Чисельне моделювання нестаціонарного газодинамічного навантаження лопаток турбін авіаційних двигунів

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Чисельне моделювання нестаціонарного газодинамічного навантаження лопаток турбін авіаційних двигунів

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук

Загальна характеристика роботи

Актуальність теми

Елементи газодинамічного тракту - робочі й направляючі лопатки, профілі стійок, що мають свої власні частотні характеристики, навантажені змінними в часі силами. Частотні характеристики й амплітуди цих сил є результатом нелінійної взаємодії складених елементів лопаткової машини. До важких наслідків може привести явище резонансу, що має місце при збігу власних частот коливань робочих лопаток (РЛ) із частотами прикладених до них нестаціонарних сил. У цьому випадку, для зниження динамічних напруг у РЛ, при умовах експлуатації, близьких до резонансних, необхідно точне знання картини нестаціонарних газодинамічних сил, що діють на робочі лопатки.

Таким чином, прогнозування нестаціонарних умов роботи робочої лопатки є актуальним завданням.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами

Дисертаційна робота виконана відповідно до планів ДП «Івченко-Прогрес», що узгоджені з «Державною комплексною програмою розвитку авіаційної промисловості України до 2010 року», яка затверджена Постановою Кабінету Міністрів України від 12.12.2001.

Мета та задачі дослідження

Метою дослідження було визначення нестаціонарних газодинамічних навантажень, що діють на лопатки турбін авіаційного двигуна, з використанням чисельного моделювання нестаціонарного газодинамічного процесу в проточній частині турбіни. Чисельна модель повинна бути практичною для використання в процесі проектування. Це може істотно зменшити обсяг натурних і модельних експериментальних досліджень.

Для досягнення мети необхідно було вирішити такі задачі:

Ч провести аналіз існуючих підходів і побудувати математичну модель, придатну для опису нестаціонарної течії газу й визначення навантажень на робочі лопатки у вінцях турбін;

Ч розробити метод рішення рівнянь, що описують нестаціонарну двовимірну течію досконалого газу в криволінійній системі координат, пов'язаної із двигуном;

Ч виконати апробацію математичної моделі й чисельного методу розрахунку течії досконалого газу на тестових завданнях;

Ч побудувати математичний апарат моделювання явищ тепломасообміну грузлого теплопровідного газу;

Ч виконати апробацію математичної моделі й чисельного методу розрахунку течії грузлого газу на тестових завданнях;

Ч розробити алгоритм розрахунку нестаціонарної течії газу в багатовінцевих турбінах і визначення газодинамічних сил, що діють на робочі лопатки;

Ч створити інтерактивний програмний комплекс для підготовки вихідних даних, проведення нестаціонарного розрахунку, обробки результатів і аналізу отриманих газодинамічних навантажень на робочу лопатку;

Ч провести тестування розробленої методики розрахунку нестаціонарної взаємодії вінців і визначення газодинамічних навантажень, прикладених до робочої лопатки, на тестовому завданні з використанням експериментальних даних.

Об'єктом дослідження є робочі лопатки авіаційних турбін.

Предметом дослідження є нестаціонарні навантаження, діючі на робочі лопатки, що обумовлені нестаціонарною течією у проточній частині турбіни.

Методи дослідження містили в собі математичне моделювання й методи обчислювальної газодинаміки.

Наукова новизна отриманих результатів.

? Запропоновано математичну модель і чисельний метод розрахунку нестаціонарного руху газу в лопаткових вінцях турбін, з використанням ейлерово-лагранжевого подання течії.

? Розроблено ефективний чисельний метод рішення завдання нестаціонарної взаємодії вінців у багатовінцевій турбіні в єдиній (абсолютній) системі координат.

? Уперше чисельно досліджена нестаціонарна взаємодія вінця робочих лопаток з різнокроковим вінцем соплового апарата турбіни.

? Уперше чисельно досліджена нестаціонарна взаємодія температурної нерівномірності камери згоряння з вінцями соплового апарата й робочого колеса турбіни.

Практичне значення отриманих результатів.

