НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ім
НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ім. М.Є. ЖУКОВСЬКОГО “
ХАРКІВСЬКИЙ АВІАЦІЙНИЙ ІНСТИТУТ”
ДОЛМАТОВ ДМИТРО АНАТОЛІЙОВИЧ
УДК 621.438.4+62-157
МОДЕЛЮВАННЯ РОБОЧИХ ПРОЦЕСІВ У ТАНГЕНЦІАЛЬНІЙ ТИХОХІДНІЙ АВІАЦІЙНІЙ ТУРБІНІ З РОЗДІЛЬНИМИ ЛОПАТКАМИ
Спеціальність 05.07.05 –“
Двигуни і енергоустановки літальних апаратів”
Автореферат
дисертації на здобуття наукового ступеня
кандидата технічних наук
Харків – 2007
Дисертацією є рукопис.
Роботу виконано в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут” Міністерства освіти і науки України і ВАТ “Мотор Січ” Міністерства промислової політики України.
Науковий керівник: доктор технічних наук, професор
Богуслаєв В’ячеслав Олександрович,
президент ВАТ “Мотор Січ”
Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор
Амброжевич Олександр Володимирович,
Національний аерокосмічний університет
ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”
професор кафедри ракетних двигунів;
кандидат технічних наук
Лопатко Василь Михайлович,
Державне підприємство“
ЗМКБ “Прогрес” ім. О.Г. Івченка”,
начальник відділу турбін.
Провідна установа: АНТК ім. О.К. Антонова Міністерства промислової
політики України
Захист відбудеться “8” червня 2007 р. о 1400 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17, ауд. № 307 головного корпусу.
З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”
Автореферат розісланий “______” _____________ 2007 року.
Вчений секретар спеціалізованої вченої ради Д64.062.02
__________________ Базима Л.О
Загальна характеристика роботи
Актуальність теми
Тангенціальні турбіни, що належать до класу об’ємних турбомашин, розроблені для встановлення на авіадвигуни, які працюють в умовах високої запиленості повітря або засмічення проточної частини продуктами згоряння. Згідно з висловленими гіпотезами та попередніми оцінними розрахунками, цей тип турбомашин має високі показники ККД при низьких частотах обертання вала ротора, що робить його перспективним для використання як силової турбіни безредукторного вертолітного газотурбінного двигуна (ГТД).
Існуючі методи обчислювальної газодинаміки, особливо ті, що базуються на застосуванні методів скінченних об’ємів, потребують уточнення граничних умов для задач течії газу як в основних зонах течії, так і для примежових шарів у тангенціальній турбіні. Сильна нестаціонарність багатьох процесів в проточному тракті робить неможливим осереднення за часом параметрів при розв’язанні задач турбулентної течії або визначенні миттєвих значень параметрів потоку у вибраному перерізі (точці).
Існуючі математичні моделі робочого процесу в тангенціальній турбіні не враховують існування в проточній частині зон течії з різними законами розподілу параметрів і, таким чином, завдяки застосуванню великого числа спрощень не можуть бути використані для розрахунку течії методами обчислювальної газодинаміки з достатньою вірогідністю.
Проведення випробувань, необхідних для експериментальної перевірки результатів розрахунків течії газу, характеристик турбіни і фізичного моделювання процесів, що є інваріантами робочого процесу взагалі, потребує розробки методики експериментального дослідження тангенціальних турбін і визначення комплексу параметрів і характеристик, експериментально встановлені значення яких дозволяють робити висновки щодо відповідності математичних моделей дійсним фізичним процесам і досконалості конструкції та робочого процесу в турбіні.
Таким чином, актуальність питань, що розглядаються в даній роботі, є безперечною.
Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами.
Дисертаційна робота виконана відповідно до планів ВАТ “Мотор Січ”, що узгоджені з Указом Президента України від 03.07.92 № 363/92 про затвердження “Програми розвитку авіаційної промисловості України” та “Державною комплексною програмою розвитку авіаційної промисловості України до 2010 року”, яка затверджена Постановою Кабінету Міністрів України від 12.12.2001.
Мета та задачі дослідження. Метою роботи є створення нових і вдосконалення існуючих моделей робочих процесів у проточній частині авіаційної тангенціальної турбіни з роздільними лопатками, що дозволяють отримати залежності характеристик першого ступеня тангенціальної турбіни від параметрів роботи. Для досягнення поставленої мети необхідно вирішити такі задачі:
1) створити нові та вдосконалити існуючі математичні моделі течії газу в першому ступені тангенціальної турбіни з роздільними лопатками;
2) ввести критерії для описання характерних зон течії в проточній частині тангенціальної турбіни;
3) отримати закони розподілу параметрів потоку вздовж проточного тракту ступеня і турбіни в цілому, а також у характерних перерізах неоднорідного потоку; отримати теоретичні значення характеристик першого ступеня турбіни;
4) спроектувати та виготовити експериментальну тангенціальну тихохідну авіаційну турбіну з роздільними лопатками і створити методику початкових експериментальних досліджень авіаційних тангенціальних турбін;
5) провести теоретичні й експериментальні дослідження процесів у тангенціальній турбіні з роздільними лопатками і проаналізувати отримані результати.
