Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Состояние вопроса и постановка задач исследования 10
1.1. Обоснование применения высокоперепадной ТВД в двигателях гражданской авиации 10
1.2. Способы оценки газодинамической эффективности турбинных решеток 17
1.3. Обзор экспериментальных стендов, методик и средств измерения 26
1.3.1. Обзор экспериментальных стендов 26
1.3.2. О критериях подобия и моделировании 37
1.3.3. Анализ средств измерений применяемых при исследовании прямых решеток 40
1.4. Способы моделирования теплового состояния охлаждаемых лопаток турбин 46
1.5. Постановка задач диссертации 54
Глава 2. Методика исследования газодинамической и тепловой эффективности решеток высокоперепадных турбин 56
2.1. Методика экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадной турбины 57
2.1.1. Описание стенда, системы измерений и исследуемых моделей 57
2.1.2. Особенности исследования трансзвуковых турбинных решеток 65
2.1.3. Методика обработки экспериментальных данных и описание программы обработки 68
2.1.4. Методика проведения эксперимента 70
2.1.5. Погрешность экспериментальных измерений 79
2.2. Метод расчета течения вязкого газа в проточной части турбины 82
2.2.1. Система уравнений турбулентного течения вязкого газа 83
2.2.2. Граничные условия для турбулентного течения газа в решетке турбин 84
2.2.3. Метод решения системы уравнений 85
2.3. Методика расчета температурного поля охлаждаемых лопаток турбин...86
2.3.1. Методика расчета гидравлических сетей 87
2.3.2. Методика решения двумерной задачи теплопроводности 90
Глава 3. Расчетно-экспериментальные исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных турбин 92
3.1. Геометрические особенности исследованных решеток 93
3.2. Результаты газодинамического расчетно-экспериментального исследования сверхзвуковых решеток ТВД 95
3.2.1. Исследования структуры потока в решетках 1 -=- 4 95
3.2.2. Профильные потери в решетках 1 -т- 4 99
3.2.3. Вторичные потери в решетках 1 -ь 4 99
3.2.4. Угол потока на выходе из решеток 1 4- 4 102
3.3. Итоговые результаты главы 3 103
Рисунки к главе 3 105
Глава 4. Разработка системы охлаждения рабочей лопатки высокоперепадных турбин 142
4.1. Описание системы охлаждения рабочих лопаток высокоперепадных турбин 143
4.2. Описание расчетной модели 145
4.3. Граничные условия на поверхности лопатки 146
4.3.1. Определение теплоотдачи на внешней поверхности лопатки 146
4.3.2. Определение коэффициентов теплоотдачи и температуры воздуха 147
4.3.3. Определение теплообмена в перфорации и температуры защитной пелены 150
4.4. Основные положения применения квазитрехмерной сопряженной модели теплового состояния пера лопатки 151
4.5. Результаты теплогидравлического расчета 154
Рисунки к главе 4 163
Заключение 176
Список литературы 178
- Способы оценки газодинамической эффективности турбинных решеток
- Описание стенда, системы измерений и исследуемых моделей
- Результаты газодинамического расчетно-экспериментального исследования сверхзвуковых решеток ТВД
- Граничные условия на поверхности лопатки
Введение к работе
Актуальность проблемы.
Стремление к повышению удельной тяги и снижению удельного расхода топлива приводит к существенному увеличению уровня определяющих параметров турбин перспективных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). За два последних десятилетия температура газа перед турбиной возросла в 1,5 раза и достигла значений 1600 - 1800К, а степень сжатия в компрессоре лк возросла до значений 30 — 40. С другой стороны, для повышения конкурентоспособности современных и перспективных авиационных двигателей требуется снижать их себестоимость и стоимость обслуживания, в частности сокращать массу и габаритные размеры турбины при одновременном обеспечении высокой эффективности ступеней.
