Содержание к диссертации
Введение
2. Анализ состояния исследований по теме диссертации 7
2.1. Методы и результаты исследования пленочного охлаждения сопловых лопаток турбин 8
2.2. Анализ существующего опыта исследования и применения профилированных отверстий перфорации в турбинных лопатках 14
2.3. Выводы по главе. Задачи исследования 23
3. Анализ влияния кривизны поверхности профиля спинки лопатки на эффективность ее пленочного охлаждения 25
3.1. Математическая модель 25
3.2. Геометрические параметры расчетной области, сеточной модели и граничные условия 29
3.3. Результаты численного анализа 33
3.4. Идентификация полученной методики 42
3.5. Выводы по главе 56
4. Анализ влияния формы отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин 58
4.1. Исследование применимости профилированных отверстий перфорации и подбор оптимальной формы профиля на плоских пластинах 58
4.1.1. Экспериментальная верификация расчетной методики 59
4.1.2. Геометрические параметры расчетной области 69
4.1.3. Граничные условия и параметры сеточной модели 71
4.1.4. Результаты численного анализа 73
4.1.5. Промежуточные выводы 87
4.2. Исследование влияния формы профилированных отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения спинок сопловых лопаток газовых турбин на базе сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления 89
4.3. Выводы по главе 117
5. Экспериментальное исследование течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки с целью верификации расчетных моделей 119
5.1. Постановка задачи эксперимента 119
5.2. Конструкция экспериментальной установки 121
5.3. Результаты эксперимента 126
5.4. Математическая модель, используемая пакетом Gidra. Исследование влияния геометрических отклонений, возникающих при изготовлении лопатки, на результаты эксперимента 132
5.5. Геометрические параметры расчетной области. Граничные условия и параметры сеточной модели. 135
5.6. Результаты численного анализа и сравнение их с результатами эксперимента 136
5.7. Выводы по главе 159
6. Заключение 160
Список литературы 162
- Анализ существующего опыта исследования и применения профилированных отверстий перфорации в турбинных лопатках
- Геометрические параметры расчетной области, сеточной модели и граничные условия
- Исследование влияния формы профилированных отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения спинок сопловых лопаток газовых турбин на базе сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления
- Математическая модель, используемая пакетом Gidra. Исследование влияния геометрических отклонений, возникающих при изготовлении лопатки, на результаты эксперимента
Введение к работе
Актуальность темы диссертационного исследования. Одними из важнейших условий для обеспечения конкурентоспособности газотурбинных двигателей являются повышение надежности и топливной экономичности. Однако увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению ресурса газотурбинного двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей горячей части.
С учетом окружной неравномерности локальная температура газа может достигать значений порядка 2200 К. Постоянное совершенствование свойств используемых конструкционных материалов и теплозащитных покрытий, тем не менее, не позволяет использовать максимально возможную температурную планку. В связи с этим актуализируется значение пленочного охлаждения.
Для двигателей пятого поколения с уровнем температур порядка 2000 К наибольшие проблемы вызывает надежное охлаждение спинки сопловых лопаток. Профиль спинки сопловых лопаток современных и перспективных газовых турбин становится все более изогнутым, растет скорость газа на спинке (до 400 м/с) в месте высокой кривизны, увеличивается перепад давлений между воздухом, охлаждающим лопатку, и газом, омывающим ее. Эти факторы негативно влияют на эффективность пленочного охлаждения спинки, что в конечном итоге может привести к трещинам и прогарам.
Решение данной проблемы целесообразно осуществлять еще на стадии проектирования с учетом детального анализа полей температур, реализуемых в сопловых лопатках газовых турбин. Для этого сегодня используются трехмерные методы численного моделирования газодинамических потоков. Однако, несмотря на наличие современных средств моделирования, такое проектирование турбин, рассчитанных на 20-30 тысяч часов непрерывной эксплуатации, остается сложной и трудоемкой задачей, а достоверность применяемых моделей недостаточной.
