Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / 8-2-Aerodinamicheskoje_projektirovanije

ющегося опыта и экспериментальной базы все еще представляет собой значительный риск.

Именно поэтому испытания крупномасштабных моделей или полноразмерных турбин на специальных стендах на холодном воздухе не только не сходят с повестки дня, но и приобретают все большие масштабы. Даже для ТНД, испытания которых требуют особенно высоких затрат, строятся полноразмерные натурные стенды. (Из-за высокой пропускной способности и высоких степеней расширения ТНД необходимо обеспечить значительно больший расход воздуха и сжать его до значительно большего давления, чем при испытаниях ТВД).

GE Aircraft Engines, в свое время проведя испытания ТНД проектов E3 и GE90-85B с моделированием соответственно 2/3 и 3/4, в 2002 году построила новый автономный стенд для испытаний полноразмерных ТНД [8.34]. MTU испытывает полноразмерные ТНД своей разработки (и, в - частности, ТНД GP7200) на стенде Штутгартского университета [8.35]. Компания Rolls-Royce испытывает все новые ТВД и ТНД семейства Trent на автономных стендах на холодном воздухе [8.4]. Такие же испытания проходят все новые турбины семейства двигателей малой тяги BR700 [8.28].

В качестве дальнейшего развития экспериментальной базы создаются новые стенды – с имитированием переходного канала и первого соплового аппарата ТНД (стенд GE для ТВД GP7200), а также для испытания двухкаскадных турбин. Это

стенд GE: для испытаний взаимовлияния ТВД

èТНД CFM56 в технологической программе TECH56 [8.26] и стенд Rolls-Royce для совместного испытания ТВД и ТСД Trent 500 [8.36]. Эти стенды позволяют обеспечить наиболее близкие к действительности условия испытания с учетом взаимодействия турбин.

Процесс разработки новых аэродинамических технологий для турбины, несмотря на активное вторжение в эту область численного эксперимента, продолжает основываться на экспериментальной проверке и отработке.

Экспериментальное исследование турбины на стенде (см. Рис. 8.59) проводится с целью:

1)Определения реальной аэродинамической эффективности (к.п.д.) и пропускной способности турбины.

2)Определения характеристик турбины в важном для применения диапазоне приведенной окружной скорости и степени расширения.

3)Определения реальной аэродинамической нагрузки отдельных ступеней и венцов, их аэродинамических характеристик и резервов повышения к.п.д.

4)Исследования работы системы охлаждения

èсистемы регулирования радиальных зазоров.

5)Идентификации аэродинамических и тепловых моделей турбины различного уровня для совершенствования математического обеспечения

èиспользования в ходе доводки и разработки других турбин.

Исследование полноразмерных турбин на натурных турбинных стендах является очень дорогостоящим делом. В России такой стенд имеется в ЦИАМ. Он позволяет проводить испытания как охлаждаемых, так и неохлаждаемых турбин.

В ходе доводки двигателя исследование аэродинамических параметров турбины проводится обычно на натурных двигателях и газогенераторах. Хотя область исследуемых режимов при этом ограничена близостью к рабочей точке, эти испытания являются часто единственно возможными по условиям стоимости.

Основные условия моделирования аэродинамических процессов в турбине и зависящих от них процессов теплопередачи сводятся к обеспечению геометрического, кинематического и динамического подобия турбин экспериментального и стандартного двигателей, а именно:

1)Подобия геометрических параметров, определяющих геометрическое подобие проточной части турбины испытываемого и стандартного двигателя.

2)Равенство критериев подобия, характеризующих процесс расширения газа в турбине (чи- сел Маха, Рейнольдса - Re, показателя изоэнтропы расширения K = Cp/Cv).

3)Подобие треугольников скоростей, обеспечи- вающих кинематическое подобие режима турбины.

4)Подобие полей параметров в испытываемой

èстандартной турбинах.

Требование геометрического подобия обеспе- чивается использованием натурных газогенераторов и двигателей с натурным рабочим телом (равенство Ê) на режимах работы, соответствующих реальным или близким к ним по уровню давления газа (равенство Re).

Для обеспечения подобия треугольников скоростей и чисел Маха в проточной части необходимо обеспечение равенства степени расширения по полному давлению на турбине (π Ò* = P0*/PÒ*) и приведенной частоты вращения nÏÐ = n/(Ò0*)0.5.

