Экспериментальные методы совершенствования характеристик газового тракта турбин газотурбинных двигателей Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 621.452.3

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ГАЗОВОГО ТРАКТА ТУРБИН ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

И.А.Кривошеев1, Е.В.Осипов2

Уфимский государственный авиационный технический университет, 450000, г. Уфа, ул. К.Маркса, 12.

Представлены разработанные экспериментальные методы совершенствования характеристик газового тракта турбин газотурбинных двигателей (на примерах межтурбинного наклонного переходного диффузора с расположенной за ним турбиной, турбины с боковым радиальным подводом газа, турбины с радиальным и тангенциальным подводом газа из тороидального и улиточного каналов). Ил. 19. Табл. 1. Библиогр. 11 назв.

Ключевые слова: переходной диффузор; система «переходник - сопловой аппарат»; наружный и внутренний обводы; расходная характеристика; препарирование модели; подводящая улитка; углы атаки; радиальный и тангенциальный подвод газа к турбине.

EXPERIMENTAL METHODS TO IMPROVE CHARACTERISTICS OF FLUE GAS PATH OF TURBINES OF GAS

TURBINE ENGINES

I.A. Krivosheev, E.V. Osipov

Ufa State Aviation Technical University, 12 C.Max St, Ufa, 450000.

The authors present designed experimental methods to improve the characteristics of turbines flue gas path of gas turbine engines (on examples of interturbine inclined transition diffuser with a turbine located behind it, a turbine with side radial gas supply, a turbine with radial and tangential gas supply from toroidal and volute paths). 19 figures. 1 table. 11 sources.

Key words: transition diffuser; system «adapter - nozzle apparatus»; inner and outer outlines; flow characteristic; model preparation; lead volute; angles of attack; radial and tangential gas supply to the turbine.

Введение

Для создания высокоэкономичных авиационных двигателей и снижения их массы необходимо оптимизировать параметры (в т.ч. геометрические) их элементов и узлов. Анализ конструкции современных газотурбинных двигателей (ГТД) показывает, что во многих ГТД (особенно с большой степенью двухкон-турности) между турбинами (высокого давления и вентилятора) используется наклонный межтурбинный переходной диффузор, соединяющий турбины на разных диаметрах [1]. Такой диффузор оказывает большое влияние на характеристики расположенной за ним турбины (в турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) это обычно турбина вентилятора (ТВ)), что влияет на экономические и эксплуатационные показатели ГТД. Требование уменьшения массы ГТД приводит к необходимости сокращения его длины. В этом случае проектные средние диаметры турбин сохраняются, а наклон переходного диффузора увеличивается, что ухудшает газодинамические характеристики примыкающей на выходе турбины и самого диффузора [2].

В конвертированных авиационных, а также в перспективных ГТД нетрадиционных схем используются турбины с несимметричным «боковым» подводом газа. В этих ГТД существуют проблемы обеспечения

высокой эффективности подводящего патрубка (улитки) совместно с примыкающей к нему турбиной.

Таким образом, на этапе проектирования при формировании облика перспективных ГТД, в т.ч. нетрадиционных схем, большое значение имеет выбор конструктивной схемы подвода газа к турбине, от которой в большой мере будет зависеть экономичность вновь создаваемого ГТД.

1. Состояние вопроса

В настоящее время накоплено достаточно знаний, связанных с течением газа в элементах ГТД, изучены явления отрыва потока, поведение отрывных и безотрывных нестационарных пограничных слоёв [3-5] и др., что позволило разработать ряд методов расчёта диффузоров [6-8]. При этом достигнута высокая точность совпадения результатов расчёта с экспериментом. Вместе с тем, расчёт межтурбинного наклонного переходного диффузора в ГТД с расположенными внутри силовыми стойками и обтекателями коммуникаций, с закруткой потока на входе требует совершенствования. Такой расчет невозможен по одномерным методикам и вызывает сложности в получении близкого решения к физическому эксперименту в трёхмерных расчётах. Поэтому на сегодняшний день для определения аэродинамических характеристик и изучения структуры течения газового потока в аналогичных

