Грановский А.В. Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин (Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин), страница 2

Расчетные и экспериментальные результаты, полученные при проектировании и исследованиидвухступенчатой турбины низкого давления с саблевидными сопловыми лопатками.Апробация работы Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались: наХХХ, ХХХVI, ХХХIX, XLI, XLVI сессиях комиссии АН СССР и РАН по газовым турбинам в1983,1989, 1990, 1994, 1999 годах; на Международных конференциях: 85thAGARD – PEPSymposium “Loss Mechanisms and Unsteady Flows in Turbomachines”, Derby, UK, May 1995; TheInternational Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2001, June 4-7, 2001, NewOrleans, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2002, June 36, 2002, Amsterdam, The Netherland; The Sixth International Symposium on Experimental andComputational Aerothermodynamics of Internal Flows, April 7-11, 2003, Shanghai, China; TheInternational Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2003, June 16-19, 2003, Atlanta,Georgia, USA; The International Gas Turbine & Aeroengine Congress ASME TURBO EXPO 2004, June614-17, 2004, Vienna, Austria; 7th European Conference on TURBOMACHINERY Fluid Dynamics andThermodynamics, March 5-9, 2007, Athens Greece; The International Gas Turbine & Aeroengine CongressASME TURBO EXPO 2007, May 14-17, 2007, Montreal, Canada; XVIII International Symposium onISABE, Beijing, China, 2-7 September, 2007; ASME TURBO EXPO 2009, June 8-12, 2009, Orlando,Florida, USA, ASME TURBO EXPO 2010, June 14-18, 2010, Glasgow, UK.Публикации по работе.Основные результаты исследований опубликованы в 51 работе.Объем работы.

Диссертация состоит из введения, восьми глав, общих выводов, списка литературы,включающего 174 наименования. Изложена на 235 страницах, содержит126рисунков и 13таблиц.Краткое содержание работыВо введении определены основные задачи, актуальность и цель исследования, отраженапрактическая значимость решаемой научной проблемыВ первой главе приводится обзор литературных данных по особенностям численных иэкспериментальных подходов при исследовании структуры потока и потерь в проточной частиохлаждаемых высоконагруженных ступеней газовых турбин, а также методов их проектирования.Сопловые и рабочие лопатки высоконагруженных ступеней работают в трансзвуковомдиапазоне скоростей на выходе (М2 = 0.8–1.2) и являются охлаждаемыми.Постановка прямойзадачи о течении газа в турбинных венцах на трансзвуковых режимах является сложной задачей,когда стационарная картина течения описывается: при значении чисел Маха М< 1 уравнениямиэллиптического типа, при М=1 уравнениями параболического типа, а при М>1 уравнениямигиперболического типа.

При использовании метода установления по времени стационарная картинатечения заменяется нестационарной, которая описывается только уравнениями гиперболическоготипа и стационарная картина течения есть асимптотическийпредел по времени решениянестационарных уравнений. Анализ различных численных схем показал, что для численногоинтегрирования нестационарных уравнений Эйлера и Навье-Стокса эффективной оказаласьразностнаясхемасовершенствованиемсквозногосчета,численных схемпредложеннаяС.К.Годуновым.Параллельносразвивались также методы расчета: плоских турбинныхрешеток, изолированных венцов, отдельных ступеней и многоступенчатых турбин.

В частности, наоснове расчетов течения методом установления предложены алгоритмы улучшения обтеканияпрофиля в трансзвуковых турбинных решетках, позволившие на стадии проектированияоптимизировать плоские сечения лопатки, на основе которых формируется пространственнаяповерхность лопаточных аппаратов.Экспериментальные исследования трансзвуковых течений в турбинных решетках и ступеняхпозволили получить важную информацию относительно влияния: формы межлопаточных каналов и7режима работы на структуру волнового спектра, потери и трансформацию звуковой линии,нестационарного характера взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем на спинке навозникновения нестационарных отрывных явлений и т.д.

Помимо традиционных исследованийпотока пневмометрическими зондами, используются измерения пульсаций скорости при помощиЛазерного Измерителя Скорости (ЛИС) и различные способы визуализация потока на стенкахмежлопаточных каналов. Испытания плоских, секторных и кольцевых решеток позволили глубокоисследовать структуру потока, особенности волнового спектра на трансзвуковых режимах, выявитьотдельные виды потерь.