Равенство этих критериев подобия обеспечи-

âàåò:

-одинаковое относительное распределение удельной работы по лопаточным венцам;

-одинаковые граничные условия по теплоотдаче от газа к деталям проточной части;

-одинаковую рабочую точку по аэродинами- ческим характеристикам для экспериментальной

èстандартной турбины.

Равенство полей параметров обеспечивается за счет равенства критериев подобия и использования камеры сгорания с характеристиками, соответствующим стандартным.

Идентификация математических моделей те- чения в проточной части турбины осуществляется по измеренным статическим давлениям в осевых зазорах проточной части (см. Рис. 8.60) и измеренной степени расширения на каждой ступени.

Идентификация осуществляется за счет подбора минимальных площадей лопаточных венцов и коэффициентов потерь в них для согласования распределения по ступеням полных и статических давлений в модели и в эксперименте.

Объектом идентификации являются аэродинамические модели (одномерная и 3D-Эйлер) модели проточной части турбины. После идентификации эти модели могут быть использованы для:

-анализа аэродинамической эффективности турбины и разработки мероприятий по ее усовершенствованию;

-прогноза ее характеристик в других условиях работы или эксплуатации;

-сопровождения доводки и эксплуатации турбины (при анализе возникающих проблем, разработке модификаций и так далее).

В эксперименте возможна и качественная идентификация моделей Навье-Стокса (см. Рис. 8.61) по их прогнозной способности по предсказанию отрыва потока на профиле.

Рисунок 8.60 – Измерение и приведение (к полному давлению на входе в турбину) статических давлений в осевых зазорах на верхнем и нижнем диаметрах проточной части [8.27]

Контрольные вопросы

1.Какие параметры турбины выбираются на этапе одномерного проектирования на среднем диаметре?

2.Какие соображения являются определяющими при выборе осевых зазоров между лопатками ротора и статора в турбине?

3.Какие характеристики турбины и ее элементов могут быть получены использовании 2D моделей Эйлера и Навье-Стокса?

4.Какие проблемы ограничивают применение моделей Навье-Стокса при проектировании турбин?

5.Назовите конструктивные методы реализации пространственной формы лопаточного венца в турбинах.

6.Какие задачи решаются при экспериментальном исследовании турбин?

Перечень использованной литературы

8.1Fabrycky W., Blanchard B. Life-Cycle Costs and Economic Analysis, ISBN 0-13-538323-4, Prentice Hill, New Jersey, 1991.

8.2Beatty R.F., Prueger G.H. Turbomachinery Design Process Improvements Produce More Robust Machine. AIAA 2000-3876, 36th Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2000.

8.3Core Competency. Aviation Week&Space Technology, Sept.1, 2003

8.4Gonzalez P., Ulizar I. Advanced Low Pressure Turbine Design for a High By-Pass RatioAero Engine. ISABE 2001-1061.

8.5Vazquez R., Cadrecha D., Torre D. High Stage Loading Low Pressure Turbine. A New Proposal for an Efficiency Chart. GT2003-38374, ASME TURBO EXPO 2003.

8.6Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин, 1979.

8.7Meece C.E. Gas Turbine Technologies of the Future. ISABE 95-7006, 1995.

8.8Хорлокк Дж.Х. Осевые турбины. М., Машиностроение, 1972.

8.9NASA/P&WA Energy Efficient Engine. High Pressure Turbine Detailed Design Report. NASA CR165608, 1984.

8.10NASA/GE E3 - Flight Propulsion System Final Design and Analysis. NASA CR-168219, 1985.

8.11Гостелоу Дж. Аэродинамика решеток турбомашин. Москва: Мир, 1987.

8.12Kecker S.C., Okapuu U. A Mean Line Prediction Method for Axial Flow Turbine Efficiency. ASME Paper No. 81-GT-58. (Энергетические машины и установки, т.104, N1, 1982)

8.13Мухтаров М.Х., Кричакин В.И. Методика оценки потерь в проточной части осевых турбин при расчете их характеристик. Теплоэнергетика, ¹7, 1969.

8.14Cherry D.G. The Aerodynamic Design and Performance of the NASA/GE E3 Low Pressure Turbine. – AIAA Paper, 1984, N 1162. Газодинами-