Об’єкт дослідження: авіаційна тангенціальна турбіна з роздільними лопатками.
Предмет дослідження: характеристики течії стисливого в’язкого газу в першому ступені турбіни, залежність параметрів потоку в різних зонах проточної частини від режимів роботи першого ступеня, характеристики турбіни в цілому і першого ступеня як фактора, що визначає роботу турбіни в цілому.
Методи дослідження: методи математичного моделювання течії суцільного середовища, методи теоретичної гідроаеродинаміки і газодинаміки, теорії подібності, теорії диференціальних рівнянь та тензорного числення, методи обробки експериментальних даних.
Наукова новизна отриманих результатів полягає в такому:–
автором вперше розроблено концепцію розділу зон потоку в кожному режимі роботи ступеня турбіни і критерії належності елемента потоку до вибраної зони течії;–
на основі розробленої концепції вдосконалено алгоритм розрахунку режимів першого ступеня порівняно з інтегральними рівняннями для загального випадку течії суцільного середовища в тангенціальній турбіні, що використовувалися раніше;–
вперше проведено класифікацію режимів роботи першого ступеня турбіни, яка забезпечує обґрунтований вибір режимів роботи турбіни в цілому;–
вперше запропоновано методику проведення прямих і непрямих експериментальних досліджень тангенціальної турбіни, що забезпечує обробку експериментальних даних тангенціальної турбіни з роздільними лопатками до нерозрахункових режимів роботи.
Практичне значення отриманих результатів.
Теоретичні та практичні результати, отримані в даній роботі, дозволяють:–
скласти рекомендації щодо використання тангенціальних турбін з роздільними лопатками як турбін ГТД;–
вдосконалити методики чисельного й експериментального дослідження обтікання складних однобічних профілів обертання в замкнутих каналах;–
підготовити випуск навчальних посібників з теорії розрахунку та проектування тангенціальних турбін з роздільними лопатками в рамках навчального процесу в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” та інших вузах України та Росії;–
розробити програму конверсії тангенціальних турбін для використання в парогазових установках існуючих і розроблюваних типів.
Згідно з отриманими теоретичними й експериментальними даними, уможливлюються розробка тангенціальних турбін різних типів, проведення випробувань тангенціальних турбін, моделювання нестаціонарних процесів у каналах турбомашин різного призначення.
Особистий внесок здобувача.
4 статті опубліковані здобувачем без співавторів. 8 статей опубліковано здобувачем разом із співавторами. За результатами дисертації отримано в співавторстві 3 патенти. В колективних працях автору належать ідеї та методики, а також новаторські рішення та концепції.
Апробація результатів дисертації.
Результати дисертації неодноразово доповідалися на НТС ВАТ “Мотор Січ” (квітень 2004 р., березень 2005 р., травень 2006 р.), на конференціях молодих учених Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”(грудень 2004, 2005, 2006 рр.), НТС ЗМКБ “Прогрес” (квітень 2005 р.), конгресах авіадвигунобудівників (2004, 2005, 2006 рр., Крим, Рибаче), міжнародних конгресах (AUGUST 25 – 26, 2005. KOREA INSTITUTE OF MACHINERY&MATERIALS (KIMM) DAEJON, KOREA).
Публікації. Зміст дисертації опубліковано в 14 друкованих роботах (11 статей з переліку № 1 ВАК України, двох декларативних патентах, тезах доповіді та статтях)..
Структура і обсяг роботи.
Обсяг дисертації становить 208 с., включаючи 185 с. основного тексту, 28 ілюстрацій, список використаних джерел з 207 найменувань на 20 с. Дисертація складається зі вступу, п’яти розділів, висновків та додатка.
Основний зміст роботи
У вступі обґрунтовано актуальність теми дисертації, її наукову новизну, практична значущість та зв'язок із сучасним станом теоретичної й обчислювальної газової динаміки і машинобудування, проведено аналіз проблем та перспектив розвитку досліджень газових турбін, описано особистий внесок автора, наведено відомості щодо апробації, публікацій та структури роботи.
