Содержание к диссертации
Введение
1. Анализ проблем проектирования турбокомпрессоров ТРДД . 12
1.1. ГТД как объект проектирования 12
1.2. Анализ работ по проектированию проточной части турбокомпрессоров ТРДД 19
1.3. Аналитический обзор методов автоматизированного проектирования проточной части турбокомпрессоров 37
1.4. Проблемы начального этапа проекгировашш турбокомпрессора ТРДД...43
2. Метод формирования облика турбокомпрессора ТРДД .48
2.1. Постановка задачи формирования облика турбокомпрессора ТРДД .48
2.2. Параметры, определяющие облик турбокомпрессора 53
2.3. Критерии оптимизации конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессора 56
2.4. Метод согласования конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессоров ТРДД 78
2.5. Математические модели турбокомпрессора 82
2.5.1. Математическая модель осевого компрессора 82
2.5.2. Математическая модель центробежного компрессора 85
2.5.3. Математическая модель осевой турбины 87
2.5.4. Математическая модель согласования параметров турбокомпрессора 90
2.6. Метод выбора рациональных конструктивно-геометрических и конструктивно-схемных признаков турбокомпрессора ТРДД 96
3. Автоматизированная подсистема формирования облика турбокомпрессора ТРДД (АСТРА-ТКО) 106
3.1. Назначение подсистемы п решаемые задачи 106
3.2. Концепция построения подсистемы 106
3.3. Структура подсистемы и ее компоненты 109
3.4. Описание функционирования 112
3.5. Программное обеспечение и его основные характеристики 118
4 Исследование влияния конструктивно-геометрических параметров турбокоміірессора на массу ТРДД . 119
4.1 Зависимость массы ТРДД от приведенных скоростей на входе и выходе его лопаточных машин 120
4.2 Зависимость массы ТРДД от относительных геометрических параметров 125
4.3 Зависимость массы ТРДД от нагруженности турбин и напорности компрессоров 132
4.4 Зависимость массы ТРДД от длительности работы двигателя на режимах, эквивалентных максимальному 138
5 Апробация разработанных методов 140
5.1 Оценка достоверности получаемых результатов .". 140
5.2 Примеры формирования вариантов проточной части, отличающихся конструктивно-схемными признаками 146
5.3 Оценка эффективности разработанных методов и автоматизированных средств 161
5.4 Внедрение результатов работы 164
Основные результаты и выводы 165
Список использованных источников 167
- Анализ работ по проектированию проточной части турбокомпрессоров ТРДД
- Параметры, определяющие облик турбокомпрессора
- Структура подсистемы и ее компоненты
- Зависимость массы ТРДД от относительных геометрических параметров
Введение к работе
В настоящее время, в связи с разработкой авиационных ГТД новых поколений, а также с повышением требований к эффективности процессов проектировашія двигателей и энергоустановок, большое внимание уделяется методам и средствам моделирования ГТД и его узлов. Создание авиационных двигателей новых поколеній! невозможно без применения новых методов и средств проектирования.
Математическое моделирование ГТД широко применяется в научных исследованиях и поисковых разработках, а также на всех этапах создания двигателя, включая проектирование и экспериментальную доводку. Этому способствует рост мощности вычислительных машин, развитие их математического обеспечения и внешних устройств. В свою очередь, для их эффективного использования необходима разработка математических моделей и программ, которые по своей структуре и методам организации вычислительных процессов должны наилучшим образом соответствовать возможностям современных ЭВМ. Особенно велика роль математического моделирования ГТД в системах автоматизированного проектирования двигателей.
Улучшение основных технико-экономических показателен газотурбинных двигателей требует применения новых технических решений по таким направлениям их развития, как выбор рациональной конструктивной схемы двигателя, выбор конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессора, использование перспективных материалов и технологий [78, 83, 105, 26, 24, 25, 91]. Исходя из современных представлений, процесс обоснования выбора тех или иных решений на разных уровнях проектирования должен основываться на оценке эффективности системы более высокого уровня.
Повышение качества проектирования авиационного ГТД и сокращение сроков проектирования в значительной степени зависят от результата проектирования проточной части его турбокомпрессора, так как на этом этапе определяются и выбираются основные параметры лопаточных маї уточняется и обосновывается схема двигателя, определяются ча вращения каскадов турбокомпрессора, их основные размеры.
Определение диаметральных размеров проточной части ЇЇ числа ступеней лопаточных машин, а также уточнение схемы турбокомпрессора проводится после проектного термогазодинамического расчета и является основой для детального газодинамического проектирования лопаточных машин. Это обуславливает высокую значимость данной задачи в общем процессе проектирования ТРДЦ.