Розроблена чисельна модель дозволяє:

? визначати, з достатньою для практичних цілей точністю, частоти і амплітуди нестаціонарних газодинамічних сил, діючих на робочі лопатки багатоступеневої турбіни, ще на ранній стадії проектування, що знижує кількість дорогих натурних і модельних експериментів;

? знижувати рівень вібронапруг у робочих лопатках на резонансних частотах, шляхом зменшення збудливої газодинамічної сили, для забезпечення надійності й збільшення ресурсу турбіни.

Результати досліджень і розроблений програмний комплекс впроваджені на підприємстві ДП «Івченко-Прогрес» і використані при створенні нових і доведенні існуючих авіаційних двигунів.

Особистий внесок здобувача полягає в наступному:

Ч рішення математичних проблем, пов'язаних з різницевою апроксимацією рівнянь газової динаміки, забезпеченням консервативності різницевої схеми [1-15];

Ч вибір, удосконалення й адаптація моделі турбулентності [9];

Ч дослідження впливу «розмазування» параметрів на стиках розрахункових сіток при використанні різних систем координат у вінцях ступеню [7, 8];

Ч створення програмного комплексу по чисельному інтегруванню рівнянь газової динаміки [2-8, 10-15];

Ч створення програмного комплексу по підготовці вихідних даних, інтерактивній графічній обробці й аналізу результатів розрахунку [1-15];

Ч проведення тестових розрахунків по верифікації математичної моделі й чисельного методу рішення нестаціонарних завдань течії газу [2, 15];

Ч виконання газодинамічного дослідження й удосконалення різнокрокового соплового апарата турбіни авіаційного двигуна [13, 15];

Ч виконання газодинамічного дослідження й вибір взаємного окружного положення камери згоряння й соплового апарата турбіни високого тиску авіаційного двигуна [14].

Апробація результатів дисертації.

Основні результати роботи обговорювалися на: V-XI Міжнародних конгресах двигунобудівників, Рибаче, 2000-2006 р.; українсько-американському семінарі «Сучасні технології теплообміну та горіння в енергетичних системах», Київ, 2001 р.; II Міжнародної конференції «Проблеми промислової теплотехніки», Київ, 2001 р.; Міжнародної наук.-техн. конференції «Удосконалювання турбоустановок методами математичного й фізичного моделювання», Зміїв, Харків, 2003 р.; I-II школах - конференціях «Актуальні питання теплофізики й фізичної гідрогазодинаміки», Алушта, 2003-2004 р.; II Міжнародної науково-техн. конференції «Авіадвигуни XXI століття», Москва, Росія, 2005 р.

Публікації. Основний зміст роботи викладений в 15 публікаціях: 7 статей у збірниках наукових статей, 8 статей у наукових журналах, з них 12 задовольняють вимогам ВАК України.

Структура і обсяг роботи. Дисертація складається із вступу, 6 розділів, загальних висновків і списку літератури. Повний обсяг дисертації становить 149 сторінок, включаючи 135 сторінок основного тексту, 83 ілюстрації, 1 таблицю. Список літературних джерел включає 100 найменувань на 10 сторінках.

Основний зміст роботи

нестаціонарний двигун теплопровідний газ

У вступі обґрунтовується актуальність теми, наведені цілі й основні завдання досліджень, охарактеризована новизна, практична цінність отриманих результатів, наведені дані про апробації й публікацію основних положень дисертації.

У першому розділі обговорені проблеми, що виникають в авіаційних двигунах внаслідок нестаціонарної природи течії газу в проточній частині. Для рішення проблем надійності робочих лопаток, а отже й усього двигуна, необхідне знання картини нестаціонарних навантажень, що діють у потоці газу на лопатки. Зроблено висновок про актуальність застосування чисельних методів газодинаміки для дослідження нестаціонарних явищ у турбомашинах.

При існуючому рівні розвитку обчислювальної техніки й чисельних методів, з урахуванням твердих обмежень на строки виконання проектних робіт, стає скрутним проведення чисельних досліджень нестаціонарних течій у ступенях турбомашин з урахуванням тривимірних явищ. Із чого випливає актуальність розробки методу розрахунку нестаціонарних течій газу у двовимірній постановці з урахуванням тривимірності течії в системі двигуна.

