ОСОБЕННОСТИ.РАЗРАБОТКИ УГЛЕРОД-УГЛЕРОДНОГО НАСАДКА ДЛЯ ЖРД.
Соколовский М.И., Зыков Г.А., Петухов С.Н., Бондаренко С.А. ОАО НПО «Искра», г. Пермь
В 1999 году Ракетно-космической корпорацией "Энергия" перед НПО "Искра" была поставлена сложная научно-техническая задача, в кратчайшие сроки и при минимальных затратах создать первый в России углерод-углеродный насадок для кислород-керосинового ЖРД. Насадок предназначался для двигателя 11Д58М используемого в качестве маршевого двигателя для разгонного блока ДМ-SL в составе ракеты-носителя "Зенит" в рамках программы "Sea Launch" ("Морской старт"). К этому времени НПО "Искра" обладало практическим опытом создания углерод-углеродных насадков для РДТТ различных систем.
На совместном совещании представителей РКК "Энергия", НПО "Искра" и Исследовательского центра им. М.В. Келдыша были выработаны следующие подходы при выполнении данной задачи:
-выработать требования к материалу насадка с учетом современных научно-технических достижений всех передовых материаловедческих организаций НИИГрафит, "ЦНИИСМ", НИИ Композит, ФГУП "ИТХ";
-решения по материалам и применяемым технологиям должны быть освоены промышленностью и для их реализации не требовалось капитальных вложений;
-опробование технических решений по насадку проводить на натурном двигателе при штатных режимах работы.
Так как в России отсутствует испытательная база позволяющая проводить огневую стендовую отработку полноразмерного насадка, была разработана программа отработки конструкции расчетно экспериментальным путем с привлечением головных институтов отрасли ЦНИИМАШ, ИЦ им. М.В. Келдыша, НИИ Композит заключающаяся в том, что для подтверждения работоспособности насадка в процессе работы двигателя были разработаны конструкции полноразмерных укороченных насадков. Затем с одинаковыми подходами были разработаны математические модели полно-размерного и укороченных насадков. По результатам ОСИ укороченных насадков провели тестирование и уточнение математических моделей, а затем на основе расчета было выдано заключение о работоспособности
полноразмерного насадка.
Такой методический подход позволил при сравнительно небольших затратах , в полном объеме завершить отработку углерод-углеродного насадка которая показала высокий уровень надежности
конструкции.
В 2002 году НПО "Искра" поставило первый товарный насадок в РКК "Энергия" для установки на РБ ДМ-SL и использования в составе ракеты-носителя "Зенит" по программе "Морской старт" Этот пуск запланирован в первой половине 2003 года.
НАПРЯЖЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И РАЗРУШЕНИЕ ХРУПКОГО ПОКРЫТИЯ
ПРИ УДАРЕ к а п е л ь в о д ы
Ставров В.П., Столяров А.И., Ткачев В.М. Белорусский государственный технологический университет
При удалении водно-капельной струей лакокрасочных покрытий с панелей и фюзеляжа самолетов и других элементов конструкции летательных аппаратов во избежание повреждений основного материала необходимо точное дозирование повреждающего воздействия. Это обеспечивается заданием параметров водно-капельной струи, соответствующих характеристикам удаляемого покрытия. Цель данной работы - установление механизма разрушения покрытия при ударе капель воды и определение характеристик поврежденности как функций диаметров и скоростей капель.
Исследовали напряженное и деформированное состояние покрытий на стальной подложке при ударе капель воды диаметром 0,1 - 0,5 мм, движущихся со скоростями от 100 до 500 м/с, типичными для процессов удаления тонких покрытий из хрупких материалов [1]. На поверхности покрытия задавали давление, возникающее при ударе сферической капли нормально жесткой плоскости, согласно аналитической зависимости, приведенной в работе [2]. При этом учитывали временные изменения давления и радиуса области действия давления, обусловленные растеканием капли.
Рассматривали покрытия с различными показателями упругих и прочностных свойств - полимерные (на основе эпоксидной смолы и из полиметилметакрилата) и керамические (с характеристиками, близкими к характеристикам стекла). В качестве критерия повреждения материала покрытия задавали наибольшие относительные удлинения. Адгезию покрытия к подложке считали идеальной (за исключением случаев, когда учитывали влияние отрыва покрытия от подложки), а прочность адгезионной связи - равной когезионной прочности материала покрытия; ее оценивали по критерию наибольших нормальных и наибольших касательных напряжений.
