Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
21
НАЦІОНАЛЬНИЙ АВІАЦІЙНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
Курош Хагані (Іран)
УДК 629.7.03; 621.515; 533.695.5(043.3)
МЕТОДИКА ВИБОРУ РАЦІОНАЛЬНИХ ПАРАМЕТРІВ ЛОПАТКОВИХ ВІНЦІВ ВиСОКонавантажених ступенів ОСЬОВОГО КОМПРЕСОРА ГАЗОТУРБІННОГО ДВИГУНА
Спеціальність 05.07.05 - двигуни та енергоустановки літальних апаратів
АВТОРЕФЕРАТ
дисертація на здобуття наукового ступеня
кандидата технічних наук
Київ-2007
Дисертацією є рукопис.
Робота виконана в Національному авіаційному університеті Міністерства освіти і науки України
|
Науковий керівник |
доктор технічних наук, професор Терещенко Юрій Матвійович, Національний авіаційний університет, професор кафедри |
|
Офіційні опоненти: |
доктор технічних наук, професор Бойко Людмила Георгіївна, Національний аерокосмічний університет ім.М.Є.Жуковського “ХАІ”, завідувач кафедри |
|
доктор технічних наук, професор Мітрахович Михайло Михайлович, Національний авіаційний університет, професор кафедри |
Захист дисертації відбудеться “11“ жовтня 2007р. о 15-00 годині в аудиторії 1.105 на засіданні спеціалізованої вченої ради Д26.062.10 при Національному авіаційному університеті за адресою: 03680, м. Київ –, проспект Космонавта Комарова, 1.
З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного авіаційного університету за адресою: 03680, м. Київ, проспект Космонавта Комарова , 1.
Автореферат розісланий “7“ вересня 2007р.
Вчений секретар спеціалізованої
вченої ради Д26.062.10,
кандидат технічних наук, доцент О.Г.Водчиць
Загальна характеристика роботи
Актуальність теми
Одним з основних напрямків розвитку сучасного авіаційного двигунобудування є підвищення основних параметрів робочого процесу - температури газу перед турбіною ( ) і ступеня підвищення тиску в компресорі ( ).
У високонавантажених ступенях з відносно довгими лопатками значною мірою проявляються просторові ефекти (вторинні течії, парні вихри та ін.), але також має місце істотна деформація лопаток, що приводить до зміни розрахункових кутів входу й виходу потоку. Це викликає не тільки відхилення режиму обтікання лопаткових вінців від розрахункового (оптимального або близького до розрахунку), а і збільшення втрат у проточній частині осьового компресора й, відповідно, зниження ККД компресора.
Існуючі методики профілювання ступенів осьових компресорів засновані на рішенні осесиметричних задач розрахунку течії газу в проточній частині компресора. Їхнє використання не дозволяє вирішувати задачі зниження рівня втрат, поліпшення експлуатаційних характеристик за рахунок врахування особливостей просторової течії в’язкого стисливого газу. Тому покращення експлуатаційних характеристик газотурбінних двигунів на основі просторової оптимізації ступенів осьових компресорів є актуальним науковим завданням.
Мета і задачі дослідження. Метою дисертаційної роботи є покращення характеристик авіаційних ГТД за рахунок вибору раціональних геометричних параметрів лопаткових вінців високонавантажених ступенів осьового компресора за критерієм мінімуму втрат (min) при врахуванні особливостей течії в міжлопаткових каналах на критичних режимах і деформацій лопаток.
Для досягнення поставленої мети в роботі вирішені наступні задачі:
Об'єкт досліджень –ступінь осьового компресора.
Предмет досліджень –характеристики ступеня осьового комперсора.
Методи досліджень. У процесі дисертаційних досліджень використовувалися: методи математичного моделювання, метод кінцевих різниць і методи нелінійного програмування для рішення оптимізаційної задачі.
Наукова новизна отриманих результатів.