В процессе формирования облика турбокомпрессора ТРДЦ необходимо выбрать как оптимальные конструктивно-геометрические параметры, так и кон структшш о-схемные признаки, разнообразие которых делает прямой перебор возможных схемных решении турбокомпрессора невозможным, II обуславливает необходимость разработки метода структурной оптимизации. При этом обоснование тех или иных решении должно основываться на оценке эффективности системы более высокого уровня - двигателя.
Обоснованный выбор наиболее рациональных конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессора является необходимым условием успешного проектирования двигателя в целом. Поэтому разработка методов и автоматизированных средств оптимизации облика турбокомпрессора ТРДЦ на этапе концептуального проектирования является актуальным направлением іісследованігії для дальнейшего повышения эффективности эксплуатации ТРДЦ и снижения стоимости его жизненного цикла.
Целью работы является повышение эффективности и сокращение сроков создания авиационных двухконтурных двигателей путем разработки методов и автоматизированных средств структурно-параметрической оптимизации конструктнзно-геометрпческого облика их турбокомпрессора.
Задачи исследования:
• разработка универсального метода согласовании коне г їси; геометрических параметров турбокомпрессора ТРДД;
• выбор н обоснование критериев структурно-параметрической оптимизации турбокомпрессора;
• разработка методов оптимизации параметров и схем турбокомпрессоров по совокупности критериев эффективности ТРДД;
• разработка автоматизированной подсистемы формирования облика турбокомпрессоров ТРДД на этапе концептуального проектирования;
• исследование влияния конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессора на массу ТРДД;
• апробация разработанных методов и оценка их адекватности.
Методы исследований
Для решения поставленных задач использованы методы рабочих процессов ГТД, системного анализа, лопаточных машин, математического моделирования, вычислительной математики и САПР.
Научная новизна
1. Разработан новый универсальный метод согласования конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессоров ТРДД, позволяющий полностью автоматизировать алгоритм согласования параметров турбокомпрессоров произвольных схем с различными типами лопаточных машин.
2. Разработан метод структурно-параметрической оптимизации турбокомпрессора ТРДД, отличающийся тем, что позволяет обосновать его наиболее рациональные конструктивно-геометрические параметры п схему на основе комплекса технико-экономических показателен двигателя.
3. Разработана модифицированная математическая модель поузловой оценки массы ТРДД.
4. Выявлены закономерности влияния основных конструктивно геометрических параметров на массу турбокомпрессора.
5. Создана подсистема САПР, позволяющая формировать рациональный конструктивно-геометрический облик турбокомпрес ТРДД Практическая значимость
Разработанные методы и полученные результаты позволяют повысить эффективность, а также сократить сроки создания проектируемых ТРДД за счет целенаправленного поиска рационального конструктивно-геометрического облика их турбокомпрессоров.
Практическая значимость подтверждается тем, что работа выполнялась в рамках инновационной образовательной программы «Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмическнх п геопнформационных технологий» национального проекта «Образование», а также по заданию Федерального агентства по образованию в рамках темы «Развитие теоретических основ оптимального проектирования двигателей атмосферных летательных аппаратов и энергетических установок». Кроме того, разработанная автоматизированная система термогазодпнамнческого расчета и анализа ГТД различных типов и схем (АСТРА) нашла практическое применение на кафедре «Турбинные двигатели п установки» ГОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный политехнический университет» (гос. контракт №528/07-ГК).
Результаты исследований по оптимизации турбокомпрессоров ТРДД, разработанная автоматизированная система термогазодпнамнческого расчета п проектирования ГТД внедрены в учебный процесс кафедры теории двигателей летательных аппаратов СГАУ.
Апробация работы. Результаты работы прошли экспертизу и на следующих конференциях: международная научно ехнпческая конференция «Авиадвигатели XXI века» (Москва, ЦИАМ, 2005 г.); международная научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития двигателестроения (Самара, СГАУ, 2005, 2006 и 2009 всероссийская научно-техническая конференция «Аэрокосмпческая техника и высокие технолопш - 2007» (Пермь, ПГТУ, 2007 г.). Кроме того, результаты работы докладывались на научно-технических совещаниях и семинарах в СГАУ и Санкт-Петербургском государственном политехническом университете.
