Метод розрахунку газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД з повінцевим описом осьового багатоступеневого компресора

Размещено на http://www.allbest.ru/

НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

ім. М.Є. ЖУКОВСЬКОГО «ХАРКІВСЬКИЙ АВІАЦІЙНИЙ ІНСТИТУТ»

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Спеціальність 05.05.03 - Двигуни та енергетичні установки

Метод розрахунку газотермодинамічних параметрів

турбовального ГТД з повінцевим описом

осьового багатоступеневого компресора

Карпенко Олена Леонідівна

Харків - 2010

Дисертацією є рукопис

Робота виконана на кафедрі теорії авіаційних двигунів Національного

аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут" Міністерства освіти і науки України.

Науковий керівник	доктор технічних наук, професор Бойко Людмила Георгіївна, Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут", завідувач кафедри теорії авіаційних двигунів
Офіційні опоненти	доктор технічних наук, професор, лауреат Державної премії України в галузі науки і техніки панін Владислав Вадимович, Національний авіаційний університет, декан механіко-енергетичного факультету кандидат технічних наук, старший науковий співробітник Дихановський Віктор Миколайович, Національний університет оборони України МОУ, докторант

Захист відбудеться «18» червня 2010 р. о 14 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є.Жуковського "Харківський авіаційний інститут" за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17, ауд. 307 головного корпусу.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут" за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17.

Автореферат розісланий «17» 05 2010 р.

Вчений секретар

спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 Л.О. Базима

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми. Сучасний газотурбінний двигун (ГТД) є об'єктом, що складається з багатьох взаємозв'язаних вузлів та їх елементів, в кожному з яких протікають складні фізичні процеси.

При розробці методів розрахункового дослідження газотермодинамічних параметрів двигунів і їх вузлів, аналізу ефективності їх роботи в широкому колі режимів застосовують математичне моделювання.

Ступінь достовірності даних про двигун, одержуваних за допомогою його математичної моделі, залежить від рівня деталізації процесів, що відбуваються в основних вузлах. Відповідно до задач, які вирішуються, моделі умовно розділяють за рівнем складності. На практиці на даний час використовують поузлові моделі (перший рівень), що дозволяють описувати кожний вузол в цілому як «чорний ящик» з чітко визначеними вхідними і вихідними параметрами за допомогою їх характеристик, які можуть бути задані таблично або у вигляді узагальнених залежностей.

Оскільки число факторів, що впливають на газотермодинамічні параметри ГТД, постійно збільшується за рахунок застосування складніших конструктивних схем, досконалішої організації системи охолоджування, а відповідно, і відбору повітря безпосередньо з проточної частини, виникає необхідність подальшого вдосконалення математичних моделей, що використовуються, і методів розрахунку газотермодинамічних параметрів двигуна. Поузлове зображення ГТД в даний час не є достатнім для опису вказаних процесів.

Багатоступеневий осьовий компресор є одним з основних вузлів ГТД, від роботи якого багато в чому залежить ефективність реалізовуваного термодинамічного циклу, надійність і стійкість роботи двигуна. При відхиленні режиму роботи компресора від «розрахункового» з'являється розузгодження в роботі ступенів, що приводить до погіршення його параметрів, можливості появи нестійкої роботи компресора і двигуна в цілому. Поліпшення характеристик компресора забезпечується широким використовуванням різних способів регулювання (поворотні направляючі апарати, перепуск повітря з проточної частини та ін.). Наявність поворотних направляючих апаратів, достатньо велике число місць відбору повітря з проточної частини, а також застосування його перепуску вимагає детального розгляду і урахування процесів в багатоступеневому осьовому компресорі при визначенні газотермодинамічних параметрів двигуна.

Застосування методу розрахунку газотермодинамічних параметрів ГТД на основі математичної моделі більш високого рівня, що спирається на детальний опис лопаткових машин, і зокрема, багатоступеневого компресора, з урахуванням геометричних параметрів лопаткових вінців та проточної частини, дозволить суттєво розширити об'єм інформації про параметри двигуна, його експлуатаційні характеристики, що може бути одержана за допомогою методів експериментальних досліджень та менш складних методів математичного моделювання, наприклад, поузлових моделей.

Поява такого методу дасть змогу при проектуванні визначати вплив змін геометричних параметрів лопаткових вінців компресора і проточної частини, програми регулювання поворотних статорних лопаток, перепуску та відбору повітря безпосередньо з тракту компресора на такі параметри двигуна, як потужність, коефіцієнт корисної дії (ККД), питому витрату палива, запаси газодинамічної стійкості та інші, що сприятиме підвищенню якості виконання проектних робіт і скороченню строків розробки двигунів.

У зв'язку з цим задача створення методу розрахунку газотермодинамічних параметрів газотурбінного двигуна, що спирається на повінцеве моделювання робочих процесів у багатоступеневому осьовому компресорі, є актуальною.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами.

В основу дисертації покладені результати робіт, які проводилися автором в рамках держбюджетних тем: Д201-10/2000 - “Методологія математичного моделювання потоків газу в проточних частинах турбомашин для розрахунку раціональних конструкцій силових установок”, Д201-24/2003 - “Розробка і удосконалення теоретичних методів газодинамічного розрахунку сучасних авіаційних двигунів і їх конвертація в наземні енергоустановки” і Д201-20/2006 - “Теоретичні основи розробки математичних моделей лопаткових машин сучасних газотурбінних двигунів, газоперекачуючих агрегатів і побудова на їх основі моделей двигунів високого рівня” Міністерства освіти і науки України, що виконувалися на кафедрі теорії авіаційних двигунів Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут».