У першому розділі проведено аналіз взаємозв’язку питань, що вирішуються в роботі, з конструкцією тангенціальної турбіни та можливістю застосування її в авіаційній техніці. Проаналізовано можливі перспективи застосування тангенціальних турбін в авіаційній техніці. Вибрано конструкцію турбіни і окремих її деталей і вузлів, детерміновано поняття ступеня турбіни і її характеристик.
Конкретизовано перелік фізичних величин і розмірів, що визначають проточну частину, і взаємозв’язки між ними. Сформульовано загальні вимоги, що ставляться до ступеня тангенціальної турбіни. На рис. 1, а подано поздовжній розріз тангенціальної турбіни з роздільними лопатками і торцевим входом – виходом, на рис. 1, б – вигляд збоку. Штрихпунктирними лініями позначено межі ступенів. Типова авіаційна тангенціальна турбіна з роздільними лопатками містить статор і ротор. Статор включає передню та задню кришки, зовнішній корпус, внутрішній корпус, роздільні лопатки (РЛ) і роздільник потоків (РП), а також впускне та випускне вікна для підведення та відведення газу відповідно; залежно від конструкції вікна можуть бути виконані або у зовнішньому корпусі, або в передній чи передній та задній кришках. Ротор містить вал, диск і розміщені на диску робочі органи (РО). Проточна частина розділена РЛ на дві частини: підлопатковий та надлопатковий канали. Стислий газ, надходячи в турбіну через впускне вікно (рис. 1), рухається в коловому напрямку, обтікаючи РО. В надлопатковому каналі відбувається збільшення швидкості потоку і, відповідно, зниження статичного тиску, яке передається на вихід з підлопаткового каналу. За рахунок різниці тисків на вході та виході з підлопаткового каналу на РО створюється крутильний момент. Крім того, додаткове зусилля на РО створюється за рахунок взаємодії з набігаючим потоком на РО, і в’язкого тертя між поверхнею РО і газом.
Розглянуто всі існуючі варіанти конструкції авіаційних тихохідних тангенціальних турбін. Проведено аналіз переваг і недоліків типових конструкцій при використанні в двигунах існуючих типів для розв’язання різноманітних задач, визначено особливості робочого процесу в тангенціальній турбіні з роздільними лопатками, які роблять цей клас тангенціальних турбін найбільш перспективними для дослідження та вдосконалення.
Рис. 1. Схема базової конструкції тангенціальної турбіни з роздільними лопатками
При виборі конструкції впускного вікна проведення оцінного розрахунку течії в околі перерізу входу потребувало створення додаткових критеріїв умовно-єдиної течії. Згідно з оцінною моделлю повороту потоку з єдиним законом розподілу параметрів умовні лінії струму характеризуються єдиним часом проходження частинок по траєкторіях:
, (1)
де – час руху частинки по умовній лінії струму (час повороту потоку); – модуль вектора швидкості; – умовна лінія струму, що з’єднує центральні точки перерізу входу в турбіну () і перерізу крайньої правої точки роздільника потоків (); – довільна лінія струму в зоні впускного вікна (ЗВВ); причому для зон, розрахунок яких приводить до напевно неправильних значень параметрів потоку, використовується стандартна модель ламінарної течії з граничними умовами, визначеними за моделлю ідеального повороту. Критерій сильного розрахункового стискання газу визначено автором на підставі аналізу результатів чисельних експериментів за
розрахунком таких течій в каналах серійних турбомашин і дослідження закономірностей течії газу в ЗВВ. Введено нерівність сильного розрахункового стискання газу:
, (2)
де – довільна лінія струму в зоні сильного стискання; – двічі контраваріантні компоненти тензора швидкостей деформацій, що перебираються послідовно; і – значення швидкості в граничному перерізі на вибраній лінії струму і в середній точці перерізу відповідно; – лінія струму, що з’єднує середні лінії вхідного та вихідного перерізів розрахункової зони; – величина кута між середньою лінією РП і правим краєм РП.
Проаналізовано п’ять основних способів задання зведеної швидкості витікання з надлопаткового каналу першого ступеня :–
оптимального розподілу навантаження між ступенями;–
однакового навантаження ступенів;–
за принципом сталого осередненого ступеня розгону ;–
сталої осередненої зведеної швидкості витікання ;–
сталої осередненої фізичної швидкості витікання ;
і три типи поверхні РО:–
лінійна поверхня, рівняння в декартових координатах ;–
гармонічна поверхня, рівняння в полярних координатах ;–
увігнута колова поверхня, рівняння в полярних координатах .
Введено поняття осередненого ступеня розгону надлопаткового каналу:
, (3)
де , – площі перерізів входу та виходу надлопаткового каналу –го ступеня; , – зведені швидкості потоку в перерізі входу та виходу надлопаткового каналу –го ступеня, знайдені для кожної точки цих перерізів як безперервні функції.