По методу конечных элементов рассчитывали поверхности уровня опасных напряжений и деформаций в покрытии и на границе его с подложкой как функции времени воздействия капли. Распространение повреждений во времени учитывали по методу итераций, задавая нулевые значения модулей упругости в элементах, в которых нарушены условия прочности, или удаляя эти элементы. Исследовали также воздействие капли на покрытия с отслоениями и с трещин на поверхности.
Показано, что несмотря на значительные размеры области распространения волн деформаций и напряжений повреждения покрытия локализованы в области, соизмеримой с диаметром капли. Диаметр и глубины области повреждений покрытия с увеличением скорости (выше порогового значения) возрастают практически пропорционально диаметру капли. Пороговое значение скорости капли зависит от прочности покрытия. При малых скоростях (не выше пороговых) область повреждения имеет кольцевую форму, при больших скоростях (зависящих от прочности покрытия) область повреждения приобретает форму кратера. Размеры поврежденной области, рассчитанные с учетом начальных или развивающихся повреждений, в 3-5 раз больше, чем без учета этих факторов.
Установлено, что пороговое значение скорости капель, начиная с которого происходит отслоение покрытия, выше порогового значения скорости для повреждения поверхностного слоя и зависит не только от диаметра капли и характеристик покрытия, но и от толщины покрытия. Отслоение покрытия, прочно связанного с подложкой, возможно при толщине порядка диаметра капли, а скорость капли в 3-4 раза выше пороговой для повреждения поверхностного слоя.
Рассчитаны условия разрушения покрытий путем откола частиц при несимметричном воздействии капель и при наличии криволинейных трещин. Показано, что в этом случае размеры поврежденной области зависят от глубины начальной трещины и могут быть в несколько раз превышать диаметр капли, что подтверждается известными экспериментальными данными.
Результаты используются для расчета кинетических кривых, характеризующих процессы удаления хрупких покрытий водно-капельной струей, и оценки допускаемых границ для параметров струи.
Работа выполнена в рамках проекта INTAS № 00-0268.
Список литературы
1.Milchers W. Abtragen von Polymeren mit dem reinen Wasserstrahl. - Diss.D.-lng. - Universitaet Hannover, 2001. - 128 S.
2.Ставров В.П., Луис X., Ставров B.B. Оценка повреждения хрупкого материала при ударе капли
воды / Актуальные проблемы динамики и прочности. Минск: Технопринт, 2001. - С. 415-419.
ВЕРИФИКАЦИЯ МОДЕЛИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КАЧЕСТВА АЭРОДИНАМИКИ СВЕРХЗВУКОВЫХ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ТУРБИН
Старков Р.В.
ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь
Проектирование высокотемпературных авиационных двигателей нового поколения связано с необходимостью разработки высокоперепадных одноступенчатых турбин высокого давления. Это позволяет уменьшить количество деталей двигателя и снизить его вес. Такие турбины характеризуются: значительными перепадами давления, что приводит к возникновению трансзвуковой и сверхзвуковой скорости газа на выходе межлопаточного канала; значительной температурной и динамической пространственной неоднородностью течения.
Для оценки аэродинамического качества сверхзвуковых решеток профилей необходима методика проведения вычислительного эксперимента, учитывающая специфику транс- и сверхзвукового течения. Выбор и верификацию методики предполагается осуществить в два этапа. На первом этапе используется стационарная постановка задачи, т.е. распределение параметров в межлопаточном канале турбины получается решением уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу, методом установления. Эта упрощенная постановка задачи позволяет определить, какие модели турбулентности и расчетные схемы необходимо использовать для получения результатов, наиболее согласующихся с экспериментальными данными. Второй этап заключается в рассмотрении нестационарного течения при взаимодействии статора и ротора. Это позволит более точно определить интегральные характеристики исследуемой лопатки за некоторый промежуток времени, в который изменяется структура, расположение и интенсивность скачков уплотнения.