Целью исследования является повышение эффективности пленочного охлаждения спинки сопловых аппаратов турбин газотурбинных авиационных двигателей и энергетических установок за счет профилирования и оптимизации формы отверстий перфорации для выдува охлаждающего воздуха и оценки влияния кривизны спинки.
Задачи исследования:
1. Исследовать влияние кривизны спинки сопловой лопатки на
эффективность ее пленочного охлаждения. Разработать и верифицировать
методику оценки эффективности пленочного охлаждения спинки лопатки в
зависимости от параметров ее кривизны.
2. Оценить эффективность использования профилированных отверстий
перфорации при охлаждении спинки лопатки и сформировать рекомендации
по выбору их геометрических параметров (форма отверстий, глубина захода
профиля).
3. Разработать методику эксперимента и провести экспериментальное исследование течения воздуха внутри охлаждаемой лопатки с целью верификации расчетных моделей, используемых современными CFD-пакетами, для корректного определения основного фактора эффективности пленочного охлаждения, а именно параметра выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации.
Научная новизна состоит в следующем:
впервые дана количественная оценка и установлена зависимость эффективности пленочного охлаждения 0 спинки лопатки от кривизны профиля спинки (с углом поворота потока от 0 до 60);
впервые выявлены особенности вихревого течения охлаждающего воздуха в профилированных (конических и «веерных») перфорационных отверстиях охлаждения.
Практическая ценность работы состоит в следующем:
полученная методика оценки влияния кривизны профиля спинки лопатки на эффективность ее охлаждения используется при проектировании сопловой лопатки турбины высокого давления газотурбинного двигателя пятого поколения;
сформированы и внедрены в методику проектирования сопловых лопаток рекомендации по использованию и оптимизации формы профилированных отверстий перфорации на спинке сопловых лопаток турбин высокого давления;
- создан полный пакет конструкторской, технологической и
эксплуатационной документации, изготовлена и апробирована установка для
продувки лопаток, позволяющая проводить исследование течения воздуха в
лопаточных каналах сложной геометрии, а также верифицировать наиболее
распространенные в мире расчетные методики (типа CFX, FlowMaster,
Numeca и др.).
Достоверность результатов подтверждается согласованием экспериментальных и расчетных данных распределения давления при течении охлаждающего воздуха во внутренних полостях охлаждаемой лопатки, а также удовлетворительным согласованием результатов моделирования теплового состояния плоских пластин и спинок лопаток с экспериментальными данными по распределению температуры сопловой лопатки турбины полноразмерного двигателя; применением метрологически аттестованного измерительного оборудования.
Апробация работы: материалы диссертации докладывались и обсуждались на X, XI, XII Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2007», г. Пермь, 2007-2009 г.; на совместном научно-техническом семинаре ОАО «Авиадвигатель» и фирмы «NUMECA International» (Бельгия), г. Санкт-Петербург, 2009 г.; на Научно-техническом конгрессе по двигателестроению (НТКД-2010), г. Москва, 2010 г.
Публикации: основное содержание работы изложено в 11 опубликованных работах.
Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, 4-х глав, заключения, списка литературы и акта о внедрении, изложена на 171 странице, включая 17 таблиц, 107 рисунков и список использованной литературы из 70 наименований.
Анализ существующего опыта исследования и применения профилированных отверстий перфорации в турбинных лопатках
В последнее время в отечественной и зарубежной литературе при определении граничных условий для теплового расчета предлагается принимать во внимание различные эффекты.
Например, в [7] доказывается необходимость определения структуры газового потока с учетом нестационарного статор-ротор взаимодействия. Основными источниками такого взаимодействия являются дозвуковое потенциальное взаимодействие, взаимодействие ударных волн (сверхзвуковое взаимодействие) и взаимодействие газового следа. Дозвуковое потенциальное взаимодействие возникает из-за перемещения лопаток ротора относительно лопаток статора и проявляется в виде нестационарных волн давления, изменяющих поле давления газа, вследствие чего, изменяется интенсивность вихревого следа за кромками лопаток.