Мета і завдання дослідження. Метою дисертаційної роботи є створення методу розрахунку газотермодинамічних параметрів газотурбінного турбовального двигуна на сталих режимах роботи на підставі його поузлового моделювання та повінцевого опису течії в багатоступеневому осьовому компресорі.

Для досягнення поставленої мети необхідно вирішити такі завдання.

1. Розробити структурну схему методу розрахунку газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД з повінцевою декомпозицією багатоступеневого осьового компресора на сталих режимах роботи, визначити зв'язки між основними її елементами, формалізувати їх у вигляді системи рівнянь. Розробити алгоритм розрахунку та відповідний комплекс програм.

2. Розробити методику розрахунку сталої дозвукової течії в багатоступеневому осьовому компресорі при наявності відбору і перепуску повітря, яка дозволяє враховувати значення геометричних параметрів проточної частини і лопаткових вінців на середньому радіусі. В її основу покласти рішення системи рівнянь газової динаміки турбомашин в одновимірній постановці з урахуванням вияву в'язкості за допомогою узагальнених напівемпіричних залежностей.

3. Провести верифікацію комплексу програм розрахунку газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД шляхом зіставлення результатів експериментальних і розрахункових досліджень дросельних і кліматичних характеристик двигунів, а також характеристик багатоступеневих осьових компресорів.

4. Дослідити вплив різних конструктивних заходів і способів регулювання (поворот статорних лопаток, відбір або перепуск повітря з проточної частини компресора) на особливості обтікання лопаткових вінців, положення межі області стійкої роботи, лінії сумісних режимів роботи вузлів газогенератора і на експлуатаційні характеристики ГТД.

Об'єкт дослідження - турбовальний газотурбінний двигун.

Предмет дослідження - газотермодинамічні процеси в проточній частині турбовального газотурбінного двигуна на сталих режимах роботи.

Методи дослідження - методи математичного моделювання процесів в газотурбінних двигунах і турбомашинах, засновані на рішенні системи рівнянь газодинаміки, що відображають умови спільної роботи вузлів ГТД і їх елементів на сталих режимах.

Наукова новизна одержаних результатів полягає у наступному.

1. Вперше запропоновано метод розрахунку газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД на сталих режимах, в основу якого покладено поузлову математичну модель з повінцевим описом процесів в багатоступеневому осьовому компресорі.

2. Вперше на основі розробленого методу сформовано методичні засоби врахування в системі двигуна впливу на його газотермодинамічні параметри та експлуатаційні характеристики таких чинників, як відбір і перепуск повітря з проточної частини компресора, зміна геометричних параметрів лопаткових вінців і меридіональних обводів, зміна програми регулювання поворотних статорних лопаток.

Практичне значення одержаних результатів.

Розроблений метод розрахунку і відповідний комплекс програм дозволяють наступне:

1. В процесі проектування та при розробці модифікацій турбовальних ГТД проводити параметричні дослідження і визначати вплив на газотермодинамічні параметри та експлуатаційні (дросельні і кліматичні) характеристики змін геометричних параметрів проточної частини і лопаткових вінців компресора на середньому радіусі, програми регулювання поворотних направляючих апаратів, витрати відбираємого або перепускаємого повітря з проточної частини компресора.

2. Виконувати порівняльний аналіз доцільності вживання різних конструктивних заходів і програм регулювання з метою забезпечення більш високих значень питомої потужності, ККД та запасів газодинамічної стійкості ГТД.

3. Підвищити якість моделювання газодинамічних процесів в турбовальном ГТД на сталих режимах роботи, зменшити кількість поправочних коефіцієнтів, що використовуються при розробці поузлових індивідуальних моделей двигунів.

Особистий внесок здобувача. Всі наукові результати дисертаційної роботи, які виносяться на захист, отримані особисто автором. Здобувачем розроблено метод, який дозволяє проводити розрахунок газотермодинамічних параметрів та експлуатаційних характеристик турбовального двигуна на сталих режимах з урахуванням відбору і перепуску повітря із проточної частини, а також оцінювати вплив зміни геометричних параметрів лопаткових вінців багатоступеневого осьового компресора і проточної частини з метою вдосконалення його характеристик, проведено дослідження впливу зміни геометричних параметрів компресора і витрати повітря, що перепускається з проточної частини, на особливості обтікання лопаткових вінців, запаси газодинамічної стійкості, а також газотермодинамічні параметри двигуна в цілому, розглянуто різні способи регулювання компресора і проведено оцінку доцільності їх використовування з метою зміни потужності газотурбінного двигуна.

Апробація результатів дисертації. Основні положення і результати роботи доповідалися на Міжнародній науково-технічній конференції «Вдосконалення турбоустановок методами математичного і фізичного моделювання», м. Харків, Україна, 2006, Міжнародній науково-технічної конференції «Молодь в авіації: нові рішення і передові технології», м. Алушта, Україна, 2009, XII, XIII і XIV Міжнародних конгресах двигунобудівників, м. Алушта, Україна, 2007 - 2009 рр., Міжнародних науково-технічних конференціях «Інтегровані комп'ютерні технології в машинобудуванні», м. Харків, Україна, 2005 - 2008 рр.

Публікації. Результати дисертаційних досліджень опубліковані в трьох статтях у виданнях, що входять до переліку ВАК України, і тезах 7 доповідей.

Структура і об'єм дисертації. Дисертаційна робота містить 126 сторінок, з яких 105 сторінок основного тексту, 66 рисунків (10 сторінок), список використаних джерел складається зі 98 найменувань (11 сторінок).