Введено спосіб оцінки профілів РО за коефіцієнтами напору та тертя обтікання, виконано розрахунки характерних розмірів перерізів і поверхонь, що визначають максимальні та мінімальні габаритні розміри турбіни і її характерних елементів. Проаналізовано можливості використання тангенціальної турбіни з роздільними лопатками в деяких існуючих типах авіаційних двигунів.
На підставі оцінних математичних моделей проведено необхідні розрахунки, які дозволили визначити розміри та геометрію проточної частини. Спроектовано та виконано авіаційну тангенціальну турбіну з номінальною витратою газу 1 кг/с. На рис. 2 подано загальний вигляд моделі турбіни зі знятою задньою кришкою.
Рис. 2. Загальний вигляд турбіни
У другому розділі розроблено математичні моделі течії газу в квазіпоршневому режимі (КВП-режимі) першого ступеня і супутніх течій і введено способи задання границь КВП-режиму. Наведено попередній розрахунок течії в зоні змішування, що має на меті отримання граничних умов для моделювання течії в КВП-режимі. Розглянуто способи розрахунку довжини відновлення єдиного поля параметрів в перерізі при нестаціонарному змішуванні паразитного і основного потоків, основаних на витратному та площинному коефіцієнтах ежекції и :
, , (4)
де , – витрати газу через впускне вікно та протиступінь відповідно; і – площі радіальних перерізів, утворених правим краєм РП і внутрішнім корпусом і правим краєм РП і поверхнею РО відповідно.
Розглянуто такі особливості КВП-режиму першого ступеня, що зумовлені близьким розташуванням першого ступеня до впускного вікна і є нехарактерними для другого та подальших.ступенів. На рис. 3 подано схему течії газу в першому ступені турбіни з урахуванням скінченної швидкості розповсюдження збурень і нестаціонарного процесу змішування потоків у ЗВВ.
Рис. 3. Схема течії газу в першому ступені
Запропоновано зручні для розрахунку в межах цієї роботи способи задання супутнього варіювання параметрів для площинного коефіцієнта ежекції:
, (5)
, (6)
де – лінійна координата вибраного перерізу в системі координат, що пов’язана з початком шляху змішування, – лінійна координата перерізу, в якому відбувається відновлення єдності закону розподілу параметрів потоку по перерізу; – площа радіального перерізу паразитного потоку в даному перерізі; – умовний коефіцієнт відновлення повного тиску для процесу змішування основного та паразитного потоків; , , , – повний тиск на виході з протиступеня, на вході в турбіну, в основному потоці в перерізі з координатою і паразитному потоці з координатою відповідно; і – показники степеня, які враховують вплив змішування і виродження паразитного потоку відповідно.
Проведено моделювання течії газу в надлопатковому каналі з урахуванням часу розповсюдження збурень і пульсацій потоку зі скінченною швидкістю. Запропоновано способи визначення середнього часу запізнювання зміни параметрів у відносному русі, основані на середній коловій швидкості потоку. За допомогою чисельного моделювання течії газу в ЗВВ і в надлопатковому каналі отримано значення осереднених за перерізом статичного тиску на виході з надлопаткового каналу і витрати газу в перерізі виходу з надлопаткового каналу як функцій положення вершини РО.
Рис. 4. Залежність зведених параметрів потоку на виході з надлопаткового каналу від положення робочого органу
На рис. 4 подано залежність осереднених зведених параметрів тиску та витрати газу (відносно номінальних розрахункових) з урахуванням і без урахування дійсної частоти пульсацій параметрів вздовж проточного тракту.
Установлено особливості течії в лівому та правому ізольованих об’ємах, виділено основні зони течії. Проведено розрахунок течії потоку в кожній зоні як у вигляді індивідуального об’єкта, так і з урахуванням нестаціонарної взаємодії зон течії. На рис. 5 зображено основні характерні зони течії в лівому (рис. 5, а) та правому (рис. 5, б) ізольованих об’ємах. Досліджено умови виникнення, розвитку, виродження і зникнення кожної зони течії.
Рис. 5. Основні зони течії
Введено безрозмірні критерії формування зони ділянки приєднаної течії. До таких належать кінетичний , кутовий і градієнтний критерії:
, , , (7)
де – вектор нормалі до радіус-вектора; , і – вектор швидкості в даній точці, на даному радіусі при вільному обтіканні РО набігаючим потоком, та на даному радіусі в лівому ізольованому об’ємі відповідно; – система криволінійних координат, що використовується для зони течії, що моделюється, ; індекс “wd” застосовано для параметрів на поверхні РО в лівому ізольованому об’ємі на даному радіусі в даний момент часу.