В работе [8] проанализирован весь объем экспериментальных и теоретических данных по проблеме влияния турбулентности на характеристики потока в турбине. Предложена обоснованная методика, суть которой сводится к следующему: турбулентность влияет на процессы теплопереноса в пограничном слое только при определенных частотах пульсации скорости потока. В других случаях турбулентность либо затухает в результате вязкого демпфирования, либо ее влияние квазистационарно. Частота турбулентных пульсаций характеризуется волновым числом, связанным с масштабом турбулентных вихрей.
Эффективное волновое число Ks = —?- для пограничного слоя равно 0,11 «Г1, где 8 - толщина пограничного слоя, / - частота турбулентных пульсаций, U - скорость потока. Для спектра, характеризующегося вихрями, содержащими максимальную энергия, соответствует волновое число Кс. Для потоков с большими числами Рейнольдса это волновое число определяется, как Ке = 0.75L_1, где L - масштаб турбулентности. Максимальный эффект от турбулентных пульсаций на процессы переноса в ламинарном пограничном слое возникает при равенстве волновых чисел К3 = Ке. Таким образом, эффективная турбулентность зависит не только от уровня измеренной (интегральной турбулентности), но и в большей степени от соотношения волновых чисел Ks и Ке, или —. Влияние пленочного охлаждения на тепловое состояние лопаток турбины подробно исследовано в работе [9]. В ней на основании большого количества экспериментальных данных был выведен ряд эмпирических соотношений, позволяющих определить интегральную (осредненную) эффективность пленочного охлаждения для одного ряда. Измерения проводились для плоской пластины с рядом цилиндрических отверстий посредством инфракрасной термографии с высоким разрешением. Данные точечных измерений осреднялись для определения эффективности пленочного охлаждения по потоку. Было исследовано влияние на эффективность охлаждения как параметров потока (параметра выдува, отношения плотностей газа и охлаждающего воздуха, интенсивности турбулентности), так и геометрических параметров ряда (угла выдува, размера и расположения отверстий перфорации). Определено влияние как отдельных параметров, так и их взаимодействия. где М - параметр выдува охлаждающего воздуха, Р - отношение плотностей охлаждающего воздуха и газа, Ти - интенсивность турбулентности, а - угол выдува, sID - относительный шаг отверстий перфорации, xlD - относительная координата от отверстий перфорации. Математическая модель нестационарного пограничного слоя достаточно подробно рассматривается в [7]. В данной работе была получена и экспериментально верифицирована расчетная методика определения теплового состояния лопатки. Верификация проводилась на базе полученного с помощью инфракрасного оптического пирометра поля температур на лопатке. Погрешность расчетного среднего значения коэффициента теплоотдачи по сравнению с экспериментально полученным значением составила около 15%. В работе указывается, что для полного описания турбулентного течения необходимо применять прямое численное моделирование турбулентности во всей исследуемой ступени, для чего требуется высокая дискретизация расчетной области, приводящая к значительному росту времени расчета. На основе вышесказанного видно, что современные методы определения эффективности пленочного охлаждения стенки произвольной формы имеют следующие недостатки: 1. Использование эмпирических зависимостей, верифицированных на плоских пластинах и не учитывающих кривизну охлаждаемой поверхности. 2. Существующие методы двух- и трехмерных расчетов недостаточно хорошо верифицированы применительно к реально существующим лопаткам (такие данные в открытой печати практически отсутствуют). Экспериментальные данные приводятся для плоских пластин или модельных лопаток. Данные по исследованиям поведения охлаждающего воздуха во внутренних каналах реальных, а не модельных лопаток, также практически отсутствуют.
