Введение к работе
з
Актуальность работы непосредственно определяется спецификой развития современного двигателестроения. Повышающаяся сложность и ответственность задач, решаемых современной военной и гражданской авиацией, требует создания все более совершенных двигателей, причем они становятся все сложнее и дороже, что приводит к значительному увеличению сроков создания и к колоссальным финансовым затратам, соизмеримым с бюджетными возможностями отдельных государств. Причем доля научно-исследовательских и экспериментальных работ (НИЭР) как в стоимости, так и в продолжительности создания нового двигателя возросла с 20 % для двигателей третьего поколения до 60 % для двигателей пятого поколения.
В условиях значительных финансовых ограничений и жесткой конкурентной борьбы на рынке авиадвигателей процесс создания высокосовершенных двигателей потребовал новых организационно-экономических мероприятий, обеспечивающих успешную разработку и доводку двигателей в заданные сроки. Эти мероприятия совершенствовались на протяжении последних тридцати лет и трансформировались в современную методологию разработки двигателей, обеспечивающую гарантированное получение требуемых технико-экономических показателей в заданные сроки, высокие показатели надежности и ресурса с самого начала эксплуатации, сокращение затрат на разработку, производство и эксплуатацию. Современный регламент создания авиационных двигателей состоит из двух этапов:
создание научно-технического задела (НТЗ);
проведение опытно-конструкторских работ (ОКР).
Суть современной методологии, реализуемой ведущими авиадвигателестроительными компаниями, состоит в том, что решение о начале опытно-конструкторских работ принимается только тогда, когда компанией накоплен необходимый уровень знаний и проверенных конструкторских решений, обеспечивающих безусловное выполнение поставленной задачи в заданные сроки.
Цель этапа научно-технического задела (НТЗ) состоит в опережающей отработке новых технических решений для достижения максимально возможного уровня технического совершенства двигателей при минимально возможных затратах. При этом на основе поискового прогноза развития двигателей, их узлов и систем по основным технико-экономическим показателям, конструктивной схеме, параметрам рабочего процесса, конструкционным материалам и на основе анализа эффективности их
применения на летательных аппаратах различного назначения формируются технический облик базовых двигателей нового поколения, критические (узловые) технологии и требования к новым материалам.
В этих условиях предпочтение отдаётся изучению не отдельных элементов двигателя, а интегрированных систем. Впервые такая интегрированная система в составе диффузор КВД - камера сгорания -сопловой аппарат ТВД исследовалась специалистами компании GE при создании перспективного унифицированного газогенератора в рамках работ по выполнению программы IHPTET. Созданный газогенератор является базовым элементом для целого семейства двигателей, а модификация двигателей в рамках семейства на преимущественно осуществляется за счёт изменения состава и конфигурации каскада низкого давления.
В настоящее время ведущие двигателестроительные компании ведут активные исследования интегрированной системы в составе последнее рабочее колесо ТВД - межтурбинный переходный канал (со стойками или без таковых) - первый сопловой аппарат ТНД или ТСД. Такие исследования проводятся компаниями SNECMA Moteurs и MTU Aero Engines в рамках программы CLEAN по созданию экологически чистого двигателя. Компания Rolls-Royce в рамках программы Vision исследует межтурбинный переходный канал в условиях противоположного вращения роторов ТВД и ТСД для двигателей семейства Trent. Компания General Electric проводит концептуальные исследования межтурбинных переходных каналов малой высоты для двигателей с началом эксплуатации в 2030.. .2035 годах в рамках проекта SFW NASA, а также, исследования каналов с интегрированными в них лопатками соплового аппарата в рамках собственных программ GEnx и GEny. В этих исследованиях относительно короткие переходные каналы с большими значениями кривизны и угла подъёма образующих получили название «агрессивных».
В таких условиях особое значение приобрела необходимость разработки методологических основ процесса аэродинамического проектирования интегрированной системы проточной части ТНД.
Цель работы заключается в разработке методологии аэродинамического проектирования проточной части турбины низкого давления современных и перспективных ТРДД на основе математической модели интегрированной системы межтурбинного переходного канала, позволяющей рассчитывать параметры потока на входе в первое рабочее колесо турбины низкого давления при любых кинематических параметрах потока на входе в переходник, определяемых условиями работы турбины высокого давления.
Задачи, решаемые в работе
Выбрать методы и средства получения аэродинамических характеристик элементов, входящих в интегрированную систему межтурбинного переходного какнала.
Разработать математическую модель вторичного вихря, позволяющую рассчитывать траекторию перемещения вторичного вихря в межлопаточном канале турбинной решётки активного и реактивного типа и оценивать изменение аэродинамических параметров течения на выходе из лопаточного венца под воздействием вторичного вихря.