На рис. 6 подано у вигляді графіків залежності питомого об’єму кожної зони течії в лівому ізольованому об’ємі (ЛІО) (рис. 6, а) і правому ізольованому об’ємі (ПІО) (рис. 6, б) від положення вершини РО в системі циліндричних координат, зв’язаних з перерізом . При визначенні питомих об’ємів і були використані методи обчислювальної газодинаміки та програмні пакети, основані на методах скінченних об’ємів; нелінійні граничні умови для кожної фази течії моделювалися та визначалися окремо. Результати розрахунків були осереднені з урахуванням випадкових і систематичних помилок числового експерименту; для зон течії з малими питомими об’ємами (менше трьох відсотків) додатково були проведені розрахунки, що підтверджують або заперечують можливість їх існування в даний момент часу.
а б
Рис. 6. Питомий об’єм зон течії як функція положення РО
Визначено залежності зусилля на РО в КВП-режимі , потужності КВП-режиму і осередненого за цикл ККД КВП-режиму від фізичних параметрів потоку:
, (8)
, (9)
. (10)
У даному випадку n – достатньо велике ціле число циклів (в роботі прийнято ); і – площа відповідно лівої та правої поверхні РО; – додатковий коефіцієнт тертя, який
враховує частку сил тертя, що перетворюється в крутильний момент на валу; – час КВП-режиму; і – питомі площі проекції j-ї зони течії в ЛІО і k-ї зони течії в ПІО на поверхню РО (; ; , – кількість зон течії в ЛІО та ПІО відповідно); – ізобарна теплоємність газу; – проекція вектора швидкості на .
У третьому розділі проведено дослідження течії потоку в ЗВВ та ежекторному режимі з використанням методів обчислювальної газодинаміки. Описано якісний розподіл параметрів потоку у вигляді, зручному для переходу до характеристик ефективності, створено уточнену модель змішування основного та паразитного потоків, у тому числі – оцінна модель можливої протитечії через ідеальний протиступінь.
Виділено основні зони течії, а саме: стаціонарний примежовий шар на елементах статора, нестаціонарний примежовий шар на елементах статора, нестаціонарний примежовий шар на роторі, зона турбулентного змішування потоків, основна зона течії, ділянку вхідної монотонної течії, паразитний потік. Проведено моделювання течії для кожної ділянки. На рис. 7 подано характерні зони течії в ЗВВ (рис. 7, а) і в ежекторному режимі (рис. 7, б).
а б
Рис. 7. Зони течії в зоні впускного вікна (а) і ежекторному режимі (б)
Подано основні положення математичних моделей ламінарного та турбулентного змішування нестаціонарних потоків в ежекторному режимі та методику знаходження характеристик ежекторного режиму.
Значну увагу приділено дослідженню процесу витікання газу з правого ізольованого об’єму при зміні фаз робочого органу і встановленню параметрів процесів, що відповідають умовно-стаціонарному КВП-режиму. Для турбулентних течій проведено чисельні експерименти з використанням програмних пакетів на основі методів скінченних об’ємів.
Розглянуто і проаналізовано існуючі методики розрахунку і оцінки коефіцієнтів втрат і відхилення вектора швидкості для плоских і симетричних сопел, пов’язані із задачами течії газу в надлопатковому каналі, розроблено механізм поправкових коефіцієнтів і , які враховують принципові розходження між робочим процесом у надлопатковому каналі і модельних соплах:
, , (12)
, (13)
де – повздовжня координата в криволінійній системі координат, що зв’язана з центральною лінією криволінійного сопла, причому для циліндричної системи координат з центром в точці О , ; – проекція швидкості на дотичну до середньої лінії сопла в даній точці, b – ширина проточної частини тангенціальної турбіни; – установлювальний кут РП; – кут розкриття модельного лінійного сопла; – довжина модельного лінійного сопла; – проекція швидкості потоку в модельному лінійному соплу на вісь симетрії сопла в даній точці; і – радіальна і тангенціальна проекції осередненої за перерізом швидкості на виході з надлопаткового каналу; і – параметри, що характеризують відхилення вектора швидкості в крізних зонах течії від розрахункових значень і зведену частку крізної зони течії в перерізі виходу з надлопаткового каналу.
Методика розрахунку течії газу дозволяє знайти потужність ежекторного режиму як функцію часу і ввести поняття сумарної потужності головних режимів ступеня :
, (14)
де – потужність на РО в ежекторному режимі як функція часу; – зведене до ежекторного режиму значення часу відповідного до нього КВП-режиму.
