Дипломы, курсовые, рефераты, контрольные...
Срочная помощь в учёбе

Влияние геометрических параметров профиля лопатки на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин

Диссертация: Влияние геометрических параметров профиля лопатки на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Сформированы и внедрены в методику проектирования сопловых лопаток рекомендации по использованию и оптимизации формы профилированных отверстий перфорации на спинке сопловых лопаток турбин высокого давлениясоздан полный пакет конструкторской, технологической и эксплуатационной документации, изготовлена и апробирована установка для продувки лопаток, позволяющая проводить исследование течения… Читать ещё >

Содержание

  • 1. Введение
  • 2. Анализ состояния исследований по теме диссертации
    • 2. 1. Методы и результаты исследования пленочного охлаждения сопловых лопаток турбин
    • 2. 2. Анализ существующего опыта исследования и применения профилированных отверстий перфорации в турбинных лопатках
    • 2. 3. Выводы по главе. Задачи исследования
  • 3. Анализ влияния кривизны поверхности профиля спинки лопатки на эффективность ее пленочного охлаждения
    • 3. 1. Математическая модель
    • 3. 2. Геометрические параметры расчетной области, сеточной модели и граничные условия
    • 3. 3. Результаты численного анализа
    • 3. 4. Идентификация полученной методики
    • 3. 5. Выводы по главе
  • 4. Анализ влияния формы отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин
    • 4. 1. Исследование применимости профилированных отверстий перфорации и подбор оптимальной формы профиля на плоских пластинах
      • 4. 1. 1. Экспериментальная верификация расчетной методики
      • 4. 1. 2. Геометрические параметры расчетной области
      • 4. 1. 3. Граничные условия и параметры сеточной модели
      • 4. 1. 4. Результаты численного анализа
      • 4. 1. 5. Промежуточные
  • выводы

4.2. Исследование влияния формы профилированных отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения спинок сопловых лопаток газовых турбин на базе сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления

4.3. Выводы по главе

5. Экспериментальное исследование течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки с целью верификации расчетных моделей

5.1. Постановка задачи эксперимента

5.2. Конструкция экспериментальной установки

5.3. Результаты эксперимента

5.4. Математическая модель, используемая пакетом Gidra. Исследование влияния геометрических отклонений, возникающих при изготовлении лопатки, на результаты эксперимента

5.5. Геометрические параметры расчетной области. Граничные условия и параметры сеточной модели.

5.6. Результаты численного анализа и сравнение их с результатами эксперимента

5.7. Выводы по главе

Влияние геометрических параметров профиля лопатки на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

На сегодняшний день авиационная промышленность является одной из наиболее инновационных и наукоемких отраслей в мире. Развитие авиационной промышленности дает огромный толчок развитию науки и экономики России в целом.

Сфера применения авиационных двигателей крайне широка — это и генерация электроэнергии, и привод для нагнетателей природного газа и нефтяных насосов, и, конечно же, гражданская и военная авиация.

Одними из важнейших условий для обеспечения конкурентоспособности газотурбинных двигателей являются повышение надежности и топливной экономичности. Однако увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению ресурса газотурбинного двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей горячей части.

С учетом окружной неравномерности локальная температура газа может достигать значений порядка 2200 К. Постоянное совершенствование свойств используемых конструкционных материалов и теплозащитных покрытий, тем не менее, не позволяет использовать максимально возможную температурную планку. В связи с этим актуализируется значение пленочного охлаждения.

Для двигателей пятого поколения с уровнем температур порядка 2000 К наибольшие проблемы вызывает надежное охлаждение спинки сопловых лопаток. Профиль спинки сопловых лопаток современных и перспективных газовых турбин становится все более изогнутым, растет скорость газа на спинке (до 400 м/с) в месте высокой кривизны, увеличивается перепад давлений между воздухом, охлаждающим лопатку, и газом, омывающим ее. Эти факторы негативно влияют на эффективность пленочного охлаждения спинки, что в конечном итоге может привести к трещинам и прогарам.