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

У вступі обґрунтована актуальність теми дослідження, визначена його мета і задачі, представлені наукова новизна, практична значущість отриманих результатів і особистий внесок здобувача.

У першому розділі представлено огляд літературних джерел, присвячених розробці та практичному використанню математичних моделей та методів газодинамічного розрахунку параметрів ГТД на різних етапах його життєвого циклу. Розробниками математичних моделей, методів та систем моделювання є відомі організації, що спеціалізуються в області авіадвигунобудування: ЦІАМ ім. П.І. Баранова, КДТУ ім. А.Н. Туполева (м. Казань), УДАТУ (м.Уфа), СДАУ ім. С.П. Корольова (м. Самара), НАУ (м. Київ), НАКУ ім. М.Є. Жуковського «ХАІ» (м. Харків), ДП «Івченко-Прогрес» (м. Запоріжжя). Крім того, розглянуті системи моделювання, що розроблені в країнах дальнього зарубіжжя: GASTURB (м. Мюнхен, Німеччина), GSP (Голландія), GECAT (університет Алабама, США), JGTS (університет Толедо, США).

Показана необхідність розробки методу розрахунку газотермодинамічних параметрів і експлуатаційних характеристик турбовального ГТД, в основу якого покладена математична модель другого рівня складності, що спирається на повінцевий опис багатоступеневого осьового компресора з врахуванням геометричних параметрів лопаткових вінців і проточної частини.

На основі проведеного аналізу обґрунтовано наведені раніше цілі та задачі дослідження, а також вибрано відповідні до них методи.

У другому розділі представлено основні положення запропонованого методу розрахунку, його структурну схему, систему рівнянь, що пов'язує роботу основних вузлів та їх складових елементів. Метод призначений для визначення газотермодинамічних параметрів турбовального газотурбінного двигуна на сталих режимах роботи в характерних перетинах уздовж проточної частини, до яких відносяться вхідні і вихідні перетини його основних вузлів і елементів, а також інтегральних параметрів двигуна, таких, як питома потужність, питома витрата палива,ККД та інші.

На відміну від існуючих поширених поузлових моделей газотурбінних двигунів в данній роботі декомпоновано один з найскладніших вузлів - багатоступеневий осьовий компресор та розглянуто його роботу в сукупності з іншими вузлами в системі двигуна.

Двигун має двохкаскадний газогенератор і вільну турбіну. В роботі введена наступна індексація при визначенні перетинів проточної частини: каскад низького тиску (компресор низького тиску (КНТ), турбіна низького тиску (ТНТ)) - індекс 1; каскад високого тиску (компресор високого тиску (КВТ), турбіна високого тиску (ТВТ)) - індекс 2; силова турбіна (ТС) - індекс 0. Кількість ступенів в компресорах низького і високого тиску складає, відповідно, z₁ і z₂. Перетини на вході і виході з компресору позначені, відповідно, як В та К. Перетини на вході і виході з турбіни позначені, відповідно, як Г та Т.

В основу методу розрахунку покладено систему рівнянь, що визначає умови сумісної роботи вузлів газогенератора та їх елементів. До неї входять: рівняння балансу витрат через основні вузли і елементи проточної частини, рівняння балансу потужностей, рівняння регулювання двигуна.

Баланс витрат повітря через i-й та (i+1)-й ступені компресора низького тиску приведемо у вигляді:

sinб_1,i+1н_1,iч(i+1)sinб_1,i, (1)

де i - номер перетину на вході в ступінь (i=1,2,…,z₁); q(л) - приведена густина струму; m_B - коефіцієнт, залежний від k і R, значення якого змінюється уздовж проточної частини; F - площа кільцевого перетину на вході в ступінь; н_1,iч(i+1)=1-ДG_B1,i/G_B1,i - коефіцієнт, що характеризує зміну витрати повітря між перетинами на вході в i-й та (i+1)-й ступінь; ДG_B - витрата повітря, що відбирається та перепускається; б - кут між вектором швидкості потоку в абсолютному русі і фронтом решітки на середньому радіусі.

Аналогічно, баланс витрат повітря через i-й та (i+1)-й ступені компресора високого тиску має вигляд:

sinб_2,i+1н_2,iч(i+1)sinб_2,i, (2)

де н_2,iч(i+1)=1-ДG_B2,i/G_B2,i - коефіцієнт, що характеризує зміну витрати повітря між перетинами на вході в i-й та (i+1)-й ступінь, i=1,…,z₂+1.

Баланс витрат повітря між каскадами компресора:

sinб_2,1н_2,z1ч2,1sinб_1,z1i, (3)

де н_1,z1ч2,1=1-(ДG_B1,z1/G_Bz1) - коефіцієнт, що характеризує зміну витрати повітря між перетинами на вході в z1 ступінь КНТ та на вході в 1-й ступінь КВТ, втрати енергії у перехідному каналі враховують при визначенні тиску P^*_2,1.

Баланс витрат робочого тіла через камеру згорання та мінімальний прохідний перетин соплового апарату (с.а2) турбіни високого тиску:

н_К2чГ2, (4)

де н_К2чГ2=1+G_Т/G_К2; G_T - витрата палива. Повна температура газу на вході в турбіну високого тиску і повна температура в мінімальному прохідному перетині соплового апарату однакові і рівні T^*_Г2, у свою чергу падіння повного тиску на цій ділянці характеризує коефіцієнт у_c.a2.

