Грановский А.В. Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин (Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин)

На правах рукописиГрановский Андрей ВладимировичРАЗРАБОТКА МЕТОДОВ ПОВЫШЕНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙЭФФЕКТИВНОСТИ ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ СТУПЕНЕЙ ОХЛАЖДАЕМЫХГАЗОВЫХ ТУРБИНСпециальность 05.04.12 – Турбомашины и комбинированные установкиАВТОРЕФЕРАТдиссертация на соискание ученой степенидоктора технических наукМосква – 2011Работа выполнена в Московском Энергетическом Институте(Техническом университете)Официальные оппоненты:доктор технических наукпрофессор Зарянкин А. Е.доктор технических наукпрофессор Рассохин В.А.доктор технических наукдоцент Рябов Е.К.Ведущая организация: ОАО «Авиамотор» г.

ПермьЗащитасостоится18ноября2011заседании диссертационного советав13час.Д 212. 157. 0930мин.ваудиторииБ-407наМосковского энергетического института(Технического университета) по адресу: Москва, Красноказарменная ул.., д.17.Отзывы на автореферат в двух экземплярах , заверенные печатью организации просим направлять поадресу 111250, г. Москва, Красноказарменная ул., д.14, Московский энергетический институт(Технический университет), Ученый Совет МЭИ.С диссертацией можно познакомиться в библиотеке МЭИАвтореферат разослан «»---------------------2011Ученый секретарьдиссертационного советаД 212.157.09К.т.н., доцентЛебедева А.И.2ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫАктуальность проблемы. Основными определяющими факторами развития стационарныхгазотурбинных установок и авиационных двигателей являются: надежность, экономичность, ресурс,технологичность, стоимостьи т.д. Обеспечение оптимальных значений, перечисленных вышехарактеристик, является важной практической задачей.Повышение температуры и давления газа на входе в турбину привело к необходимости примененияохлаждаемых ступеней.

В современных стационарныхи авиационных высокотемпературныхгазовых турбинах в качестве охлаждаемых ступеней часто применяются высоконагруженныетурбинные ступени. Использование таких ступеней является комплексной задачей, посколькууменьшение числа ступеней с одной стороны позволяет уменьшить стоимость установки, повыситьее надежность, сэкономить охлаждающий воздух и т.д., но с другой стороны может приводить куменьшению газодинамической эффективности, т.е.

к уменьшению кпд турбины. Поэтомуразработка методов повышения экономичности охлаждаемых, высоконагруженных турбинныхступенейявляетсяактуальнойзадачей.Особенностьюиспользованиявысоконагруженныхтурбинных ступеней является работа лопаточных аппаратов в трансзвуковом диапазоне скоростей.Трансзвуковые режимы работы характеризуются целым рядом особенностей, связанных споявлением в межлопаточных каналах местных сверхзвуковых зон и скачков уплотнения, которыемогут вызвать отрыв потока.

Усложнение структуры потока при работе на трансзвуковых режимахприводит к увеличению потерь в межлопаточных каналах. Кроме того, выдув охлаждающего воздухачерез ряды отверстий на поверхностях межлопаточного канала (сопловые и рабочие лопатки,платформы, корпус) приводит к изменению структуры пристенных течений и может служитьисточником дополнительных потерь.Актуальность темы диссертации определяется необходимостью разработать методологиюпроектированиялопаточныхаппаратоввысокотемпературныхгазовыхтурбиннаосновекомплексного изучения физических особенностей их работы численными и экспериментальнымиметодами с целью минимизации потерь в проточной части и, соответственно, с целью повышениякпд турбин.Цель работы.Разработать методы повышения газодинамической эффективности охлаждаемыхвысоконагруженных ступеней газовых турбин на основе исследования физических особенностейтечения в лопаточных аппаратах экспериментальными и численными методами.3Научная новизна работы состоит в следующем:•Впервые в стране были внедрены в практику исследования структуры потока и проектированиялопаточных аппаратов методы решения нестационарных уравнений Эйлера на основе численнойсхемы С.К.

Годунова 1 и 2 порядка точности.•Предложен и реализован на практике комплексный подход для изучения структуры потока иопределения потерь в турбинных решетках на основе использования измерений локальнойструктуры потока лазерным измерителем скорости и численным исследованием особенностейвязкой структуры потока по уравнениям Навье-Стокса.•Впервые разработан быстрый метод расчета потерь (метод локальной аппроксимации) на основестатистического обобщения экспериментальных данных по потерям в трансзвуковых турбинныхрешетках.•Разработаны оригинальные экспериментальные методики исследования особенностей течения влопаточных аппаратах, в частности:-способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинных решетках вшироком диапазоне режимов работы с выпуском охлаждающего воздуха через щели иотверстия перфорации на профиле.-способ измерения параметров потока в секторных решетках, составленных из натурныхохлаждаемых лопаток.-способ исследования влияния уровня турбулентных пульсаций в потоке на входе, внутримежлопаточных каналов и на выходе из турбинных решеток при помощи лазерногоизмерителя скорости.••способ визуализации пристенных течений на заданном режиме работыРазработаны методы проектирования турбинных решеток на основе:-численного исследования структуры течения в венцах-корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиляСпроектирована, численно и экспериментально исследована высоконагруженная полноразмернаятрансзвуковая турбинная ступень при выдуве охлаждающего воздуха в сопловом аппарате иразличной величине радиального зазора.•Спроектирована, численно и экспериментально исследована двухступенчатая турбина низкогодавления с саблевидными сопловыми аппаратами.Обоснованность и достоверность выводов и рекомендаций.