Представлено критичний огляд вітчизняних і закордонних робіт із проблеми чисельного моделювання нестаціонарних течій у лопаткових машинах. Відзначено переваги й розкрито недоліки, якими володіють більшість сучасних підходів, при рішенні завдання аеродинамічної взаємодії вінців лопаткових машин.

Другий розділ присвячений опису математичної моделі течії досконалого газу, а також методу чисельного рішення рівнянь, покладених в основу пропонованої математичної моделі.

Відмінною рисою розглянутої течії досконалого газу є припущення про існування в течії струменів, обмежених рухливими, непроникними поверхнями. Для опису течії в струменях, що поширюються в проточних частинах турбомашин, пропонується використати інтегральні рівняння законів збереження маси, імпульсу й енергії, записані в криволінійній системі координат з використанням ейлерово-лагранжевого подання:

(1)

де W_b - швидкість руху рухливої границі елемента; A(t) - поверхня розрахункового елемента; V(t) - обсяг розрахункового елемента.

Запропонована модель течії досконалого газу відповідає фізичній моделі течії газу, що поширюється по струмках, обмежених поверхнями A_s(t) (рис. 1, а). Такі поверхні реально існують у потоці, коли дискретно в точках на вході в розрахункову область, наприклад, безупинно впорскується невагомий барвник. Поверхні A_in(t) і A_ou(t) - деякі задані фіксовані перетини входу й виходу розрахункових елементів. Виходячи з наведеної фізичної аналогії, кожна лінія y_j(x, t), що складається з відрізків прямих з кутовими точками x=x_i, є лінією контактного розриву параметрів (рис. 1, б). Зрозуміло, що ці рухливі сіткові лінії збіжаться з лініями струму, тільки коли течія стане стаціонарною.

Для кожного розрахункового елемента нормальна складова швидкості руху бічної грані дорівнює нормальної складової швидкості середовища в даній точці простору. Таким чином, бічні поверхні є непроникними для основного потоку. Виходячи з наведеної фізичної аналогії, рухливі бічні поверхні є поверхнями контактного розриву параметрів, які у випадку стаціонарної течії є до того ж поверхнями струму.



а) б)

Рис. 1. Розрахунковий елемент (а) і чисельна сітка (б)

В основу чисельного методу рішення системи рівнянь законів збереження покладено наступний алгоритм визначення положення поверхонь контактного розриву параметрів, що збігаються з бічними поверхнями розрахункових елементів.

Положення лінії контактного розриву параметрів у просторі однозначно визначається її вихідною точкою, а також мінливим у часі полем параметрів. Нехай, наприклад, положення вихідної кутової точки А лінії контактного розриву (рис. 2) залишилося незмінним. Тоді нове положення кутової точки лінії контактного розриву B' може бути отримане як результат перетинання вертикальної лінії сітки із прямої, проведеної через точку А и точку D. Точка D має абсцису x = (x_i+x_i+1)/2 і перебуває на відстані W_ns??t від сторони AB, де W_ns - нормальна складова швидкості середовища на грані AB. Положення інших точок сітки визначаються аналогічно.

Рис. 2.

Для знаходження нормальної складової швидкості руху середовища на бічній грані сітки, а також статичного тиску пропонується використати процедуру розпаду розриву. Процедура розпаду розриву використається також для знаходження параметрів потоку на гранях входу й виходу розрахункових елементів.

Після розрахунку всіх параметрів у розрахунковому елементі виробляється корекція щільності, що враховує зміну обсягу розрахункового елемента.

Таким чином, запропонована різницева схема є певною модифікацією відомої різницевої схеми С.К. Годунова, що була розроблена для рішення рівнянь Ейлера.

Тут відсутня чисельна дифузія, що виникає при моделюванні конвективних потоків середовища через бічні границі розділу. Очевидна доцільність його використання при розгляді нестаціонарних завдань аерогідродинаміки з вільними поверхнями, поверхнями розділу середовищ і іншими рухливими, у тому числі, твердими не зв'язаними один з одним границями.

Аналіз збіжності запропонованої різницевої схеми демонструються на розрахунку трансзвукового обтікання ідеальним газом симетричного профілю.