1Кривошеев Игорь Александрович, доктор технических наук, профессор, тел.: 89033118102, e-mail: krivosh@sci.ugatu.ac.ru Krivosheev Igor Alexandrovich, Doctor of Technical Sciences, professor, tel.: 89033118102, e-mail: krivosh@sci.ugatu.ac.ru

2Осипов Евгений Владимирович, младший научный сотрудник, тел.: 89033671893, e-mail: evgeny.osipov@mail.ru Osipov Evgeny Vladimirovich, junior research worker, tel.: 89033671893, e-mail: evgeny.osipov@mail.ru

конструкциях используются экспериментальные исследования [9,10].

На сегодняшний день достаточно хорошо изучены проблемы течения газа в переходных диффузорах, в том числе разработаны методы оптимального профилирования его обводов, позволяющие создавать диффузор с минимальными потерями энергии. Однако в большинстве случаев физические явления, протекающие в наклонном переходнике, изучены обособленно, без учета примыкающей к нему на выходе турбины, в то время как наклонный переходник оказывает влияние на турбину, а турбина создает подпор потока и влияет на характеристики переходника. В связи с этим, актуальным является изучение влияния формы обводов наклонного переходного диффузора на газодинамические характеристики расположенной за ним турбины и на характеристики самого переходника. Внутри переходника часто размещаются силовые стойки и обтекатели труб подвода-отвода масла и воздуха, оказывающие влияние на его газодинамические характеристики и примыкающую ТВ. Изучение данного вопроса становится еще более актуальным в связи с наличием практически во всех современных ГТД не осевого выхода потока из высоконагруженной турбины и, в результате, наличия закрутки потока на входе в переходник.

Анализ публикаций по несимметричному боковому подводу газа к турбине показывает недостаточную изученность данного вопроса и отсутствие единого решения проблемы. В результате почти каждый случай применения турбины с боковым подводом газа требует выполнения отдельных затратных расчетно-экспериментальных исследований по оптимизации геометрии подводящей улитки для уменьшения потерь в ГТД. В связи с этим, актуальной задачей является разработка универсального метода уменьшения потерь в турбине с боковым подводом газа, не зависящим от подводящей улитки.

В частности, несмотря на наличие обширных исследований по выбору конструктивных схем ГТД, на сегодняшний день практически отсутствует информация о газодинамической эффективности радиального и тангенциального подвода газа к турбине в распределяющий по окружности тороидальный либо улиточный канал. Знания об эффективности различных схем подвода газа к турбине позволят на начальной стадии проектирования выбрать верную схему, от которой будет зависеть экономичность вновь проектируемого ГТД.

2. Экспериментальный метод совершенствования характеристик наклонного переходного диффузора с расположенной за ним турбиной ГТД

Экспериментальные исследования выполнены одним из авторов (Осипов Е.В.) в НПКГ «Машпроект» на аэродинамическом стенде для исследований характеристик модельных и натурных сборочных единиц ГТД. В исследованиях была использована типичная при проектировании и доводке ГТД постановка задачи, когда диаметральные и осевые размеры на входе и выходе из исследуемого участка проточной части яв-

ляются фиксированными, изменяются форма и геометрические размеры рассматриваемого элемента. Для испытаний межтурбинного наклонного переходного диффузора вместе с примыкающим на выходе сопловым аппаратом (СА) ТВ, широко применяемым в современных ТРДД, в качестве источника сжатого воздуха использована стендовая турбовоздуходувка ТВ-175-1,6. Турбовоздуходувка обеспечивает номинальный режим работы объекта исследований (Л = 0,376), спроектированного с коэффициентом моделирования К_=4,2.