Решение данной проблемы целесообразно осуществлять еще на стадии проектирования с учетом детального анализа полей температур, реализуемых в сопловых лопатках газовых турбин. Для этого сегодня используются трехмерные методы численного моделирования газодинамических потоков. Однако, несмотря на наличие современных средств моделирования, такое проектирование турбин, рассчитанных на 20−30 тысяч часов непрерывной эксплуатации, остается сложной и трудоемкой задачей, а достоверность применяемых моделей недостаточной.

Целью исследования является повышение эффективности пленочного охлаждения спинки сопловых аппаратов турбин газотурбинных авиационных двигателей и энергетических установок за счет профилирования и оптимизации формы отверстий перфорации для выдува охлаждающего воздуха и оценки влияния кривизны спинки.

Научная новизна выполненного в диссертации исследования состоит в следующем:

— впервые дана количественная оценка и установлена зависимость эффективности пленочного охлаждения 0 спинки лопатки от кривизны профиля спинки (с углом поворота потока от 0° до 60°);

— впервые выявлены особенности вихревого течения охлаждающего воздуха в профилированных (конических и «веерных») перфорационных отверстиях охлаждения.

Практическая ценность работы состоит в следующем:

— полученная методика оценки влияния кривизны профиля спинки лопатки на эффективность ее охлаждения используется при проектировании сопловой лопатки турбины высокого давления газотурбинного двигателя пятого поколения;

— сформированы и внедрены в методику проектирования сопловых лопаток рекомендации по использованию и оптимизации формы профилированных отверстий перфорации на спинке сопловых лопаток турбин высокого давлениясоздан полный пакет конструкторской, технологической и эксплуатационной документации, изготовлена и апробирована установка для продувки лопаток, позволяющая проводить исследование течения воздуха в лопаточных каналах сложной геометрии, а также верифицировать наиболее распространенные в мире расчетные методики (типа CFX, FlowMaster, Numeca и др.).

Достоверность результатов подтверждается согласованием экспериментальных и расчетных данных распределения давления при течении охлаждающего воздуха во внутренних полостях охлаждаемой лопатки, а также удовлетворительным согласованием результатов моделирования теплового состояния плоских пластин и спинок лопаток с экспериментальными данными по распределению температуры сопловой лопатки турбины полноразмерного двигателяприменением метрологически аттестованного измерительного оборудования.

Материалы диссертации докладывались и обсуждались на X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации — 2007», г. Пермь, 2007 г.- на XI Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации — 2008», г. Пермь, 2008 г.- на XII Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации — 2009», г. Пермь, 2009 г.- на совместном научно-техническом семинаре ОАО «Авиадвигатель» и фирмы «NUMECA International» (Бельгия), г. Санкт-Петербург, 2009 г.- на Научно-техническом конгрессе по двигателестроению (НТКД-2010), г. Москва, 2010 г.

Основное содержание работы изложено в 11 опубликованных работах, а также в 5 технических отчетах ОАО «Авиадвигатель».

5.7. Выводы по главе.

1. Разработана и внедрена в производство экспериментальная установка для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин, позволяющая проводить исследования лопаток с конфигурацией охлаждения любой сложности, а также верификацию коммерческих пакетов и различных методов математического моделирования применительно к задаче исследования течения воздуха во внутренних полостях лопаток турбин и других каналов сложной геометрии. Указанная установка позволяет исследовать течение воздуха внутри лопаток газовых турбин значительно дешевле и проще, чем проводить аналогичные исследования на реальном двигателе или газогенераторе.

2. С помощью установки для продувки лопаток было выполнено экспериментальное исследование рабочей лопатки 1 ст. турбины высокого давления двигателя ГТУ-25П. Также были проведены гидравлические расчеты данной лопатки в условиях установки в пакетах СБХ 12.1 и 01с1га. Видно, что расчетная модель, используемая СБХ, дает результаты близкие к эксперименту. Наибольшие расхождения расчетных и экспериментальных данных наблюдаются в контрольных точках, расположенных в передней полости лопатки. Однако даже в этих точках разница статических давлений не превышает 7% (около 0.2−0.25 кгс/см"), что можно отнести к потерям давления в результате утечки воздуха из вывода препарирования, а также производственным отклонениям от номинальных размеров при изготовлении лопаток. Это позволяет сделать вывод о корректности гидравлической расчетной модели, используемой пакетом С? Х 12.1. Расчетная модель, используемая пакетом 01с1га, дает большие расхождения с экспериментом (разница статических давлений в некоторых точках достигает 0.7 кгс/см) и подходит только для исследования каналов простой геометрии.

