Аэрокосмическая техника высокие технологии и инновации – 2015

Проведенные измерения установили, что во всех направлениях в рассматриваемом диапазоне частот наблюдается спад звукового давления по закону, близкому к обратноквадратичной зависимости от расстояния до источника звука (рис. 2). При измерениях широкополосного шума в диапазоне частот от 125 Гц до 2 кГц радиус измерительной поверхности (области, где реализуются условия свободного поля) составляет 3 м. При измерениях тональных сигналов в диапазоне частот от 100 до 20 кГц радиус измерительной поверхности равен 2 м.

Полученные результаты положительно характеризуют возможности заглушенной камеры ПНИПУ, показывая, что ее можно использовать в дальнейших научных исследованиях для проведения тонких акустических экспериментов.

Работа выполнена при финансовой поддержке гранта Правительства РФ по Постановлению № 220 «О мерах по привлечению ведущих ученых в российские образовательные учреждения высшего профессионального образования» по договору № 14.Z50.31.0032.

Библиографический список

1.Создание заглушенной камеры со струей для проведения аэроакустических исследований / В.Ф. Копьев, В.В. Пальчиковский, И.В. Беляев, Р.В. Бульбович, А.А. Алексенцев, Ю.В. Берсенев, В.В. Павлоградский, И.В. Храмцов // Тез. докл. 4-й Откр. Всерос. конф. по аэроакустике. – М: Изд-во ЦАГИ, 2015. – C. 136–137.

2.Экспериментальное исследование звукопоглощения акустических клиньев для заглушенных камер / И.В. Беляев, А.Ю. Голубев, А.Я. Зверев, С.Ю. Макашов, В.В. Пальчиковский, А.Ф. Соболев, В.В. Черных // Акустический журнал. – 2015. –

Т. 61, № 5. – С. 636–644.

3.ГОСТ 31273–2003. Шум машин. Определение уровней звуковой мощности по звуковому давлению. Точные методы для заглушенных камер.

401

УДК 621.45.034

ОПТИМИЗАЦИЯ ПОЛЕЙ ТЕМПЕРАТУРЫ НА ВЫХОДЕ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ СЕРИЙНОГО ГТУ

К.А. Шилов

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

Обеспечение заданной температурной неравномерности на выходе из камеры сгорания является одним из ключевых требований к ней, так как непосредственно связано с ресурсом всей ГТУ. Доводка поля камеры сгорания до требуемой неравномерности на выходе сопряжена с большим количеством стендовых испытаний, направленных на выбор оптимального варианта конструкции с точки зрения полей при одновременном сохранении или улучшении остальных характеристик камеры сгорания (эмиссия вредных веществ, потери давления). Развитие методов численного моделирования, позволяющих выполнять численный анализ процессов, происходящих в камере сгорания, дает возможность выполнить предварительную оценку эффективности мероприятий по снижению температурного поля на выходе, что позволит снизить материальные и временные затраты на экспериментальную доводку изделия при выборе одного из предполагаемых мероприятий. В работе представлены результаты расчет- но-экспериментальной доводки по обеспечению требуемой неравномерности поля температуры на выходе из камеры сгорания ГТУ наземного применения.

Ключевые слова: температурная неравномерность, камера сгорания, модель горения, газотурбинная установка (ГТУ), отверстияразбавления, фронтовоеустройство, форсунка, завихритель.

Объектом исследования является камера сгорания ГТУ серийной конструкции. Основной задачей являлась разработка мероприятий по снижению средней (1) и максимальной (2) температурной неравномерности

402

где Tсрi – средняя температура на i-м радиусе; Tвх – температура входящего воздуха; Tср – среднемассовая температура на выходе из КС,

где Tmaxi – максимальная температура из Tсрi .

Для численного исследования факторов, влияющих на формирование поля температуры на выходе из камеры сгорания, была построена расчетная модель. Расчетная область представлена сектором проточной части камеры сгорания с азимутальным углом 30° (рис. 1). Воздух, поступая в жаровую трубу, получает закрутку в центробежном 18-лопаточном завихрителе и смешивается с топливом, подаваемым из форсунки, формируя богатую смесь, которая после выгорания резко разбавляется потоком, идущим из основных отверстий. Жаровая труба имеет один ряд основных отверстий с рассекателями и перфорацией, кольцевой 6-секционный газосборник.