Анализ работ по проектированию проточной части турбокомпрессоров ТРДД
Исходными данными для расчета основных размеров проточной части турбокомпрессора ГТД являются полные значения температуры и давления рабочего тела во всех характерных сечениях проточной части двигателя; расход рабочего тела через эти сечения; работы каскадов компрессора и турбины; КПД турбин. Эти данные могут быть получены в результате выполнения проектного термогазодинамического расчета двигателя пли после расчета высотно-скоростных характеристик ГТД. В настоящее время существует ряд программных комплексов, предназначенных для выполнения проектного расчета и расчета характеристик ГТД. Среди них: DVIG (УГЛТУ, г. Уфа) [9], ГРАД (КГТУ, г. Казань) [111], GASTURB (Мюнхенский университет, г. Мюнхен) [1, 2], АСТРА (СГАУ, г. Самара) [48] и другие. При формировании проточной части приходится решать взаимосвязанные и противоречивые задачи, связанные с обеспечением эффективной работы турбокомпрессора, его :\шнимальных габаритов п" массы, заданного ресурса двигателя, оптимальной трудоемкости его производства и др. Правильное их разрешение является необходимым условием для дальнейшего успешного проектирования двигателя. Стремление снизить габариты и массу обусловливает необходимость реализации высоких осевых и окружных скоростей течения рабочего тела в проточной части двигателя, что в свою очередь может привести к снижению КПД узлов и ухудшению экономичности двигателя.
Известная мысль о том, что эффективность эксплуатации двигателя закладывается на стадии проектирования, в наибольшей степени относится к решению именно этой задачи [69, 70]. Согласование параметров компрессора н турбины достшается путем компоновки различных вариантов проточной части, конструктивно геометрические параметры которых рассчитываются путем последовательных приближений. Многообразие и взаимное влияние различных факторов в условиях многочисленности как исходных данных, так велшшн, выбираемых при формировании облика турбокомпрессора, определяет необходимость применения методов автоматизированного вариантного проектирования проточной части ГТД различных типов и схем с гроваїшя использованием ЭВМ с целью повышения эффективности проектпроваї двигателя, и, как следствие, самолета в целом [4]. Рассматриваемая задача в научном плане впервые была решена К.В.Холщевнпковым для одновального ТРД [117]- Позже он разработал методологию решения этой задачи для ГТД других типов [1141. В.А. Сосунов и М.М. Цховребов обобщили опыт разработки двухконтурных двигателей, что позволило ввести новые критерии н предложить современную методологию проектирования проточной части ТРДД, которая, кроме того, может использоваться в рамках САПР [104, 105]. В вышеуказанных работах рассмотрены особенности формирования облика турбокомпрессора для полноразмерных газотурбинных двигателей, приведены расчетные методы определения основных параметров компрессора и турбины, выявлены закономерности влияния их конструктивно-геометрических параметров на согласование узлов турбокомпрессора, показаны общие пути формирования облика турбокомпрессора в процессе начального проектирования двигателей. Выбор целесообразной частоты вращения роторов газотурбинного двигателя является узловым вопросом начального этапа проектирования турбокомпрессора.
При этом должны быть согласованы газодинамические параметры компрессора и вращающей его турбины при приемлемых геометрическігх размерах и обеспечении прочности важнейших элементов турбокомпрессора. При определении основных параметров лопаточных машин вновь создаваемых двигателей широко используют методы, основанные на использовании различных комплексных параметров, связывающих основные параметры компрессора и вращающей его турбины 104, 105, 115,83].
Параметры, определяющие облик турбокомпрессора
Кроме конструктивно-схемных признаков (таких как число каскадов компрессоров и турбин, тип основных элементов турбокомпрессора) облик турбокомпрессора определяется комплексом конструктивно-геометрических параметров, в который входит форма проточной части турбомашин, соотношения геометрических параметров сопрягаемых элементов турбокомпрессора, высоты лопаток турбомашин, их диаметральные размеры и другие параметры. Для того, чтобы в процессе проектирования получить информацию, необходимую для синтеза облика турбокомпрессора, требуется ыделнть важнейшие его параметры. Конфигурация проточной части турбокомпрессора характеризуется совокупностью конструктивно-геометрических параметров и пх соотношений. К ним относятся: средние диаметры каждого каскада компрессора и турбины DKCp и 2\ср, относительные диаметры втулки c/j на входе и выходе компрессора, отношения средних диаметров туронны к высотам лопаток — - на входе и выходе туроины. Проточная часть осезых лопаточных машин может иметь различную конфигурацию, в частности, задаваемую постоянством среднего D = const, периферийного Dn - const, или втулочного DBT const диаметров.