Враховуючи, що каскади багатоступеневої турбіни змодельовано як неподільні з застосуванням їх узагальнених характеристик, рівняння балансу витрат через турбіни високого та низького тиску записується для мінімальних прохідних перетинів першого соплового апарату ТВТ (с.а2) і першого соплового апарату ТНТ (с.а1) у такому вигляді:

н_Г2чГ1, (5)

де н_Г2чГ1=1+ДG_Вохл2/G_Г2 - коефіцієнт, що характеризує зміну витрати робочого тіла між перетинами на вході в ТВТ (перетин Г2) та на вході в ТНТ (перетин Г1) внаслідок підводу охолоджуючого повітря; у_ПК2ч1 - коефіцієнт відновлення повного тиску в перехідному каналі між турбінами.

Баланс витрат через турбіну низького тиску і силову турбіну записується для мінімальних прохідних перетинів першого соплового апарату ТНТ (с.а2) і першого соплового апарату вільної турбіни (с.а0):

н_Г1чГ0, (6)

де н_Г1чГ0=1+ДG_Вохл1/G_В2 - коефіцієнт, що характеризує зміну витрати робочого тіла між перетинами на вході в ТНТ (перетин Г1) та на вході в силову турбіну (перетин Г0); у_ПК1ч0 - коефіцієнт відновлення повного тиску в перехідному каналі між турбінами.

Баланс витрат через силову турбіну і вихідний пристрій записується для мінімального прохідного перетину першого соплового апарату ТС (с.а0) і для перетину на виході з вихідного пристрою (Вих.пр) з урахуванням витрат в ньому:

н_{Г0чВих.пр}, (7)

де н_{Г0чВих.пр}=1+ДG_Вохл0/G_Г0 - коефіцієнт, що характеризує зміну витрати робочого тіла між перетинами на вході в силову турбіну (перетин Г0) та на виході з вихідного пристрою (перетин Вих.пр); у_Вих.пр - коефіцієнт відновлення повного тиску в вихідному пристрої.

Рівняння балансу потужності для роторів високого і низького тиску:

, (8)

, (9)

де - робота і-го ступеня компресора; - робота турбіни; з_m - механічний ККД ротора.

Значення витрат газу G_Г1 і G_Г2 в рівняннях (8, 9) визначаються за допомогою рівнянь витрати з застосуванням значень приведеної густини струму q(л_c.a1) і q(л_c.a2).

До системи рівнянь (1-9) додається рівняння регулювання двигуна:

y_n=f(x_n), (10)

де y_n - параметри, які забезпечують регулювання; x_n - регульований параметр.

В якості незалежних (невідомих) змінних, вибираються величини, які визначають режим роботи елементів і вузлів турбокомпресорної групи і камери згорання досліджуваного двигуна. Так для ступенів компресора мають бути використані значення частоти обертання n_пр та густини струму на вході q(л). Інші параметри потоку, які входять до рівнянь (1, 2), визначають за допомогою рівнянь та співвідношень, що належать до модуля газодинамічного розрахунку лопаткових вінців компресора. Але при розрахунках режимів роботи ступенів, які мають вертикальні гілки напірних характеристик, доцільніше замість q(л_В) використовувати параметр X_i = , де = р^*_CTi/ р^*_CTip - відносна ступінь підвищення тиску в ступені; індекс р - визначає розрахунковий режим. Отже як невідомі змінні у системі рівнянь (1-10) визначені наступні величини:

X_1,i,…, X_1,z1, , X_2,i,…, X_2,z2, , б_KC, р^*_T2, р^*_T1, р^*_T0,

де X_1,i,…, X_1,z1, X_2,i,…, X_2,z2 - кутові координати режимних точок на характеристиках ступенів КНТ і КВТ; , - відносні приведені частоти обертання КНТ і КВТ; б_KC - коефіцієнт надлишку повітря в камері згорання; р^*_T2, р^*_T1, р^*_T0 - ступені пониження повного тиску в ТВТ, ТНТ і силовій турбіні відповідно.

Система рівнянь (1-10), яка описує сумісну роботу вузлів та їх елементів в досліджуваному двигуні, може бути представлена в наступному вигляді:

(11)

де x₁, x₂,…, x_n незалежні змінні.

Якщо в ліві частини рівнянь системи (11) підставити значення незалежних змінних вибраних з області їх можливої зміни, то отримаємо деякі відмінні від нуля величини, які називаються відхилами рівнянь. Якщо відхили достатньо малі, то система (11) представляється в наступному вигляді:

 (12)

Отримана система рівнянь є системою лінійних відносно відхилень незалежних змінних Дx₁, Дx₂,…, Дx_n алгебраїчних рівнянь.

При рішенні системи рівнянь використовується метод Ньютона, який є ефективним і достатньо стійким. Збіжність до рішення може бути порушена у разі надмірно грубих початкових наближень незалежних змінних. Для уникнення цього розрахунки починаються з «розрахункової» точки двигуна, де значення шуканих змінних відомі.

Далі в розділі 2 розглянуто моделі вузлів двигуна та їх елементів. Математична модель осьового багатоступеневого компресора декомпонована по лопаткових вінцях з метою урахування їх геометричних параметрів.

При розрахунку одновимірної течії у ступенях багатоступеневого осьового компресора прийняті наступні припущення:

- геометричні параметри грат профілів задаються на середньогеометричному радіусі;

- не ураховується теплообмін між газом і деталями проточної частини;

- перепуск (чи відбір) повітря із ступеня відбувається в межах осьових зазорів;

- ефекти в'язкості течії в міжлопаткових каналах ураховуються інтегрально за допомогою коефіцієнтів втрат тиску і кутів відставання, які визначаються на підставі узагальнених напівемпіричних залежностей.