аб

Рис. 1. Модель камеры сгорания (а) и схема расположения основных отверстий и рассекателей (б)

Расчетная сетка была построена по алгоритму Делоне с использованием программного комплекса ANSYS ICEM CFD 15.0.

403

Размер сетки составил 54 млн элементов, с локальным сгущением в районе форсунки и объема жаровой трубы (рис. 2).

Рис. 2. Сеточная модель камеры сгорания с локальным сгущением в районе форсунки

Расчеты выполнялись для режима одногорелочного отсека: начальное давление в камере 20 атм, температура подаваемого воздуха 811 К, расход воздуха 3,207 кг/с, температура топлива 293 К, расход топлива 0,078 кг/с. В ходе исследований отработана методика расчета температурных полей на выходе из камеры сгорания. Наилучшее согласование расчетных и экспериментальных данных при определении неравномерности температурного поля продемонстрировала модель EDM (Eddy Dissipation Model) в сочетаниисиспользованиемразностнойсхемыupwind (рис. 3).

Рис. 3. Поле температуры вдоль камеры сгорания серийного варианта

На основании трехмерного моделирования предложены мероприятия по снижению температурной неравномерности на выходе из камеры сгорания. Мероприятия включали в себя:

404

1.Подачу дополнительного воздуха непосредственно в поток горячих газов, с помощью дополнительных отверстий в газосборнике.

2.Изменение подачи воздуха в жаровой трубе посредством изменения формы, количества отверстий разбавления.

3.Изменение угла крутки фронтового устройства.

4.Комбинацию вариантов, которые дали положительные результаты в ходе расчетов.

Численное моделирование позволило разработать мероприятия по снижению неравномерности поля температуры на выходе из камеры сгорания ГТУ наземного применения. Наилучшим вариантом, обеспечивающим требуемые эпюры средней

имаксимальной неравномерностей поля температуры, стала конструкция, которая включала комбинирование мероприятий (изменение угла крутки фронтового устройства и изменение подачи воздуха через отверстия разбавления) и позволила снизить максимальную неравномерность на 26 %. При проведении натурного испытания данного конструктивного варианта получено снижение на 12 % по средней неравномерности и на 7 % по максимальной.

Библиографический список

1.Куценко Ю.Г. Численные методы оценки эмиссионных характеристик камер сгорания газотурбинных двигателей / УрО РАН. – Екатеринбург; Пермь, 2006.

2.Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД. – М.:

Мир, 1986. – 566 с.

3.ANSYS CFX Theory Guide. ANSYS CFX release 15.0

4.Мингазов Б.Г. Автоматизированная доводка камеры сгорания ГТД // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени С.П. Королева (национального исследовательского университета). – 2007. – № 2 (13).

405

УДК 534

ЧИСЛЕННАЯ ОЦЕНКА НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ МОДЕЛЬНОЙ ЛОПАТКИ КОМПРЕССОРА

В АЭРОУПРУГОЙ ПОСТАНОВКЕ

Е.В. Мехоношина, В.Я. Модорский

Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Россия

e-mail: mevpstu@gmail.com

Проведен расчет напряженно-деформированного состояния (НДС) лопатки компрессора в потоке газа с учетом работы направляющего аппарата. Реализуется связанная постановка задачи. Обнаружено возрастание прогибов лопатки в аэроупругой постановке по сравнению с нестационарным расчетом НДС. Верификация аэроупругого решения проводилась с использованием модельной задачи об оценке НДС пластины в сверхзвуковом потоке газа.

Ключевые слова: пластина в потоке газа, модельный компрессор, газодинамический поток, напряженно-деформиро- ванное состояние, аэроупругость.

Одной из проблем, возникающих при работе ротора компрессора, является возникновение высоких вибронапряжений в лопатках рабочего колеса вследствие возникновения автоколебаний с постоянной или возрастающей амплитудой, частота которых, как правило, близка к одной из собственных частот колебаний лопатки. Лопатки ротора постоянно находятся под действием переменного давления, вызванного неравномерностью потока газа и, как следствие, могут совершать вынужденные колебания. Кроме того, технологические погрешности при изготовлении и сборке деталей ротора приводят к возникновению дополнительных инерционных нагрузок и колебаний всей системы. Сочетание этих колебаний может давать сложную динамическую картину вибраций [1].

