книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства
.pdfфективного профиля. Вместо диаметров входной и выходной кромок могут быть использованы эл липсы, целесообразность использования которых будет показана в дальнейшем.
Если диапазон управления формой кривых, образующих профиль, окажется недостаточным для его оптимизации, реализуется переход на второй уровень управления формой кривых ко рыта и спинки. На этом уровне в диалоговом ре жиме корректируется положение промежуточ ных узлов образующего многогранника. Количе ство «узлов» зависит от количества участков кривых Безье, из которых «склеена» спинка (2-3) или корыто (1-2) профиля.
На рис. 8.46 корыто профиля состоит из одно го, а спинка - из двух участков. Входная кромка тоже описана полиномом Безье. Перемещаются все узлы, за исключением узлов с номером 0 (5). Часть узлов перемещается свободно, часть - только вдоль прямых линий (что позволяет со хранить углы и другие общие геометрические ха рактеристики решетки). При этом в программе профилирования автоматически вычисляется но минальное положение промежуточных узлов многогранников обеспечивающие гладкое про текание кривизны.
8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Данная двухуровневая система управления процессом профилирования позволяет создавать турбинные решетки с высоким аэродинамиче ским качеством, при обеспечении прочностных и конструктивных ограничений.
После проектирования и оптимизации всех ба зовых профилей осуществляется построение ло паточного венца (рис. 8.47). По спрофилирован ным базовым сечениям с помощью специального алгоритма формируется внешняя поверхность ло патки. В результате образуется точечно-заданная поверхность, которая является геометрической моделью поверхности лопаточного венца.
Программа позволяет изгибать спроектиро ванную лопатку или отдельные ее части в различ ных направлениях, смещать вдоль проточной части и поворачивать вокруг оси на необходи мый угол.
При построении венца базовые профиля мо гут быть несколько деформированы, и это долж но учитываться на следующей итерации проек тирования.
Гибкость применяемого метода построения профиля играет важнейшую роль в получении профиля, характеристики которого удовлетворя ют требованиям проекта. От этой гибкости непо средственно зависит количество итераций по строения геометрии, которые будут использова ны, и иногда даже сама возможность получения требуемых характеристик.
8.2.7. Одномерное проектирование турбины
Как отмечено выше, правильные решения на этапе одномерного проектирования определяют конкурентоспособность турбины в течение всего жизненного цикла. Кроме того, эти решения пре допределяют подавляющую часть стоимости
|
Рис. 8.47. Построение лопаточного венца на основе |
|
трех базовых сечений: |
|
а - соединение сплайнами соответствующих |
|
координат базовых профилей; б - получение |
Рис. 8.46. Управление формой кривых корыта и стенки на |
интерполяцией дополнительных |
втором уровне проектирования профиля |
промежуточных сечений |
201
Глава 8. Турбины ГТД
1,015
|
1,010 |
|
22,0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
со |
|
|
|
|
< |
et |
|
|
12,0 |
й |
В |
|
|
||
« |
1,000 |
|
|
§ |
3S |
|
|
I |
|
1 |
|
|
|
|
$ |
0,995 |
|
|
X |
о |
|
|
л |
|
|
|
|
1 |
|
§ |
|
|
2,0 |
|
|
|
|
о |
|
|
0,990 |
|
|
о |
|
|
|
|
|
|
0,985 |
4 |
- 8,0 |
|
|
3 |
5 |
|
Число ступеней
Рис. 8.50. Выбор количества ступеней СТ
товерности проведенных оценок, иначе дальней шие сравнения и выводы могут не иметь реаль ной основы.
8.2.7.3. Аэродинамическое проектирование и КПД турбины
Схема пропроцесса одномерного проектиро вания турбины показан на рис. 8.51.
Детальное аэродинамическое проектирование на среднем диаметре заключается в выборе опти мального распределения удельной работы и ре активности по ступеням для предварительно выбранных осевых и диаметральных размеров проточной части. В процессе оптимизации до пустима корректировка любых размеров.