В данной работе геометрические параметры на входе и выходе лопатотпюй машины не связываются дополнительным соотношением, а рассматриваются в качестве нары независимых переменных. При необходимости, в математическую модель турбокомпрессора могут быть введены связи геометрических параметров на входе и выходе, что обеспечит сокращение множества возможных вариантов конфигурации проточной части. Взаимное расположение узлов турбокомпрессора друг относительно друга характеризуется следующими соотношениями: отношение втулочного диаметра на выходе вентилятора к втулочному диаметру на входе в следующий каскад компрессора DRCHTm/DK вт, отношение среднего диаметра на выходе j-ro каскада компрессора к среднему диаметру на входе в j+І каскад компрессора DKj Ср/- -+1 I .ср отношение среднего диаметра на выходе j-ro каскада туропны к среднем диаметру на входе в j-Ы каскад турбины Z)Tj ср/1 , отношение средних диаметров компрессора и приводящей его турбины j-ro каскада Д.; Cn/D . . Величины Dn, Ср, DBT и hn зависят прежде всего от расхода воздуха через турбокомпрессор и поэтому изменяются в весьма широких пределах. для определенных сечешш двигателя - I Dcx Относительные всгаїчігаьі d: и —- данного типа, как показывает статистический анализ выполненных конструкций, изменяются в сравнительно небольших пределах. Нижние значения указанных величин обусловлены стремлением не допустить отрицательной реактивности во втулочных сечениях первой ступени вентилятора (компрессора) и последней ступени турбины, а верхние предельные значения отражают стремление не допустить снижения высот лопаток ниже допустимых. И то, и другое связано с необходимостью обеспечения высоких КПД узлов. омпрессор (З компрє Так, для большей части современных ТРД(Д) п ТРД(Д)Ф можно указать достаточно узкие пределы изменения относительного диаметра втулки на входе в компрессор НД: он отличается от среднего значения, которое равно примерно 0,4, не более чем на ±15% [106]. В сечениях на входе в компрессоры ВД и СД мпоговалъных двигателей обычно 0,5 / 0,8 [106]. В сечении на выходе пз компрессора значения d-x существенно больше из-за уменьшения высоты лопатки по длине компрессора, которая зависит от параметров рабочего процесса, уменьшаясь с увеличением я -о Поэтому на новых двигателях величина dx увеличивается по годам: на двигателях второго и третьего поколений относительный диамегр достиг 0,85, а за последние два десятилепія на последних ступенях компрессора ВД d-x --- 0,92 ДДяТРДД. С Трудно реализовать 0,3, так как при таком относительно малом диаметре сложно разместить замки рабочих лопаток первой ступени омпрессора. При /j 0,92 относительная высота лопатки последней ступени недопустимо мала, что приводит к снижению КПД компрессора.
Структура подсистемы и ее компоненты
Для реализации модульной структуры программного обеспечения подсистемы был проведен анализ, который позволил разбить задачи формирования облика проточной части турбокомпрессора ТРДД на подзадачи и выделить их иерархическую структуру. На основаншг этого был определен состав и подчиненность функции подсистемы, а затем - набор программных модулей, реализующих эти функции. Создана иерархическая структура модулей (рисунки 3.1, 3.2), которые можно условно разделить на 8 основных групп: 1. интерфейсные модули; 2. модули этапа согласования; 3. модули этапа параметрической оптимизации; 4. модули этапа структурной оптимизации; 5. модули критериев эффективности; 6. модули построения схем проточной части; 7. модули лопаточных машин; 8. базовые модули. интерфейсные модули служат для визуализации процесса проектировашія и взаимодействия с пользователем. Модули этана согласовании устанавливают взаимосвязь конструктнвно-геометрігіескіїх параметров элементов турбокомпрессора. Модули этана параметрической оптимизации обеспечивают заіімодеіїствпе модулей, необходимое для определения оптимальных аданную конструктивно-геометрических параметров, характеризующих з; схему турбокомпрессора. Модули этана структурной оптимизации используются для обеспечения взаимодействия модулей, кодирования информации, выбора набора схемных признаков и метода синтеза конструктивных схем турбокомпрессора. Модули критериев эффективности служат для определения показателен, характеризующих эффективность турбокомпрессора по заданным параметрам рабочего процесса двигателя, конструктивно-геометрическим параметрам и схемным признакам. Модули построения схем проточноіі части предназначены для ірафпческого изображения проточной части турбокомпрессора ТРДД по рассчитанным параметрам его элементов и расчета необходимых для этого вспомогательных параметров. _ Модули лопаточных машин отражают связь конструктивно-геометрических и термогазодинамичеекпх параметров в лопаточных машинах.