На рис. 3 показане порівняння рішень, отриманих на різних сітках (N_c=12; 24; 48), з результатами розрахунку й запозичених експериментальних даних по параметру c_p =2 (p-p_?)/(pw²_?).

Гарна збіжність результатів розрахунку спостерігається вже для N_c=24. Деяка невідповідність експериментальним даним у кормовій частині пояснюється взаємодією стрибка ущільнення із прикордонним шаром профілю, що не враховувалося в даній постановці.

Рис. 3. п - експеримент [27]; М1 - розрахунок течії з урахуванням в'язкості [27]; М2 - розрахунок ідеального газу [27]; 12, 24, 48 - розрахунок ідеального газу для N_c=12, 24, 48

Відповідність рішень, отриманих за допомогою запропонованої різницевої схеми, експериментальним даним демонструється також на завданні обтікання ідеальним, стисливим середовищем профілю C3X соплові апарати турбіни.

У третьому розділі описані математична модель і чисельний метод розрахунку течії грузлого теплопровідного газу.

У цій моделі, що трохи відрізняється від моделі Навьє-Стокса, імітація обмінних процесів, обумовлених фізичною в'язкістю й турбулентним рухом середовища, здійснюється об'ємними джерелами й стоками маси, імпульсу й енергії. Рівняння збереження маси, імпульсу й енергії при наявності джерел і стоків у криволінійній системі координат мають вигляд (2). У цих рівняннях: d_r,--d_Wm,--d_rj,--d_H - кількість маси, компонентів імпульсу й енергії, що виділяється джерелом (поглинається стоком) в одиниці об'єму за одиницю часу.

(2)

Застосування такого математичного апарата джерел і стоків дозволило залишитися в рамках рішення рівнянь законів збереження, що не містить похідні другого порядку, що істотно простіше, ніж рішення рівнянь Навьє-Стокса.

Для замикання рівнянь (2) використовується рівняння стану досконалого газу, а також одна із двох моделей турбулентності.

Однопараметрична модель турбулентності, що є аналогом відомої моделі переносу турбулентної в'язкості Ні й Коважного (розвинутої Секундовим А.Н.), записується:

(3)

де n_T - турбулентна кінематична в'язкість, n - молекулярна кінематична в'язкість, C_Dv, C_Gv - деякі емпіричні коефіцієнти, d_n - джерело/стік, відповідальний за дифузію параметра n_T. Характерний масштаб довжини турбулентності l визначається аналітично.

Двопараметрична модель турбулентності (аналог відомої k-? моделі Лаундера) представлена рівняннями (4) для кінетичної енергії k_T і дисипації енергії турбулентного руху e:

(4)

 Інтенсивності джерел і стоків, що імітують молекулярний і турбулентний рух середовища, виведені, виходячи з основних досягнень молекулярно-кінетичної теорії газів і сучасної теорії турбулентності.

У четвертому розділі розглянуті існуючі способи й особливості реалізації граничних умов при моделюванні нестаціонарної взаємодії вінців турбін.

Особлива увага приділяється питанню «розмазування» параметрів потоку на границі ковзання розрахункових сіток, при використання різних систем координат у нерухомих і обертових ґратах (див. рис. 4).

Рис. 4. Миттєве поле ентропії

Для визначення причин і факторів «розмазування» параметрів середовища на границі ковзання розрахункових сіток був виконаний аналіз чисельного моделювання поширення компонента домішки D шляхом рішення модельного рівняння закону збереження маси:

. (5)

Як спрощену модель двох ковзних сіток розглянемо розрахункову область, зображену на рис. 5. Тут лівий, вертикальний ряд осередків представляє сітку нерухомого вінця, в осередках якого заданий розподіл компонента домішки D у вигляді одиничної функції, із шириною, рівною кроку нерухомої сітки ?y. Ковзна сітка, представлена наступними двома вертикальними рядами осередків, рухається щодо першого з окружною швидкістю U.