Указанные тенденции приводят к применению одноступенчатой высо-коперепадной турбины высокого давления (ТВД) и многоступенчатой турбины низкого давления (ТНД) (с прямым или редукторным приводом вентилятора) в перспективных ТРДД ближне-средних магистральных самолетов (БСМС) для гражданской авиации (ГА). В настоящее время в ряде проектных организаций, занимающихся разработкой ТРДД для БСМС рассматривается подобная схема узла турбины.
Однако экспериментальных и расчетных данных по газодинамическим характеристикам решеток высокоперепадных турбин недостаточно. Необходимы систематические экспериментальные и расчетные исследования характеристик сопловых и рабочих решеток на сверхзвуковые скорости на выходе. Для этого необходимо модернизировать (в частности, автоматизировать) экспериментальную установку, а также методику проведения эксперимента и методику обработки экспериментальных данных, что обеспечит получение надежных экспериментальных результатов. Это в свою очередь результаты позволят также провести верификацию современных численных методов расчета вязкого течения в проточной части. Температура газа перед высокоперепадной ТВД достигает 1600 - 1800К, в связи с чем требуется эффективное охлаждение ее лопаток. В этих условиях особую важность имеет использование расчетных методов для оценки теплового состояния лопатки при заданной конструктивной схеме системы охлаждения.
Цель диссертационной работы состоит в исследовании газодинамической эффективности решеток высокоперепадных турбин на основе расчет-но-экспериментальных методов и разработке эффективной системы охлаждения лопатки. Научная новизна:
1. Проведены расчетно-экспериментальные исследования газодинамических характеристик серии сопловых и рабочих решеток высокоперепадной ТВД, которые позволили выявить особенности физической картины течения в исследуемых каналах и оценить газодинамическую эффективность решеток профилей по уровню профильных потерь.
2. Усовершенствована методика проведения экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных ТВД .
3. Разработана комбинированная конвективно-пленочная система охлаждения для рабочей лопатки высокоперепадной турбины и оценена ее тепловая эффективность.
4. Представлена и опробована методика проектирования системы охлаждения с помощью упрощенного подхода, когда лопатка представлена плоскими сечениями, но профили параметров газа соответствует реальным. Основные задачи диссертации:
1. Анализ существующих экспериментальных и расчетных методов оценки газодинамической эффективности решеток, а также существующих методик расчета теплового состояния лопаток.
2. Усовершенствование экспериментальной установки У—300С ЦИАМ, модернизация методики проведения эксперимента при условиях характерных для высокоперепадных ступеней ТВД, разработка программы вторичной обработки экспериментальных данных.
3. Проведение экспериментальных исследований газодинамических характеристик 2-х рабочих и 2-х сопловых решеток высокоперепадной ТВД.
4. Проведение верификации расчетного метода по полученным экспериментальным данным. Разработать рекомендации по повышению газодинамической эффективности сверхзвуковых решеток.
5. Проектирование конвективно-пленочной системы охлаждения рабочей лопатки и оценка ее тепловой эффективности на основе современных методов расчета теплового состояния.
Методы исследования.
Поставленные задачи решаются с помощью проведения серии экспериментов на экспериментальной установке У-ЗООС для исследования турбинных решеток, расчетные исследования выполнены с использованием разработанных в ЦИАМ программ расчета вязкого течения в проточной части, расчет теплового состояния лопаток при разработанной системе охлаждения проведен с применением разработанной в ЦИАМ программы KW3D. Практическая значимость.
Практическая значимость диссертации состоит в том, что модернизация установки У-ЗООС и методик экспериментирования обеспечивает высокую достоверность экспериментального исследования газодинамической эффективности решеток высокоперепадных ТВД. Полученные в работе расчетные и экспериментальные результаты используются при проектировании и доводке проточной части высокоперепадных турбин авиационных газотурбинных двигателей, они могут быть также полезны при разработке турбинных ступеней промышленных энергетических установок.