У четвертому розділі розглянуто принципи одночасної роботи спільних режимів ступеня на прикладі перехідних режимів першого ступеня, тобто режимів входу та виходу. Введено поняття основного та спряженого режимів, запропоновано безрозмірні характеристики режиму для основного та для спряженого режимів :
. (15)
Введено параметр узгодження і параметр збіжності кожного режиму:
, . (16)
де , – тривалість основного та спряженого режиму відповідно; , і , – координати часу початку та кінця основного і спряженого режимів відповідно.
Введено класифікацію режимів за їх взаємною відповідністю, подано детермінацію асиметричного, симетричних неправильного мажорного, правильного та неправильного мінорного режимів. Проаналізовано поведінку параметрів і для кожного з режимів.
На основі розробленої системи параметричного узгодження спряжених режимів створено методику зведення неправильної спряженої пари режиму входу – виходу до умовно-правильної, в тому числі з використанням запропонованих автором псевдоафінорних функцій:
, (17)
, (18)
, (19)
. (20)
У цьому випадку – матриця-стовпець параметрів потоку; – псевдоафінор перетворення; і – осереднені за час циклу потужності режиму виходу і входу відповідно; – середній ККД узагальнених режимів входу – виходу; – осереднена за об’ємом повна ентальпія всієї маси газу, що міститься в першому ступені; верхні індекси “’” і “”’” відповідають дійсній та перетвореній системам координат спряженого режиму. Накреслено способи використання псевдоафінорних функцій для розв’язання деяких побічних задач газової динаміки.
Отримано залежності характеристик першого ступеня і параметрів у заданому перерізі від зовнішніх параметрів робочого процесу , , , и на основі запропонованого автором комплексу поправкових коефіцієнтів потужності , і поправкових коефіцієнтів ККД , для другого та третього ступенів відповідно:
, (21)
, (22)
де – потужність на і-му РО;ОРОРО – траєкторія поверхні РО; – осереднена за перерізом повна температура у випускному вікні, що відповідає ізоентропному процесу; – середній ККД першого ступеня.
На рис. 8 подано результати розрахунку потужності (рис. 7, а) і ККД (рис. 7, б) першого ступеня авіаційної тангенціальної турбіни на основі створених і вдосконалених математичних моделей течії газу в турбіні та методів чисельного моделювання течії.
а б
Рис. 8. Потужність (а) і ККД (б) ступеня
У п’ятому розділі описано методику початкових експериментальних досліджень турбіни. Наведено експериментальні значення потужності та ККД ступеня турбіни як функції частоти обертання ротора, проведено порівнювальний аналіз теоретичних та експериментальних характеристик ступеня турбіни.
На основі отриманих результатів (рис. 9) складено рекомендації щодо подальшого розвитку методики розрахунку і проектування авіаційних тангенціальних турбін. Запропоновано пріоритетні напрямки розвитку методик розв’язання супутніх газодинамічних задач.
а б
Рис. 9. Експериментальні значення потужності (а) і ККД (б) першого ступеня
Висновки
1. Вдосконалено математичні моделі багатозонної течії газу в першому ступені авіаційної тангенціальної тихохідної турбіни, основані на запропонованому автором модульному принципі, та підготовлено алгоритм розрахунку робочих процесів першого ступеня авіаційної тангенціальної турбіни.
2. Введено критерії, які описують належність потоку до кожної зони течії. Запропоновано псевдоафінорні функції для розв’язання задач течії газу в проточній частині турбіни з різними просторово-часовими системами координат.
3. Створено основи спільного розрахунку спряжених режимів роботи ступеня, розроблено систему опису режимів в узагальненій системі ступеня за допомогою параметрів відповідності, введено класифікацію режимів.
4. Спроектовано і виготовлено експериментальну авіаційну тихохідну тангенціальну турбіну з робочим рухом потоку вздовж кола і використанням в’язкого пристінного тертя на робочому органі, проведено експериментальні дослідження цієї турбіни на підприємстві ВАТ “Мотор Січ”.
5. Проведено порівняльний аналіз теоретичних та експериментальних характеристик турбіни при різних зовнішніх незалежних параметрах для різних методик і математичних моделей, усунено неточності розрахунку, що були властиві для моделей низького рівня.
На основі отриманих результатів вказано шляхи подальшого вдосконалення конструкції та робочого процесу ступенів тангенціальних турбін і пріоритетні напрямки теоретичного і експериментального дослідження турбін цього класу; зроблено висновки щодо сфери використання тангенціальних турбін в авіації.