Существует большое количество исследований [10-40], показывающих, что использование профилированных отверстий перфорации улучшает качество охлаждения поверхностей лопаток и пластин. На сегодняшний день уже существуют технологии, позволяющие выполнять профилированные отверстия без существенного увеличения затрат по сравнению с цилиндрическими отверстиями.
Однако не все исследования говорят об однозначном улучшении качества охлаждения при использовании профилированных отверстий. Например в работах [10,11] проводится экспериментальное и расчетное сравнения цилиндрического и профилированного отверстия на плоской пластине (см. рис. 2.2 и 2.3). Исследования показали, что из-за перекрестного внутреннего потока (см. рис. 2.4) охлаждающего воздуха образуются вихревые течения в отверстии и распределение охлаждающего воздуха вниз по потоку сильно разнится в зависимости от параметров выдува и соотношения плотностей газа и воздуха. Результаты показали, что эффективность применения профилированных и цилиндрических отверстий практически одинакова. Авторы пишут о сложности математического описания влияния комбинаций параметров потока и геометрии отверстий на эффективность охлаждения и предостерегают инженеров переоценивать влияние от внедрения профилированных отверстий.
Геометрические параметры расчетной области, сеточной модели и граничные условия
Были созданы трехмерные конечно-элементные сетки для различных вариантов расчетных областей. Вариант 1: плоская пластина (для дополнительной верификации расчетной модели на базе существующих эмпирических зависимостей, изложенных в п. 3.2). Разность углов входа и выхода профиля А =180. Вариант 2: профиль образует кривая вида (3.24), где а = 11.554; b = 368.74; с = 72.223; d = 21.148. Разность углов входа и выхода профиля А = 151.7. Вариант 3: профиль образует кривая вида (3.24), где а = 58.623; b = 327.47; с = 36.867; d = 14.068. Разность углов входа и выхода профиля А = 142.57 (профиль спинки серийной сопловой лопатки ПС-90А2). Вариант 4: профиль образует кривая вида (3.24), где а = 51.026; b = 237.75; с = 29.369; d = 14.805. Разность углов входа и выхода профиля А = 135. Вариант 5: профиль образует кривая вида (3.24), где а = 59.011; b = 177.36; с = 17.709; d = 15.077. Разность углов входа и выхода профиля А = 126.71. Вариант 6: профиль образует кривая вида (3.24), где а = 83.938; b = 387.4; с = 30.928; d = 12.535. Разность углов входа и выхода профиля А = 144. Вариант 7: профиль образует кривая вида (3.24), где а = 21.29; b = 219.7; с = 44.408; d = 19.352. Разность углов входа и выхода профиля А = 140. Сетки были построены в пакете ANSYS ICEM CFD 12.1. Проверка топологии импортированной из NX4 геометрии проводилась с точностью 0.01 мм согласно рекомендациям разработчика данного пакета (примерно 0.1 от минимального характерного размера конечного элемента). Была построена сетка смешанного типа, состоящая из тетра-сетки, построенной методом Делоне, и пристеночной зоны призматических элементов с треугольным основанием. Максимальный характерный размер элемента - 1 мм, минимальный - 0.1 мм. При такой сетке удается добиться дискретизации 20 элементов на сечение канала ( 20 на сечение канала перфорации). Для дискретизации пограничного слоя использовалась призматическая пристеночная сетка. Параметры пристеночного слоя в проточной части: высота первой ячейки 0.005 мм, 8 слоев, общая высота 0.1 мм. Качество описания пристеночной области оценивалось по безразмерному расстоянию от стенки Y, = у т , которое не превысило 1.5 для всей исследуемой области. Данные параметры были выбраны, исходя их рекомендаций разработчиков данного пакета, а также опыта ОАО "Авиадвигатель" [44,46,47,62-65]. Размерность построенных сеток - примерно 850 тыс. элементов и 300 тыс. узлов.