Для решения задач исследований была разработана модель межтурбинного переходного диффузора вместе с СА ТВ (рис. 1), состоящая из входного устройства 1, наружного и внутреннего обводов переходника 2, образованных четырьмя варьируемыми про-ставками (участки 1-4), и выходного участка 3. На выходе из переходника в выходном участке установлен смоделированный СА ТВ 7, на входе - аппарат закрутки потока 6. Внутри переходника расположено шесть силовых стоек 4 и три обтекателя коммуникаций 5. Экспериментальная установка на аэродинамическом стенде показана на рис. 2. На рис. 3 представлены схемы исследованных вариантов.

Рис. 1. Модель межтурбинного переходника вместе с СА ТВ

Рис. 2. Экспериментальная установка переходника вместе с СА ТВ на аэродинамическом стенде

Исследуемый межтурбинный наклонный переходник имеет следующие характеристики: степень диф-фузорности ^ /^ = 2,1, относительная длина ЬД /Бнар = 1,1, угол раскрытия эквивалентного диф-

фузора аЭ = 29°, угол потока на входе а = 20° (от оси ГТД). В исследованиях проведены измерения полного давления на входе, выходе из переходника и за СА, углов потока на входе и выходе из переходника.

фиксировано у корня канала, на периферии же спрямление потока отсутствует.

Рис. 3. Схемы исследованных вариантов переходного диффузора с СА ТВ

Измерение полного давления на входе в переходник и выходе из СА осуществлялось с помощью 21 и 15-точечной шаговых гребенок. Углы потока измерялись при помощи дистанционно управляемого комбинированного пневмонасадка с аэродинамическим угломером.

На рис. 4 представлено распределение по высоте проточной части углов входа и выхода потока из наклонного переходного диффузора. Осредненные по высоте канала углы составили: на входе 22°, на выходе из переходника в ядре потока 20° и в следе от стойки 15°. Установлено, что за счет обводов спрямление потока практически отсутствует. За счет стоек углы потока в корне уменьшились примерно на 10°, в середине канала на 5°, от середины к периферии практически не изменились. Это свидетельствует о частичном спрямлении потока в переходнике стойками и обтекателями, причём наибольшее спрямление за-

h

0.9

О,в 0.7 0.6 O.S 0.4

о.э 0,2

i

Г*{>

У Сечение 3-3 (выход)

8 спея Сечени te от сто 3-3 (еь *»д) м г- S Г

\ 0 { * 1 За НА. г-г [е*од>

1

4 А 4

Í

5 10 15 20 25 30 35

а,град

Рис. 4. Углы потока по высоте проточной части на входе и выходе из наклонного переходника $2=0,37-0,38)

На рис. 5 представлены зависимости коэффициента восстановления полного давления переходника а2-з от режима для трех вариантов комбинации стоек и обтекателей внутри проточной части. На номинальном режиме (у12=0,376) а2-3 составил в исходной конструкции 0,979, в варианте только со стойками 0,9825 и в варианте без стоек и обтекателей 0,984.

Рис. 5. Зависимость коэффициента восстановления полного давления переходника с различной комбинацией стоек и обтекателей в проточной части от приведенной скорости на входе

Перед началом экспериментальных исследований по оптимизации наклонного переходного диффузора были разработаны четыре его варианта с различными обводами - варианты 2-5. В ходе исследований разработаны дополнительные варианты - 1а, 2а, 3а, Зб и Зв (см. рис. З). Вариант 1 соответствует исходной конструкции, имеющей угол раскрытия эквивалентного

диффузора аЭ =29°. По литературным источникам

этот угол не должен превышать 20° [11]. Согласно этому, а также экспериментальным исследованиям исходной конструкции, условиям постоянной длины и

площади на входе и выходе из переходника, были разработаны варианты 2-5 с тенденцией к поджатию проточной части или уменьшению кольцевой площади РК и угла аэ (рис. 6 а, б). При расчетах кольцевой площади было учтено уменьшение площади в области стоек и обтекателей (обозначены вертикальными линиями). В варианте 2 максимально уменьшен угол аэ во 2-й половине переходника. На основании исследований исходного варианта 1 внутренний обвод спроектирован выпуклым, с «цилиндрическим» участком на выходе длиной ЬЦ « (0,12 + 0,\5)ЬД (имеет «плоскую