Рис. 5. Розрахункова зона Рис. 6. Дифузія сліду на границі ковзних сіток, обумовлена обертанням роторного колеса

Розрахунки показали, що:

а) зі зменшенням C_x/U зменшується концентрація компонента домішки D в осередках рухливої сітки, розташованих напроти осередку нерухомої сітки з концентрацією D=1, а також збільшується інтенсивність розмивання компонента уздовж границі ковзання (рис. 6);

б) при нескінченному зменшенні кроку рухливої сітки Dy, величина концентрації компонента D в осередках цієї сітки прагне до деякого граничного значення, визначеного величиною C_x/U. Інтенсивність «розмазування» не зменшується зі зменшенням кроку рухливої сітки.

Таким чином, «розмазування» параметрів середовища на межі зон, зменшується при C_x/U ®--Ґ і стає мінімальним при U = 0, тобто коли сітка другого вінця нерухома.

Очевидно, тільки використання єдиної (абсолютної) системи координат для розрахунку нестаціонарної течії газу у вінцях турбомашин, у якій сітки суміжних розрахункових зон мають нульову швидкість ковзання, дозволяє адекватно моделювати поширення турбулентного сліду вниз за течією.

У підрозділі 4.3 наведені результати розрахунку нестаціонарної течії у ступені експериментальної турбіни. Чисельне моделювання течії в сопловому апараті й у робочому колесі виконувалося в абсолютній системі координат, зв'язаної зі статором машини. Параметри течії були наступними: n=19633 об/хв; Р⁰=2102300 Па; Т⁰=1689K; Р_а=672083 Па; Т_а=1298К; a^_=-1_°.

На рис. 7 показане миттєве положення лагранжевого сімейства сіткових ліній у ступеню, а також фрагмент поля векторів абсолютної швидкості й сімейства лагранжевих ліній сітки в робочому колесі.

а) лагранжеве сімейство ліній сітки; б) фрагмент векторного поля:

Рис. 7. Поле течії в момент часу t_i

На рис. 8 представлені миттєві поля параметрів ентропійної функції й числа М, виведені в єдиному для соплового апарата й робочого колеса масштабі. Як видно з результатів розрахунків, у такій постановці рішення завдання відсутнє «розмазування» турбулентних слідів на стиках розрахункових сіток.

а) ентропійна функція; б) число М;

Рис. 8. Поле параметра в момент часу t_i

Таким чином, застосування єдиної системи координат у методі відстеження струменів течій дозволяє усунути ефект «розмазування» параметрів середовища на границі розрахункових зон, що властиво методам розрахунку течій, використовуючим ковзні сітки.

У п'ятому розділі описані способи й засоби графічного контролю результатів розрахунку, реалізовані в інтерактивному інтерфейсі.

У шостому розділі представлені результати чисельних досліджень нестаціонарних навантажень, що діють на лопатки турбомашин при аеродинамічній взаємодії елементів проточної частини, з використанням розробленого методу.

Підрозділ 6.1 містить результати серії розрахунків по оцінці впливу різнокроковості соплового апарата (СА) на напружений стан робочої лопатки. Розглядалися два варіанти ступеня турбіни турбостартера СВ-36: з вихідним (з постійним кроком) і різнокроковим сопловими апаратами. Різнокроковий СА був виготовлений із метою зменшення груп «небезпечних» гармонік, що викликають резонансні коливання за першою згинаючою формою на обертах 25500…25800 об/хв із кратністю частоти k=52, а також на обертах 51800 об/хв із кратністю частоти k=26, що приводять до поломок по профілю пера біля кореня лопатки.

Ступінь досліджувалася на двох режимах, що характеризуються обертами ротора n₁=25500 об/хв і n₂=51800 об/хв, при незмінних параметрах: P⁰=340407 Па, T⁰=468К, P₂=101337.3 Па, T₂=346К, k=1.33, R=287 Дж/(кг?К) (рис. 9).

Істотною особливістю розглянутого завдання є те, що період досліджуваного явища становить повну довжину окружного обводу турбомашини. Звідси випливає необхідність проведення нестаціонарного аеродинамічного розрахунку повних вінців СА й РК (рис. 10) протягом декількох (більше 2-х) обертів ротора. Перший вінець містив 35000 елементів, другий - 50000 елементів сітки.



