Грановский А.В. Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин (1015807), страница 7
Текст из файла (страница 7)
На рис. 29приведены расчетные аэродинамические характеристики первогосоплового аппарата.λ isλад3821.2372втулка1.03620.83523420.6332периферия0.43220.2S⎯S00.20.40.60.81.0312ζ3020.000.050.100.150.20α11252729313335ζполн. = 0.046 α1ср = 30ºа)потериб)Рис.
29 Расчетные аэродинамические характеристики первого соплового аппаратаа) - Распределение приведенной скорости λад по обводам первой сопловойлопатки в периферийном, среднем и корневом сеченияхб) - Линии тока на выпуклой поверхности, распределение потерь и углавыхода потока по высоте лопатки, изолинии потерь за СА1На рис. 29 видно, что несмотря на большое меридиональное раскрытие СА1 благодаряпространственному проектированию удалось минимизировать интенсивность вторичных течений и,соответственно, уменьшить уровень вторичных потерь.
Аналогичные результаты были получены длявсех венцов этой турбины. Для сопоставления результатов проектирования и расчетных параметровтурбины с экспериментальными данными были проведены испытания двухступенчатой турбины.Экспериментальное исследование двухступенчатой турбины с саблевидными сопловыми лопаткамибыло проведено на турбинном стенде ТС-2 экспериментального центра ЦИАМ.31На рис. 30 представлен вид турбины в условиях экспериментального стенда, с указанием сечений,которых проводились измерения параметров потока.Рис.
30 Вид турбины на экспериментальном стендеНа рис. 32 показан вид саблевидного соплового аппарата первой ступени.Рис. 31 Вид первого соплового аппаратаСопоставление расчетных и экспериментальных данных приведено на рис. 32, где видно, чтоосредненные по шагу расчетные и экспериментальные распределения полного давления и полнойтемпературы по высоте проточной части хорошо совпадают друг с другом..R, mmR, mmрасчет380380360340340тест320320300300280280p* ,bar2601.30расчет3601.401.501.601.701.80тестT* , K260600620640660680700Рис. 32 Расчетное и экспериментальное распределение полного давления иполной температуры на выходе из турбины32Сопоставление расчетных и экспериментальных значений кпд по заторможенным параметрам взависимости от приведенных оборотов приведено на рис.33.
Экспериментальное значение кпд позаторможенным параметрам определялось на основе измерения крутящего момента при помощигидротормозаη = (Mω/G))/( cp T0*( 1 – (P2*/ P0*)(k-1)/k)),∗tгде М – крутящий момент, ω – угловая скорость вращения ротора.Расчетное определение кпд про водилось по результатам пространственных расчетов по программе3D NS и представляет собой результат обработки пространственных полей потока по следующемувыражению: η∗t = (1 – T2*/ T0* )/ ( 1 – (P2*/ P0*)(k-1)/k.η*тТест0.920.910.90Расчет240250260n270280290T*300Рис.
33 Расчетное и экспериментальное значение кпд от приведенных оборотовНа рис. 34 видно, что в широком диапазоне изменения приведенных оборотов, как расчетные, так иэкспериментальные значения кпд, превышают уровень ηt*=91%. В целом экспериментальныеисследования подтвердили, предсказанный кпд и структуру потока в турбине с саблевиднымилопатками. Максимальное значение кпд, замеренное на стенде, соответствует значениям:ηt*= 0.923-0.925В заключение сформулируем несколько принципов проектированиясовременныхохлаждаемых газовых турбин.1.На современном этапе развития численных методов газовой динамикиважным являетсяналичие надежного и высокоточного инструмента (программных средств), который позволяет быстрополучать достоверные количественные данные о структуре потока, о потерях и интегральныхпараметрах турбины.2.Использование системы аналитического пространственного проектирования лопаточныхвенцов (например на основе полиномов Безье) позволяет проектировщику иметь достаточно степенейсвободы для формирования произвольной и целесообразной пространственной конфигурациилопатки.333.Опираясь, в соответствии с пунктами 1 и 2, на анализ структуры потока и, реализуя результатыанализа в конкретную геометрию проточной части турбины и ее элементов, можно повыситьгазодинамическую эффективность турбины в каждом конкретном случае путем:•снижения интенсивности внутренних и внешних скачков уплотнения;•уменьшения отрывных зон;•обеспечения повышенного уровня кромочного давления;•рационального расположения системы охлаждения (отверстий перфорации, щелей)на профиле и торцевых поверхностях;•уменьшения интенсивности вторичных течений и утечек через радиальные зазоры;•минимизации утечек;•обеспечения благоприятных граничных условий для выхлопного устройства.4.Реальное проектирование охлаждаемой газовой турбины должно быть основано на реализации,в результате итерационного процесса, компромиссного решения между различными дисциплинами,включая производство и маркетинг.ВЫВОДЫ1.Автором настоящей работы в течение 1975–2010 годов выполнен комплекс работ, содержащихсовокупность научных и технических решений, подкрепленных численными и экспериментальнымиисследованиями на плоских и секторных турбинных решетках, а также на натурной ступени.Полученные в работе научные и практические результаты, позволяют при проектировании новых имодернизации действующих газовых турбин обеспечить высокий уровень технико-экономическихпоказателей, таких как газодинамическая эффективность и надежность, а также уменьшитьстоимость разработки охлаждаемых газовых турбин.2.Разработка и внедрение в практику проектирования лопаточных аппаратов методов анализаструктуры потока на основе решения нестационарных уравнений Эйлера при использованиичисленной схемы С.К.