У роботі одержали розвиток методи розрахунку параметрів ступенів осьових компресорів з урахуванням особливостей дозвукової та трансзвукової течії в’язкого стисливого газу.
Вперше отримані результати, що дозволяють здійснювати визначення раціональних конструктивних кутів профілів в різних перерізах лопаток і кутів установки робочих лопаток у високонавантажених лопаткових вінцях компресорів газотурбінних двигунів.
Отримано результати по розподілу втрат по висоті лопатки й зміні форми робочих лопаток при роботі ГТД у широкому діапазоні режимів у порівнянні з формою лопаток у стані спокою.
Практичне значення отриманих результатів:
Особистий внесок здобувача. У наукових статтях, надрукованих у співавторстві, авторові дисертації належить:
У статті [1] викладений підхід до оптимізації надзвукового ступеня компресора. Представлено співвідношення для визначення втрат повного тиску в надзвукових ґратах профілів осьового компресора. Розглянуто обмеження що дозволяють враховувати в процесі оптимізації геометричних параметрів лопаток їхній напружено-деформований стан.
У статті [2] розглянутий один з підходів до рішення завдання підвищення аеродинамічної навантажності лопаткових вінців осьового компресора за рахунок застосування дворядних лопаток.
У статті [3] запропоновано, на підставі аналізу результатів досліджень проблеми підвищення ефективності дифузорних каналів, підходи до вирішення задач з дослідження впливу геометричних параметрів вхідного пристрою на характеристики течії й рівень втрат енергії.
У статті [4] розглянутий один зі шляхів рішення задачі підвищення економічності газотурбінних двигунів. Представлені результати досліджень ступеня осьового компресора з постійною циркуляцією. Розроблено рекомендації щодо профілювання дворядних лопаткових вінців на основі використання ефекту ежекції під час змішування потоків газу.
Апробація результатів дисертації та публікації.
Основні результати дисертаційної роботи доповідалися на:
Публікації. По темі дисертації опубліковано 4 статті в наукових виданнях.
Структура дисертації. Дисертація складається із вступу, трьох розділів, висновків, додатку та списку використаних джерел. Загальний обсяг дисертації становить 116 сторінок, 29 рисунків і 1 таблиця, списку використаних джерел з 75 найменуваннями, додаток на 12 сторінках.
основний зміст роботи
У вступі обґрунтована актуальність теми дослідження, сформульована мета дисертаційної роботи, основі задачі досліджень, визначені її наукова новизна та практична цінність.
В розділ 1, проведено аналіз структури течії в міжлопаткових каналах. Проведено огляд літератури, присвяченої питанням зменшення рівня втрат у осьовому компресорі авіаційного двигуна. Розглянуто три способи зниження рівня втрат у проточній частині компресора. Зроблено висновок про те, що найбільш раціональними, надійними та технологічно простими варто вважати способи профілювання лопаток зі зменшеними вторинними втратами.
Проаналізовано структуру втрат у компресорному вінці, показана істотна тривимірність потоку у проточній частині. Тривимірність примежового шару поблизу лопаток відіграє значну роль у загальній структурі втрат, на зменшення яких і спрямоване дослідження.
В розділ 2, розглянуто особливості обтікання лопаткових вінців компресора та задачі розрахунку течії реального газу при трансзвукових швидкостях. При обтіканні лопаткових вінців надзвуковим потоком, внаслідок скінченої товщини лопаток, вверх за течією відходять головні хвилі, в міжлопатковому каналі від вхідних кромок сусідньої лопатки до сторони розрідження розташовується косий стрибок ущільнення.
Розглянуто застосування методу математичного моделювання для досягнення мети роботи, вимоги до пакету розрахункових програм профілювання проточної частини авіаційного двигуна. Сформульовані основні вимоги, яким повинен задовольняти метод для його успішного застосування при розрахунку подібних течій.
