Грановский А.В. Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин (Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин), страница 6

20 приведены распределения скорости λад по обводампрофиля в исходной и в оптимизированной сопловой решетке на режиме λ2ад = 0.9. Видно, что висходнойрешетке на спинке в окрестности геометрического горла возникает перерасширениепотока, замыкающееся скачком уплотнения (кривая 1). Корректировка профиля позволила получитьраспределение скорости без скачка уплотнения (кривая 2).Рис.20 Распределение скорости λад по обводам профиля в исходной и оптимизированнойсопловой решетке на режиме λ2ад = 0.9.Разработанная методика применялась для перепрофилирования корневого сечения рабочего колеса.На рис.

21-а видно, что перераспределение кривизны спинки привело к уменьшению коэффициентадиффузорности потока от λмакс/ λ2ад = 1.4 в исходной решетке до .λмакс/ λ2ад = 1.2 в оптимизированнойрешетке.Реш. 3Реш.3а)б)в)г)Рис.21 Оптимизация рабочей решетки: а) Распределение скорости λад по спинке профиля висходной (Реш. 3) и оптимизированной (Реш. 4) рабочей решетке при λ2ад = 0.75;б) Коэффициент потерь в исходной и оптимизированной рабочей решетке;в) Визуализация потока на спинке в исходной Реш.3; г) Визуализация в Реш.4.Неблагоприятное обтекание спинки в исходной решетке приводило к отрыву потока и значительнымпрофильным потерям. Отрыв на спинке отчетливо виден на рис. 21-в при визуализации течения на25спинке по методике, описаннойвыше. Визуализация течения на спинке в оптимизированнойрешетке (рис.

21-г) указывает на регулярное упорядоченное течение вдоль спинки без отрыва потока.Перераспределение кривизны спинки в исходной рабочей решетке привели к снижениюпрофильных потерь в оптимизированной решетке на δζпр = 0.03 – 0.04 в диапазоне скоростей навыходе λ2ад = 0.6 – 1.05 ( см.

рис.21-б).Для проектирования высоконагруженныхтрансзвуковыхтурбинных ступеней былпредложен подход, основанный на выборе точки (граничных условий) для проектированиялопаточных аппаратов трансзвуковой ступени. Обычно при проектировании ступеней в качествеграничного условия на проектирование исходят из выбора оптимального значения параметра(u/cад)опт= 0.5 – 0.55. Однако, когда ступень работает при уменьшенных значениях параметра u/cад =0.4-0.45 лопаточные аппараты, спроектированные при (u/cад)опт = 0.5 – 0.55 будутработать сповышенными потерями при u/cад = 0.4-0.45 из-за работы лопаток на положительных углах атаки.Дляповышенияпредлагаетсяэффективностипроектированиевысоконагруженныхлопаточныхаппаратовтрансзвуковыхпроводитьпритурбинныхступенейграничныхусловиях,соответствующих более низким значениям u/cад, например, при u/cад = 0.35 – 0.38.

Важным аспектомтакого подхода является наличие: удобного аппарата для аналитического проектированиялопаточных венцов, материала по обобщению накопленных экспериментальных данных потрансзвуковым решеткам и ступеням, высокоточных методик и программ для расчета структурыпотока и потерь в трансзвуковых лопаточных аппаратах. Опираясь на принципы и подходы,сформулированные выше, была спроектирована высоконагруженная трансзвуковая ступень.Граничные условия, на которые проектировались лопатки, приведены в таблице 2. В качествесоплового аппарата использовался сопловой аппарат, подробно исследованный в главе 3 в составесекторного пакета.Таблица 2πТ*u/cадρ3.20.380.51hсаmm.52hркmm.64α1 °β1°α2 °λc1tλw2t1631431.011.23nоб/мин.7550При проектировании рабочей лопатки учитывалось, что она должна работать при сверхзвуковыхскоростях на выходе и с большими углами поворота потока Θ = 128°.