6.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

1. Проведен анализ влияния кривизны профиля спинки сопловой лопатки на эффективность ее охлаждения вт последним рядом перфорации. Показано, что в зависимости от параметров кривизны профиля эффективность пленочного охлаждения может изменяться до 15% относительно плоской пластины.

На основании проведенных параметрических расчетов известная аппроксимация Балдауфа в- /(М, Р, Ти, а,—,—) для плоских пластин была модифицирована введением поправок а:!:к (а, Ь, с, с1) и Ь*я (а, Ь, с, с1) для учета влияния кривизны профиля спинки на эффективность ее охлаждения.

Уточненная аппроксимация верифицирована на основании экспериментальных, эксплуатационных и металлографических исследований сопловых лопаток первой ступени двигателей ПС-90А и ПС-90А2 и позволяет уменьшить погрешность определения температуры спинки сопловой лопатки в среднем на 30% по сравнению с базовой методикой.

2. Проведен анализ влияния использования профилированных (веерных и конусных) вместо цилиндрических отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения плоских пластин и спинок лопаток газовых турбин. Показано, что использование профилированных отверстий перфорации позволяет добиться улучшения качества пленочного охлаждения до 30% по сравнению с цилиндрическими отверстиями перфорации.

Сформированы рекомендации по выбору оптимальных геометрических параметров профилированных отверстий перфорации, позволяющих максимизировать эффект от внедрения таких отверстий.

Предложенная в работе методика, а также рекомендации по проектированию профилированных отверстий использованы при создании сопловой лопатки первой ступени турбины перспективного двигателя ПД-14, а также при улучшении качества пленочного охлаждения сопловой лопатки первой ступени турбины двигателя ПС-90А2.

3. Спроектирована и изготовлена экспериментальная установка для исследования течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях лопаток газовых турбин.

Проведена экспериментальная верификация методик, используемых коммерческим пакетом СБХ и пакетом в1с1га при решении задачи течения охлаждающего воздуха внутри рабочей лопатки первой ступени турбины. Показано, что одномерный гидравлический расчет расходов и скоростей воздуха в каналах, используемый пакетом С1с1га, некорректно определяет параметры охлаждающего воздуха в каналах сложной геометрии. Также показано, что решение данной задачи методом конечных элементов в полной трехмерной постановке (пакет СБХ) дает высокую сходимость с экспериментом, а параметр выдува охлаждающего воздуха из отверстий перфорации определяется корректно.