Целью оптимизации является выбор сочетания параметров, обеспечивающих минимальную ве личину прямых эксплуатационных расходов.
Примерная схема определения КПД турбины
водномерном аэродинамическом расчете для ти пичных ступеней (одноступенчатой охлаждаемой ТВД с высоким отношением давлений и для одной из ступеней неохлаждаемой многоступенчатой ТНД) приведена в табл. 8.1. Из таблицы следует, что главную роль в определении КПД играют поте ри энергии в проточной части турбины. Они вклю чают потери кинетической энергии потока газа
влопаточных венцах и потери мощности (КПД) из-за функционирования системы охлаждения.
Следует иметь в виду, что оптимальные пара метры не могут быть окончательно выбраны в одномерном расчете, так как одномерная мо дель только с определенной степенью приближе ния отражает реальные процессы в турбине.
8.2.8. Аэродинамическое проектирование лопаточных венцов
Общая схема процесса
Общая схема процесса проектирования лопа точных венцов представлена на рис. 8.52.
Содержание процесса проектирования венца
Предварительная аэродинамическая оптими зация лопаточной решетки в 2Б-постановке про водится непосредственно в программе профили рования в диалоговом режиме по распределению приведенной адиабатической скорости (или ста тического давления) по обводам профиля. Обте кание решетки оценивается моделированием по 2Э-Эйлеру (моделированием сжимаемого дозву кового, трансзвукового и сверхзвукового потока в решетке по уравнениям Эйлера для невязкого потока).
Критериями оптимального распределения скорости являются:
- обеспечение относительно низких (на уров не, близком к средней приведенной скорости на
204
8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Распределение |
Проектирование |
радиального |
|
работы по радиусу |
распределения |
|
параметров |
1D - геометрия
Расчет характеристик
Нерасчетные режимы
Рис. 8.51. Схема процесса одномерного проектирования турбины
входе в решетку) значений приведенной скорости на начальном участке профиля спинки (непосред ственно после окончания разгона потока на вход ной кромке от точки торможения). Наиболее эффективным средством для этого является отри цательный угол атаки (разница между конструк тивным углом и углом потокана входе в решетку);
- равномерное ускорение потока до точки максимальной скорости вблизи или за точкой горлового сечения межлопаточного канала;
- плавное торможение потока от точки мак симума скорости на спинке до выходной кромки (оптимальный темп снижения приведенной ско рости составляет 0,05...0,10 на 10 % периметра профиля). Очевидно, что чем меньше этот темп, тем лучше. Значительные отрицательные гради енты скорости на спинке (в пределе переходящие в скачки уплотнения) могут привести к отрыву потока и значительному увеличению потерь;
- минимально возможная степень перерасширения потока на спинке (отношение макси мальной скорости к средней скорости на выходе
из решетки). Приемлемым уровнем перерасширения на практике можно считать 1,05... 1,20;
-исключение местных всплесков скорости
вместе схода потока с окружности входной кром ки на спинку и корьгго после разгона от точки тор можения. Эти всплески оказывают неблагоприят ное влияние на развитие пограничного слоя и спо собствуют увеличению местных коэффициентов теплоотдачи от газа к корыту лопатки.
Уровень этих местных всплесков может быть снижен уменьшением диаметра входной кромки (около 0,6 мм в современных ТНД) или перехо дом к описанию входной кромки не окружно стью, а эллипсом.