Система рівнянь, що описує сталий рух газу, включає наступні рівняння:

- закону збереження маси в абсолютному і відносному русі, які використовують залежно від типу лопаткового вінця (рухомий або нерухомий):

, (13)

, (14)

де л= , л_W= - зведена швидкість потоку в абсолютному і відносному русі, відповідно;

- закону збереження енергії в абсолютному і відносному русі:

, (15)

, (16)

де C, W, U - відповідно швидкості течії в абсолютному, відносному та коловому русі;.

- узагальнене рівняння Бернуллі для потоку в абсолютному і відносному русі:

, (17)

, (18)

де p - тиск, с - густота, L_r - робота втрат по подоланню опору течії.

Система рівнянь доповнюється рівняннями стану та співвідношеннями параметрів в ізоентропічному процесі. Значення складових швидкостей визначаються на підставі відомих співвідношень з трикутників швидкостей.

Значення коефіцієнтів втрат і кутів відставання потоку розраховуються з використанням опублікованих в літературних джерелах узагальнених результатів експериментальних досліджень течії в гратах та лопаткових вінцях на підставі заданих геометричних параметрів та параметрів течії на вході. газотермодинамічний турбовальний багатоступеневий компресор

Коефіцієнт втрат енергії в проточній частині представлений як сума профільних, вторинних, кінцевих втрат і втрат в радіальному зазорі:

ж_У= ж_ПР + ж_ВТ + ж_К + ж_р.заз. (19)

Для їх визначення використані залежності запропоновані Lieblayn (1959) з введеними поправками Al-Daini (1986), Schobeiri (1997) та ін.

Для розрахунку параметрів потоку в компресорі і далі газотермодинамічних параметрів ГТД необхідно задавати наступні геометричні параметри проточної частини і вінців лопаток:

- форма обводів проточної частин и у вигляді розподілів зовнішнього R_H= f(z) і внутрішнього R_BT= f(z) радіусів уздовж напряму подовжньої вісі двигуна;

- геометричні параметри вінців лопаток вхідного направляючого апарату (ВНА), робочих коліс (РК) і направляючих апаратів (НА) на середньому радіусі: конструктивні кути лопаток на вході і виході в_1л, в_2л, б_2л, б_3л, відповідні кути установки профілів г, їх хорди b, максимальні товщини c_max, координати положень максимальної товщини уздовж хорди x_C, форми середньої лінії, число лопаток, радіальний зазор Дr_р.заз, і ін.

На вході в перший ступінь компресора задаються параметри течії: повний тиск P^*_B і повна температура T^*_B, кут між вектором швидкості та фронтом решітки б_B. Після завершення розрахунку для кожного лопаткового вінця формується масив результатів, який включає наступні величини: кути натікання, кути потоку в абсолютному і відносному русі на вході у вінець лопатки і на виході з нього; складові вектора швидкості; статичні і повні температури і тиск на вході і на виході з вінця лопатки. На підставі цих даних визначаються значення ступені підвищення тиску р^*_CTi і ізоентропійний ККД з^*_CTi i-го ступеня.

Для багатоступеневого осьового компресора ступінь підвищення тиску р^*_К і ізоентропійний ККД з^*_К визначаються як:

р^*_К=, i=1,2…,z_j, з^*_К =. (20)

Якщо здійснюється перепуск (відбір) повітря з проточної частини компресора, залежність для розрахунку ККД, наприклад, у разі одного клапану перепуску (відбору) має вигляд:

, (21)

де ДG_B - витрата повітря, що перепускається (відбирається); T^*_ПЕР- повна температура в перетині перепуска чи відбору.

В даному методі розрахунку двигуна газова турбіна розглядається як неподільний вузол і математична модель її представлена в вигляді залежностей:

G_Z=f(р^*_T,л_u),

з^*_T=f(р^*_T,л_u), (22)

де G_Z= ? параметр витрати газу через турбіну; л_u= ? приведена окружна швидкість; р^*_T ? ступінь пониження тиску в турбіні; U_cpT ? окружна швидкість на середньому діаметрі; T^*_Г ? повна температура на вході в турбіну; Р^*_Г ? повний тиск на вході в турбіну.

Математична модель камери згоряння представлена рівнянням теплового балансу, яке зв'язує параметри на вході в камеру з параметрами на виході через відносну витрату палива.

При моделюванні процесів у вхідному та вихідному пристроях, перехідних каналах (наприклад, між каскадами компресора) їх характеристики представлені залежністю коефіцієнта відновлення повного тиску у від приведеної швидкості на вході в канал л_BX: у=1-aл²_ВХ, де - а коефіцієнт, постійний для конкретного каналу, що встановлюється на підставі експериментальних даних.

В третьому розділі проведена верифікація розробленого методу визначення газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД, шляхом зіставлення результатів розрахункового дослідження з експериментальними даними. Як об'єкти дослідження були вибрані: наземний двовальний газотурбінний привід і одновальний авіаційний турбовальний двигун.

При побудові методу розрахунку в даній роботі важливу роль надано моделюванню процесів в багатоступеневому осьовому компресорі. Для верифікації методики розрахунку характеристик ступенів використані результати експериментального дослідження трьох компресорів, що належать досліджуваним двигунам.

Розрахунковим шляхом були отримані сумарні характеристики окремих ступенів і компресорів в цілому. Як приклад, на рис. 4 і 5 приведені в зіставленні з експериментом результати розрахунку характеристик компресора низького тиску газотурбінного приводу та компресору авіаційного двигуна, у вигляді залежностей степені підвищення повного тиску =р^*_К/р^*_Кр і ККД =з^*_К/з^*_Кр від витрати повітря =G_Впр/G_Впрр в широкому діапазоні режимів роботи.