Розглянуто, яким чином проводиться заповнення поверхні лопатки ступеню осьового компресора, визначення координат точок сіткових поверхонь, що лежать на поверхні лопатки, необхідних для розрахунку параметрів потоку.
Описано застосований метод чисельного розрахунку. Розглянуто деякі найбільш значні роботи, що вплинули на розвиток обчислювальних методів аеродинаміки. Розрахункові методи розв’язку рівнянь газової динаміки, які застосовувалися, немонотонні, тому потрібна була особлива майстерність для проведення розрахунків. Показано, що TVD-схеми (англ. Total variation diminishing - схеми з незростаючою повною варіацією розв’язку), які є стійкими та монотонними не забезпечують достатньої точності розв’язку. Розвиток неявних монотонних ENO-схем (англ. Essentially non-oscillatory - схеми, які істотно не коливаються) другого-третього порядку апроксимації на базі схеми С.К.Годунова дозволяє позбутися вказаних недоліків. Комплекс програм, який був використаний у даній роботі, базується на квазімонотонній модифікації схеми С.К.Годунова. Це дозволило моделювати тривимірні турбулентні течії в лопаткових вінцях та основні особливості таких течій (підковоподібний, парний, канальний вихрі, сідельні точки, відриви, сліди та ін.).
Нестаціонарна течія в’язкого стисливого газу описується системою рівнянь газової динаміки у формі Нав’є-Стокса, що включає:
- рівняння нерозривності: ;
- рівняння кількості руху: ;
- рівняння енергії: ,
де ρ –густина, е –повна енергія одиниці об’єму, П –тензор напружень, - тепловий потік, - вектор швидкості.
Повна енергію одиниці об’єму е для досконалого газу записується у вигляді , а тепловий потік через градієнт температури виражається наступним чином .
Отримуємо систему рівнянь:
(1)
де , , , ,
; rx , ry - проекція відстані r від осі обертання до поточної точки на відповідних осях. Ротальпія h визначена як: .
Система рівнянь (1) взята за основу для моделювання тривимірних течій у проточній частині компресора.
Розглянуто спосіб побудови адаптивної розрахункової сітки. Адаптацію просторової сітки зручно виконувати, як послідовність одновимірних операцій. Послідовність дій при адаптації в кожному напрямі сіткових ліній однакова. Швидкість течії газу на сітковій лінії в точці, яка розглядається, позначимо літерою А, довжину сіткової лінії –літерою S. Поведінка величини швидкості вздовж сіткової лінії показана на рис.1.
Рис.1. Характерна залежність параметрів адаптації за довжиною сіткової лінії від корита до спини (всі параметри приведені до одиниці)
Видно, що швидкість біля стінок, відповідно до умови прилипання і непроникання твердої стінки, дорівнює нулю. В примежовому шарі швидкість різко зростає, в той час як у ядрі потоку вона змінюється мало. Під час досліджень інтенсивності зміни швидкості уздовж сіткової лінії (градієнт швидкості вздовж сіткової лінії) абсолютне значення часткової похідної швидкості по довжині сіткової лінії (рис.1) визначалось за формулою . Для побудови нової сітки проінтегруємо залежність і отримаємо криву (рис.1), за допомогою якої побудуємо новий розподіл вузлів сітки. Для цього у вертикальному напрямі розділимо проміжок від початку до кінця кривої на рівні частини (рис.2).
Рис. 2. До пояснення алгоритму побудови адаптивної сітки
Далі проведемо від кожної позначки цього розподілу горизонталі до кривої. З точки перетину кожної горизонталі з кривою опустимо вертикаль і, таким чином, отримаємо новий розподіл вузлів уздовж сіткової лінії (рис.2), який адаптує сітку до поточних параметрів течії.