Помимо этих общих критериев, необходимо иметь в виду частные случаи проектирования:
-в случае появления зоны сверхзвуковых скоростей на спинке целесообразно максимально снизить как общий уровень сверхзвуковых ско ростей, так и протяженность этой зоны, даже за счет некоторого повышения уровня скоростей
вначале спинки;
205
Глава 8. Турбины ГТД
|
|
Т а б л и ц а 8.1 |
|
Приближенный анализ потерь и КПД типичных ступеней турбины______________ |
|||
Потери / КПД |
ТВД (одноступенчатая) |
ТНД (одна ступень |
|
многоступенчатой турбины) |
|||
|
|||
Перепад полного давления |
4 |
1,55 |
|
Параметр нагрузки С//См |
0,48 |
0,407 |
|
Углы входа венцов СА/РК, град |
90,0/42,7 |
43,7/43,0 |
|
Углы выхода венцов СА/РК, град |
10,3/17,8 |
20,6/20,6 |
|
Приведенная изоэнтропическая скорость за СА/РК |
0,98/1,30 |
0,70/0,72 |
|
Профильные потери СА/РК, % |
2,31/4,06 |
5,19/5,34 |
|
Вторичные потери СА/РК, % |
1,85/4,24 |
1,32/1,03 |
|
Аэродинамические потери СА/РК, % |
4,16/8,30 |
6,51/6,37 |
|
КПД (аэродинамический, без охлаждения), % |
92,4 |
91,6 |
|
Охлаждение (относительный расход воздуха) статора/ротора, % |
11,3/3,95 |
- |
|
Потери от охлаждения венцов СА/РК, % |
3,00/0,93 |
- |
|
Суммарные потери венцов СА/РК, % |
7,16/9,23 |
6,51/6,37 |
|
Коэффициенты скорости в СА/РК |
0,9635/0,9527 |
0,9669/0,9677 |
|
КПД (аэродинамический с учетом охлаждения лопаток), % |
91,4 |
91,6 |
|
Охлаждение осевого зазора (расход воздуха в осевой зазор), % |
0,59 |
- |
|
ДКПД (потери из-за охлаждения ротора через аппарат |
-0,95 |
- |
|
закрутки), % |
|
|
|
ДКПД (осевой зазор), % |
-0,63 |
- |
|
КПД с охлаждением, % |
89,8 |
_ |
|
Радиальный зазор СА/РК, мм |
0/0,53 |
0,50/0,50 |
|
Относительный (к длине лопатки) радиальный зазор СА/РК, % |
0/0,84 |
0,30/0,30 |
|
ДКПД (радиальный зазор) СА/РК, % |
-1,68 |
-0,60/-0,73 |
|
Первичный КПД турбины, % |
88,1 |
90,3 |
-для охлаждаемых лопаток целесообразно добиваться исключения или снижения местных забросов скорости в начале корыта, так как это способствует увеличению местных коэффициен тов теплоотдачи от газа;
-для лопаток последних ступеней авиацион ных турбин может быть существенным влияние числа Рейнольдса на полетных режимах. Поэто му целесообразно исключать значительные гра диенты потока в конце спинки (характерные для так называемых задненагруженных профилей), которые имеют тенденцию к отрыву потока при уменьшении числа Рейнольдса.
Однако целевое распределение скорости в двумерной постановке при проектировании се чений может отличаться от вышеизложенного, так как эта задача является промежуточной. Рас пределение скорости в сечении должно быть та ковым, чтобы оптимальное распределение имело место в окончательной постановке - многосту пенчатом расчете по 3D-модели (Эйлера или На-
вье-Стокса). Характер изменения распределения скорости при переходе от двумерной к простран ственной постановке не может быть универсаль ным и определяется опытным путем.
На следующем этапе спроектированная ре шетка оценивается на уровень потерь (кинетиче ской энергии или полного давления), на чувстви тельность к углу атаки (к изменению угла атаки на входе) и изменению режима работы по числу Маха. Последние характеристики очень важны для многорежимных турбин (ТНД и СТ). Моде лирование проводится по 2Б-Навье-Стоксу (мо делирование вязкого потока в решетке по уравне ниям Навье-Стокса). Помимо изменения уровня потерь и его изменения с числом Маха и углом атаки, оценивается вероятность отрыва потока на профиле (рис. 8.53).
2Б-аэродинамическое проектирование явля ется основой в получении эффективной аэроди намики турбины. Как уже говорилось, необычай ную важность имеет наличие гибкого и эффек-
206