406

Поэтому одной из важных задач, необходимых для обеспечения эффективности и точности численных исследований, является верификация численных результатов [1]. Для ее проведения рассматривалась экспериментальная установка (рис. 1) [2, 3]. В ANSYS решается тестовая задача о моделировании взаимодействии сверхзвукового газодинамического потока с деформируемой пластиной в ударной трубе [2, 3].

Рис. 1. Схема экспериментальной установки [2, 3]

Ввычислительном эксперименте (ВЭ) были приняты следующие допущения: не учитывается трение на боковых стенках

идля экономии времени счета задача рассматривается в псевдо- 3D-постановке (в одну ячейку толщиной в направлении оси Z); для уменьшения времени счета расстояние от входа до торца деформируемой пластины сокращено; в расчете по оценке компонент напряженно-деформированного состояния не учитываются деформации основания; используется k-e-модель турбулентности; процесс разрыва мембраны моделируется ее мгновенным исчезновением.

Моделировались две области: ОВД (область высокого давления) и ОНД (область низкого давления), в каждой из которых газ в начальный момент времени неподвижен. Перепад давления принимался равным 0,254 МПа. Пластина закреплена по нижнему торцу. С потоком газа взаимодействуют три грани пластины. Поток движется в направлении оси OX. Расчетные схемы представлены на рис. 2.

Всоответствии с выбранной физической используется ма-

тематическая модель, включающая в себя две подмодели: газодинамики и оценки НДС. Были получены зависимости перемещений края пластины от времени, приведенные на рис. 3.

407

поток однофазный; гравитация не учитывается; стенки адиабатические, шероховатые [4].

аб

Рис. 4. Расчетная схема: а – газодинамики (1 – домен ВНА; 2 – домен ротора; 3 – вход; 4 – выход; 5 – периодичность домена ВНА; 6 – периодичность домена ротора; 7 – интерфейс между доменами; 8 – интерфейс «газ – конструкция»; 9 – подвижная сетка зазора в домене ротора); б – по оценке компонент НДС лопатки (1 – запрет перемещений по нормали к поверхности замка лопатки; 2 – периодичность;

3 – интерфейс «конструкция – газ»)

По результатам вычислительных экспериментов получены зависимости компонент НДС в контрольных точках от параметров вращения в упругой и аэроупругой постановках (рис. 5) [4].

Рис. 5. Влияние аэроупругости на полные перемещения в контрольной точке, расположенной на верхней кромке лопатки

409

Максимальные перемещения обнаружены на скорости вращения ω = 950 рад/с, что примерно на 10–20 Гц отличается от полученных по диаграмме Кэмпбелла.

Исследование выполнено за счет гранта Российского научного фонда (проект №14-19-00877).

Библиографический список

1.Численный анализ вибрационного состояния рабочей лопатки последней ступени энергетической газовой турбины при воздействии нестационарного газового потока / А.И. Боровков, В.С. Модестов, И.Б. Войнов, М.С. Грицкевич, Н.О. Симин, В.В. Кривоносова, В.В. Завгородний // Авиационно-космическая техника и технологии. – Харьков, 2011. – № 8 (85) – С. 35–41.

2.Shock wave impacts on deforming panel, an application of fluid-structure interaction / J. Giordano, G. Jourdan, Y. Burtschell, M. Medale, D.E. Zeitoun, L. Houas // Shock Waves. – 2005. – Vol. 14, № 1–2. – P. 103-110. DOI 10.1007/s00193-005-0246-9.

3.Копысов С.П., Тонков Л.Е., Чернова А.А. Двухстороннее связывание при моделировании взаимодействия сверхзвукового потока и деформируемой пластины. Сравнение численных схем и результатов эксперимента // Вычислительная механика сплошных сред. – 2013. – Т. 6, № 1. – С. 78–85.

4.Численная оценка напряженно-деформированного состояния лопатки компрессора в аэроупругой постановке / Е.В. Мехоношина, В.Я. Модорский, В.Ю. Петров, А.И. Плотников // Науч- но-технический вестник Поволжья. – Казань, 2015. – № 5. –

С. 235–239.

410