Основний зміст дисертації відбито в таких публікаціях:
1. Долматов Д.А. Взаимодействие пристеночных пограничных слоёв в потоке газа // Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов: Сборник научных трудов. – Харьков: Национальный аэрокосмический ун-т “Харьковский авиационный ин-т”. – Вып. 28 (3), 2004. – С. 105 – 110.
2. Долматов Д.А. Контактное взаимодействие деталей сложной формы в тангенциальной турбине // Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов: Сборник научных трудов. – Харьков: Национальный аэрокосмический ун-т “Харьковский авиационный ин-т”. – Вып. 1 (44), янв.- март 2006. – С. 120 – 130.
3. Долматов Д.А. Контактно-ударное взаимодействие деталей поплавкового механизма при качении // Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов: Сборник научных трудов. – Харьков: Национальный аэрокосмический ун-т “Харьковский авиационный ин-т”. – Вып. 2 (45), 2006. – С. 136 – 139.
4. Долматов Д.А. Профилирование криволинейных каналов при заданном законе течения // Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов: Сборник научных трудов. – Харьков: Национальный аэрокосмический ун-т “Харьковский авиационный ин-т”. – Вып. 42 (3), 2005. – С. 102 – 110.
5. Богуслаев В.А., Долматов Д.А. Фазы течения в подлопаточном канале тангенциальной турбины с разделительными лопатками. // Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов: Сборник научных трудов. – Харьков: Национальный аэрокосмический ун-т “Харьковский авиационный ин-т”. – Вып. 4 (47), 2006. – С. 19 – 29.
6. Богуслаев В.А., Иванков В.А., Долматов Д.А. Методика проведения предварительных испытаний тангенциальной турбины // Вестник двигателестроения. – Запорожье: ОАО “Мотор Сич”, 2006. – №3. – С. 150 – 154.
7. Дикий Г.П., Долматов Д.А., Кукурудза А.В. Математическое моделирование стационарного течения газа в квазипоршневом секторе тангенциальной турбины с разделительными лопатками // Вестник двигателестроения. – Запорожье: ОАО “Мотор Сич”, 2003. – №3. – С. 19 – 21.
8. Дикий Г.П., Долматов Д.А., Епифанов С.В. Расчёт плоского течения газа в ступени тангенциальной турбины // Авиационно-космическая техника и технология: Научно-технический журнал. – Харьков: “ХАИ”, 2004. – Вып. 7/15. С. 52 – 55.
9. Долматов А.И., Долматов Д.А., Богуслаев В.А. Границы применения теории сплошной среды в газодинамике. // Авиационно-космическая техника и технология: Научно-технический журнал. – Харьков: “ХАИ”, 2005. – Вып. 8/24. С. 95 – 98.
10. Долматов Д.А., Епифанов С.В. Расчёт одномерного течения газа в ступени тангенциальной турбины с разделительными лопатками // Вестник двигателестроения. – Запорожье: ОАО “Мотор Сич”, 2004. – №2. – С. 60 – 64.
11. Деклараційний патент на корисну модель Україна: 13596, UA: F02C 3/00 F01D 1/34 Газова турбіна/ Богуслаєв В.О., Долматов А.І., Долматов Д.А., Жеманюк П.Д., Дикий Г.П., Волков І.В. (Україна). – № 200508662, Заявл. 12.09.05; Опубл. 17.04.2006, Бюл. №4.
12. Деклараційний патент на корисну модель Україна: 5196; UA: F02K 3/12. Повітряно-реактивний двигун/ Богуслаєв В.О., Долматов А.І., Долматов Д.А., Жеманюк П.Д. (Україна). – № 20040706216; Заявл. 26.07.04; Опубл. 15.02.05. Бюл. №2.
13. THE 2nd KOREA – UKRAINE GAS TURBINE TECHNOLOGY SYMPOSIUM. Perspective Scheme of Gas Turbine Combustion Chambers. A.I. Dolmatov and D.A. Dolmatov (KHAI), AUGUST 25 – 26, 2005. KOREA INSTITUTE OF MACHINERY&MATERIALS (KIMM) DAEJON, KOREA. S. 49 –58.
14. THE 2nd KOREA – UKRAINE GAS TURBINE TECHNOLOGY SYMPOSIUM. Possibility of Tangential Gas Turbine Application for Helicopter Engines. G.P. Dikiy, A.I. Dolmatov, D.A. Dolmatov and S.V. Epifanov(KHAI), AUGUST 25 – 26, 2005. KOREA INSTITUTE OF MACHINERY&MATERIALS (KIMM) DAEJON, KOREA. S. 58 – 70.
[5] – автором розглянуто особливості розподілу параметрів в проточному тракті турбіни, котрі дозволяють відокремити особливі зони течії; запропоновані критерії належності.