Установить зависимость аэродинамических характеристик турбинных лопаточных венцов от характера взаимодействия друг с другом вторичных вихрей в межлопаточном канале и выявить критериальный параметр, позволяющий делать количественную оценку характера взаимодействия вторичных вихрей.
Выявить основные закономерности развития пограничного слоя на поверхностях, образующих проточную часть интегрированной системы межтурбинного переходного канала и связь параметров пограничных слоев с аэродинамическими характеристиками этой интегрированной системы.
Получить обобщённые аэродинамические характеристики моделей межтурбинных переходных каналов в условиях переменной по высоте проточной части входной закрутки потока, моделирующей остаточную закрутку потока турбиной высокого давления.
Выявить особенности генерации потерь энергии потока в интегрированной системе переходного канала, состоящей из кольцевого диффузора, прямой стоечной решётки и изогнутой решётки соплового аппарата.
Разработать принципы рационального профилирования меридиональных поверхностей «агрессивных» межтурбинных переходных каналов.
Методы исследования. За последние 20-30 лет в науке и технике
произошёл ряд изменений скорее политического, экономического свойства. Одним из таких изменений является относительное снижение роли национальных исследовательских центров, таких как NASA и NGTE в США, ЦАГИ и ЦИАМ в Российской Федерации, по сравнению с фирмами разработчиками и производителями газотурбинных двигателей. При этом фирмы получают и накапливают обширную информацию, но более селективно и только ту, которая способствует решению их собственных технических задач, тогда как исследовательские учреждения, как правило, занимаются всеми аспектами проблемы в их взаимосвязи и развитии.
Использование экспериментальных методов исследования течения в каналах сложной формы ограничено тем, что процессы, определяющие газодинамическую эффективность таких каналов, развиваются в
пограничных слоях, где параметрические измерения весьма затруднены, а оптические методы дают значительную погрешность при большой кривизне поверхности исследуемого канала. Простое увеличение числа измерений за счёт применения в эксперименте ЭВМ само по себе ещё не даёт лучшего понимания картины течения в канале.
Область применения аналитических методов исследования течений в проточной части ГТД постоянно сокращается в связи с тем, что эти методы часто содержат предположения, которые являются спорными и снижают полезность или надёжность результатов расчёта. Но при этом необходимо отметить, что именно аналитические методы позволяют наиболее глубоко понять природу и свойства исследуемых течений. Поэтому, сохраняется устойчивый интерес к расчёту аналитическими методами средних параметров потока или вторичных течений с развитыми вихревыми структурами.
Основу современной вычислительной аэродинамики составляет система нестационарных уравнений Навье - Стокса, которую уже в общем виде невозможно решить без упрощений, относящихся к модели турбулентности потока. Применительно к течению в элементах проточной части ГТД эта система уравнений приобретает специфические черты и для её решения требуются специальные методы. При оценке применимости этих методов следует исходить из того, что все численные методы - это упрощения различного уровня и при любой численной схеме будут возникать ошибки при аппроксимации градиентов параметров потока.
Поиск рациональных методов, приводящих к желаемому результату с минимальными издержками, привёл к необходимости применения комплексных (синтезированных) методов исследования течения в каналах сложной формы. Совокупность и взаимосвязь этих методов составляют основу методологии исследования основных закономерностей течения в межтурбинных каналах.
Достоверность и обоснованность результатов обеспечивается корректностью применяемых физических моделей течения газа и используемых допущений при составлении расчётных моделей потока и подтверждается соответствием полученных данных известным достоверным результатам, наблюдениям и описаниям других исследователей, соответствием известным закономерностям изменения исследуемых величин, совпадением полученных в ходе исследования расчетных и экспериментальных данных.
Результаты, вынесенные на защиту:
-
Выбор методов исследования элементов, составляющих интегрированную аэродинамическую систему межтурбинного переходного канала.
-
Принципы построения методологии аэродинамического проектирования интегрированной системы межтурбинного переходного канала на этапе создания научно-технического задела с целью гарантированного определения параметров потока на входе в турбину низкого давления.
3. Результаты исследования газодинамических характеристик турбинных
лопаточных венцов в условиях доминирующего влияния вторичных течений.
4. Результаты исследования газодинамических характеристик межтурбинных
переходных каналов с варьируемой диффузорностью при различных
величине и характере входной закрутки потока.
5. Рекомендации по профилированию меридиональных образующих
«агрессивных» переходных каналов.