Граничные условия для проточной части и отверстий перфорации были взяты из трехмерного газодинамического расчета сопловой лопатки с внутренними полостями и дефлекторами в пакете ANSYS CFX 12.1. Граничные условия для проточной части были взяты из результатов одномерного газодинамического расчета на взлетном режиме. Граничные условия на входе во внутренние полости были взяты из одномерного гидравлического расчета расходов и скоростей воздуха в каналах. После проведения трехмерного расчета были получены осредненные параметры потока на входе в спинку и отверстия последнего ряда перфорации:
После этого был проведен расчет исследуемой области. Расчет выполнялся в стационарной постановке.
В качестве модели турбулентности была выбрана модель SST. Её выбор обусловлен тем фактом, что согласно исследованиям [41, 46-49] данная модель позволяет наиболее адекватно описать структуру течения в расчетной области (имеется ввиду в рамках обычных двупараметрических моделей турбулентности). Как известно, SST модель представляет собой сочетание моделей к-е и k-w. В пристеночном слое используется модель k-w, поскольку к-е дает неадекватные результаты вблизи стенки, а в основном потоке — модель k-e, что позволяет уменьшить чрезмерное влияние граничных условий по турбулентности на входе, присущее для модели k-w. В качестве единственного недостатка данной модели, можно отметить возможный гистерезис в решении в области сшивки двух используемых моделей и, в соответствии с этим, более длительный процесс сходимости решения.
Уровень турбулентности на входе принимаем средний (около 5 %), исходя из опыта предприятия [44,62-65], а также рекомендаций [41,46,47,50-61].
В качестве схемы расчета выберем High Resolution, так как схема Upwind дает низкую точность, а выбор схема с высоким, одинаковым для всей расчетной области Blend Factor может привести к отсутствию сходимости расчета из-за неоднородности качества сетки по всему объему расчетной области. Схема High Resolution позволяет гибко изменять Blend Factor в зависимости от параметров сетки в любом локальном объеме, что позволяет получить сходимость расчета с достаточно высоким уровнем точности. Шаг по времени выбирался из соображений достаточности для корректного отражения процессов конвективного теплообмена в газе PI согласно рекомендациям [44,62-65] принимался равным 10 5 с. На боковых поверхностях фрагмента проточной части задавалось условие симметричности.
Для оценки устойчивости и сходимости расчета помимо общих показателей (невязки, дисбаланс), отслеживалось значение температуры в ряде точек на поверхности пластины. Расчет считался сошедшимся, когда устанавливались невязки и температуры в контрольных точках и максимальный дисбаланс сходился к значению не более 0.5 % (согласно опыту предприятия [44,62-65], а также рекомендациям [50]).
Исследование влияния формы профилированных отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения спинок сопловых лопаток газовых турбин на базе сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления
В настоящей главе приведены результаты численного анализа использования профилированных отверстий перфорации вместо цилиндрических, а также влияния геометрических параметров профиля на эффективность охлаждения спинки лопаток. Анализ проводился с помощью трехмерной методики расчета, основанной на решении системы осредненных уравнений Навье-Стокса методом конечных объемов с неявным алгоритмом интегрирования (ANSYS CFX 12.1) для плоских пластин, а также сопловых лопаток двигателей ПС-90А2 и ПД-14.
Была сформированы рекомендации по проектированию профилированных отверстий перфорации на спинке сопловых лопаток. Для исследования эффективности применения профилированных отверстий на спинке сопловых лопаток газовых турбин первоначально было проведено исследование на плоских пластинах. Это было сделано в связи с тем, что расчетная модель с использованием плоской пластины достаточно проста и позволяет в сравнительно короткие сроки исследовать большое количество геометрических вариаций профилированных отверстий. Также по данному направлению в зарубежной литературе опубликовано большое количество экспериментальных и расчетных данных, позволяющих провести их сравнительную оценку с полученными в данной работе результатами и верификацию расчетной методики.
