Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Достижения в развитии исследования течения газа в межтурбинных переходных каналах газотурбинных двигателей 10
1.1 Основные тенденции в развитии газотурбинных двигателей по параметрам рабочего процесса и связанные с этим изменения в облике их проточной части 10
1.2 Основные этапы развития и современная проблематика изучения течений в диффузорных каналах 20
1.3 Формирование современных взглядов на течение газа в диффузорных каналах при наличии продольного положительного
градиента давления 35
ВЫВОДЫ 55
ГЛАВА 2. Разработка экспериментального стенда и методики исследования 56
2.1 Экспериментальный стенд для исследования аэродинамических характеристик переходных каналов 56
2.2 Описание экспериментальной установки для исследования влияния входной закрутки потока на характеристики диффузорных каналов 58
2.3 Измеряемые параметры и методика проведения экспериментов 60
2.4 Применяемые в экспериментах зонды и приемники давления 62
2.5 Погрешности измерений 67
2.5.1 Погрешности измерения полного напора 67
2.5.2 Погрешности измерения статического давления 69
2.5.3 Инструментальные и установочные погрешности 70
2.6 Методика обработки результатов измерений 71
Выводы 73
ГЛАВА 3. Результаты экспериментального исследования характеристик каналов 74
3.1 Результаты исследований профильных потерь в прямой решетке силовых стоек 74
3.2 Результаты исследования аэродинамических характеристик подводящего канала 75
3.3 Результаты экспериментальных продувок диффузорного канала без стоек 78
3.4 Результаты продувок диффузорного канала со стойками 81
3.5 Исследование особенностей течения на секторах канала, равных 90 и 180 85
ВЫВОДЫ 88
ГЛАВА 4. Применение численных методов для расчета аэродинамических характеристик диффузорных каналов 89
4.1 Методы математического моделирования течения газа в каналах турбомашин 89
4.1.1 Основные уравнения газовой динамики 89
4.1.2 Моделирование турбулентности 92
4.2 Создание и настройка математической модели экспериментальной установки для численного исследования 98
4.2.1 Расчетная область и граничные условия 98
4.2.2 Сеточная дискретизация 101
4.2.3 Настройка математической модели по результатам экспериментальных исследований 103
Выводы 104
ГЛАВА 5. Детальное исследование особенностей течения в диффузорных каналах в условиях входной закрутки потока 106
5.1 Программа экспериментального и численного исследования 106
5.2 Измеряемые параметры и методика проведения эксперимента . 107
5.3 Методика обработки результатов измерений 109
5.4 Зависимость потерь в модельном диффузорном канале от уровня входной закрутки потока 112
5.4.1 Диффузорный канал без силовых стоек (чистый канал) 112
5.4.2 Диффузорный канал с силовыми стойками 116
5.4.3 Параметры потока в подводящем канале с закручивающим устройством 120
5.5 Кинематические характеристики потока в кольцевом диффузоре . 124
5.5.1 Диффузорный канал без силовых стоек 124
5.5.2 Диффузорный канал с силовыми стойками 128
5.6 Исследование состояния пограничного слоя на периферийной образующей кольцевого диффузорного канала 136
5.6.1 Критерии Грушвитца и Бури отрыва пограничного слоя 142
Выводы 147
Заключение 148
Список использованных источников
- Основные тенденции в развитии газотурбинных двигателей по параметрам рабочего процесса и связанные с этим изменения в облике их проточной части
- Экспериментальный стенд для исследования аэродинамических характеристик переходных каналов
- Результаты исследований профильных потерь в прямой решетке силовых стоек
- Методы математического моделирования течения газа в каналах турбомашин
Введение к работе
Актуальность работы. Исторически развитие газотурбинных двигателей шло по пути повышения степени сжатия и максимальной температуры рабочего тела в цикле. В последние полтора-два десятилетия эта тенденция привела к качественным изменениям в конструктивном облике газовоздушного тракта двигателя. В частности, рост плотности и энергонасыщенности рабочего тела вынуждал разработчиков двигателей максимально понижать относительные диаметральные размеры турбокомпрессора высокого давления. В то же время, необходимость обеспечения достаточно высокой массовой и газодинамической эффективности лопаточных машин каскада низкого давления требовала реализации относительно больших их диаметральных размеров. В результате в конструкции двигателя появились специальные элементы - газодинамические переходники, соединяющие проточные части каскадов высокого и низкого давления.