Достоверность результатов работы подтверждается результатами сопоставления экспериментальных данных с расчетными, полученными современными методами расчета вязкого течения. Реализация результатов работы.
Результаты модернизации установки используются при экспериментальных исследованиях проектируемых современных высокоперепадных решеток. Полученные расчетные и экспериментальные результаты используются в программах разработки высокоперепадных ТВД для перспективных БСМС ГА. Апробация работы.
Основные результаты работы обсуждались и докладывались на:
1. 14-ой международной научно-технической конференции "Информационные средства и технологии". М.: МЭИ, 17-19 октября 2006 г.;
2. 13-ой ежегодной международной научно-технической конференции студентов и аспирантов "Радиоэлектроника, электротехника и энергетика". М.: МЭИ, 1-2 марта 2007 г.;
3. 15-ой международной научно-технической конференции "Информационные средства и технологии". М.: МЭИ, 16-18 октября 2007 г.;
4. 14-ой ежегодной международной научно-технической конференции студентов и аспирантов "Радиоэлектроника, электротехника и энергетика". М.: МЭИ, 28-29 февраля 2008 г.;
5. Заседании отдела 018 ЦИАМ. М.: ЦИАМ, март 2008 г.
6. Заседании кафедры Паровых и газовых турбин МЭИ. М.: МЭИ, апрель 2008 г.
Публикации.
По теме диссертации опубликованы: 1 статья, 2 доклада в трудах конференций, 2 тезиса докладов и 2 научно-технических отчета. Структура работы.
Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения, списка использованной литературы из 82 наименования. Диссертация содержит 185 страниц машинописного текста, включая 75 рисунок и 14 таблиц.
Способы оценки газодинамической эффективности турбинных решеток
Как известно [5, 20], газодинамическая эффективность охлаждаемой турбины наиболее полно характеризуется эффективным мощностным КПД и эффективным КПД по параметрам заторможенного потока. Газодинамическая эффективность охлаждаемой лопаточной решетки наиболее полно характеризуется ее КПД, представляющим собой отношение кинетической энергии смеси газов за решеткой к сумме располагаемых энергий основного потока и охлаждающего воздуха. На начальном этапе проектирования, когда окончательно не ясен облик системы охлаждения и форма профиля лопатки, наибольшую актуальность приобретает оценка газодинамической эффективности неохлаждаемой решетки профилей.
Наряду с этим, для оценки качества неохлаждаемой решетки принято использовать, в качестве самостоятельной, ее энергетическую характеристику- коэффициент потерь, определяемый как отношение части кинетической энергии необратимо перешедшей в тепло к располагаемой кинетической энергии.
В подавляющем большинстве случаев при не очень коротких лопатках основной составляющей суммарных потерь в лопаточных аппаратах газовых турбин (в том числе, охлаждаемых) являются профильные потери.
Оценку профильных потерь в лопаточных аппаратах можно получить как экспериментально, так и по результатам расчета невязкого или вязкого газа, проведенного методом установления с использованием, соответственно, уравнений Эйлера или Навье—Стокса. Однако эксперимент требует больших материальных затрат, а расчеты большого времени даже на современных быстродействующих ЭВМ. Поэтому весьма важной и актуальной методической задачей является одновременное комплексное развитие следующих направлений [5]: — газодинамический расчет двумерного или трехмерного течения не вязкого или вязкого газа в лопаточном аппарате; — применение статистических (регрессионных) методик оценки потерь в решетках на основе обобщения экспериментальных данных; — проведение экспериментальных исследований плоских, секторных и кольцевых решеток для исследования газодинамических особенностей течения, подтверждения эффективности испытываемых лопаточных аппаратов и выработки рекомендаций по их улучшению.