В процесі побудови нової сітки враховувалося декілька обмежень. Для того, щоб сіткові лінії були гладкими і не мали занадто скошених вічок, була застосована процедура згладжування сіткових ліній, яка мало впливала на гладкі ділянки лінії і в той же час кардинально згладжувала ділянки в місцях осциляцій (рис. 3). Окрім того була застосована процедура, яка забезпечувала задане співвідношення між найбільшою і найменшою величиною вічка сітки. Це дало можливість вільного пересування вузлів уздовж сіткових ліній і, в той же час, виключало випадок появи областей зовсім без вузлів.
|
а |
б |
Рис. 3. Сітка біля носика профіля: а –до адаптації; б –після адаптації.
В розділ 3, розглянуті питання розробки методики визначення раціональних геометричних параметрів ступенів осьового компресора, при застосуванні одновимірної та просторової моделей течії в’язкого стисливого газу. Це дає можливість отримати високу точність аеродинамічного проектування ступенів осьового компресора при невеликій кількості розрахунків з використанням просторової моделі течії в’язкого стисливого газу. Рішення даного завдання проводиться з метою підвищення ККД ступеня, за рахунок зменшення втрат, при збереженні його напірності.
Для апробації методики взято трьохвінцевий трансзвуковий ступінь осьового компресора низького тиску. Склад ступеня: вхідний напрямний апарат, робоче колесо, напрямний апарат (ВНА+РК+НА) рис.4.
Рис. 4. Проточна частина першого ступеня
Методика складається з двох етапів: початкового наближення геометричної форми ступеня та обчислення оптимальних конструктивних кутів входу і виходу лопаток ступеня (рис. 5).
|
Рис.5. Блок-схема оптимального проектування ступеня |
Умовні позначення, які застосовуються у блок-схемі:
КФ –конструктивна форма лопаток, тобто така геометрична форма лопаток, яку вони мають у стані спокою, при відсутності дії на них газодинамічних та відцентрових сил;
АФ –аеродинамічна форма лопаток, тобто така геометрична форма лопаток, яку вони набувають при роботі, під дією на них газодинамічних та відцентрових сил. При побудові методики вважалось, що конструктивна і аеродинамічна форми відрізняються тільки для лопаток робочого колеса. ці форми лопаток суттєво відрізняються для лопаток робочого колеса осьового компресора сучасного газотурбінного двигуна. Для лопаток напрямного апарату ці форми вважаємо однаковими.
Проточна частина ступеня осьового компресора розсікається на кілька поверхонь струму. Завдання оптимізації вирішується для всіх поверхонь струму одночасно.
Цільова функція мала вигляд:
де N –кількість елементарних шарів току, на які розбита проточна частина, i –номер елементарного шару току.
Відповідно до методу штрафних функцій знаходження minF еквівалентно знаходженню minF ',
де - безрозмірні втрати для кожного шару току,
Λ –ψтрафний коефіцієнт,
А, А, А, А –обмеження: рівняння збереження енергії написані для ВНА, РК, НА та ступеня в цілому для кожного елементарного шару току.
Використовуючи відомі газодинамічні та кінематичні співвідношення та Т-S діаграму процесу стискування газу у ступені компресора складові цільового функціоналу були перетворені до форми, яка зручна для рішення завдання.
;
;
;
, складові якого також можна явно виразити через конструктивні кути .
Для рішення завдання корекції кутів лопаткового вінця робочого колеса, застосовувався метод Нелдера-Міда, який добре зарекомендував себе при розв’язку подібних задач.
Корекція конструктивних кутів, забезпечує необхідну зміну кутів входу та виходу газового потоку (рис. 6).
|
а |
б |
|
Рис. 6. Кути входу та виходу газового потоку в між вінцевому зазорі по висоті лопаткового вінця від втулки до периферії: а - кут входу αпотоку, б - кут виходу α потоку до корекції (○) і після (Δ) |
Висновки
В дисертації розроблена методика вибору раціональної геометричної форми ступенів осьового компресора ГТД за критерієм мінімуму втрат кінетичної енергії при врахуванні їх розподілу за висотою лопатки, особливостей трансзвукової течії газу і деформації лопаток.