Научная новизна диссертации состоит в разработке методологии
аэродинамического проектирования интегрированной системы
межтурбинного переходного канала, позволяющей по интегральным параметрам течения и геометрии проточной части оценивать кинематические параметры и газодинамическую эффективность системы с различным количеством и расположением элементов. В основу методологии впервые положены выявленные факторы:
-
Критериальный характер влияния относительной высоты лопаточного венца и интегральных параметров пограничного слоя на меридиональной образующей межлопаточного канала на кинематику вторичных вихрей и газодинамическую эффективность течения в межлопаточном канале.
-
Взаимосвязь состояния пограничного слоя на выпуклой поверхности лопатки с дрейфом вторичных вихрей в межлопаточном канале, а также существование оптимальной в отношении потерь величины закрутки потока на входе в переходный канал, зависящей от распределения закрутки по высоте проточной части, от диффузорности канала и наличия в нём стоек.
3. Зависимость изменения средних углов потока в межтурбинном
переходном канале от геометрических и режимных параметров течения,
позволившая существенно уточнить эмпирические соотношения для оценки
потерь и углов потока в переходных межтурбинных каналах.
Практическая полезность работы состоит в том, что разработанная методология позволяет перейти к рассмотрению характеристик интегрированных (укрупнённых) элементов двигателя уже на ранних этапах создания научно-технического задела по разработке ГТД нового поколения и при выполнении ОКР с целью модификации двигателя в пределах семейства. Такой переход уменьшает количество независимых параметров, определяющих уровень конкурентоспособности создаваемого двигателя и
повышает вероятность успеха принимаемого технического решения, что способствует уменьшению сроков и стоимости создания двигателя. Результаты диссертационной работы были использованы в ОАО «НПО «Сатурн» г. Рыбинск при проектировании и доводке турбины двигателя РД-600В, при выполнении работ по госконтракту № 14.740.11.0322 от 17 сентября 2010 г., между РГАТУ имени П.А. Соловьёва и Министерством образования и науки Российской Федерации, внедрены в учебный процесс подготовки дипломированных специалистов по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов» в Рыбинском государственном авиационном техническом университете имени П.А. Соловьёва и в Уфимском государственном авиационном техническом университете.
Апробация работы осуществлялась путём выполнения докладов и
обсуждения результатов на Всероссийских и Международных конференциях
и форумах. Результаты исследования характеристик турбинных лопаточных
венцов в условиях доминирующего влияния взаимодействующих в
межлопаточном канале вторичных вихрей были представлены на
Всероссийской конференции «Научно-технические проблемы
энергомашиностроения и пути их решения».- Санкт-Петербург, 1992 г., на
« X научно-технической сессии по проблемам газовых турбин Комиссии
РАН по газовым турбинам». - Рыбинск, 1993, на Всероссийских
конференциях «Процессы горения и охрана окружающей среды». - Рыбинск,
1994 г. и «Рабочие процессы и технологические особенности создания ГТД».
- Рыбинск, 1998 г., IX Российской научно-технической конференции
«Теплофизика технологических процессов». - Рыбинск, 1996г.,
«Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды». - Москва, 1999г. и 2001г., на V Международном симпозиуме «Авиационные технологии XXI века». - Жуковский, 1999г. Результаты исследований характеристик межтурбинных переходных каналов в условиях входной закрутки потока, наличия силовых стоек и лопаточных венцов соплового аппарата в проточной части канала докладывались на V,VI Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика процессов горения и охрана окружающей среды». - Рыбинск, 2004г., на Всероссийской научно-технической конференции «Теплофизика технологических процессов». -Рыбинск, 2005г., на Международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения». - Самара, 2006г., на Международном научно-производственном форуме «Будущее высоких технологий и инноваций за молодой Россией». - Санкт-Петербург, 2009г., на Международной научно-технической конференции «Энергетические установки: тепломассообмен и процессы горения.» - Рыбинск, 2009г., на Международной научно-технической конференции «Авиационные двигатели
и энергетические установки». - Рыбинск, 2009г., на Международном молодежном научно-производственном форуме «Будущее авиации за молодой Россией». - Москва, 2010г., на XXXI Всероссийской конференции «Наука и технологии». - Миасс: МСНТ, 2011.
Публикации. По материалам диссертации опубликована 71 печатная работа из которых 18 статей опубликованы в центральных рецензируемых изданиях, входящих в список ВАК РФ, 3 статьи опубликованы в иностранных изданиях. Основные результаты обобщены в 2 научных монографиях.
Структура и объём диссертации. Текст диссертации изложен на 455 страницах и состоит из введения, семи глав, выводов по работе и списка использованной в работе литературы из 277 наименований.