В 60-х - 70-х годах известными учеными-газотурбинистами - Степановым Г.Ю., Абианцем В.Х., Дейчем М.Е. и др. были получены эмпирические зависимости для оценки некоторых видов потерь (в частности, потерь трения, кромочных, волновых, от угла атаки, вторичных и др.), которые оказали существенное положительное влияние на развитие газотурбостроения того периода. Оценки и прогнозирование потерь в проточной части турбины опираются в основном на обобщенные экспериментальные данные, полученные разными исследователями при продувках решеток, лопаточных аппаратов и турбинных ступеней [1, 18, 25,26, 42-44, 62].
Однако из-за недостатка экспериментальных данных, отсутствия эффективных методов обобщения и необходимой вычислительной техники, полученные эмпирические зависимости являются весьма приближенными и упрощенными. Например, потери трения в этих формулах зависят только от углов входа и выхода /?1к и /?2э, кромочные потери - от относительной толщины выходной кромки (знаменитая формула Степанова - Флюгеля и За-рянкина [25]). и т.д. Другие важные геометрические параметры решетки, существенно влияющие на ее эффективность (такие как максимальная толщина профиля ст, угол отгиба S. и др. практически, не рассмотрены.
С давних лет в авиационном газотурбостроении накоплено немало экспериментальных данных по профильным потерям в плоских, секторных и кольцевых решетках. Обобщение этих результатов было проведено в 80-х — 90-х годах в ЦИАМ методами регрессионного анализа [5, 9].
Описание стенда, системы измерений и исследуемых моделей
Схема автоматизированного стенда У-300С ЦИАМ для экспериментального исследования плоских и прямых (с меридиональным раскрытием) турбинных решеток представлена на рис. 2.1. Стенд работает на эксгаустер-ном режиме: воздух засасывается из атмосферы за счет разрежения, создаваемого в ресивере 4 компрессорной станцией 5; на входе в решетку давление и температура основного потока близки к атмосферным.
Экспериментальные решетки собираются из 8 - 9 лопаток постоянного сечения и высотой h - 125мм. Для отсечки и слива пограничного слоя, образующегося на стенках установки до входа в решетку, на лопатки устанавливаются отсечные пластины на расстоянии 5 — 10 мм от торцевых поверхностей межлопаточного канала, фактическая высота лопаток между отсечными пластинами может составлять h — 30 + 100мм.
Угол потока перед исследуемой решеткой 1 устанавливается с помощью входных направляющих пластин 2. За решеткой располагается направляющая пластина 3 (примерно по направлению потока). Режим работы решетки обеспечивается соответствующим разрежением в ресивере и может устанавливаться в пределах А,2ад:=: 0,1 - 1.4.
Потери полного давления на входном участке стенда (до решетки) зависят от режима течения и определяются с помощью убирающегося насадка полного напора 6, установленного непосредственно перед решеткой. Полное давление потока за решеткой р\ определяется насадком 7, который установлен в дистанционно управляемом устройстве и может перемещаться вдоль фронта, а также по высоте проточной части и по углу потока р2- Статическое давление р2 за решеткой определяется с помощью отборов статического давления 8, расположенных на отсечной пластине за решеткой.
Для увеличения информативности эксперимента необходимо в процессе экспериментирования одновременно измерять поля полного и статического давления, а также поле углов потока за решеткой. С этой целью используется комбинированный насадок, схема которого показана на рис. 2.2. При перемещении его вдоль фронта за решеткой в пределах одного или нескольких шагов. Насадок одновременно измеряет полное давление трубкой Пито 1, статическое давление - игольчатым приемником 4 и угол потока — двумя скошенными под углом в 30 трубками 3. Основной особенностью комбинированного насадка является независимость его показаний при измерениях полного и статического давления от угла натекания потока на насадок в пределах 8(3 = ± 10. Применение комбинированного насадка, совместно с системой автоматизации, обеспечивающей его непрерывное перемещение в пределах одного или нескольких шагов, позволяет значительно сократить время и затраты на проведение исследований.