На підставі проведених досліджень можна зробити наступні висновки:
1. В роботі одержали подальший розвиток методи розрахунку параметрів ступенів осьових компресорів з урахуванням особливостей дозвукової й трансзвукової течії в’язкого стисливого газу.
. Вперше отримані результати, що дозволяють визначати значення раціональних кутів установки робочих лопаток в високонавантажених лопаткових вінцях компресорів газотурбінних двигунів.
. Отримано результати по зміні розподілу втрат по висоті лопатки й зміні форми робочих лопаток при роботі ГТД в широкому діапазоні режимів.
. Розроблена методика вибору раціональної геометричної форми ступенів осьового компресора по мінімуму втрат кінетичної енергії при обліку розподілу втрат по висоті лопатки, і особливостей критичної течії й деформації лопаток може бути використана в процесі проектування й доведення газотурбінних двигунів з високонавантаженими ступенями осьового компресора.
. Розроблений алгоритм побудови адаптивної сітки для розрахунку просторової течії в’язкого газу ступені осьового компресора, дозволяє підвищити точність розрахунків при визначенні параметрів течії газу в лопаткових вінцях ступенів осьового компресора.
Список опублікованих праць за темою дисертації
1.Греков П.И. Волянская Л.Г. Хагани К. Терещенко Ю.Ю. Оптимизация конструтивных лопаточных углов сверхзвуковой ступени осевого компрессора.//Восточно-европейский журнал передовых технологий. - Харкьов. - 2006.вып.1/2 (19).- С.170-172.
2. Волянская Л.Г. Терещенко Ю.Ю. Хагани К. Исследование аэродинамической нагруженности ступени осевого компрессора с двухрядными лопаточными венцами.// Восточно-европейский журнал передовых технологий.- Харкьов.-2006.вып.2/2 (20).- С.155-158.
3. Волянская Л.Г. Драч О.В. Хагани К. Вплив геометричних характеристик вхідного пристрою газотурбінного двигуна на параметри течії.//Вісник НАУ. - К.:НАУ,2006.- No 2(28). - С.97-100.
4. Греков П.І. Волянская Л.Г. Хагани К. Алпатов В.Є. Економічність газотурбінного двигуна з дворядними лопатковими вінцями в осьовому компресорі.// Вісник НАУ. - К.:НАУ,2005.- No 4(26).-C.51-54.
Анотація
Курош Хагані . Методика вибору раціональних параметрів лопаткових вінців високонавантажених ступенів осьового компресора газотурбінного двигуна. –Рукопис.
Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.07.05 - двигуни й енергоустановки літальних апаратів. –Національний авіаційний університет Київ, 2007.
Дисертація присвячена розробці методики вибору раціональних параметрів лопаткових вінців високонавантажених ступенів осьового компресора газотурбінного двигуна, застосування якої при проектуванні та модифікації авіаційних ГТД дозволить покращити їх характеристики.
Проаналізовано структуру втрат у компресорному вінці, показана істотна тривимірність потоку у проточній частині, відзначено, що тривимірність примежового шару поблизу лопаток відіграє значну роль у загальній структурі втрат, на зменшення яких і спрямоване дослідження.
Розглянуто особливості обтікання лопаткових вінців компресора та проблеми розрахунку течії реального газу при трансзвукових швидкостях.
Розглянуто застосування методу математичного моделювання для досягнення мети роботи, вимоги до пакету розрахункових програм профілювання проточної частини авіаційного двигуна. Сформульовані основні вимоги, яким повинен задовольняти метод для його успішного застосування при розрахунку в’язких стисливих течій в ступенях осьового компресора.
Розроблено алгоритм адаптації розрахункової сітки для розрахунку просторової течії в ступенях осьового компресора.