Основные научные положения ивыводы подтверждены экспериментальными и численными результатами, полученными с помощьюразличных методов исследования: пневмометрические измерения параметров потока, измеренияпульсаций скорости, средней скорости и интенсивности турбулентности лазерным измерителем4скорости,визуализациятечения.Сравнивалисьрезультатыизмерений,полученныеваэродинамических трубах и на экспериментальных турбинах.. Численные результаты сопоставлялисьс экспериментальными данными.Практическая ценность. Применение разработанных и проверенных экспериментально подходовпозволяет уменьшить интенсивность скачков уплотнения в межлопаточных каналах, снизитьвероятность отрывов на выпуклой поверхности лопаток из-за взаимодействия пограничного слоя соскачками уплотнения. В результате снижаются волновые потери и потери, связанные с отрывомпотока на поверхности профиля.

Уменьшаются вторичные потери и потери, связанные свихреобразованием внутри межлопаточных каналов, ослабляются неравномерность потока инестационарные эффекты.Эффективность разработанных подходов подтверждена на действующих авиационных турбинахв двигателях: АЛ31Ф НПО «Сатурн»; РД-33ЛНПО «им. Климова» г. Санкт- Петербург;Д-90 ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь; Д-18, Д-27ЗМКБ «Прогресс» г. Запорожье;и в стационарных турбинах для газоперекачивающих станций и производства электроэнергии:•ГТУ 12ПОАО «Авиадвигатель» г. Пермь; GT8C, GT11NM, GT11DM, GT8C2, GT13E2M, GT11N2М фирмы ALSTOM; SGT-800 (GTX100), SGT-700 (GT10C) фирмы SIEMENSЛичный вклад.•разработан и внедрен в практику исследований и проектирования лопаточных аппаратов метод,основанный на решении нестационарной системы уравнений Эйлера на основе численной схемыС.К.

Годунова 1 и 2 порядка точности.•Разработаны специфические экспериментальные подходы для изучения особенностей структурыпотока в трансзвуковых лопаточных аппаратах.•Разработан способ визуализации пристенных течений, позволяющий получать картину течениясоответствующую конкретному режиму обтекания.•Разработан и реализован на практике комплексный подход для изучения структурытрансзвуковых течений и определения потерь в турбинных решетках на основе использованияизмерений локальной структуры потока лазерным измерителем скорости и численнымисследованием особенностей вязкой структуры потока по уравнениям Навье–Стокса.•Разработан метод проектирования трансзвуковых лопаточных аппаратов, основанный накорреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны профиля•Разработан метод расчетной оценки потерь в трансзвуковых турбинных решетках методомлокальной аппроксимации экспериментальных данных•Спроектирована и испытана полноразмерная высоконагруженная трансзвуковая ступень турбины5•Спроектирована и испытана полноразмерная двухступенчатая турбина с саблевиднымисопловыми аппаратами.Автор защищает:1.

Расчетно-экспериментальный подход к изучению трансзвуковых течений при наличии скачковуплотнения и отрывных зон в межлопаточных каналах охлаждаемых высоконагруженныхступеней газовых турбин.2. Новые экспериментальные подходы для изучения особенностей течений в плоских и секторныхтурбинных решетках, а также в полноразмерной ступени, позволяющие получать данные полокальной структуре потока, уровне турбулентных пульсаций, неравномерности параметровпотока и аэродинамическим потерям.3. Экспериментальные результаты по влиянию на структуру потока и потери в турбинных решеткахгеометрических параметров, режима работы, выпуска охлаждающего воздуха через щели ввыходных кромках и отверстия перфорации на профиле и полках, а также уровня интенсивноститурбулентности потока в различных частях межлопаточных каналов.4. Метод расчетной оценки потерь в турбинных решетках методом локальной аппроксимацииэкспериментальных данных.5.

Метод проектирования лопаточных аппаратов, основанный на корреляции между распределениемскорости потока и распределением кривизны профиля.6. Экспериментальныерезультаты,полученныеприисследованиивысоконагруженнойполноразмерной трансзвуковой турбинной ступени при выдуве охлаждающего воздуха всопловом аппарате и различной величине радиального зазора.7.