Измерения параметров потока за решеткой иногда производятся дискретно (в точках с шагом 1 - 2мм по фронту решетки), что приводит к большим потерям времени эксперимента. Для непрерывного измерения полей параметров потока за решеткой комбинированный насадок перемещается равномерно вдоль фронта решетки между заранее установленными концевыми выключателями 9 с помощью электропривода 10. Скорость перемещения насадка выбрана небольшой FHac = 2,6 мм/с такой, чтобы отсутствовал гистерезис или запаздывание показаний приборов в процессе его движения.
Поля параметров, измеряемые насадком с помощью электрических датчиков и преобразованные в коды для ЭВМ, записываются на магнитные носители для текущей и последующей обработки. В качестве датчиков используются ADZ-SML с диапазоном 0-1 бар и основной погрешностью ±0,5% от полной шкалы, а также ИКД с диапазоном 0 - 1 бар и основной погрешностью ± 3% от полной шкалы. Полученные результаты измерений обрабатываются после испытания с учетом предшествующей тарировки датчиков и всей системы измерений с помощью калибратора DPI—610 с основной погрешностью ±0,05%. В процессе тарировки максимальное значение случайной погрешности составляло 0,3% для ИКД и 0,15% для ADZ.
Для автоматизации измерений и последующей обработки результатов использован разработанный в ЦИАМ комплекс системных программ «СПРУТ» (комплексная обработка результатов экспериментов) для сбора и обработки экспериментальных данных на ЭВМ. Блок схема показана на рис. 2.3. Система опрашивает электрические датчики, переводит значения электрических сигналов в машинные коды и запоминает их. Перевод кодированного электрического сигнала в значение физической величины производится в ЭВМ на основе предварительной тарировки всех датчиков. В памяти ЭВМ хранятся коэффициенты полиномов. Экспресс-обработка позволяет оценить получаемые результаты непосредственно в ходе эксперимента. После экспериментальной обработки позволяет получать интегральные характеристики решетки в безразмерном виде. Система «СПРУТ» позволяет в процессе эксперимента выводить на экран дисплея некоторые результаты опросов, а также эпюры распределения параметров потока. Их количественные значения на экране дисплея позволяют оперативно вмешиваться в программу испытаний и корректировать ее в сторону сокращения или уточнения. Специальное программное обеспечение системы «СПРУТ» построено таким образом, что не требует дополнительного программирования для проведения экспериментов.
Подобная схема измерений позволяет значительно повысить производительность труда при проведении экспериментальных исследований и почти полностью исключает непроизводительные потери времени эксперимента. Она обеспечивает также автоматизацию вторичной обработки экспериментальных данных, что практически исключает случайные ошибки.
Исследуемые модели представляют собой четыре пакета плоских решеток (два пакета имитируют СА, а два других - РК). Габаритные размеры каждого из пакетов - 676 х145 х120 мм. На всех пакетах расстояние между боковыми опорными пластинами (высота лопатки) составляет 125мм. Симметрично по отношению к продольной оси каждого пакета на расстоянии 85мм (исследуемая высота лопатки) устанавливаются отсечные пластины, служащие для предотвращения влияния наросших пограничных слоев и возни кающих при взаимодействии воздушного потока с уступами вихревых течений на исследуемое течение в каналах. Вдоль правой по потоку отсечной пластины каждого пакета организован ряд отборов статического давления с шагом 4мм, перекрывающий рабочие каналы (т.е. каналы, за которыми производятся измерения). При траверсировании потока за решеткой насадок пересекает выходные кромки двух лопаток (см. рис. 2.5). Именно эти лопатки препарированы каналами для измерения статического давления на поверхности, одна по спинке (11 отверстий), другая по корытцу (7отверстий для СА и 5 для РК). Диаметр перфорационных отверстий - 0,8мм. (см. рис. 2.4.)
