Аэрокосмическая техника высокие технологии и инновации – 2015

УДК 621.438

ВЕРИФИКАЦИЯ МОДЕЛИ ОБРАЗОВАНИЯ ОКСИДОВ АЗОТА НА ОСНОВАНИИ РЕЗУЛЬТАТОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

С.А. Шаламов, А.В. Туснин

ОАО «Авиадвигатель», Пермь, Россия e-mail: shalamov@avid.ru

Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Россия

Настоящая работа выполнена с целью верификации модели образования оксидов азота NOx с использованием flamelet-модели горения, а также модели дробления и испарения керосина на основании результатов экспериментальных исследований работы трубчато-кольцевой камеры сгорания диффузионного типа с щелевым фронтовым устройством двухконтурного турбореактивного двигателя в составе одногорелочного отсека. Выполнено сравнение расчетных и экспериментальных данных, полученных в одинаковых условиях, по зависимостям индекса эмиссии оксидов азота EINOx от коэффициента избытка воздуха αк в камере сгорания. Получены расчетные данные по зависимости скорости диффузии

компонентовгазовойсмесивофронтепламени χst отαк.

Ключевые слова: газотурбинный двигатель, камера сгорания, численное моделирование, математическая модель, эмиссия газообразных вредных веществ, оксиды азота, экспериментальные данные, авиационное топливо.

Известно, что к камере сгорания предъявляется множество требований, среди которых особенно выделяется экологическое совершенство и соответствие международным стандартам. Ужесточающееся международное законодательство и ответственность перед обществом стимулируют двигателестроительные компании к непрерывному совершенствованию технологий по снижению вредных выбросов газотурбинной техники [1, 2].

271

Расчетные методы в работах по снижению эмиссии оксидов азота NOx играют важную роль, так как позволяют предсказать эмиссионные характеристики газотурбинного двигателя еще на уровне проектирования двигателя и его узлов. Благодаря этому становится возможным ускорение создания новых изделий либо совершенствование существующих, а кроме того, снижение финансовых затрат на экспериментальные исследования и доводку. Тем не менее результаты численного моделирования необходимо верифицировать на основании результатов испытаний, поскольку в используемые модели включено множество допущений, в том числе эмпирических коэффициентов, вносящих порой значительную погрешность в результаты расчетов. Еще одной проблемой, связанной с использованием расчетных методов прогнозирования эмиссии NOx, является невозможность создания универсальной для каждой задачи модели. Для настройки конкретной модели требуется время, понимание специфики задачи, а также немалый опыт инженера.

Применение flamelet-моделей обусловлено нецелесообразно высокой ресурсоемкостью прямого численного моделирования химической кинетики для решения прикладных инженерных задач. Наиболее удобным является использование моделей горения, позволяющих выстраивать решения по полученным ранее зависимостям (библиотекам горения), связывающим состав смеси с небольшим числом характеристических параметров, до которых сокращается решение задачи химической кинетики. При моделировании процесса диффузионного горения этими параметрами являются массовая доля восстановленного топлива и уровень диссипации, отражающие химическое взаимодействие между топливом и окислителем [3].

В настоящей работе исследован рабочий процесс в трубчатокольцевой камере сгорания (КС) диффузионного типа со щелевым фронтовым устройством двухконтурного турбореактивного двигателя с помощью численных методов механики жидкости и газа (CFD). Исследование проведено на максимальном режиме

272

работы двигателя: pк* = 1,8 МПа; T*к = 717 К; Gв = 6,89 кг/с, а также на режиме снижения: pк* = 0,7 МПа; Tк* = 550 К; Gв = 3,55 кг/с.

Требовалось верифицировать модель образования оксидов азота NOx с использованием flamelet-модели горения, а также модели дробления и испарения керосина на основании результатов экспериментальных исследований работы камеры сгорания в составе одногорелочного отсека.

Была создана геометрическая модель камеры сгорания в пакете NX и на ее основе построена сеточная модель в сеткопостроителе ICEM CFD. Выполнен трехмерный расчет течения воздуха вкамере сгорания в пакете ANSYS CFX с целью подтверждения возможности использования имеющейся сеточной модели. Проведена серия тестовых расчетов с горением по определению влияния порядка разностной схемы. Выполнено сравнение расчетных и экспериментальных данных, полученных в одинаковых условиях, по зависимостям индекса эмиссии оксидов азота EINOx от коэффициента избытка воздуха αк в камере сгорания. Получены расчетные данные по зависимости скорости диффузии компонентов газовойсмеси вофронтепламени χst отαк.