Опыт разработки двигателей показал существенное влияние характеристик течения и величины потерь в газодинамических переходниках на эффективность двигателя в целом. Особенно актуально задача получения низких потерь встала для межтурбинных переходных каналов, где высокая скорость газа усугубляется диффузорным режимом течения, а в большинстве случаев и наличием в проточной части канала силовых стоек. С другой стороны авиационные ГТД четвертого, и, особенно, пятого поколения имеют высокоперепадные одноступенчатые турбины, отличительной особенностью которых является невозможность получения осевого выхода потока из турбины. Таким образом, течение практически во всех межтурбинных переходных каналах происходит при наличии входной закрутки потока. В процессе доводки двигателей с межтурбинными переходниками разработчикам пришлось пойти на компромисс, то есть в ущерб эффективности турбины низко-
го давления по возможности пренебречь необходимостью в развитом переходнике, тем более с аэродинамическими элементами.
Однако, подобное решение носит частный характер и не всегда возможно, а следовательно, не снимает проблемы совершенствования межтурбинных переходников, поскольку их появление в конструкциях не является случайным, а отражает объективные свойства современных и перспективных газотурбинных двигателей.
В то же время уровень изученности аэродинамических свойств кольцевых диффузорных каналов остался недостаточным, несмотря на значительные усилия в этом направлении ряда отечественных и зарубежных научно-исследовательских и конструкторских организаций. В частности, на сегодняшний день достоверная информация о влиянии входной закрутки потока на газодинамическую эффективность течения в межтурбинных переходных каналах при средней и умеренной диффузорности недостаточна, а при большой диффузорности канала практически отсутствует. В связи с этим возникают значительные трудности при создании совершенных переходных каналов и определении эффективного КПД турбины на стадии ее проектирования. Поэтому исследования, посвященные выявлению влияния входной закрутки потока на характеристики течения в межтурбинных переходниках как с аэродинамическими стойками, так и без них, являются весьма актуальными.
Цель диссертационной работы. Установить влияние остаточной закрутки потока за турбиной высокого давления на аэродинамику межтурбинного переходного канала и уточнить возможные параметры учета этого влияния.
Для достижения этой цели необходимо решить задачи:
- провести комплексное экспериментальное исследование характеристик кольцевых диффузорных каналов с прямолинейными образующими при
различных уровнях входной закрутки потока, при наличии и отсутствии в каналах профилированных стоек;
провести численное исследование параметров течения в канале и установить границы применимости используемых численных методов для решения поставленной задачи;
сформулировать рекомендации по практическому применению результатов экспериментального и численного исследования для выбора параметров и проектирования, как турбины высокого давления, так и совместной работы переходного канала и турбины низкого давления ТРДД.
Направление исследований. Для достижения поставленной цели необходимо:
установить зависимость эффективности торможения потока в диф-фузорном канале от уровня входной закрутки и определить основные кинематические характеристики течения;
с помощью верифицированных численных методов получить более полную информацию о структуре потока в исследуемом канале;
выявить связь кинематических параметров течения с параметрами отрыва пограничного слоя с целью прогнозирования уровня потерь в диффу-зорном канале.
Методы исследований. Для решения поставленной задачи используются теоретические методы исследований турбулентных течений, методы численного моделирования, основанные на решении осредненных по Рейнольд-су уравнений Навье-Стокса, замыкаемых k-є и SST моделями турбулентности, методы статистического анализа и методы экспериментального исследования параметров течения и пограничного слоя.
Достоверность и обоснованность полученных результатов
- достигается корректным применением основополагающих законов
термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применени-
ем сертифицированного метрологического обеспечения постановки опытов, прошедшего необходимую поверку и калибровкой используемых датчиков;
- подтверждается удовлетворительным совпадением результатов чис
ленного расчета с опытными данными и результатами других исследовате
лей, а также применением на практике.