Результаты газодинамического расчетно-экспериментального исследования сверхзвуковых решеток ТВД
Как указывалось в разделе 2.1.1, в процессе эксперимента комбинированный насадок, измеряющий полное р 2 и статическое р2 давления, а также угол потока на выходе, перемещался с постоянной скоростью Vmc - 2,6 мм./с по фронту за решеткой. Кроме того, измерялось распределение статического давления на отсечной пластине по фронту за решеткой и по обводам профиля в каждой решетке. В двух лопатках сопловой решетки 4 измерялось статическое давление за выходными кромками.
При вторичной обработке результатов измерений полного давления использовалась уточненная методика оценки потерь в прямом скачке на носике насадка (см. раздел 2.1.3.). В качестве иллюстрации на рис. 3.6 ч- 3.9 показано распределение по фронту решетки измеренного полного давления и действительного полного давления (с учетом поправки на потери в указанном скачке). Видно, что во всех решетках на околозвуковых режимах Л,2ад = 1,0 ч- 1,05 потери в скачке на носике насадка практически отсутствуют. На повышенных сверхзвуковых режимах эта поправка может быть значительной (2ч-4 % при 2ад =1,2 4-1,25). На рис. 3.10 ч- 3.13 показаны экспериментальные распределения действительных полных и статических давлений р2 — р21 Р\ и р0= р2/ рх по фронту за решеткой в сечении измерений на различных режимах (дозвуковых, околозвуковых и сверхзвуковых). Полное давление на входе в решетку при нимается равным барометрическому давлению, т.е. рх= В0. Видно, что на дозвуковых режимах полное давление за решеткой в ядре потока практически равняется барометрическому. С увеличением приведенной скорости на выходе в трансзвуковой области и тем более в сверхзвуковой области помимо увеличения потерь полного давления в следе за выходными кромками существенно увеличиваются потери и в ядре потока. Это указывает на возникновение в межлопаточных каналах интенсивных волновых явлений (внешних и внутренних кромочных скачков уплотнения) и волновых потерь.
В частности, на рис. 3.10 видно, что в решетке 1 с увеличением Х2ад следы за выходными кромками лопаток отклоняются в сторону спинки, что объясняется увеличением угла потока за решеткой на сверхзвуковых режимах. Распределение статического давления вдоль фронта за решеткой 1 по 97 казывает, что на сверхзвуковых режимах возникает существенная неравномерность поля статических давлений по фронту за выходными кромками. Это объясняется возникновением внешнего кромочного скачка уплотнения. Зона скачка в сечении измерений с увеличением А-2ад, напротив, смещается в сторону корытца, т.е. внешний кромочный скачок становится более косым.
Аналогичная картина течения наблюдается также в рабочей решетке 2 и в сопловых решетках 3 -г- 4 (рис. 3.11 -г- 3.13). На рис. 3.14 -4- 3.17 показано распределение статического давления (отнесенного к барометрическому давлению В0) р2/В0 вдоль фронта за решетками 1 4- 4 на разных режимах работы. На рисунках приведены результаты измерения статического давления насадком в потоке с частотой опроса v = 10 гц. (сплошные линии), а также на отсечной платине с помощью отборов с шагом ґотб = 4 мм. (точки). Из рисунков, в частности, видно, что измерения статического давления насадком в потоке удовлетворительно согласуются с измерениями на отсечной пластине. Видно, также, что при А,2ад 1 в решетках возникает интенсивный внешний кромочный скачок уплотнения. В сочетании с потерями во внутреннем кромочном скачке уплотнения это и приводит к существенному увеличению профильных потерь в решетках 1 -І- 4 на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах работы. На рис. 3.18 и 3.19 показаны расчетные распределения адиабатической приведенной скорости А,ад по обводам профиля во всех 4-х решетках (полученные расчетом по 2D уравнениям Навье-Стокса). Видно, что эти распределения в вязком течении практически не отличаются от аналогичных распределений в невязком течении (см. рис. 3.2 4- 3.5). Видно также, что отличие в обтекании профиля в рабочей решетке 2, вызванное раскрытием межлопаточного канала вблизи выходного (горлового) сечения, проявляется лишь в области околозвуковых течений А,2ад = 0,8 +- 1,0: интенсивность внутренних кромочных скачков уплотнения, падающих на спинку соседней лопатки в зоне косого среза, существенно выше, чем в решетке 1.