Розроблено методику корекції геометричної форми ступенів осьового компресора, що включає в себе врахування розподілу втрат по висоті лопатки й зміну форми лопаток компресора при роботі. З її допомогою проведене коректування конструктивних кутів входу й виходу лопаткових вінців за критерієм мінімуму втрат (min).
Ключові слова: газотурбінний двигун, осьовий компресор, транзвуковий ступінь комперсора.
АнНотация
Курош Хагани. Методика выбора рациональных параметров лопаточных венцов высоконагруженных ступеней осевого компрессора газотурбинного двигателя. –Рукопись.
Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук по специальности 05.07.05 - двигатели и энергоустановки летательных аппаратов. –Национальный авиационный университет. Киев, 2007.
Диссертация посвящена разработке методики выбора рациональных параметров лопаточных венцов высоконагруженных ступеней осевого компрессора газотурбинного двигателя, применение которой при проектировании и модификации авиационных ГТД, позволит улучшить их характеристики.
Проанализирована структура потерь в компрессорном венце, показанна существенная трехмерность потока в проточной части, отмечено, что трехмерность пограничного слоя, вблизи лопаток, играет значительную роль в общей структуре потерь, на уменьшение которых и направлены исследования.
Рассмотрено применение метода математического моделирования для достижения цели работы, требования к пакету расчетных программ профилирования проточной части авиационного двигателя. Сформулированы основные требования, которым должен удовлетворять численный метод для его успешного применения при расчете вязких сжимаемых течений в ступенях осевого компрессора
Предложен способ адаптации расчетной сетки для повышения точности расчета параметров газового потока в трансзвуковых ступенях осевого компрессора при наличии скачков уплотнения в проточной части.
Разработана методика коррекции геометрической формы ступеней осевого компрессора, которая включает в себя расчет распределения потерь по высоте лопатки и изменение формы лопаток компрессора при работе. С ее помощью проведена коррекция конструктивных углов входа и выхода лопаточных венцов по критерию минимума потерь (min), при учёте изменения формы лопатки по высоте. Для решения задачи коррекции углов лопаточных венцов, применялся метод Нелдера-Мида.
Ключевые слова: газотурбинный двигатель, осевой компрессор, трансзвуковая ступень компрессора.
Abstract
Koorosh Khaghani. Selection technique of rational parameters highly-loaded blade rows of gas-turbine engine axial-flow compressor.
The dissertation on competition of a scientific degree of Cand.Tech.Sci. on a specialty 05.07.05 - engines and powerplant of flying vehicles. - National aviation university, Kiev 2007.
The dissertation work is devoted to development of selection technique of rational parameters highly-loaded blade rows of gas-turbine engine axial-flow compressor. Application of this technique during designing and modernization engines will be allow to increasing axial compressor performances.
Carried out analysis of losses structure in compressor blade rows which is showing considerable three dimensional structure of flow in gas channel and indicated that three dimensional boundary layer on the blade had very highly influence on losses structure. The dissertation investigation was directed on decreasing of losses.
Features of flow in compressor blade rows and calculation problem of real gas flows at transonic speeds is reviewed.
Applying a method of mathematical simulation for reaching the purpose of activity, requirement to a package of the computational programs of flowing part profiling an aero-engine is reviewed. The formulated main requirements, with which one should be contented with the numerical method for its successful applying at calculation of viscosity compressed flows in stages of an axial-flow compressor.
The algorithm of computational grid adapting for calculation of three-dimensional flows in stages of an axial-flow compressor is reviewed.
The technique of the geometrical shape correction of axial-flow compressor stages is designed, which one includes the registration of losses distribution on an altitude of a blade, and compressor blades shape change by activity. With its help the correction of design inlet and outlet flow angle of blade rows by criterion of a minimum of losses (min) is held, at the registration of change of the blade shape on an altitude.
Keywords: engine, axial flow compressor, transonic compressor stage.