На защиту выносятся
экспериментально-расчетные данные о параметрах течения в кольцевом диффузорном канале при наличии входной закрутки;
зависимость потерь кинетической энергии потока в кольцевом диффузорном канале от величины входной закрутки потока;
модифицированный параметр Бури отрыва пограничного слоя с уточнением области его применения.
Научная новизна. Впервые для межтурбинных переходных каналов диффузорного типа выявлено влияние входной закрутки потока на характер течения и установлена количественная зависимость уменьшения окружной компоненты скорости от входной закрутки, позволившая получить взаимосвязь параметров пограничного слоя с интегральными характеристиками потока.
Практическая полезность состоит в обосновании возможности проектирования турбины высокого давления с неосевым выходом потока, что имеет важное значение для современных высокоперепадных турбин и в обоснованном задании параметров потока по высоте канала при профилировании лопаток турбины низкого давления.
Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссертационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке межтурбинных переходных каналов в конструкторском отделе Турбин в ОАО «ОМКБ» г. Омск.
Апробация работы. Основные результаты работы представлены и обсуждены на следующих конференциях и семинарах:
всероссийская научно-техническая конференция «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды»" г. Рыбинск, 2004 г.;
всероссийская научно-техническая конференция «Теплофизика технологических»" г. Рыбинск, 2005 г.;
международная научно-техническая конференция «Рабочие процессы и технология двигателей» г. Казань, 2005 г.;
международная школа-конференция молодых ученых, аспирантов и студентов им. П. А. Соловьева и В. Н. Кондратьева «Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений» г. Рыбинск, 2006 г.
Публикации. Основные материалы диссертации опубликованы в одной статье в реферируемом журнале, 6 тезисах докладов всероссийских научных конференций.
Основные тенденции в развитии газотурбинных двигателей по параметрам рабочего процесса и связанные с этим изменения в облике их проточной части
В последние 20-25 лет получил развитие ряд факторов, оказывающих сильное влияние на состояние и перспективы авиадвигателестроения, среди которых в первую очередь стоит отметить рост стоимости, полных сроков разработки и цены авиадвигателей. Этот период связан с развитием двухкон-турного двигателя (ТРДД) как основного типа ГТД для до- и сверхзвуковой авиации, в результате освоения которого экономическая эффективность и экологические характеристики воздушного транспорта, боевая эффективность военной авиации были намного улучшены [1]. Важной особенностью ТРДД является возможность независимой отработки газогенератора как наиболее напряженного агрегата двигателя. Однако, следствием особенностей ТРДД является широкое разнообразие возможных конструктивно-схемных решений двигателя, что усложняет выбор наиболее целесообразного варианта при проектировании двухконтурного двигателя (форма проточной части, окружные скорости, нагруженность и число ступеней в элементах, число валов и т. д.), тем более с учетом дальнейшего использования базовой конструкции для создания семейства.
А. Л. Пархомовым впервые была проведена полная термодинамическая оптимизация параметров ТРДД («абсолютно оптимальный ТРДД»). Установлено, что при оптимальных значениях суммарной степени повышения давления и степени двухконтурности и оптимальной распределении свободной энергии между контурами ТРДД возрастание температуры газов приводит к монотонному снижению расхода топлива. Это позволило сформулировать фундаментальное положение, заложенное в основу работ по развитию авиационных ГТД высокой топливной экономичности: для повышения топливной экономичности необходимо одновременное увеличение значений параметров цикла и степени двухконтурности [2]. Сформулированный в этой же работе, а также в трудах К. В. Холщевникова и И. Ф. Фролова вывод о зависимости абсолютно оптимальной степени повышения давления в вентиляторе ТРДД от гидравлических потерь в наружном контуре, скорости полета и аэродинамического сопротивления, а не от параметров внутреннего контура, и полученные расчетным путем соответствующие закономерности изменения параметров позволили не только обосновать рекомендации по параметрам ТРДД большой степени двухконтурности (двигатели IV поколения), но и, по существу, послужить основой долгосрочного прогноза развития ТРДД в направлении достижения сверхвысоких степеней двухконтурности.