Рис. 9. Схема проточної частини Рис. 10. Розрахункова область і чисельна сітка

Результати Фур'є-аналізу історії збудливої сили для двох варіантів СА на режимі n₁=25500 об/хв представлені на рис. 11. Діаграма вібраційних напруг у лопатці турбіни, заміряна експериментально на стенді, для двох варіантів СА наведена на рис. 12. Із цієї діаграми видно, що потужність навантаження РЛ при різнокроковому СА знижується в 2-3 рази в порівнянні з вихідним СА з постійним кроком.

а) б)

Рис. 11. Спектрограма сили, прикладеної до РЛ для n₁ = 25500 об/хв: а) при постійному кроці СА; б) при різнокроковому СА

Рис. 12. Вібраційні напруги в РЛ турбіни, заміряні на стенді

Як видно із представлених результатів, отримано якісний збіг характеру зміни напруг на РЛ, заміряних експериментально, і характеру розподілу нестаціонарних сил, розрахованих чисельно. Це дозволяє зробити висновок про можливості чисельної оцінки напруженого стану РЛ, при зміні різних факторів аеродинамічного впливу потоку.

Для того, щоб оцінити ступінь впливу окружної температурної нерівномірності камери згоряння (КЗ) на нестаціонарне навантаження РЛ, у підрозділі 6.2 були проведені розрахунки нестаціонарних течій в експериментальній турбіні високого тиску (ТВТ) з різними епюрами повної температури на вході в розрахункову зону:

? з ідеальним епюром КЗ по температурі, що характеризується сталістю температури газу: Т^*=1450К;

? з вихідним, синусоїдальним епюром температур одержуваним за КЗ із 12 пальниками, з амплітудою температури 200К;

? з окружним епюром температур, що має провал температури газу на одному з періодів синусоїди, що відповідає відмові одного із пальників КЗ;

? з синусоїдальним епюром температур з амплітудою 400К, що відображає роботу форсунок КЗ зі зменшеним кутом розпилу палива.

Для оцінки ступеня комплексного впливу КЗ (Z_ф =12 форсунок) і СА (Z₁ = 21 лопатка) на навантаження РЛ, нестаціонарні розрахунки течії проводилися в турбіні для трьох варіантів окружного розташування СА й камери згоряння. Величина кроку окружного зрушення СА склала 0.33 від періоду епюри температури. Дослідження проводилися в абсолютній системі координат, зв'язаній зі статором, у двох повних лопаткових вінцях. Фрагменти миттєвих полів числа М та повної температури, отримані при вихідному синусоїдальному епюрі температур на виході із КЗ, представлені на рис. 13.

б) в)

Рис. 13. Фрагменти полів параметрів у момент часу t: а) число М; б) повної температури

Динамічне навантаження РЛ, при відсутності нерівномірності КЗ по температурі, характеризується присутністю гармонік, обумовлених лише вищерозташованими лопатками СА (рис. 14).

Рис. 14. Спектрограма окружної нестаціонарної сили, що діє на РЛ, при відсутності нерівномірності КЗ по температурі

З рис. 15 видно, що поряд зі складовими гармоніками по основній слідовій частоті соплового апарата, що стоїть вище, n₁, присутні також складові nZ_ф, обумовлені окружною нерівномірністю КЗ по температурі, де n - частота обертання ротора.



Рис. 15. Спектрограма окружної нестаціонарної сили, що діє на РЛ, для синусоїдальної епюри температури за КЗ

На рис. 16 представлено епюр окружної складової нестаціонарної сили, що діє на лопатку РК при нерівномірності КЗ по температурі, що імітувала відмову одного із пальників (зона А на малюнку).

Рис. 16. Розподіл окружної сили, прикладеної до пера РЛ для нерівномірності КЗ за температурою, при відмові одного із пальників

Рис. 17. Спектрограма окружної нестаціонарної сили, що діє на РЛ для нерівномірності КЗ за температурою, при відмові одного із пальників

Як видно з рис. 17, такий режим роботи камери згоряння сприятливо позначається на спектральних характеристиках збудливих сил, прикладених до лопаток РК, коли мова йде про ослаблення 12-ої гармоніки.

Проведені чисельні дослідження показали, що у випадку влучення в спектр власних частот робочої лопатки гармонік, обумовлених окружною нерівномірністю від камери згоряння й нерівномірністю від вищерозташованого СА, для забезпечення надійної роботи турбіни високого тиску в режимі резонансу можливі додаткові заходи щодо ослаблення збудливих сил, шляхом впливу на джерело цих гармонік, без істотної переробки конструкції.