[6] – автором визначені задачі початкових експериментальних досліджень турбіни; задані інтервали змінення параметрів, що регулюються.
[7], [8], [10] – автором розроблена загальна методика розрахунку течії газу в ступені тангенціальної турбіни.
[9] – автору належить концепція використання моделі дискретного середовища для вирішення деяких задач газової динаміки і основи запропонованої математичної моделі.
Аннотация
Долматов Д.А. Моделирование рабочих процессов в тангенциальной тихоходной авиационной турбине с разделительными лопатками. – Рукопись.
Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук по специальности 05.07.05 “Двигатели и энергоустановки летательных аппаратов”. Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского “Харьковский авиационный институт”, Харьков, 2007 г.
Диссертация посвящена изучению рабочих процессов в первой ступени тангенциальной турбины, разработке основ комплекса обобщённых характеристик турбины, а также начальной методики испытаний. Содержит теоретические и практические результаты, включающие в себя:–
общую методику проектирования тангенциальных турбин различных модификаций;–
математическую модель нестационарного течения газа в первой ступени турбины;–
параметры совпадения и согласования, являющиеся авторской разработкой для описания обобщённых процессов в тангенциальных турбинах;–
теоретическое распределение параметров вдоль проточного тракта;–
методику экспериментальных исследований тангенциальной турбины с разделительными лопатками без выраженного перехода между рабочим органом;–
практические данные, полученные при начальных испытаниях опытного образца турбины согласно разработанной методике, и способ пересчёта результатов косвенных измерений к характерным точкам сечений.
Результаты диссертации, включающие в себя методику расчёта течения газа в первой и последующих ступенях турбины; предварительное фазовое разбиение течения в замкнутом канале; функции аффинорного типа для нестационарных неодновременных процессов; методику начальных испытаний тангенциальных турбин; безразмерные нетипичные критерии рабочего процесса, внедрены на ОАО “Мотор Сич”, а также в учебном процессе Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского “Харьковский авиационный институт”.
Ключевые слова: тангенциальная турбина, ступень турбины, режим ступени, рабочий орган, газодинамические функции, псевдоаффинор физического преобразования, безразмерный критерий, характеристики турбины, методика экспериментальных исследований.
Анотація
Долматов Д.А. Моделювання робочих процесів у тангенціальній тихохідній авіаційній турбіні з роздільними лопатками. – Рукопис.
Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.07.05 “Двигуни і енергоустановки літальних апаратів”. Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут”, Харків, 2007 р.
Дисертація присвячена розробці методики проектування першого ступеня тангенціальних турбін з роздільними лопатками, розробці основ комплексу узагальнених характеристик турбіни, а також початкової методики випробувань. Містить теоретичні та практичні результати, що включають загальну методику проектування тангенціальних турбін різних модифікацій; математичну модель нестаціонарної течії газу в першому ступені турбіни; критерії різниці між фазами течії, ; методику начальних випробувань тангенціальної турбіни з роздільними лопатками; практичні дані, отримані при початкових випробуваннях експериментального екземпляра турбіни.
Результати роботи впроваджені на підприємствах України.
Ключові слова: тангенціальна турбіна, ступінь турбіни, режим ступеня, робочий орган, газодинамічні функції, псевдоафінор фізичного перетворення, безрозмірний критерій, характеристики турбіни, методика експериментальних досліджень.
Abstract
Dolmatov D.A. Modelling the operational processes in tangential quite – running aircraft turbine with separating blades. – Manuscript.
Thesis for receiving the scientific degree of candidate of technical science in speciality 05.07.05. “Aircraft Engines and Power Plants”. Zhukovsky National Airspace University “Kharkiv Aviation Institute”, Kharkiv, 2007.
The thesis is devoted to studding the operational processes in the first stage of tangential turbine, developing the fundamentals of general turbine characteristics set as well as the initials test methods. It includes the following theoretical and practical results: general methodology of designing the tangential turbines of various modification of mathematical models of nonstationary gas flow in the first stage of the turbine; the criteria of difference between flow faces; methodology of initial tests of tangential turbines with separating blades; practical data received during the initial tests of the experimental turbine sample.
The testwork results have been introduced at the enterprises in Ukraine.
Key words: tangential turbine, turbine stage, stage operation regime, operating part, gasodynamic functions, pseudoaffinor of physical conversion, dimensionless criteria, turbine characteristics, experimental research methodology.
Ум. друк. арк. 2,0 Т. 100 прим. Зам. № 431
Націон. аерокосм. університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”
61070, Харків-70, вул. Чкалова, 17
Ротапринт друкарня “ХАІ”
61070, Харків-70, вул. Чкалова, 17