Результаты комплексных целевых исследований ТРДД большой степени двухконтуроности в значительной степени послужили основой формирования облика отечественных ТРДД Д-36 (самолеты Як-42 и Ан-72), Д-18Т (Ан-124 "Руслан" и Ан-225 "Мрия") и Д-436Т1/ТП (Ту-334, Бе-200) ЗМКБ "Прогресс", ПС-90А (Ил-96-300, Ту-204/214) ОАО "Авиадвигатель".
Описанная выше тенденция привела к некоторым качественным изменениям в газовоздушном тракте двигателя. В частности, для двухконтурных двигателей характерны более высокие значения относительного диаметра втулки на входе в компрессор по сравнению с компрессорами ТРД ТРДД =0.6...0.8 в сравнении с (ІТРД =0.35...0.45 у ТРД [3]), что связано с квх квх различием расходов воздуха в вентиляторе и компрессоре, а также с необходимостью пропустить через компрессор высокого давления (КВД) вал вентилятора значительного диаметра, способный передавать большие крутящие моменты.
Уменьшение относительной высоты проточной части турбины позволяет увеличить окружную скорость (работу) при заданном уровне напряжений в лопатках или при заданной работе уменьшить напряжения (рис. 1.1). При этом температура газов перед турбиной может быть увеличена благодаря снижению температуры торможения в относительном движении или увеличению допустимой температуры пера лопатки.
Кроме того, увеличение энергонасыщенности и плотности рабочего тела, как и увеличение относительных диаметральных размеров газогенератора, приводит к уменьшению высоты проточной части газовоздушного тракта двигателя. Диаметральные размеры КВД определяются ограничением по относительному втулочному диаметру на выходе d, на уровне примерно 0,9 (рис. 1.2), что связано с влиянием высоты лопаток последних ступеней и деформаций корпуса на КПД и надежность эксплуатации.
Экспериментальный стенд для исследования аэродинамических характеристик переходных каналов
Хронологически работы, посвященные исследованию течения в диффузорных каналах можно разделить на два временных этапа. Первый этап относится к периоду от начала до 50-60-х годов прошлого века. В эти годы получены основополагающие экспериментальные данные по характеристикам конических и в меньшей степени кольцевых диффузоров. Второй этап начинается с конца 80-х годов и продолжается до настоящего времени. Этот этап характеризуется появлением новых экспериментальных возможностей и численных методов моделирования, бурным развитием вычислительной техники.
Систематические исследования течения в диффузорных каналах начались в первое десятилетие прошлого века. Среди первых исследователей, представивших результаты работ по изучению геометрии диффузорных каналов, были Андре (Andres) в 1909 г. и Гибсон (Gibson) в 1925 г. Продолжением исследований стало определение оптимальных углов раскрытия конических каналов в зависимости от степени диффузорности и обнаружение того факта, что для каналов определенных геометрий характерны потери, большие чем для течения с внезапным расширением при одинаковой степени диффузорности. В 1929 г. Никурадзе и в 1931 г. Петере (Peters) показали влияние толщины входного пограничного слоя на характеристики диффузора. Серьезным вкладом в изучение течения в диффузорных каналах стали исследования характеристик плоских и конических диффузоров группой исследователей во главе с Кляйном (Kline) в 1959 г. и кольцевых диффузоров Сов-раном и Кломпом (Sovran and Klomp). В 1965 г. Кляйн выделил четыре режима течения (явно безотрывное течение, обширный неустановившийся срыв потока, полностью развитый срыв потока и струйное течение) и сформировал карты характеристик диффузоров, составленные на основе безразмерных геометрических параметров. Соврану и Кломпу удалось совместить на однотипных графиках (картах), широко используемых в наши дни, коэффициенты восстановления давления в плоских, конических и кольцевых диффузорах. Ряд исследований (например, МакДональда (McDonald) и Фокса (Fox) в 1966 г.) показывают, что влияние числа Рейнольдса на входе в канал на величину восстановления давления мало до тех пор, пока поток на входе характеризуется наличием полностью развитого турбулентного пограничного слоя.