площадку») (рис. 7). Было предположено, что это должно выровнять поток перед СА и обеспечить меридиональный угол на входе в СА, близкий к оси ГТД. В варианте 3, по сравнению с вариантом 2, выполнено более плавное поджатие потока наружным обводом на большей его протяженности. В варианте 4 (см. рис. 3) обеспечен максимально допустимый угол аэ, равный 20° на всей длине, за исключением области стоек и обтекателей, где аэ меньше 20°. В варианте 5 реализована «перекрыша» на входе в переходник для уменьшения диффузорности и скорости потока перед стойками и обтекателями. Во второй половине переходника за счёт поджатия обводами уменьшен угол аэ.

О 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 |_,ММ

400 380 360 340 320 300 280 260 240 220 200 180

Границы : ТОН и 1т~

—Бар 3 —Вар. Э

V

—Вар. 4 !

— Вар 5

У

0.0 0.1 0,2 0,3 0.4 0,5 0.6 0.7 0.8 0.9

О 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110

Рис. 6. Изменение кольцевой площади (а) и угла раскрытия эквивалентного диффузора (б) по длине переходника

На рис. 8 представлены расходные характеристики исследованных вариантов переходника с СА ТВ. Из графика видно, что наилучшими являются варианты 2 и 3, линии которых проходят выше исходной конструкции (вариант 1). На рис. 9 приведены поля полных давлений за СА по высоте канала для лучшего по рас-

ходной характеристике варианта 3 и исходной конструкции.

Сильновыпуклый внутренний обвод переходника

Рис. 7. Варианты 2иЗ проточной части переходника

0,334 0 342 0.350 0.35в 0,366 0.374 Д " 0,072

4 Исходная конструкция ■ ' Вариант 2

I

й л птл Вариант 3

^,0,071 . Вариант За

~ Вариант 36

_ «Вариант 2а

¥ 0,070 ' Вариант 4

I

1.22 1,24 1.26 1.28 1,30 1.32 Р*„/В

Рис. 8. Расходные характеристики исследованных вариантов переходника в системе «переходник - СА»

Ь,

мм

30

25

20

15

10

* \

\

\

—Вариант 3

»-Вари ант 3 (п овтор

\

\

Вариант 3

/ Вариант 3 (повтор)

0.80

0,85

0,90

0,4 0,3 0,2 0,1 0,0

0,95 р* /р*

г 4'г рес

ь

0,9

0,8 0,7

Рис. 9. Поле полного давления за СА по высоте канала на режиме Л2=0,37-0,38

а

Провал полного давления на относительной высоте лопатки Ь « 0 - 0,5 был устранен, что позволило получить благоприятное распределение поля полного давления по всей высоте лопатки. В периферийной части СА поле полного давления практически не изменилось и совпало с исходной конструкцией. Повторно измеренное поле полного давления за СА (вариант З, повтор) совпало с вариантом З, что подтверждает точность экспериментов.

Зависимости, приведенные на рис. 10, показывают, что эффективность варианта З практически во всём диапазоне исследованных режимов выше исходной конструкции, что также было подтверждено повторными испытаниями (вариант З, повтор). Коэффициент восстановления полного давления варианта З на номинальном режиме (осреднённый по кривым двух испытаний) увеличился по сравнению с исходным вариантом на 0,6%.

СГм,

%

93.0 92.5 92 0 91,5 91,0 90.5

90.0

1 А, =0,376

=»,370 1 1

Aj=0. ii 1 1 Вариант 3

1 ' ■ вариант л повтор 1 1 1 1

■ 1 1 Вар иант 3 (повтор)

■ N 1 1 1 Вариант 3

К I"" 1

конструкция

0.33

0 3 4

0.35

0.36

0.37

0.38

0.39

Рис. 10. Зависимость коэффициента восстановления полного давления системы «переходник - СА» от режима работы

3. Экспериментальный метод совершенствования характеристик турбины с боковым радиальным подводом газа

Исследования турбины с боковым радиальным подводом газа, предназначенной для использования в конвертированных авиационных и нетрадиционных схемах проточной части перспективных ГТД, выполнены на натурном СА в условиях номинального режима работы.

