 1994; Всесоюзной конференции "Современные проблемы двигателей и энергетических установок летательных аппаратов", Москва, МАИ, 1985; Всесоюзной межвузовской конференции по газотурбинным и комбинированным установкам, Москва. МГТУ. 1991: Всесоюзном семинаре по газотурбинным и комбинированным установкам, Москва, МГТУ, 1988; Всесоюзном симпозиуме "Применение систем авто-матнзированого проектирования конструкций в машиностроении", Рос-
тов, і 985; 5-й межотраслевой конференции "Высокотемпературные газовые турбины", Москва, ЦИАМ, 1986; 2-й межотраслевой научно-технической конференции "Проблемы газовой динамики двигателей и силовых установок", Москва, ЦИАМ, 1990; отраслевых конференциях "Автоматизированное проектирование авиационных двигателей", Москва, ЦИАМ, і 979 и І95І; Республиканской научно-технической конференции іїо магматическому моделированию турбоустановок, Харьков, 1991; семинаре "Проблемы лопаточных машин ГГД", Москва, МАИ, 1977, 1984 и 1989; научно-технической конференции профессорско-преподавательского состава ЛКИ, Ленинград, 1988; конференции "Проблемы разработки конструкторских и технологических систем автоматизации проектирования в машиностроении", Свердловск, 1985; заседаниях НТС отдела турбин ЦИАМ, 1986 и 1987 ; нескольких заседаниях НТС СНТК "Двигатели НК" в период 1984- 1995гг.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 70 печатных работ ( в том числе 40 статен в центральных издательствах и 20 тезисов всесоюзных, республиканских и отраслевых конференций и семинаров ). Практическое приложение результатов работы автора нашло отражение в многочисленных научно-технических отчетах СНТК "Двигатели НК".
Структура и объем работы. Диссертация состоит из предисловия, введения, 7 глав, заключения и приложения ( документов, подтверждающих внедрение ). Каждая глава содержит краткий обзор литературы, постановку задачи, материалы выполненных исследований и их анализ.
Работа изложена на 298 стр. машинописного текста, содержит 135 рисунков и 27таблиц. Список литературы включает 258 наименований.