Далі у розділі представлені результати дослідження експлуатаційних характеристик двох турбовальных ГТД в широкому діапазоні зміни режимів по частотах обертання ротора (дросельні характеристики) і атмосферних умов на вході (кліматичні характеристики).

В турбовальному ГТД, що розглядається, основним регулюючим чинником є витрата палива. Впливаючи на подачу палива, можна змінити температуру газу, частоти обертання валів, витрату повітря, тобто режими роботи всіх його вузлів. Дослідження дросельної характеристики турбовального двигуна, виконаного по двовальній схемі з вільною турбіною проведено при програмі регулювання: n_ВД=var. На рис. 6 дросельну характеристику представлено у вигляді безрозмірних залежностей потужності =Ne/Ne_p і витрати палива =G_T/G_Tp від сумарного ступеня підвищення повного тиску в компресорі в зіставленні з експериментальними даними в діапазоні частот обертання ротора високого тиску =0,931,0, що відповідає =0,891,0.

Запропонований метод розрахунку дає змогу одержати значення параметрів потоку у міжвінцевих зазорах в проточній частині компресора в системі двигуна. Так рис. 7 ілюструє зміну умов обтікання вінців лопаток на частотах обертання =0,89, 1,0 і 1,03 уздовж лінії робочих режимів і поблизу межі області стійкості. Аналіз течії в компресорі показує, що на знижених частотах обертання розузгодження ступенів стає істотним вже на лінії робочих режимів і кути натікання на лопатки РК першого ступеня досягають значень i=7 градусів.

а) =0,89 б) =1,0 в) =1,03

Аналіз нагруженості вінців лопаток РК, що оцінюється з використанням величини параметра дифузорності Deq показує, що при частоті обертання =0,89 при зменшені витрати робоче колесо першого ступеня досягає граничних значень параметра дифузорності, що може бути причиною нестійкої роботи компресора у цілому.

На більш високих частотах обертання, наприклад при =1,03, при дроселюванні граничних значень параметра дифузорності досягає четвертий ступінь.

В розділі також представлені інші результати дослідження компресора в системі двигуна.

Істотний вплив на потужність, ККД і інші параметри ГТД надає зміна температури навколишнього середовища. Дослідження кліматичної характеристики двигуна виконувалося в діапазоні температур навколишнього середовища від мінус 60°С до плюс 55°С.

Для забезпечення надійної експлуатації ГТД важливе значення мають запаси стійкості КНТ і КВТ на різних режимах. Відзначимо, що у всьому досліджуваному діапазоні температур запас стійкості КВТ не знижувався більш ніж до 14,4%, що зумовлює надійну роботу компресора за вибраних умов експлуатації. При цьому запас стійкості КНТ на знижених частотах суттєво зменшився до 8,7 %. Тому для розширення діапазону стійкої роботи КНТ на знижених режимах, необхідно застосовувати передбачені в конструкції засоби регулювання.

У четвертому розділі за допомогою розробленого методу досліджено вплив зміни кута повороту лопаток ВНА компресора на роботу вузлів, інтегральні характеристики ГТД. Було розглянуто декілька варіантів зміни кута установки (Дг=- 2, - 7, - 12 градусів) лопаток вхідного направляючого апарату КНТ. Рисунок 11 відображає, як впливає зміна кута установки ВНА на кути натікання на лопатки робочих коліс.

Для досліджуваного двигуна показано, що прикриття лопаток ВНА КНТ на Дг= - 12 град. є доцільним при ?0,96, що відповідає діапазону частот обертання ротора низького тиску ?0,94. Це дозволяє розширити діапазон стійкої роботи ГТД, що проілюстровано на рис. 12, поліпшивши умови обтікання першого ступеня. У разі, коли причинами появи нестійкої роботи двигуна є інші ступені компресора, використовування регулювання лопаток ВНА не є доцільним.

На підвищених частотах обертання прикриття лопаток ВНА приводить до істотного зниження потужності і зростання питомої витрати палива.

За допомогою розробленого методу досліджено вплив перепуску і відбору повітря з проточної частини КНТ на запаси газодинамічної стійкості, а також інтегральні параметри двигуна. При закритих клапанах перепуску на зниженій частоті обертання кути натікання на лопатки перших ступенів вельми великі, що є причиною появи зривних і нестійких режимів роботи компресора. Відкриття клапанів дозволяє понизити значення кутів натікання на ці ступені, підвищити запаси стійкої роботи компресора, проте приводить до зниження його ККД.

Перепуск повітря з середніх ступенів компресора є ефективним засобом збільшення запасів стійкої роботи на знижених за частотами режимах, але супроводжується значним погіршенням характеристик двигуна: зниженням потужності і збільшенням питомої витрати палива.

ВИСНОВКИ

На підставі проведених досліджень можна зробити наступні висновки.

1. Представлений метод розрахунку газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД, в основу якого покладена поузлова математична модель з повінцевим описом багатоступеневого осьового компресора, його структурна схема, а також система рівнянь, яка описує спільну роботу вузлів і становлячих їх елементів на сталих режимах роботи з урахуванням програми регулювання, що використовується.

На відміну від існуючих методів розрахунку даний метод дозволяє врахувати вплив перепуску і відбору повітря безпосередньо з проточної частини компресора, а також зміни геометричних параметрів проточної частини і вінців лопаток на середньому радіусі на газотермодинамічні параметри і експлуатаційні характеристики в процесі проектування, доведення і модернізації ГТД.