В качестве базовых модулей используются модули осевого и центробежного компрессора, осевой турбины. Базовые модули служат для представлення свойств материалов, теплофнзпческнх свойств рабочего тела, а также для расчета газодинамических функций. Для решения задачи формирования облика турбокомпрессора ТРДД с помощью подсистемы необходимо следующее: - запустить программный комплекс; - сформировать математическую модель решаемой задачи; - ввести исходные данные; - запустить процесс поиска решения; - вывести результаты расчета в требуемом виде (графическом и текстовом); - произвести анализ полученных результатов и при необходимости внести изменения в модель. Входными данными для подсистемы являются: алоговом труктура математической модели (которая формируется в диалоговом режиме), включающая: совокупность модулей, описывающих математические модели основных элементов турбокомпрессора, а также математические модели критериев его эффективности; совокупность модулей, реализующие численные мет і ре;пеп;гд задачи; совокупность связен, реализующих автоматическую передачу числовых значений между параметрами элементов; совокупность ограничений; числовые данные, включающие: значения параметров элементов турбокомпрессора; характеристики материалов, используемых при изготовлении элементов турбокомпрессора; результаты проектного термогазодннамнческого расчета ТРДД; начальные значения варьируемых параметров и др. После выполнения вычислений автоматизированная подсистема формирует таблицу результатов, которая содержит данные о конструктивно-геометрпчсскігх параметрах и конструктивно-схемных признаках турбокомпрессора, значениях критериев его эффективности, а также схему проточной части турбокомпрессора Работа подсистемы АСТРА-ТКО начинается путем запуска исполняемого файла «ACTPAKO.exe», при этом на экране монитора появляется оконная форма, готовая к формированию (вводу и редактированию) математической модели задачи (рисунок 3.3).
Зависимость массы ТРДД от относительных геометрических параметров
Диаметральные размеры, высоты лопаток и геометрические соотношения на входе п выходе для каждого элемента турбокомпрессора однозначно связаны, поскольку задана форма проточной части, поэтому анализ влияния геометрических соотношений на входе и выходе заменим анализом влияния только параметров на входе в элемент. Как видно из рисунка 4.9, с ростом относительного диаметра втулки на входе вентилятора г/вентлх наблюдается монотонный рост массы двигателя. Это объясняется увеличением периферийного диаметра на входе в вентилятор, который при заданной окружной скорости определяет допустимую частоту вращения каскада НД. Снижение частоты вращения (см. рисунок 4.10) приводит к росту массы турбины НД, которая н определяет указанный рост массы ТРДД (см. рисунок 4.11). Масса вентилятора при этом изменяется несущественно, что определяется противоположным влиянием двух факторов: ростом массы доска вентилятора п снижением массы лопаток (см. рисунок 4.12). С увеличением относительного диаметра втулки на входе КВД {/квл.вх наблюдается монотонное уменьшение массы ТРДД (см. рисунок 4.13), которое объясняется сокращением числа его ступеней (см. рисунок 4.14), связанное с ростом окружной скорости компрессора при увеличении диаметральных размеров в условиях, когда частота вращения каскада ВД определяется прочностью турбины.
При увеличении отношения qVf на входе турбины ВД наблюдается взаимосвязанное влияние нескольких факторов. Масса ротора турбины /диск отнесенная к отдельной ступени увеличивается в связи с увеличением втулочного диаметра проточной части, а масса лопаток ступени Мп„от уменьшается за счет уменьшения их высоты (см. рисунок 4.15). Преобладающее влияние оказывает рост АЛщска п масса ступени увеличивается по параметру А, Однако при этом увеличивается окружная скорость на среднем диаметре турбины, что приводит к сокращению числа её ступеней. Совокупное влияние всех этих факторов приводит к тому, что масса турбины в целом по параметру с% имеет минимум (см. рисунок 4.16). На массу двигателя кроме массы собственно турбины ВД оказывает влияние масса переходного канала между турбинами ВД и НД, которая уменьшается при увеличении ср/ (при сокращении числа ступеней /пл турбины ВД). Таким образом, наблюдается несущественное изменение массы ТРДД в целом (см. рисунок 4.16). Соотношение между составляющими массы турбины НД, зависящее от частоты вращения ротора и величины удельной работы турбины, отличается от соотношения для турбины ВД (см. рисунки 4.17 и 4.18), поэтому при увеличении отношения с% на входе турбины НД наблюдается монотонное увеличение массы турбины. Масса переходного канала между турбинами НД и ВД также оказывает меньшее влияние на массу двигателя в целом, таким образом, наблюдается монотонный рост массы ТРДД (см. рисунок 4.19).