Однако полную картину влияния трансзвуковых режимов на работу турбиныдают экспериментальные исследования ступеней. В научно-технической литературе приводятсяданные по исследованию высоконагруженных турбинных ступеней в различных исследовательскихцентрах и фирмах. Обобщение экспериментальных значений кпд, как функции нагрузки ирасходного коэффициента η*t = f (∆H/u2, Vх/u), показало, что разброс значений кпд для турбинныхступеней с примерно одинаковой нагрузкой ∆h/u2 = 2.1–2.3 составляет примерно∆η = 7%, чтоуказывает на большую чувствительность трансзвукового потока к незначительным изменениямформы венцов и условий работы.Усложнение структуры потока при трансзвуковых режимах приводит к увеличению потерь вмежлопаточных каналах и трудностям их предсказания.

Кроме того, в современных газовыхтурбинах выпуск охлаждающего воздуха через щели в выходных кромках, через отверстияперфорации на поверхностях лопаток и торцевых поверхностях (платформах) приводит к изменениюструктуры пристенных течений и может служить источником дополнительных потерь.Дляминимизации потерь разрабатывались различные методики проектирования плоских решеток ипространственных венцов, в частности профили формировались при помощи: сопряжения дугокружностей и гиперболических спиралей, а также лемнискат Бернулли; метода характеристик дляформирования спинки в косом срезе при сверхзвуковых скоростях на выходе и т.д.

Однакоразработанные методики профилирования предназначались, в основном, для неохлаждаемых лопатокс тонкими выходными кромками. Профилирование решеток с профилями, имеющими толстыевыходные кромки, потребовали применения новых подходов, в частности, метода доминирующейкривизны. Основы пространственного проектирования лопаточных венцов с целью минимизациипотерь были заложены в работах Дейча, Филиппова и Ван-Чжун-Ци в 60-е годы 20 века, где впервыебыли описаны саблевидные лопатки для минимизации вторичных потерь. Развитие ЭВМ и появлениепрограммных комплексов вычислительной газодинамики (CFD) возродили интерес к реализации 3Dподходов при проектировании реальных турбин. При помощи изменения пространственной формылопаток воздействуют на поток, изменяя его характеристики.8Во второй главе рассматриваются особенности численных подходов для исследования потока ипотерь в элементах проточной части высоконагруженных турбинных ступеней.

Постановка задачидля трансзвуковой турбинной решетки осложняется одновременным присутствием зон дозвукового исверхзвукового течений. Численное решение было получено при использовании процессаустановления и монотонной разностной схемы С.К. Годунова для решении нестационарной системыуравнений Эйлера. Использование методики ограничивалось продолжительностью счета из-заприменения равномерных густых расчетных сеток для получения достаточной точности решения.Для сокращения времени счета при одновременномповышении точности была разработанамодифицированная схема Годунова, в которой кусочно-постоянное распределение параметров поячейкам расчетной сетки в исходной схеме заменили кусочно-линейной аппроксимацией параметровпо ячейкам.Это сняло (по сравнению с исходной схемой Годунова) требование о плавностиизменения размеров ячеек сетки, позволило строить разреженные, адаптированные к форме каналарасчетные сетки и повысило порядок аппроксимации исходных уравнений до второго попространственным переменным.

Это повысило точность решения при сокращении время счета в 6–10 раз по сравнению с расчетами по исходной схеме Годунова. Вид расчетной сетки и картинатечения (линии М=const) в турбинной решетке c внутренним и внешним скачками уплотнения1.0400.3приведены на рис. 1.20.30960.40.91.0400.30.3020.30Рис.1 Расчетная Н–сетка и структура потока при расчетах по уравнениям ЭйлераДальнейшееповышение точности расчетов течения и интегральных характеристикуравнениям Эйлера связано с адекватнымтемпературы вдоль проточной части.турбин помоделированием деформации радиальной эпюрыРадиальные распределения полной температуры в осевыхзазорах является граничным условием для аэродинамических, тепловых и прочностных расчетоввенцов.

Однако опыт использования различных программ для осесимметричных и дажепространственных расчетов указывает на заметное различие между расчетными и измереннымирадиальными распределениями температуры в осевых зазорах. (При этомдругихпараметров могут хорошорасчетные значениясовпадать с измеренными значениями.) При использованиибольшинства программ форма входной радиальной эпюры температур остается подобной припрохождении вдоль проточной части, в то время как экспериментальные данные демонстрируют9значительное изменение (деформацию) входной эпюры полных температур от ступени к ступени.Моделированиетемпературных явлений являетсясложной проблемой из-за ограниченногоколичества экспериментальных данных относительно изменения температурного поля в реальныхмногоступенчатых турбинах.