Поскольку собственных экспериментальных исследований по изучению профилированных отверстий на плоских пластинах не проводилось, было решено воспользоваться зарубежным опытом таких исследований. В работе [25], проведенной университетом Карлсруе в Германии, было выполнено экспериментальное исследование цилиндрических и веерных отверстий перфорации на плоской пластине в широком диапазоне параметров потока газа и охлаждающего воздуха. Исследование проводилось на экспериментальной установке, изображенной на рисунке 4.1.1.
Воздух доставляется в тестовую секцию с помощью с помощью радиального компрессора со степенью сжатия 1.5 и максимальным расходом, равным 3 кг/с. Следом за компрессором установлен контрольный вентиль. Проходящий через него воздух попадает в электрический нагреватель, состоящий из 18 нагревательных картриджей суммарной мощностью 270 кВт. Следом установлены смеситель потоков, различные экраны, сопло, турбулизаторы различной геометрии. Все эти приспособления позволяют получить необходимые поля скоростей и температур на входе, контролировать толщину пограничного слоя.
Она представляет из себя канал прямоугольного сечения шириной 220 мм и высотой 48 мм. В верхней стенке установлены несколько окон из сапфирового стекла, используемый для оптической диагностики. На боковых стенках установлены датчики полного давления и температуры. Нижняя стенка тестовой секции представляет из себя набор пластин с отверстиями перфорации и без них, что позволяет путем использования пластин разной ширины варьировать расстояние между рядами перфорации. Охлаждающий воздуха также поступает как часть потока от радиального компрессора (см. рис. 4.1.1), который разделяется на основной поток (горячий газ) и вторичный поток (охлаждающий воздух), идущий в обход контрольного вентиля. Температура охлаждающего воздуха контролируется теплообменником с водяным охлаждением. Расход охлаждающего воздуха контролируется с помощью вентилей, установленных за теплообменником. Для всех тестов использовались пластины с 11 отверстиями перфорации в ряду. Исследовались 2 типа отверстий перфорации: цилиндрические и "веерные". Геометрия исследуемых отверстий изображена на рисунке 4.1.3.
Диаметр цилиндрических отверстий и цилиндрической части "веерных" отверстий равен 5 мм. Входная цилиндрическая секция "веерного" отверстия имеет длину 2D. Далее отверстие расширяется с углом раскрытия 14. Отношение выходной площади к входной равно 3. Для всех отверстий угол оси отверстия к поверхности пластины равен 30, общая длина отверстия равна 6D, шаг между отверстиями 4D. Кромки отверстий не скруглены. Для всех тестов отношение статических температур и плотностей охлаждающего воздуха и горячего газа равнялось соответственно 0.57 и 1.75.
Математическая модель, используемая пакетом Gidra. Исследование влияния геометрических отклонений, возникающих при изготовлении лопатки, на результаты эксперимента
В настоящей главе разработана методика эксперимента и проведено экспериментальное исследование течения воздуха внутри охлаждаемой лопатки с целью верификации гидравлических моделей, используемых современными расчетными пакетами, для корректного определения параметра выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации, что является одной из главных проблем при задании граничных условий для задач пленочного охлаждения.
Верифицировались пакет ANSYS CFX, использующий метод конечных элементов, и методика одномерного гидравлического расчета расходов и скоростей воздуха в каналах, реализуемая в пакете Gidra.
Достоверная оценка картины течения и параметров охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочих лопаток турбин является одним из ключевых аспектов в решении задачи максимизации эффективности конвективно-пленочного охлаждения лопатки и, как следствие, максимизации ее ресурсных показателей, т.к. наибольшее влияние на эффективность пленочного охлаждения оказывают перепад давления газа и охлаждающего воздуха, параметр выдува и угол наклона отверстий перфорации к профилю [9].