Для исследований была создана экспериментальная установка (рис. 11), состоящая из сменного СА 1, входной улитки турбины 2, левой и правой жаровых труб 4 и их кожухов 3, выходной части компрессора 5 и переходников, соединяющих стендовый ресивер с установкой 6.

Объектами исследований являются СА в исходном и модернизированном исполнениях. На рис. 12 представлен СА в исходном исполнении (а - схема натекания потока на лопатки, б - средние расчётные углы натекания потока на лопатки). Конструктивный угол входа аок составляет 880.

Модернизированный СА состоит из трёх групп лопаток с различными конструктивными углами входа: верхняя группа - 10 лопаток с аок=880, левая группа -18 лопаток с аок=55° и правая группа - 18 лопаток с аок=1150 (рис. 13). В модернизированном СА площадь

проходного сечения F и угол выхода потока а1 остались неизменными, соответствующими исходному СА: F = const, aj = arcsin(a /1) = const. Степень расширения газа от полного давления на входе в СА до статического давления на выходе в обоих вариантах РО СА/В=1,46.

Pop top

11 J .1

Г / ■ I 1

1 РесиБер _______

( —

1 - приёмник статического I давления; I - приёмник полного давления

, - термопара

1- сменный сопловой аппарат:

2- входная улитка турбины, состоящая > из двух полуулиток: Д

3- кожух левой и правой ЖТ (по ходу газа);

4- левая и правая ЖТ (по ходу газа);

5- выходная часть компрессора:

6- переходники, соединяющие ресивер с установкой;

№ 1-9 - точки замеров полных давлений на входе в СА; (+), (-) - соответственно положительные и отрицательный углы атаки

Рис. 11. Экспериментальная установка турбины с боковым радиальным подводом

№12,3

Верхняя точка

№4.5,6 Правая точка

№3(6,9) №2(5,8) № 1 (4, 7)

газа

Измерение полного давления на входе в СА осуществлялось с помощью 9 приемников полных давлений (по 3 на каждой группе лопаток), закрепленных на лопатках и выставленных перпендикулярно потоку.

В ходе исследований аэродинамических характеристик турбины и оптимизации конструкции выполнены теоретические и экспериментальные исследования. По полученной формуле (1) определены углы атаки на левую и правую половины исходного СА (рис. 12, а, б).

' а•(©-40) ЛЛ

i = а

1 исх 0 K

90 - arctg

(1)

JJ

360 р Са • ^

где а0 к - конструктивный угол входа СА, а0 = 88°;

О - расход газа через турбину, кг/с; 0 - окружной угол, град; р - плотность рабочего тела, кг/м3; Са -осевая скорость, м/с; площадь проточной части в характерном сечении подводящей полуулитки, м . Повышение КПД СА определено по формуле

АП

СА

ф СА

Л

ф СА

(2)

Рис. 12. Исходный СА: а - схема натекания потока на лопатки; б - средние расчётные углы натекания потока на лопатки

Полученное распределение углов атаки по окружности исходного и модернизированного СА приведено на рис. 14. По результатам сравнительных испытаний построены зависимости, характеризующие эффективность обоих вариантов СА (рис. 15, 16). Оценка пропускной способности вариантов выполнена по рис. 15, на котором представлены зависимости относительного расхода от степени расширения воздуха в СА. Из рисунка видно, что в расчётной точке (степень расширения р СА/в =1,46) пропускная способное модернизированного СА на 1,6% больше, по сравнению с исходным вариантом, что свидетельствует о более эффективном срабатывании перепада давления в его межлопаточных каналах. Последнее достигнуто за счёт уменьшения потерь полного давления, связанных с отрывом потока при больших углах атаки.