Можливість моделювання зміни кутів установки поворотних направляючих апаратів дозволяє вибирати їх раціональні значення для забезпечення достатніх запасів газодинамічної стійкості і підвищення сумарних параметрів ГТД.

2. Багатоступеневий осьовий компресор в запропонованому методі розрахунку представлений у вигляді послідовності вінців лопаток, що обертаються і нерухомих. При моделюванні робочого процесу в компресорі використана система рівнянь газової динаміки, що описує одновимірну сталу течію в міжлопаткових каналах турбомашин. Облік вияву в'язких ефектів здійснюється з використанням узагальнених напівемпіричних залежностей для визначення кутів відставання і коефіцієнтів втрат енергії.

3. З метою верифікації розробленого методу розрахунку досліджені експлуатаційні характеристики двох турбовальних ГТД наземного і авіаційного призначення в широкому діапазоні зміни режимів по частотах обертання ротора (дросельні характеристики) і атмосферних умов на вході (кліматичні характеристики). Результати розрахунку при зіставленні з експериментальними даними показали цілком задовільне узгодження, що підтверджує працездатність запропонованого методу розрахунку газотермодинамічних параметрів ГТД.

4. Запропонований метод розрахунку реалізований у вигляді комплексу програм. Його практичне використовування дозволяє отримати наступні результати.

4.1. Досліджений вплив зміни кута повороту лопаток ВНА компресора на газотермодинамічні параметри турбовального газотурбінного приводу наземного використання. Показано, що прикриття лопаток ВНА компресора низького тиску на 12 градусів є доцільним при частоті обертання ротора низького тиску 0,85?<0,94 і дозволяє розширити діапазон стійкої роботи ГТД, поліпшивши умови обтікання першого ступеня. На підвищених частотах обертання при ?1,0 прикриття лопаток ВНА на 7ч12 градусів приводить до істотного зниження потужності і зростання питомої витрати палива, проте невеликий кут прикриття ВНА (2 градусів) на цих частотах обертання дозволяє розширити діапазон стійкої роботи ГТД і підвищити ККД компресора.

4.2. Розглянутий вплив перепуску повітря з проточної частини компресора низького тиску досліджуваного газотурбінного приводу на запаси газодинамічної стійкості, а також потужність, питому витрату палива і інші параметри двигуна. Показано, що відкриття клапанів перепуску на знижених частотах обертання <0,9 дозволяє понизити значення кутів натікання на ці ступені, підвищити запаси стійкої роботи компресора, проте приводить до зниження його ККД і супроводжується погіршенням характеристик двигуна. Коли перепускається 8% витрати повітря, потужність двигуна знижується на 1,9%, а питома витрата палива збільшується на 1,7%.

5. Розроблений метод розрахунку газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД суттєво розширює можливості дослідження його параметрів на стадіях проектування, довідки та розробки модифікацій.

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1. Бойко Л.Г. Разработка метода расчета характеристик турбовального двигателя с повенцовым описанием многоступенчатого осевого компрессора / Л.Г. Бойко, Е.Л. Карпенко// Вестник двигателестроения. - 2007. - №3. - С. 143-146.

Здобувачем запропоновано метод розрахунку експлуатаційних характеристик турбовального ГТД на сталих режимах, який дозволяє ураховувати геометричні параметри проточної частини осьового багатоступеневого компресора і лопаткових вінців на середньому радіусі в широкому діапазоні режимів з урахуванням відбору(або перепуску) повітря.

2. Бойко Л.Г. Влияние угла установки лопаток входного направляющего аппарата на эксплуатационные характеристики газотурбинного двигателя / Л.Г. Бойко, Е.Л. Карпенко // Авиационно-космическая техника и технология. - 2008. - №4. - С. 43-50.

Здобувачем проведено дослідження впливу зміни кута установки вхідного направляючого апарату на експлуатаційні характеристики турбовального газотурбінного двигуна.

3. Бойко Л.Г. Математическая модель газотурбинного двигателя с повенцовым описанием многоступенчатого осевого компрессора и ее практическое применение / Л.Г. Бойко, Е.Л. Карпенко // Авиационно-космическая техника и технология. - 2008. - №6. - С. 71-77.

Здобувачем проведено дослідження впливу перепуска повітря з проточної частини компресора турбовального газотурбінного двигуна на його характеристики, зміну параметрів потоку в проточній частині і запаси газодинамічної стійкості.

АНОТАЦІЯ

Карпенко О.Л. Метод розрахунку газотермодинамічних параметрів турбовального ГТД з повінцевим описом осьового багатоступеневого компресора. - Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.05.03 - двигуни та енергетичні установки. - Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського "ХАІ", Харків, 2010.

Розробленo метод розрахунку експлуатаційних характеристик турбовального ГТД на сталих режимах, в основу якого покладено поузлову математичну модель з повінцевою декомпозицією багатоступеневого осьового компресора. На відміну від існуючих метод дозволяє визначати газотермодинамічні параметри ГТД на різних режимах з урахуванням таких чинників як відбір і перепуск повітря безпосередньо з проточної частини, зміна геометричних параметрів лопаткових вінців компресора і меридіональних обводів, зміна програми регулювання поворотних статорних лопаток і ін.

Для визначення значень параметрів робочого тіла в характерних перетинах проточної частини двигуна і його характеристик використовується система рівнянь, до якої входять: рівняння балансу витрат через основні вузли і елементи проточної частини, рівняння балансу потужностей, рівняння регулювання двигуна. При моделюванні течії в багатоступеневому осьовому компресорі застосовані рівняння газової динаміки турбомашин. Для урахування вияву в'язкості використовуються опубліковані результати експериментальних досліджень.