Для полученных в данный период экспериментальных данных, характерны испытания при равномерном осевом поле скоростей на входе в канал. Однако, при наличии ступени турбомашины входное поле может быть существенно неравномерным. Кроме того, отклонение режима работы машины от расчетного приводит к появлению закрутки потока. Поэтому применение диффузорных каналов в качестве выхлопных патрубков турбомашин, заставляет разработчиков рассматривать характеристики подобных каналов в составе ступени турбомашины. Появляются как зарубежные (Acrivlellis, 1977 г.; Hoadley, 1970 г.; McDonald et al., 1971 г.; Kumar and Kumar, 1980 г.; Shaalan and Shabaka, 1975 г.; Lohmann et al, 1979 г.), так и отечественные (М. Е. Дейч, А. Е. Зарянкин, А. А. Халатов) исследовательские работы, направленные на изучение характеристик диффузоров, работающих в описанных условиях. Было обнаружено, что умеренная входная закрутка потока (Р 30) приводила к улучшению характеристик диффузоров, особенно, коротких (рост коэффициента восстановления давления и снижение потерь в канале). В отдельных случаях (при отсутствии в проточной части диффузора силовых элементов и ребер) рассматриваемый фактор оказывает положительное воздействие, снижая коэффициент полных потерь на 10-20 %. [13]. Но при дальнейшем увеличении входной закрутки наблюдалось стремительное снижение коэффициента восстановления давления, связанное с развитием отрывной зоны во втулочной части кольцевых диффузоров или с образованием зон обратных токов вблизи образующих конических диффузоров. Таким образом, результатом работ стало обнаружение факта существования некоторого оптимального уровня входной закрутки потока, с точки зрения характеристик диффузорных каналов.
Оказалось, что до определенного предела появление окружной составляющей скорости благоприятно сказывается на аэродинамической характеристике диффузоров всех типов. Наиболее резкое улучшение характеристик отмечено для широкоугольных конических диффузоров [16]. Наименьшую чувствительность к закрутке показали осерадиальные диффузоры [17, 18].
Положительное влияние закрутки потока на эффективность диффузоров связано с тем, что развитие течения в зоне положительных градиентов давления происходит в поле центробежных сил, препятствующих возникновению отрыва потока. Если у широкоугольных конических диффузоров это поле препятствует возникновению отрыва от стенок канала, то у кольцевых диффузоров одновременно со стабилизацией течения на периферийной образующей происходит ухудшение условий течения на втулочной.
Результаты исследований профильных потерь в прямой решетке силовых стоек
Продувка модельного переходного канала осуществлялась с целью определения его аэродинамической эффективности при наличии входной закрутки потока. Разработанная программа испытаний включала следующие мероприятия: - исследование обтекания прямой решетки изолированных силовых стоек под различными углами атаки; - исследование течения на выходе из подводящего канала установки при различных углах закрутки потока, с целью формирования знаний о поле параметров на входе в исследуемый канал; - исследование течения в «чистом» переходном канале (без стоек); - исследование течения в модельном канале со стойками; - исследование особенностей течения на секторах канала, равных 90 и 180.
Экспериментальные исследования по оценке профильных потерь стойки проводились на двух вариантах прямых решеток, составленных из 6 и 12 силовых стоек. Значение густоты b/t исследуемых решеток 1,07 и 2,14 соответственно. В ходе продувок фиксировалось распределение полного давления по шагу на выходе из решеток, при различных углах атаки потока на решетку. Шаг траверсирования по ширине межстоечного канала составил: вблизи кромки 1 мм, в середине канала - до 2...3 мм. Плоскость траверсирования, соответствующая середине высоты стойки, располагалась на расстоянии 55 мм вниз по потоку от выходных кромок стоек. Зависимость средних потерь кинетической энергии потока в прямой решетке от величины входной закрутки потока при различной густоте стоечного узла представлена в табл. 3.1. При увеличении угла закрутки потока на входе в изолированную прямую решетку силовых стоек отмечено изменение уровня потерь кинетической энергии в 1,5-2 раза, в зависимости от густоты решетки. В условиях срыва со стоек потери кинетической энергии практически не зависят в исследуемом диапазоне от количества стоек.