Показать весь текст

Список литературы

  1. И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. М.: Машиностроение, 1975 г. 559 с.
  2. В.Л. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок. М.: Машиностроение, 1984 г. -384 с.
  3. С.С. Теплопередача и гидродинамическое сопротивление. М: Энергоатомиздат, 1990 г. 368 с.
  4. Н.Д., Епифанов В. М., Иванов B.JL, Манушин Э. А. Теплообменные устройства газотурбинных и комбинированных установок. М: Машиностроение, 1985 г. — 360 с.
  5. B.C., Галицейский Б. М. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. М: Машиностроение, 1992 г. 521 с.
  6. Ф.Ф., Григорьев Б. А. Тепломассобмен. М: МЭИ, 2005 г. 549 с.
  7. В.Г. Численное моделирование нестационарных явлений в ГТД. Москва, Машиностроение, 2005. 535 с.
  8. Mayle R.E. The Turbulence That Matters. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3−6, 2002, Amsterdam, The Netherlands.
  9. Baldauf S., Scheurlen M., Schulz A., Wittig S. Correlation of film cooling effectiveness from thermographic measurements at engine like conditions. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3−6, 2002, Amsterdam, The Netherlands.
  10. Saumweber C., Schulz A. Effect of geometry variations on the cooling performance of fan-shaped cooling holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  11. Saumweber C., Schulz A. Free-stream effects on the cooling performance of cylindrical and fan-shaped cooling holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  12. Zhihong Gao, Diganta P.N., Je-Chin Han. Full-coverage film cooling for a turbine blade with axial-shaped holes. Journal of thermophysics and heat transfer, vol. 22, No. 1, January-March 2008.
  13. Okita Y., Nishiura M. Film effectiveness performance of an arrowhead-shaped film cooling hole geometry. Proceedings of GT2006 ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea and Air, May 8−11, 2006, Barcelona, Spain.
  14. Zuniga H.A., Krishnan V., Kapat J.S. Trends in film cooling effectiveness caused by increasing angle of diffusion through a row of conicalholes. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14−17, 2007, Montreal, Canada.
  15. Zhang D.H., Chen Q.Y., Sun L., Zeng M., Wang Q.W. The comparison of two species film cooling characteristics between trenched and shaped holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  16. Leedom D.H., Acharya S. Large eddy simulations of film cooling flow fields from cylindrical and shaped holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  17. Greitzer E.M., Tan C.S., Graf M.B. Internal flow. Concepts and applications. Cambridge University Press, 2004, 736 p.
  18. Blazek J. Computational fluid dynamics: principles and applications. Elseveir, 2001,440 p.
  19. Chappell J., Ligrani P. Aerodynamic performance of suction-side gill region film cooling. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  20. Yiping Lu, Ekkad S.V., Bunker R.S. Trench film cooling effect of trench downstream edge and hole spacing. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  21. Ely M.J., Jubran B.A. A numerical study on increasing film cooling effectiveness through the use of sister holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  22. Baheri S., Jubran B.A. The effect of turbulence intensity on film cooling of gas turbine blade from trenched shaped holes. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  23. Sundaram N., Thole K.A. Film-cooling flowfields with trenched holes on an endwall. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  24. Colban W.F., Thole K.A., Bogard D. A film-cooling correlation for shaped holes on a flat-plate surface. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  25. Renze P., Schroder W., Meinke M. Large-eddy simulation of film cooling flow ejected in a shallow cavity. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  26. Kustener K., Elyas A., Sugimoto T., Tanaka R. Double-jet film-cooling with low blowing ratios. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  27. Kunze M., Vogeler K., Landis K., Heselhaus A. A new test rig for film cooling experiments on turbine endwalls. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  28. Somawardhana R.P., Bogard D.G. Effects of surface roughness and near hole obstructions on film cooling effectiveness. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14−17, 2007, Montreal, Canada.
  29. Na S., Williams В., Dennis R.A., Bryden K.M. Internal and film cooling of a flat plate with conjugate heat transfer. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14−17, 2007, Montreal, Canada.