Висновки

нестаціонарний двигун теплопровідний газ

1. Запропоновано математичну модель і чисельний метод рішення рівнянь, що описують нестаціонарну двовимірну течію ідеального газу. В основі методу покладено оригінальний алгоритм руху ейлерово-лагранжевої сітки, що дозволяє з високим ступенем точності вирішувати завдання визначення нестаціонарного навантаження робочих лопаток турбін.

2. Запропоновано математичну модель течії грузлого теплопровідного газу в змішаній, ейлерово-лагранжевої постановці. Рівняння законів збереження представлені для випадку двовимірного простору в декартовій й криволінійній системах координат.

3. Виявлено причини «розмазування» параметрів середовища на границі стикування розрахункових областей ступеню при використанні ковзних сіток. Показано, що застосування абсолютної системи координат при використанні ейлерово-лагранжевого підходу дозволяє істотно підвищити точність рішення завдання нестаціонарної течії в ступеню турбомашини.

4. Розроблено програмний комплекс мовою Fortran, у рамках якого здійснюється інтерактивна підготовка вихідних даних, проведення нестаціонарного розрахунку, обробка й аналіз отриманих газодинамічних навантажень на робочу лопатку.

5. Отримані результати показують, що розроблений метод розрахунку нестаціонарної взаємодії вінців може бути використаний для рішення завдання вибору геометрії СА, з метою зменшення нестаціонарних навантажень на робочі лопатки ступеня турбіни.

6. Проведено дослідження впливу характеру епюра повної температури на виході із КЗ на нестаціонарні навантаження робочих лопаток турбіни високого тиску.

7. Показано, що розроблений чисельний метод може бути використаний для вибору окружного розташування СА відносно поля параметрів за камерою згоряння, що забезпечує мінімальні значення амплітуд нестаціонарних сил, прикладених до лопаток робочого колеса турбіни високого тиску, на небезпечних частотах.

Список робіт, опублікованих за темою дисертації

1. Мунштуков Д.А., Лапотко В.М., Кухтин Ю.П. Метод численного моделирования обтекания рабочих лопаток турбомашин, колеблющихся в нестационарном потоке сжимаемого вязкого газа. // Прогресс - Качество - Технология - Материалы третьего конгресса двигателестроителей Украины, N5, Харьков: ХАИ, 1998, с. 146 - 148.

2. Лапотко В.М., Кухтин Ю.П. Преимущества использования подвижных, лагранжевых сеток при численном моделировании течений сплошных сред // Авиационно-космическая техника и технология. Вып. 19. Тепловые двигатели и энергоустановки. - Харьков: ХАИ, 2000. - с. 88 - 92.

3. Лапотко В.М., Кухтин Ю.П. Эффект нестационарного взаимодействия лопаток турбомашин // Авиационно-космическая техника и технология. Вып. 19. Тепловые двигатели и энергоуст. Харьков: ХАИ, 2000. - с. 93 - 97.

4. Лапотко В.М., Кухтин Ю.П. Использование метода отслеживания струй тока для описания двумерных движений среды в межлопаточных каналах осерадиальных компрессоров и турбин. // Авiац. - космiч. технiка и технологiя. Вип. 31. Двигуни та енергоуст., Харкiв: ХАІ, 2002, с. 62 - 65.

5. Лапотко В.М., Кухтин Ю.П. Оценка величин нестационарных сил, действующих на рабочие лопатки турбин при нестационарном нагружении, обусловленном аэродинамическим взаимодействием с профилями стоек выхлопных систем // Авiацiйно - космiчна технiка и технологiя. Вип. 34. Двигуни та енергоустановки, Харкiв: ХАІ, 2002, с. 21 - 25.

6. Лапотко В.М., Кухтин Ю.П. Модель и метод расчета турбулентных течений вязкого теплопроводного газа // Авiацiйно - космiчна технiка и технологiя. Вип. 41/6, Харкiв: ХАІ, 2003, с. 65 - 68.

Размещено на Allbest.ru

...