Вблизи расчетного режима А,2ад = 1,3 обтекание профиля в решетках 1 и 2 практически одинаково. Поскольку прочие основные параметры в этих решетках были примерно одинаковы, можно ожидать, что и уровень профильных потерь в них будет примерно одинаковым. Распределения приведенной адиабатической скорости А,ад по обводам профиля, измеренные в исследованных решетках на различных режимах, представлены на рис. 3.20 -s- 3.21. Видно, что и по интенсивности и по характеру измеренные распределения А,ад удовлетворительно согласуются с расчетными распределениями, представленными нарис. 3.18 и 3.19. В частности, уже на трансзвуковых режимах А,2ад - 0»91 в межлопаточном канале решетки 2 возникает значительное перерасширение потока, которое замыкается внутренним кромочным скачком уплотнения, пересекающим межлопаточный канал и падающим на спинку соседней лопатки несколько ниже горлового сечения межлопаточного канала. С увеличением А,2ад скачок становится более косым и смещается по спинке лопатки в сторону выходной кромки. Для наглядности расчетная волновая структура течения в решетках 1-=-4 на рабочем режиме показана на рис. 3.22 ч- 2.25 . Как указывалось, в сопловой решетке 4 измерялось давление за выходной кромкой лопатки. Коэффициент донного давления Ар = hJL _ на раз 0,5-p2-w2„ личных режимах А,2ад приведен на рис. 3.26. Как известно, модуль коэффициента донного давления равен по коэффициенту пропорциональности є в формуле Флюгеля-Степанова = є "d2/a2 . Видно, что кромочные потери в решетке 4 невелики, особенно вблизи расчетного режима А,2ад = 1,1 (т.е. примерно в 2 — 3 раза меньше, чем в соответствии с обычно применяемой формулой =0,2 d2/a2). 3.2.2. Профильные потери в решетках 1 -ь 4 На рис. 3.27 и 3.28 показаны экспериментальные и расчетные распределения профильных потерь С,прв зависимости от адиабатической приведенной скорости на выходе Л,2ад во всех 4-х решетках. Расчеты проводились как по 2D уравнениям Навье-Стокса. Видно, что в рабочих решетках 1 и 2 вблизи расчетного режима (А,2ад = 1,3) потери практически одинаковы и составляют примерно пр « 0,06 + 0,065. (На трансзвуковых решетках как указывалось, профильные потери в решетке 2 существенно выше, чем в решетке 1.) Видно также, что во всем исследованном диапазоне А,2ад экспериментальные значения потерь удовлетворительно согласуются с расчетом.
Граничные условия на поверхности лопатки
Лопатка имеет трехпоточную многоканальную конвективно-пленочную систему охлаждения (рис. 4.1). Воздух первого потока подается в полость 2 от входной кромки (канал 2) затем через отверстия в первой перегородке подводится в полость 1 далее через систему рядов отверстий перфорации выпускается из этой полости на входную кромку, а также профильную часть спинки и корыта лопатки (параметры отверстий перфорации приведены в таблице 4.1.). Часть воздуха из передней полости выпускается также в периферийную зону лопатки. В центральную часть лопатки воздух подается через канал 7, оттуда воздуха поступает в систему пяти радиальных каналов, с последовательными поворотами в периферийной и корневой зонах лопатки. Для охлаждения корыта лопатки в каждом из каналов выполнены ряды отверстий перфорации. Через ряды отверстий в последнем по течению канале (канал 3) воздух выдувается на корыто и спинку лопатки. Необходимо отметить, что практически все ряды отверстий выполнены с большим относительным шагом (более 6), что значительно снижает эффект заградительного охлаждения. В периферийной части лопатки имеется несколько отверстий для выпуска воздуха с целью охлаждения этой части лопатки. В полость 8 (задняя часть лопатки) воздух поступает через отверстие-жиклер. В задней полости лопатки (канал 8) расположена матрица штырей. Пройдя через матрицу штырей, воздух вытекает в проточную часть через систему прямоугольных каналов в выходной кромке. Толщина выходной кромки 1,2мм. Эквивалентный диаметр отверстий 0,7мм.