Допустимый уровеньпрофильных потерь для среднего сечения был определен в результате параметрическогоисследования при помощи расчетной оценки потерьметодом локальной аппроксимацииэкспериментальных данных. Предварительные расчеты показали, что уровень профильных потерь врабочей лопатке, проектируемой трансзвуковой ступени не должен превышать ζпр = 0.06–0.07 прискорости на выходеλ2ад = 1.15 – 1.27. Численное исследование высоконагруженной ступенипроводилось при использовании программного комплекса 3D NS. Расчеты показали, что в сопловой26лопатке на расчетном режиме λc1ад= 1.05 зоны вторичных течений занимают незначительную частьна выпуклой поверхности. Расчетные суммарные потери в сопловой лопатке составили ζполн.=0.066.Рабочее колесо работает при сверхзвуковых скоростях потока на выходе λw2aд=1.27.

На рис. 22приведены расчетные распределения линий приведенной скорости λад=const в корневом, среднем,периферийном сечениях, а также в радиальном зазоре для рабочей лопатки. Видно, что волноваяструктура потока, во всех представленных сечениях примерно одинакова: слабый внутренний скачокуплотнения и интенсивный внешний скачок уплотнения.кореньсерединаперифериярад. зазорРис. 22 Распределение линий λад = const в межлопаточном каналеДля определения уровня потерь в рабочей лопатке была изготовлена плоская решетка,соответствующая среднему сечению и проведены ее испытания в широком диапазоне измененияскорости на выходе λ2ад = 0.7 – 1.4. На рис.

23 видно, что в диапазоне скоростей на выходе λ2ад = 1.1 –1.25 коэффициент ζпр имеет практически постоянное значение равное примерно ζпр = 0.065.Рис. 23 Экспериментальная зависимость ζпр от скорости λ2ад для рабочей решеткой.Учитывая, что рабочая лопатка имеет меридиональное раскрытие во втулочной области, былопроведеноэкспериментальноеисследованиерабочейрешеткиприразличнойформемеридионального раскрытия, а также исследования чувствительности рабочей решетки к угламатаки. Сравнение экспериментальных и расчетных данных по влиянию величины радиальногозазора на кпд рассматриваемой ступени приведено на рис.

24. Видно хорошее совпадение расчетныхи экспериментальных данных при изменении радиального зазора в пределах ⎯δ = 0.2 % – 1% .270.88η т*0.860.84δ %0.820.000.400.80– расчет,1.201.40– эксперимент*Рис. 24 Зависимость кпд ηt от ⎯δ при πТ*=3.2 и u/cад = 0.38.Таким образом, результаты расчетного исследования спроектированной высоконагруженной ступении ее элементов были верифицированы путем сопоставления с экспериментальными данными ипозволили более подробно исследовать структуру потока в элементах проточной части ступени, вчастности в радиальном зазоре.В седьмой главе представлены результаты экспериментального исследования, спроектированнойвысоконагруженнойтрансзвуковойступени.Врезультатепредварительныхрасчетныхиэкспериментальных исследований сопловой и рабочей лопатки было отмечено сильное влияние наэффективность лопаточных аппаратов: выдува охлаждающего воздуха через перфорацию наторцевых поверхностях соплового аппарата, положительного угла атаки в рабочем колесе,радиального зазора в рабочей лопатке при реактивности на периферии ρ=0.57.

Экспериментальныеисследования ступени позволяют понять, как данные о потерях, полученные при исследованиирешеток, соответствуют данным по эффективности ступени в целом. Испытания проводились натурбинном стенде ТС-2 экспериментального центра ЦИАМ, схема которого приведена на рис. 25.Рис.

25 Схема экспериментального стенда28Испытания проводились при следующих параметрах газа: полное давление на входе 450 – 500 кРа,полная температура 750 –780 К, перепад давления на ступень 2.7 – 3.4, число оборотов ротора 6000 –9000 об/мин. Охлаждающий воздух подводился к сопловому аппарату автономно через специальныймерный участок. Расход основного потока определялся при помощи калиброванного соплаустановленного в подводящем трубопроводе. Выходная мощность снималась при помощигидротормоза. Помимо стандартных измерений полного и статического давления, а также полнойтемпературы, измерялась величина радиального зазора в процессе проведения экспериментов.Измерения проводились при помощи специальной оптической системы, состоящей из световода,миниатюрной телекамеры и записывающей аппаратуры.