Як приклад верифікації запропонованого методу в роботі представлені результати дослідження газотермодинамічних параметрів основних вузлів, їх елементів та експлуатаційних характеристик двох турбовальних ГТД в широкому діапазоні зміни режимів по частотах обертання ротора (дросельні характеристики) і атмосферних умов на вході (кліматичні характеристики). Проведено їх зіставлення з експериментальними даними, яке продемонстровано задовільними результатами.

За допомогою запропонованого методу проведено дослідження впливу різних конструктивних заходів і способів регулювання (поворот лопаток вхідного направляючого апарату, перепуск повітря з проточної частини компресора) на положення межі області стійкої роботи, лінії сумісних режимів роботи вузлів газогенератора і на експлуатаційні характеристики ГТД.

Ключові слова: турбовальний газотурбінний двигун, газотермодинамічні параметри, багатоступеневий компресор, лопатковий вінець, коефіцієнт корисної дії, запаси газодинамічної стійкості.

АННОТАЦИЯ

Карпенко Е.Л. Метод расчета газотермодинамических параметров турбовального ГТД с повенцовым описанием осевого многоступенчатого компрессора. - Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.05.03 - двигатели и энергетические установки.- Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского "ХАИ", Харьков, 2010.

Диссертация посвящена разработке метода расчета газодинамических параметров турбовального ГТД, в основу которого положена поузловая математическая модель с повенцовой декомпозицией многоступенчатого осевого компрессора, система уравнений, описывающая совместную работу узлов и составляющих их элементов на установившихся режимах работы с учетом используемой программы регулирования, а также метод ее численного решения.

Разработанный метод расчета газодинамических параметров турбовального ГТД позволяет учесть влияние переменных по режимам перепуска и отбора воздуха из проточной части компрессора, также подвод охлаждающего воздуха в турбину.

Учет в представленном методе расчета геометрических параметров лопаточных венцов на среднем радиусе и проточной части позволяет оценивать влияние их изменения на суммарные газодинамические параметры ГТД с целью их совершенствования.

Возможность моделирования изменения углов установки поворотных направляющих аппаратов создает предпосылки для выбора их рациональных значений для обеспечения достаточных запасов газодинамической устойчивости и повышения суммарных параметров ГТД.

Предложенная методика повенцового расчета параметров потока в многоступенчатом осевом компрессоре, основанная на решении системы уравнений газовой динамики в стационарной одномерной постановке. Учет проявления вязких эффектов осуществляется с использованием обобщенных полуэмпирических зависимостей для углов отставания и потерь. В результате расчета могут быть получены характеристики входящих в компрессор ступеней и компрессора в целом с учетом особенностей обтекания лопаточных венцов при наличии отбора и перепуска воздуха из проточной части.

Проведена верификация комплекса программ расчета газотермодинамических параметров турбовального ГТД путем сопоставления результатов опытных и расчетных исследований дроссельных и климатических характеристик.

Исследовано влияние различных конструктивных мероприятий и способов регулирования (поворот статорных лопаток, отбор или перепуск воздуха из проточной части компрессора) на положение границы области устойчивой работы, линии совместных режимов работы узлов газогенератора и эксплуатационные характеристики ГТД.

Разработанный метод расчета газотермодинамических параметров турбовального ГТД существенно расширяет возможности исследования его параметров на стадиях проектирования, доводки и разработки модификаций.

Ключевые слова: турбовальный газотурбинный двигатель, газотермодинамические параметры, многоступенчатый компрессор, лопаточный венец, коэффициент полезного действия, запасы газодинамической устойчивости.

ABSTRACT

Karpenko H.L. Method of Analysis of the Gas-Thermodynamic Properties of the Turboshaft Gas Turbine Engine with Axial Multistage Compressor Blade Rows Description - The manuscript.

Thesis for scientific degree of the Candidate of Sciences (Engineering) on the specialty 05.05.03 - Engines and Power Plants.- National Aerospace University named by Zhukovsky "KhAI", Kharkov, 2010.

The method of analysis of the turboshaft engine gas-thermodynamic parameters on the steady state condition is created. The mathematical model of gas turbine engine, allowing to take into account geometrical parameters of multistage axial compressor blade rows and setting on the middle radius, is assumed as a basis. The method makes it possible to determine gas turbine engine gas-thermodynamic parameters on different conditions taking into account air bypass, axial compressor blade rows and setting geometrical parameters changing, variable guide vanes low of control changing, etc.

For flow parameters determination on engine setting characteristic sections and performances estimation system of equations is used. The system includes power balance equation, airflow balance equation and engine control equation. For multistage axial compressor flow modeling turbomachinery gas dynamic equations are used. For including viscid effects published experimental data are applied.

As method verification computational research results of two turboshaft gas turbine engines main units and their elements gas-thermodynamic parameters are presented. Also engines working performances both throttle and climatic are made. The comparisons between computational results and experimental data are well agreed.

Application results of the given method for research of compressor inlet guide vanes stagger angle change and air bypass from the compressor setting on the stability margin, and also on the parameters of turboshaft engine are received. The option of rational point of view parameters of engine, inlet guide vanes stagger values in terms of analysis blade rows flow is shown.

Keywords: turboshaft engine, gas-thermodynamic parameters, multistage compressor, blade row, efficiency, gas-dynamic stability margin.

Размещено на Allbest.ru

...