Проведена расчётная оценка эффективности ис-

ходного и модернизированного СА. В качестве параметра, характеризующего эффективность, использован коэффициент скорости ф . На рис. 16 для обоих

вариантов СА приведены зависимости ф от степени расширения в СА: ф = / (р СА/ В). В расчётной точке ф увеличился на 1,1%. По приросту ф определено повышение КПД первой ступени А^*СТ и всей

трёхступенчатой турбины Ац*Т. Параметры, характеризующие эффективность турбины с исходным и модернизированным СА, и их сопоставление приведены в таблице.

Верхняя группа 10 лопаток с а..к = N8°

Левая группа 1S лопаток с

Г г- о

а.к = 55

Правая группа 18 лопаток с а.к = 115 D

Рис. 13. Модернизированный СА

—±—Модернизированный СА

-о-- Исходный СА

-180° -150° -120° -90= -60° -30° 0' 30° 60° 90° 120° 150° 130° Окружной угол ©

Рис. 14. Углы атаки по окружности исходного и модернизированного СА

В исследованиях радиального и тангенциального подвода газа к турбине в распределяющий по окружности тороидальный либо улиточный каналы, предназначенные для использования в турбинах конвертированных авиационных и в нетрадиционных схемах перспективных ГТД, в качестве источника сжатого воздуха использована стендовая турбовоздуходувка ТВ-175-

м

Наименование Условн. обозн., размерность Исходный ( Хи ) Модерн. ( Хм ) А, % (Хм - Хи )100 А, % [(Хм - Хи )/Хи ]100

Относительный расход су1т0 р кг^К Р0САРСА с кгс 0,3465 0,3520 — 1,59

Коэффициент скорости Ф 0,940 0,951 1,1 1,17

КПД первой ступени п1 ст 0,843 0,853 1,0 1,19

КПД турбины пт 0,907 0,910 0,3 0,33

1,6. Для исследований была создана модель, показанная на рис. 17. Модель препарирована приемниками полного и статического давления.

Рис. 15. Расходные характеристики исходного и модернизированного СА ГТД

Рис. 16. Коэффициенты скорости исходного и модернизированного СА

4. Экспериментальный метод улучшения характеристик турбин за счет оптимизации схемы подвода газа

Модель состоит из входного участка 1, задней 2 и передней крышек З, цилиндрического корпуса с двумя патрубками 4, внутреннего обтекателя 5, радиального 6 и тангенциального патрубков подвода рабочего тела 7, диска с отверстиями, имитирующими проходные сечения первого СА 8, криволинейных образующих 9, устанавливаемых для получения улиточного канала.

В ходе исследований аэродинамических характеристик выполнены исследования радиального и тангенциального подвода воздуха в распределяющий по окружности тороидальный, улиточный и промежуточный каналы.

На рис. 18 приведено сравнение графиков испытаний модели с тангенциальным подводом воздуха и тремя типами раздающего канала. Кривая, соответствующая испытанию 20 («крайняя улитка»), лежит существенно выше остальных - испытания 12 («тор») и 15 («промежуточная улитка»). Это свидетельствует о меньших потерях полного давления при подводе воздуха с помощью улиточного канала. Разница по величине о составляет примерно 0,5% при Лвх=0,11.

На рис. 19 приведены графики, из сравнения которых можно сделать вывод, что при тангенциальном подводе воздуха - испытание 20 («крайняя улитка») -о значительно больше, чем при радиальном подводе - испытание 10 («тооридальный канал»). Разница по величине о составляет примерно 1,0% при Лвх=0,11.