Однако существуют значительные трудности при исследовании течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки в условиях двигателя или газогенератора. Математическое моделирование является в данном случае единственным инструментом, позволяющим получить адекватное представление и провести расчетное исследование течения охлаждающего воздуха в рабочих лопатках. На сегодняшний день существует большое количество коммерческих пакетов (CFX, Fluent, Tascflow, Numeca и др.), позволяющих провести подобный анализ. Однако верификация данных пакетов проводилась либо на плоских пластинах, либо на увеличенных «модельных» лопатках. Экспериментальных данных, относящихся к существующим или проектируемым современным лопаткам, в открытой печати нет. Поэтому для верификации коммерческих пакетов и расчетных методик была спроектирована специальная экспериментальная установка, позволяющая измерять параметры охлаждающего воздуха во внутренних полостях лопаток при различных перепадах давлений. Данное исследование позволит сделать вывод насколько точно расчетные пакеты определяют параметры охлаждающего воздуха внутри лопатки, что требуется для корректного исследования пленочного охлаждения спинки лопатки.
Разработанная экспериментальная методика позволяет создавать различные перепады давления воздуха на входе и выходе из лопатки, при максимально возможных значениях давления около 12 атм. С помощью замеров статического давления, установленных в системе подвода и во внутренних полостях лопатки можно оценить потери статического давления при течении охлаждающего воздуха во внутренней полости лопатки. В данной работе проводилась верификация расчетных пакетов CFX 12.1 и методики одномерного гидравлического расчета, реализуемая пакетом Gidra.
В рамках исследования была спроектирована экспериментальная установка для продувки лопаток турбины. Данная установка представляет собой герметично закрытый колокол, который позволяет создавать различные перепады давления воздуха на входе и выходе из лопатки, при этом с помощью датчиков статического давления, установленных в системе подвода и во внутренних полостях лопатки, можно оценить потери статического давления при течении охлаждающего воздуха во внутренней полости лопатки. Исследуется исключительно поведение воздуха в каналах сложной геометрии в условиях высоких давлений, атмосферных температур и отсутствии центробежных нагрузок. В данной постановке задачи отсутствует симуляция вращения ротора и набегающего на лопатку потока газа, что существенно упростило задачу, поскольку вывод препарирования на вращающейся лопатке в условиях высоких центробежных нагрузок PI горячего набегающего потока на сегодняшний день является нерешенной проблемой. Однако, даже такая существенно упрощенная постановка задачи позволяет получить в первом приближении представление о течении воздуха внутри рабочей лопатки на основе эксперимента, а не расчета, и верифицировать используемые расчетные методики, применительно к данному классу задач. На рис. 5.1 показана принципиальная схема установки, а на рис. 5.2 - компоновочный чертеж установки и ее общий вид.
Габаритные размеры установки 240x110x110 мм. Предельные режимы работы: давление до 12 атм, температура до 200 С (предельная температура может быть увеличена при использовании других типов уплотнений, либо неразъемных блоков система подвода-лопатка). Материал основных деталей установки - Сталь 20.
Данная установка состоит из стакана (2) с плитой, имитирующей замковое соединение диск-лопатка, с системой подвода охлаждающего воздуха в лопатку через пазы в диске и дефлекторе (3) (см. рис. 5.2 и 5.3). Стык между плитой и стаканом уплотняется при помощи резинового кольца. В плиту устанавливается рабочая лопатка ТВД 1 ступени (1). Габаритные размеры лопатки 90x50x30 мм. Для установки более крупных лопаток может потребоваться стакан увеличенных размеров.
Лопатка фиксируется в плите при помощи двух пластин (8) и уплотняется при помощи резинового кольца. Подача охлаждающего воздуха в лопатку осуществляется через штуцер (5). Через канал (4) имитируется утечка охлаждающего воздуха в замке.
На рис. 5.3 показана гидравлическая схема установки. В плиту устанавливаются датчики статического давления Р01-Р05. Статическое давление в стакане измеряется при помощи датчика Р06. Регулировка давления в стакане осуществляется при помощи штуцера (6). Датчики статического давления на пере лопатки (Р1-Р13) выводятся через штуцер (7).