Результаты исследования демонстрируют соответствие полученных зависимостей EINOx(αк) данным эксперимента при вариации коэффициента избытка воздуха в диапазоне 3 ≤ αк ≤ 5. При этом расчетные значения выше экспериментальных в среднем на 15 % (рисунок).

Полученная расчетным путем зависимость χst (αк) указывает на увеличение χst при уменьшении αк: от значения 0,18 с–1

при αк = 5 до 0,53 с–1 при αк = 3.

Результаты проведенного исследования, полученные с помощью компьютерного моделирования зависимости индекса эмиссии оксидов азота от коэффициента избытка воздуха в камере сгорания EINOx = f(αк), планируется использовать в работах по обобщению данных по flamelet-моделям турбулентного горения для камер сгорания со стадийной подачей воздуха. Целесообразно дальнейшее использование полученных результатов

273

УДК 621.438: 621.45.026

АНАЛИТИЧЕСКОЕ ПРОГНОЗИРОВАНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК СОПЛОВЫХ ЛОПАТОК СИЛОВОЙ ТУРБИНЫ

А.В. Викулин, В.А. Земляная

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), Москва, Россия

e-mail: chesnovava@mail.ru

На основании комплексного анализа результатов экспериментальных исследований различных систем интенсификации теплообмена проведено аналитическое прогнозирование гидравлических характеристик лопаток силовой турбины самолета спортивного типа. Рассмотрены сопловые лопатки первой и второй ступеней силовой турбины, в которых обеспечение заданной расходной характеристики связано с реализацией малых площадей проходных сечений для воздуха и с решением ряда проблем технологического характера.

Ключевые слова: силовая турбина, сопловая лопатка, система ребер, вихревая матрица, поперечные перемычки, расходная характеристика.

Сопловые лопатки первой и второй ступеней силовой турбины имеют одинаковую схему охлаждения, представленную на рис. 1. Охлаждающий воздух поступает в канал, расположенный между входной кромкой и продольным ребром, через отверстия в ребре поступает в вихревую матрицу и далее через щели со стороны корыта вблизи выходной кромки выходит в проточную часть турбины [1]. Канал, расположенный между входной кромкой и продольным ребром, служит одновременно трактом подвода воздуха на охлаждение рабочих колес турбины.

На основании требований в отношении отливки таких лопаток размер выходных щелей задан (0,4–1,8)·10–3 м. Максимальный шаг щелей ограничен условиями охлаждения выходной

275

кромки (при большом шаге участок между щелями становится практи-

чески неохлаждаемым) и задан равным 3·10–3 м

(перемычка между щелями составляет 1,2·10–3 м). С целью обеспечения заданной расходной характеристики лопаток минимальные площади проходных сечений были выполнены в про-

дольном ребре и составили 2,55·10–6 м2 (три

отверстия диаметром d = 1·10–3 м).

Такая конструкция лопатки имеет следующие недостатки:

1)дросселирование на входе приводит к уменьшению давления воздуха за ребром и уменьшению перепада давлений на матрице и выходных щелях;

2)введение «лимитирующей» площади на выходе (в зоне повышенного давления) приводит к уменьшению площади проходного сечения и дополнительному ослаблению керамического стержня, используемого при отливке лопаток.

С целью возможного устранения этих недостатков были рассмотрены схемы охлаждения лопаток с использованием многорядных систем ребер, ориентированных под углом к направлению потока воздуха.

На основании расчетов установлено, что использование системы ребер, расположенных под углом 40–50° к направлению потока, не приводит к получению заданной расходной характеристики при повышенных давлениях воздуха на входе [2].

При приемлемых минимальных размерах канала между ребрами (1·10–3 м) площади проходного сечения ряда оказываются очень

276

высокими. Поэтому расчеты выполнялись для лопаток с многорядной системой ребер, расположенных под углом 90° к направлению потока.

Аналитическое прогнозирование гидравлических характеристиксопловых лопатокпервойи второйступеней силовойтурбины проводилось для режима работы изделия в соответствии с техническимитребованиями.

Увеличение давления за ребром принято с целью снижения неравномерности распределения расхода воздуха по каналам, а также с целью уменьшения минимальной площади проходного сечения. Полное давление перед выходными щелями определено по заданному значению физического расхода воздуха и площади проходного сечения щелей.