Экспериментально исследован характерный для современных ТРДД межтурбинный наклонный переходной диффузор, имеющий большую степень диф-фузорности, угол раскрытия эквивалентного диффузора и приведенную скорость на входе, с расположенными внутри стойками и обтекателями. Установлено, что относительные потери полного давления АР = (1 -а)-100% в подобных переходниках составляют около 2,0%, потери от стоек и обтекателей 0,5%, из них 0,З5% вносят обтекатели. Экспериментально выявлено сильное влияние наклонного переходника на характеристики расположенного за ним СА и турбины в целом. При наличии конических обводов переходника в корневой части СА обнаружен сильный от-

ж

На схеме обозначено: 1 - входной участок 1 2 - задняя крышка — 3 - передняя крышка

4 - цилиндрический корпус

с двумя трубками

5 - внутренний обтекатель

Б А-А

4 к

HJ

6 - первый патрубок

7 - второй патрубок

8 - диск с отверстиями, имитирующими проходные сечения 1-зо СА

9 - криволинейные образу-

ющие

Условные обозначения

ОТ. замер

статического давления; одноточечный приёмник полного давления.

ш

Ü

Рис. 17. Экспериментальная установка входного устройства турбины с радиальным и тангенциальным подводом воздуха в тороидальный либо улиточный каналы

рыв потока, приводящий к большим потерям в системе «переходник - СА». Выполнение обводов конои-дальной формы и создание «цилиндрического» участка внутреннего обвода на выходе из диффузора ьЦ «(0,12^0,15)£Д, а также плавное его сопряжение с

внутренней полкой СА при одновременном поджатии потока наружным обводом позволили существенно уменьшить меридиональные углы течения на выходе из наклонного переходника и в СА. В результате был устранен провал поля полного давления за СА, зафиксированный в исходной конструкции с коническими обводами, и выровнено поле по всей высоте лопатки. При этом потери полного давления наклонного переходника вместе с СА на номинальном режиме снизились на АР = 0,6% . Новая методика профилирования обводов наклонного переходника позволила повысить эффективность не только СА, но и всей турбины за счёт улучшения поля полного давления в корневой части турбины.

- Продувка 20 - кр.улитка

- Продувка 10 - тор

Рис. 18. Изменение о в зависимости от А при тангенциальном подводе воздуха в промежуточную улитку (15), крайнюю улитку (20) и тороидальный канал (12)

0,00 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 Приведенная скорость

Рис. 19. Изменение о в зависимости от А при тангенциальном и радиальном подводе воздуха, соответственно в крайнюю улитку (20) и тороидальный канал (10) Выводы

Исследования характеристик наклонного переходника с коноидальными обводами и углом раскрытия эквивалентного диффузора аЭ «30° показали, что уменьшение аЭ не приводит к понижению потерь, из чего следует, что даже при больших аЭ (до 30°) в ко-ноидальном переходном диффузоре могут отсутствовать сильные отрывы потока и большие потери.

Разработан универсальный метод повышения эффективности турбин с боковым радиальным подводом газа, предназначенных для использования в конвертированных авиационных и нетрадиционных схемах перспективных ГТД, не требующий изменений подводящего канала к турбине за счет применения первого СА турбины с разными группами лопаток, которые отличаются конструктивными углами входа. Подстройка лопаток СА под углы выхода потока из подводящей улитки позволяет свести к минимуму углы атаки на лопатках, повысить пропускную способность СА и увеличить КПД ступени турбины на Ац*СТ ~ 1%.

Экспериментально определена наилучшая схема подвода газа к турбине, используемой в составе конвертированных авиационных и в нетрадиционных схемах перспективных ГТД. На модели исследованы радиальный и тангенциальный подводы воздуха к турбине через распределяющий по окружности тороидальный и улиточный каналы. Установлено, что при тангенциальном подводе коэффициент восстановле-

ния полного давления «улиточного» канала на 0,5% больше по сравнению с «тороидальным» каналом. При тангенциальном подводе воздуха коэффициент восстановления полного давления больше, чем при радиальном на 1,0%. Таким образом, установлено, что наилучшей является схема с тангенциальным подводом газа к турбине с использованием улиточного канала.

Библиографический список

1. Скибин В. А., Солонин В. И. Работы ведущих авиадвига-телестроительных компаний по созданию перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор). М.: ЦИАМ, 2004. 424 с.

2. Гоголев И.Г., Дроконов А.М. Аэродинамические характеристики ступеней и патрубков тепловых турбин. Брянск: Брянское областное изд-во «Грани», 1995. 258 с.