В данной работе рассматривается первый этап выбора и верификации методики проведения вычислительного эксперимента для определения качества аэродинамики сверхзвуковых лопаток турбин. Критерием оценки аэродинамического качества является величина потерь полного давления в межлопаточном канале турбины:
Zeta=(P*Bx - Р*вых) / Р*вх |
(1) |
В качестве объекта исследования использовались плоские профили {Рис. 1) рабочей лопатки (BASE) первой ступени турбины высокого давления двигателя ЕЕЕ (ENERGY EFFICIENT ENGINE) фирмы “Pratt&Whitney”* Выбор этой лопатки для исследования объясняется наличием достаточного количества экспериментальных данных. Исследование проводилось с помощью коммерческого программного комплекса CFX-TASCflow™ 2.11. Результаты численного эксперимента сравнивались с данными экспериментальных продувок решеток профилей на специальной установке компании “Pratt & Whitney”. На Рис. 2 приведены графики изменения величины потерь полного давления (Zeta) в зависимости от изоэнтропического числа Маха (М20 на выходе из решетки для разных моделей турбулентности. В целом результаты хорошо согласуются с экспериментальными данными, хотя и отмечается несколько завышенный уровень расчетных значений величины потерь полого давления. Как наиболее гибкую можно рекомендовать модель турбулентности переноса сдвиговых напряжений - Shear Stress Transport (SST).
----*----k-e модельтурб-ти
• k-w модельтурб-ти
— -■ — SST модельтурб-ти
---------- эксперимент
M2i
Рисунок 1. |
Рисунок 2. |
* Данные из технического отчета NASA
ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ ГАЗА ВО ФРОНТОВОМ УСТРОЙСТВЕ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГТД-110 С ПОМОЩЬЮ ПАКЕТА ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ CFX - TASCFLOW
Степанова О.П., Василюк Д.К.
ОАО «НПО «Сатурн», г. Рыбинск, Россия
В процессе доводки ГТД-110 во фронтовом устройстве камеры сгорания был обнаружен дефект главного завихрителя. В среднем сечении лопаток завихрителя наблюдалось периодическое выгорание. Для решения возникшей проблемы было проведено ряд численных расчетов с изменением первоначальной геометрии завихрителя.
При построении расчетной модели были сделаны некоторые упрощения геометрической модели: рассматривалось только течение во фронтовом устройстве ГТД, выход из фронтового устройства моделировался цилиндром, использовалась «холодная» проточная часть, т. е. тепловое расширение не учитывалось, периодичность геометрии позволяла задавать расчетную область в виде сектора 45° Расчетные сетки для всех вариантов расчета имели одинаковую топологию.
Расчет проводился без учета отвода воздуха на дежурную горелку. Процессы горения не моделировались. Свойства газа принимались постоянными: показатель адиабаты к=1.4, газовая постоянная R=287.3 Дж/кг * К. Направление потока на входе задавалось осевым.
Решалась система дифференциальных уравнений Навье - Стокса в трехмерной постановке. Газ принимался вязким, сжимаемым и теплопроводным. Для описания турбулентности применялась к - е - модель, которая решалась с помощью метода контрольных объемов, реализованном в пакете газодинамических расчетов CFX - TASCflow v. 2. 11. 1 на схеме второго порядка аппроксимации по пространству.
Расчет исходного фронтового устройства показал, что на входе в завихритель формируется неравномерное поле скоростей, обусловленное расположенными выше по потоку стойками и стержневыми форсунками. След от стоек не распространяется до лопаток завихрителя. След от форсунок попадает на каждую вторую лопатку завихрителя и может являться зоной стабилизации горения. Между зонами затенения от стоек и форсунок образуется зона относительно высоких скоростей (Я = 0.12), которая при натекании на лопатки завихрителя формирует отрыв с образованием циркуляционного потока, занимающего 1/4 высоты лопатки в среднем сечении. Вдоль потока отрыв распространяется на
50% Хорды.
Для устранения отрывных зон стабилизирующих горение исключили из фронтового устройства стержневые форсунки и обеспечили подачу топлива непосредственно в зону горения за лопатками. Выполненный расчет показал, что на входе в завихритель неравномерность потока уменьшилась, а отрыв обусловлен большим углом атаки на переднюю кромку лопатки завихрителя.
Следующим этапом расчета было профилирование лопаток завихрителя, которое позволило получить безотрывное течение в межлопаточном канале завихрителя фронтового устройства камеры сгорания ГТДЯ 10 и уменьшает вероятность стабилизации и проскока пламени, следовательно, прогара лопаток.