Следующим этапом испытаний стало определение аэродинамических характеристик потока на выходе из подводящего канала с закручивающими лопатками, с целью формирование представления о структуре входного потока в исследуемый диффузорный канал. Проведена серия продувок начального цилиндрического участка экспериментальной установки при различной величине закрутки потока. Определены значения действительных углов потока на выходе из канала, а также распределение полного давления с пересчетом на потери кинетической энергии потока в канале. Осреднение потерь кинетической энергии проведено по площади выходного сечения. Траверсирование выходного сечения канала осуществлялось по радиусу с шагом 5 и по высоте - с переменным шагом от 0,5 мм вблизи образующих до 2 мм в ядре потока. Зависимость потерь кинетической энергии в подводящем канале от величины угла установки лопаток закручивающей решетки представлена на рис. 3.1. Из рисунка видно, что зависимость потерь кинетической энергии в подводящем цилиндрическом канале от утла установки лопаток закручивающей решетки имеет линейный характер.
Измерение действительных углов потока на выходе осуществлялось при помощи угломера, вблизи образующих канала (на расстоянии 4...11 мм) и в ядре потока - на Уг высоты канала. На рис. 3.2 приведена зависимость измеренного утла потока на выходе из подводящего канала от угла установки закручивающих лопаток.
Методы математического моделирования течения газа в каналах турбомашин
В настоящее время при решении задач газовой динамики и теплообмена используется три различных подхода (1) экспериментальный, (2) теоретический, (3) численный (вычислительная газовая динамика). Теоретический подход часто называют аналитическим, и используется он в основном для несложных расчетов, когда некий параметр среды меняется по известной, заранее выведенной, зависимости. У теоретического подхода есть свои плюсы и минусы. К плюсам можно отнести получение «чистой» информации общего характера, обычно в виде формул. К недостаткам относится ограничение простыми геометрическими конфигурациями и физическими моделями, обычно применим к решению линейных задач. Использование экспериментального подхода так же сопровождается положительными и отрицательными сторонами. Плюсы - получение наиболее близких к реальности результатов, минусы - сложное, дорогостоящее оборудование и погрешность измерений. В численном подходе, который сильно развился за последнее десятилетие, практически нет ограничений на описание сложных физических процессов и с помощью данного метода возможно описание эволюции течения во времени, т. е. решение нестационарных задач. Конечно, и у численного метода существуют отрицательные стороны - это проблема задания граничных условий и стоимость ЭВМ.
Главное преимущество численных подходов состоит в их независимости от ряда ограничений, накладываемых на экспериментальные и теоретические для получения исходной информации при проектировании. В заключение следует заметить, что в некоторых ситуациях сложно провести границу между различными подходами. Например, модели турбулентной вязкости, которые обычно используются в расчетах, получаются на основе анализа результатов физического эксперимента. Аналогично многие теоретические методы, которые требуют численных расчетов, могут быть отнесены к численным.
Фундаментальные уравнения газовой динамики [52] основаны на универсальных законах сохранения: сохранения массы, сохранения количества движения и сохранения энергии. Для описания процессов течения жидкости и газа используется система нестационарных дифференциальных уравнений Навье-Стокса: dU дЕ дТ dG Л — + — + — + — = 0, dt дх ду dz где U - вектор консервативных переменных; Е, F и G - вектора потоков, определяемых величин.
Использование системы уравнений Навье-Стокса предполагает расчет вязкой жидкости с ламинарным и турбулентным характером течения.
В настоящее время основное направление численных методов расчета турбулентных течений состоит в решении осредненных уравнений Навье-Стокса. Эти уравнения называют также уравнениями Рейнольдса. При осреднении по времени в уравнениях возникают новые члены, которые можно интерпретировать как градиенты «кажущихся» (добавочных) напряжений и тепловых потоков, связанных с турбулентным движением. Эти новые величины должны быть связаны с характеристиками осредненного течения посредством моделей турбулентности, что приводит к новым гипотезам и аппроксимациям. Таким образом, уравнения
Рейнольдса не вытекают полностью из основополагающих принципов, так как для замыкания системы уравнений привлекаются дополнительные гипотезы.
Уравнения Рейнольдса получают разложением независимых переменных в уравнениях сохранения на осредненные по времени величины, и пульсационные компоненты и последующим осреднением по времени всего уравнения (рис. 4.1).