На рис. 2–4 представлены схемы каналов охлаждения лопатки, в которых путем подбора площадей проходного сечения ряда поперечных ребер обеспечивалась заданная расходная характеристикалопатки дляоднихи тех жеисходныхданных.

277

составляет 3,41·10–6 м2. Для обеспечения заданной расходной характеристики лопатки второй ступени турбины требуется иметь минимальную площадь проходного сечения ряда 3,36·10–6 м. Коэффициент теплоотдачи к воздуху на участке с двумя рядами поперечных ребер на 12 % выше, чем в матрице при том же размере щели в лопатке.

Таким образом, использование двухрядной системы поперечных ребер, установленных в зоне между матрицей и выходными щелями, позволяет увеличить минимальную площадь проходного сечения ряда каналов на 33 % по сравнению с исходной лопаткой (2,55·10–6 м) [3]. При этом давление за перегородкой примерно на 27 % выше, что резко снижает неравномерность распределения воздуха по каналам охлаждения.

Для варианта с трехрядной системой ребер (см. рис. 3) увеличение минимальной площади проходного сечения по сравнению с исходной лопаткой составляет 46 % для лопатки первой ступени и 38 % для лопатки второй ступени турбины. В этом случае зазор между соседними ребрами может быть увеличен

278

для лопатки первой ступени до 1,6·10–3 м (вместо 1,4·10–3 м) и для лопатки второй ступени до 1,5·10–3 м (вместо 1,2·10–3 м).

При возрастании числа рядов перемычек больше трех (см. рис. 4) дальнейшее увеличение минимальной площади проходного сечения не превышает 4–5 % вследствие увеличения размера щелевого канала в лопатке при удалении от выходной кромки [4].

Библиографический список

1.Тепловые испытания и доводка охлаждаемых лопаток газовых турбин. / А.В. Викулин, В.Г. Попов, Н.Л. Ярославцев

[и др.]. – Кострома: ООО «КПД», 2012. – 568 с.

2.Влияние геометрических характеристик каналов сложной конфигурации на пропускную способность высокотемпературных газовых турбин / А.В. Викулин, В.Г. Попов, Н.Л. Ярославцев, В.А. Чеснова // Газотурбинные технологии. – 2012. – № 1 (102). – С. 38–42.

3.Анализ возможности расширения диапазона регулирования пропускной способностью каналов сложной конфигурации теплонапряженных конструкций / В.Г. Попов, А.В. Викулин, В.А. Чеснова, М.С. Маркелов // Авиационная промышленность. – 2013. – № 2. – С. 25–29.

4.Попов В.Г., Викулин А.В., Чеснова В.А. Исследование гидравлического сопротивления щелевого канала с прерывистыми перемычками в системах охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. – 2013. – Т. 15, № 4 (4). –

С. 819–824.

279

УДК 621.923

ПРОБЛЕМЫ АВТОМАТИЗАЦИИ ФИНИШНОЙ ОБРАБОТКИ ПРОФИЛЬНОЙ ЧАСТИ ЛОПАТОК ГТД

В.А. Жукотский, В.Ф. Макаров

Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Россия

e-mail: vitalik-ram@yandex.ru

Проанализированы проблемы использования войлочных накатных кругов при полировании лопаток газотурбинного двигателя (ГТД). Абразивная лента рассмотрена как альтернативный вариант кругам. Также приводятся варианты автоматизации процесса при полировании абразивной лентой. Сформирована условная схема обработки на роботизированном комплексе. Обозначены достоинства и недостатки обработки на станке и на роботизированном комплексе.

Ключевые слова: полирование, финишная обработка, автоматизация, фетровые круги, полировальная лента, лопатка газотурбинного двигателя, войлочные круги, лентошлифовальный станок.

При эксплуатации современных газотурбинных двигателей (ГТД) предъявляются высокие требования к качеству поверхности профильной части лопаток. Точность профиля пера достигает 4–5 квалитетов, а шероховатость поверхности Ra < 0,32 мкм. Обработка с такими параметрами точности и шероховатости на многокоординатных станках с ЧПУ трудозатратна. Поэтому финишная обработка на большинстве моторостроительных предприятий производится вручную (на полировальных бабках). В качестве инструмента используются специальные войлочные круги на основе микропорошков или абразивного зерна. Абразив накатывают на периферию круга, а в качестве связки выступает мездровый или казеиновый клей [1]. Данный метод имеет ряд недостатков:

280