  30. Sundaram N., Thole K.A. Bump and trench modifications to film-cooling holes at the vane endwall junction. Proceedings of GT2007 ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea and Air, May 14−17, 2007, Montreal, Canada.
  31. Lu Y., Allison D., Ekkad S.V. Influence of hole angle and shaping on leading edge showerhead film cooling. Proceedings of GT2006 ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea and Air, May 8−11, 2006, Barcelona, Spain.
  32. Harrison K.L., Bogard D.G. Comparison of rans turbulence models for prediction of film cooling performance. Proceedings of ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, GT2008, June 9−13, 2008, Berlin, Germany.
  33. Металлографические исследования сопловых лопаток 1 ступени ТВД 9.93−04−401 из сплава ЖС6У-ВИ после сертификационных испытаний. Технический отчет № 541/15−4768, ОАО «Авиадвигатель», 2009 г.
  34. Результаты термометрирования соплового аппарата 1 ступени ТВД термоиндикаторными красками на газогенераторе № 94−013(852). Технический акт № 46 274, ОАО «Авиадвигатель», 2008 г.
  35. Оценка теплового состояния рабочей лопатки первой ступени ТВД. Техническая справка № 48 589, ОАО «Авиадвигатель», 2009 г.
  36. Анализ влияния формы отверстий, расположения рядов перфорации и параметров охлаждающего воздуха на эффективность пленочного охлаждения. Технический отчет № 49 063, ОАО «Авиадвигатель», 2009 г.
  37. Ganesh N. Kumar, Hukam C. Mongia Validation of An Advanced Turbulence Model with DoE Film-Effectiveness Test Data on a Machined Ring Liner. AIAA Paper 2001−3269.
  38. Li S.C., Mongia H.C. An Improved Method for Correlation of Film-Cooling Effectiveness of Gas Turbine Combustor Liners. AIAA Paper 2001−3268
  39. Mongia H.C. Gas Turbine Combustor Liner Wall Temperature Calculation Methodology. AIAA Paper 2001−3267
  40. Wolfgang Vieser, Thomas Esch, Florian Menter. Heat Transfer Prediction using Advanced Two-Equation Turbulence Models. CFX-VAL10/0602 May 2002.
  41. A.A. Энергетические и промышленные газотурбинные установки на базе авиационных ТРДД ОАО «Авиадвигатель. Принципы конвертации». Тяжелое машиностроение, 2009, № 9, с.2−6.
  42. А.С. Оценка достоверности методов математического моделирования, используемых для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин. ISSN 1 311 336, г. Москва, Тяжелое Машиностроение, № 6, 2010, с. 6−9.
  43. А.С., Сендюрев С. И. Испытательная установка для исследования течения воздуха во внутренних полостях охлаждаемых лопаток газовых турбин. Тезисы докладов LVII научно-технической конференции.
  44. РАН. Комиссия по газовым турбинам РАН, Ассоциация газотурбинных технологий, г. Уфа, 2010.
  45. A.C., Сендюрев С. И. Применение профилированных отверстий для охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных турбин. -XXX Российская школа по проблемам науки и технологий, г. Миасс, 2010.
  46. A.C. Проект торцового бесконтактного уплотнения масляной полости опоры турбины высокого давления.- Материалы X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации 2007″, г. Пермь, 2007 г.
  47. Оптимизация конструкции системы подвода воздуха на охлаждение 1СА с применением трехмерного вязкого CFD анализа. Технический отчет № 49 058, ОАО „Авиадвигатель“, 2009 г.
  48. Уточнение расчета системы подвода охлаждающего воздуха к PJI 1 ступени ТВД с тангенциальной закруткой. Технический отчет № 49 883, ОАО „Авиадвигатель“, 2010 г.
  49. Анализ теплового состояния сопловой лопатки 1 ступени ТВД газогенератора-демонстратора решением сопряженной задачи газодинамики и теплообмена. Технический отчет № 50 316, ОАО „Авиадвигатель“, 2010 г.
  50. Газодинамический анализ течения в камере сгорания и сопловом аппарате 1 ступени ТВД газогенератора-демонстратора. Технический отчет № 50 317, ОАО „Авиадвигатель“, 2010 г.
  51. В.Г. Комплекс программ расчета течения газа в проточной части многоступенчатой осевой газовой турбины. ЦИАМ им. П. И. Баранова, Москва, 2001.
  52. Крупа В. Г, Руденко C.B. Инструкция для комплекса программ порасчету вязкого течения в плоской решетке турбомашины с учетом выдува охлаждающего воздуха в окрестности выходной кромки. ЦИАМ им. П. И. Баранова, Москва, 2003.
  53. Turbulence modeling methods for the compressible Navier-Stokes equations. AIAA Paper N83−1693, 1983,13p.
  54. М.Я., Крупа В. Г., Нигматуллин Р. З. Неявная схема С.К. Годунова повышенной точности для интегрирования уравнений Навье-Стокса. Ж. вычисл. матем. и матем. физ. 1989. т. 29 N6 с. 888−901.
  55. Инструкция по двумерному тепловому расчету лопатки по программе Т19. ОАО „Авиадвигатель“, 2009.1. УТВЕРЖДАЮ?
  56. СПРАВКА о внедрении результатов диссерта!1. ОАО"Авиадвигатель"заместительо конструктора игатель» / в. аботы в
  57. Начальник отделения турбин (К0−204)1. Сычев В .К.
Заполнить форму текущей работой

Заказал и сдал!