Годунова позволили профилировать плоские базовые сечениятрансзвуковых турбинных венцов с высокой газодинамической эффективностью.3.Разработана универсальная методика исследования структуры трансзвуковых течений и потерь втурбинных решетках на основе измерений локальной структуры потока лазерным измерителемскорости, а также численными исследованиями вязкой структуры потока по уравнениям Навье–Стокса.4.Разработанкомплексэкспериментальныхметодикдляисследованияособенностейтрансзвуковых течений в лопаточных аппаратах в частности:34•способ измерения и осреднения параметров неравномерного потока в турбинныхрешетках на трансзвуковых режимах с выпуском охлаждающего воздуха через щели иотверстия перфорации на профиле.•способ исследования параметров потока в секторных решетках, составленных изнатурных охлаждаемых лопаток.•способ исследования влияния степени турбулентности потока на входе в турбинныерешетки, внутри межлопаточных каналов и за решетками на структуру потока и потерипри помощи лазерного измерителя скорости.•5.способ визуализации пристенных течений.Разработан и внедрен в практику метод расчета потерь в трансзвуковых решетках (методлокальной аппроксимации) на основе обобщения, накопленных в отрасли, экспериментальныхданных по потерям в турбинных решетках и ступенях.6.Разработан метод проектирования и оптимизации трансзвуковых турбинных решеток на основе:•численного исследования структуры течения в венцах•корреляции между распределением скорости потока и распределением кривизны вдольобводов профиля.7.Спроектированаиэкспериментальноисследованаохлаждаемаявысоконагруженнаятрансзвуковая турбина высокого давления, которая при u/cад = 0.44 – 0.49 имеет кпд ηТ *= 0.89.8.Спроектированадвухступенчатаятурбинанизкогодавленияспространственнымпроектированием сопловых аппаратов, испытания которой продемонстрировали увеличение кпдна 2% по сравнению с исходной ТНД.9.Методологические и конструктивные решения, выполненные в рамках настоящей работы,апробированы при проектировании и эксплуатации отечественных и зарубежных авиационныхдвигателей и газотурбинных установок:•АЛ31ФНПО «Сатурн»•РД-33ЛНПО «им.
Климова», г. Санкт-Петербург•Д-90ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь•Д-18, Д-27ЗМКБ «Прогресс», г. Запорожье•ГТУ 12ПОАО «Авиадвигатель», г. Пермь•GT11NM, GT13DM, GT8C2, GT13E2M, G11N2M фирмы ALSTOM•SGT-800 (GTX100), SGT-700 (GT10C) фирмы SIEMENS,а также, нашли практическое отражение в руководящих документах и программных комплексах попроектированию газовых турбин.35Основное содержание диссертации изложено в работах:Работы по теме диссертации, опубликованные в изданиях, рекомендованныхПеречнем ВАК РФ:Работы, опубликованные в периодических изданиях:1.Богод А.Б., Грановский А.В., Иванов М.Я. Численное исследование некоторыхособенностей трансзвуковых течений в плоских турбинных решетках. // Изв. АН СССР.МЖГ, 1976, №2, c.
146–1532.Венедиктов В.Д., Грановский А.В. Исследование трансзвуковых турбинных решеток ивозможности их оптимизации численным методом. // Теплоэнергетика, 1981, № 4, c. 37–40.3.Богод А.Б., Грановский А.В., Карелин А.М. Повышение точности и сокращение временипри численном исследовании течений в решетках турбомашин.
// Теплоэнергетика, 1986, №8, c. 48–52.4.Венедиктов В.Д., Грановский А.В., Колесов А.Н. Исследование расходных характеристиктрансзвуковых сопловых аппаратов. // Теплоэнергетика, 1989, № 8, c. 53–56.5.ГрановскийА.В.,КарелинА.М.,РуденкоС.В.Газодинамическаяоптимизациятрансзвуковых турбинных решеток. // Теплоэнергетика, 1993. № 4, c.
42–46.6.Грановский А.В., Крупа В.Г., Колесов А.Н., Руденко С.В. Изучение структуры потока втрансзвуковой турбинной решетке. // Теплоэнергетика, 1995, № 1, c. 29–33.7.Грановский А.В., Крупа В.Г., Колесов А.Н., Руденко С.В. Расчетное и экспериментальноеисследование трансзвуковой рабочей турбинной решетки. // Теплоэнергетика, 1996, № 4,c.36–42.8.Грановский А.В., Крупа В.Г., Костеж М.К., Руденко С.В.
Влияние характеристик потока иформы межлопаточного канала на потери в периферийных сечениях лопаток газовыхтурбин. // Теплоэнергетика, 1999, № 5, c. 59–63.9.Afanasiev I.V., Granovski A.V., Karelin A.M., Kostege M.K. The Problem of Inaccuracy in FlowCapacity Definition by Using Different Numerical Techniques. // Journal of Thermal Science,2004, vol. 13, no. 1, c. 1–7.
ISSN 1003-216910.Грановский А.В. Анализ физических процессов и особенности работы ГТУ свысоконагруженной ступенью газовой турбины. // Электрические станции, 2010, № 10, c.8–12.11.Грановский А.В. Применение высоконагруженных турбинных ступеней для повышениятехнико-экономических показателей высокотемпературных ГТУ. Часть I – Расчетноеисследование ступени //Надежность и безопасность энергетики.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