Преимущества такой несложной системы охлаждения сводятся к еле- дующему: 1. На входной кромке, где реализуются самые жесткие тепловые условия, охлаждающий воздух под высоким давлением напрямую попадает в полость 2 и охлаждает внутреннюю стенку лопатки, затем через перфорацию выпускается на поверхность передней кромки, образуя холодную пленку. Каналы отверстий перфорации на входной кромке имеют повышенный уровень теплообмена (вследствие начального участка, сопоставимого с длиной канала), а также увеличивают поверхность отвода тепла. Все это обеспечивает высокую эффективность охлаждения в окрестности входной кромки лопатки. 2. В средней части лопатки, которая работает в менее жестких условиях, охлаждающий воздух относительно медленно течет в радиальных каналах и выходит через отверстия перфорации на поверхность лопатки. Из рис. 4.2 видно, что перфорация корыта состоит из большего числа отверстий, чем перфорация спинки. Применение такого рационального варианта охлаждения обеспечивает надежное охлаждение лопатки и одновременно экономит охлаждающий воздух. 3. В области выходной кромки лопатки, которая также работает в жестких тепловых условиях, охлаждающий воздух под высоким давлением непосредственно попадает в полость 8 и охлаждает ее поверхность. В этой полости расположена матрица штырей, которая интенсифицирует охлаждение внутри полости. После прохождения матрицы штырей воздух вытекает в проточную часть через систему прямоугольных каналов в выходной кромке. Так как газодинамические профили очень близки, то и близкими оказались и геометрические характеристики элементов системы охлаждения. В начале площади в каналах 1 - 5 практически одинаковы, а для каналов 6-8 для лопатки №2 площади выше на 5%, что делает отличие в этих каналах незначительным. 4. Конструктивная простота наряду с высокой эффективностью подобных систем обеспечили их успешное применение в современных и перспективных гтд.
При расчете в соответствии с применяемой методикой перо лопатки по высоте разбито на 10 сечений, все сечения лопатки имеют одинаковый профиль, соответствующий среднему сечению. На рис. 4.2 показано такое сечение рабочей лопатки №1 с конвективно-пленочной системой охлаждения. На рисунке приведена нумерация рядов отверстий перфорации. Параметры отверстий перфорации приведены в таблице 4.1.
Высота лопатки 41,5mm, лопатки располагаются на диске радиусом 303mm, следовательно, радиусы сечений получаются следующие: 303мм, 307,5мм, 312мм, 316,5мм, 321мм, 325,5 мм, 330 мм, 334,5 мм, 339 мм, 343,5 мм.
На рис. 4.3 показаны зоны теплообмена на внутренней поверхности лопатки. Отверстия перфорации объединены в отдельные зоны, в каждой из которых будет моделироваться тепловой источник.
Гидравлическая модель эквивалентна системе охлаждения лопатки. Каждому ряду перфорации соответствует отдельный гидравлический участок. На рис. 4.4 приведены ветви гидравлической сети и нумерация узлов. Из рисунка следует, что модель содержит 192 граничных и 324 внутренних узлов, а также 435 расчетных участков. Распределение приведенной скорости газа в среднем сечении представлено на рис. 4.7. Структура сетки конечных элементов в среднем сечении приведена на рис. 4.8. Двумерные сетки конечных элементов построены с помощью специализированной программы, методика которой описана ниже.