3. Телионис Д.П. Отрывные и безотрывные нестационарные пограничные слои. Обзор // Теоретические основы инженерных расчётов. 1979. №1. С. 142-161.

4. Симпсон Р.Л. Обзор некоторых явлений, возникающих при отрыве турбулентного потока // Теоретические основы инженерных расчётов. 1981. №4. С. 1З1-149.

5. Чжен П. Отрывные течения. М.: «Мир», 1972. Т.1. З00 с.

6. Строн Р.К., Клайн С.Дж. Метод расчёта плоских и осесим-метричных диффузоров, основанный на определении запаса по отрыву // Теоретические основы инженерных расчётов. 198З. №1. С. 115-121.

7. Хокенсон Г. Расчёт оптимальных диффузоров обратным методом и его экспериментальное подтверждение // Теоретические основы инженерных расчётов. 1979. №4. С. 186191.

8. Харша П.Т., Глассман Х.Н. Анализ турбулентного безотрывного течения в дозвуковых диффузорах // Теоретические основы инженерных расчётов. 1976. №2. С. 287-289.

9. Экспериментальное исследование двухступенчатого турбинного отсека с переходным патрубком между ступенями / И.Г.Гоголев [и др.] // Теплоэнергетика. 1984. №7. С. 62-64.

10. Шерстюк А.Н., Соколов А.И., Чижов В.В. и др. Исследование аэродинамики переходных патрубков прямоточных ГТУ на базе турбореактивных двигателей // Теплоэнергетика. 1980. №З. С. З8-40.

11. Довжик С.А., Морозов А.И. Исследование кольцевых диффузоров осевых турбомашин // Промышленная аэродинамика. М.: Оборонгиз, 1961. №20.

УДК 621

ПРОБЛЕМА ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК И РАЗРАБОТКИ КОНСТРУКЦИИ ФЛАНЦЕВОГО СОЕДИНЕНИЯ ЭЛЕКТРОПОГРУЖНЫХ НАСОСОВ С ПОВЫШЕННОЙ НАДЕЖНОСТЬЮ

О.В.Репецкий1, Фан Ван Туан2

1Байкальский государственный университет экономики и права, 664015, г. Иркутск, ул. Ленина, 11. 2Иркутский государственный технический университет, 664074, г. Иркутск, ул. Лермонтова, 83.

Приведены аварийные статистики электропогружных насосов по нефтегазовой технике и выявлены случаи, связанные с фланцевыми соединениями. Приведены задачи исследования прочностных характеристик и разработки конструкции фланцевого соединения электропогружных насосов методом конечных элементов. Ил.4. Табл. 2. Библиогр. 10.

Ключевые слова: резьбовые соединения; фланцевые соединения; метод конечных элементов.

THE PROBLEM TO STUDY STRENGTH CHARACTERISTICS AND THE DEVELOPMENT OF THE FLANGED JOINT CONSTRUCTION OF ELECTROLOADING PUMPS WITH IMPROVED RELIABILITY O.V^petsky, Phan Van Tuan

Baikal State University of Economics and Law 11 Lenin St., Irkutsk, 664015. Irkutsk State Technical University 83 Lermontov St., Irkutsk, 664074

The authors present emergency statistics of electroloading pumps in oil-and-gas machinery and detect accidents connected with flange joints. The authors show the tasks of strength characteristics study and the development of flange joint construction of electroloading pumps by the finite element method. 4 figures. 2 tables. 10 sources.

Key words: threaded joints; flanged joints; finite element method.

1Репецкий Олег Владимирович, доктор технических наук, профессор.

Repetsky Oleg Vladimirovich, Doctor of Technical Sciences, Professor.

2Фан Ван Туан, аспирант, тел: 89246038966, e-mail: doctor_tuanphv@yahoo.com

Phan Van Tuan, postgraduate student, тел: 89246038966, e-mail: doctor_tuanphv@yahoo.com