В процессе испытаний на экране мониторабыла видна величина радиального зазора. Изменение величины радиального зазора проводилосьпутем подачи холодного воздуха в корпус над рабочими лопатками через специальныйизмерительный участок. Этот воздух предназначался для моделирования процесса охлаждениясоплового аппарата. В результате температурных деформаций корпуса изменяласьвеличинарадиального зазора.На рис.

26 приведена экспериментальная зависимость кпд ступени по заторможенным параметрам отпараметра u/cад для различных значений πt*. Видно, что в расчетной точке u/cад =0.38 кпд составляетηt*= 0.862 – 0.865 при относительной величине радиального зазора ⎯δ=0.45%. При увеличениипараметра u/cад до значений u/cад > 0.44значения кпд достигают ηt *= 0.89. Экспериментыпоказали, что в одноступенчатых охлаждаемых высоконагруженных трансзвуковых турбинах можетбыть достигнут кпд порядка ηt *= 0.88-89% .0.90.88η t*πt*= 2.85 - 3.00.86P.T.0.84πt*= 3.15 - 3.250.820.30.320.340.360.380.40.420.440.46u/c адРис. 26 Экспериментальная зависимость кпд от u/cад при ⎯δ=0.45%.Сравнение характеристик ηt* = f(u/cад) турбин, спроектированных по традиционной методике приu/cад=0.5 (турбина «б») и по методике, предложенной в данной работе (турбина «а») при одинаковойвеличине относительного радиального зазора ⎯δ = 0.75% приведено на рис.

27.290.920.9η t*0.88a)0.860.840.82б)0.80.780.32 0.34 0.36 0.38 0.4 0.42 0.44 0.46 0.48 0.5 0.52 0.54 0.56u/cад*Рис. 27 Экспериментальные зависимости кпд ηt от u/cад для турбин «а» и «б»при⎯δ = 0.75%. а) ∆H/u2 = 2.3; ρср= 0.5; расчетная точка u/cад=0.38б) ∆H/u2 = 1.68; ρср= 0.6; расчетная точка u/cад=0.5Необходимо отметить, что турбинная ступень «б» имела повышенную реактивность ρср= 0.6, но быламенее нагружена, чем рассматриваемая турбина «а». На рис.27 видно, что при u/cад < 0.5 заметноепреимущество по уровню кпд имеет турбина «а».В восьмой главе проведено проектирование, расчетное и экспериментальное исследованиедвухступенчатой турбины низкого давления.При проектировании двухступенчатой турбины всоответствие с принципом минимизации потерь были использованы: задненагруженные профиля длябазовых сечений всех венцов турбины, саблевидные сопловые лопатки для уменьшения вторичныхпотерь, настройка рабочих лопаток под углы потока за саблевидными сопловыми лопатками дляуменьшения потерь от углов атаки.

Профилирование базовых сечений у корня, в середине, напериферии проводилось при помощи методики, основанной на использовании полиномов Безье. Наоснове базовых сечений были спроектированы пространственные поверхности венцов, которыетакже описывались полиномами Безье. Углы наклона в саблевидных сопловых лопатках в окружномнаправлении в корневых и периферийных сечениях, а также их окончательная форма выбирались врезультате итерационного процесса по минимизации вторичных течений в СА1 и СА2 при помощирасчетов по программе 3D NS.

Значения этих углов сопоставлялись с углами, рекомендованными вработах М.Е. Дейча, Г.А. Филлипова и Ван Чжу-Ци, посвященных проектированию саблевидныхлопаток. На рис. 28-а приводится вид саблевидной первой сопловой лопатки. Численноеисследование двухступенчатой турбины проводилось по программе 3D NS на регулярной расчетнойсетке типа О–Н, которая содержала 850 000 ячеек (см. рис.28-б). Сгущение сетки в окрестностиповерхностей проточной части позволяет существенно повысить точность вычислений в зонахзначительного изменения параметров.30а)б)Рис.

28 а) - Вид саблевидного СА1; б)- расчетной сетки на поверхностях лопатокВ результате проведенных пространственных расчетов течения в пределах проточной части турбиныбыли получены: распределения приведенной скорости λад, радиальные распределения параметровпотока и потерь в осевых зазорах и на выходе из турбины, а также интегральные значения расхода,мощности и кпд.