CC BY
38никает динамический перепад давления, зависящий от соотношения объемов сосудов и проходных сечений труб.
Р1
2 -
5Р
1, с
Рис. 2. Расчетные значения давлений в сосудах (V = 47,85-10"3 м3 и V2 = 80 10-3 м3, dy = 410-3 м, S1/ S2 = 3), а также разница давлений между ними (перепад) в зависимости от времени
При давлении на входе 9 105 Н/м2, объемах сосудов 48 10-3 и 80 10-3 м3, диаметре труб 4 мм перепад величиной более 1 атм может существовать по времени
до 350 секунд. С учетом данного эффекта уточнена методика заполнения газом для сосудов, чувствительных к перепаду давления, введением ступенчатой подачи и периодической выдержкой в процессе заполнения.
Библиографические ссылки
1. Дейч М. Е., Зарянкин А. Е. Гидрогазодинамика : учеб. пособие для вузов. М. : Энергоатомиздат, 1984. 384 с.
2. Ландау Л. Д., Лифшиц Е. М. Теоретическая физика : учеб. пособие. Т. VI. Гидродинамика. 3-е изд. М. : Наука, гл. ред. физ-мат. лит., 1986. 736 с.
References
1. Dejch M. E., Zarjankin A. E. Gidrogazodinamika: uchebnoe posobie dlja vuzov [Fluid dynamics: a textbook for high schools]. M. : Jenergoatomizdat, 1984. 384 s.
2. Landau L. D., Lifshic E. M. Teoreticheskaja fizika: uchebnoe posobie. t. VI. Gidrodinamika. 3-e izd. [Theoretical physics: a tutorial. t. VI. Hydrodynamics. 3-e Izd.]. M. : Nauka, gl. red. fiz-mat. lit., 1986. 736 s.
© Тимофеев А. Е., Ермошкин Ю. М., 2015
УДК 532.526.7
РАСЧЕТ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ДИСКОВ ГАЗОВЫХ ТУРБИН ЖРД
М. И. Толстопятов, А. А. Зуев
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: 89130399999@mail.ru
Рассмотрены основные факторы и конструктивные особенности газовых турбин жидкостных ракетных двигателей, влияющие на тепловое состояние дисков турбин. Представлены основные закономерности для расчета теплового состояния диска газовой турбины с учетом теплоотдачи рабочего тела у торцевых поверхностей.
Ключевые слова: газовые турбины, теплоотдача, пограничный слой, уравнения движения, уравнение баланса энергии.
CALCULATION OF THE THERMAL STATE OF THE GAS TURBINE DISK OF LIQUID ROCKET ENGINES
M. I. Tolstopyatov, A. A. Zuev
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: 89130399999@mail.ru
The research considers the main factors and design features of the gas turbine of liquid rocket engines, affecting the thermal state of the turbine disks. The researchers propose basic laws to calculate the thermal state of the gas turbine disk based on heat of the working fluid at the end surfaces.
Keywords: gas turbines, heat transfer, boundary layerequations of motion andenergy.
Процессы теплоотдачи высокотемпературного потока рабочего тела в полостях газовых турбин относятся к малоизученным физическим процессам, про-
текающим в энергетических установках летательных аппаратов. Разработка методик расчета параметров потока в полостях газовых турбин с учетом теплоот-
Решетнеескцие чтения. 2015
дачи в элементы конструкции является важной научно-технической проблемой, решение которой позволит повысить показатели эффективности и надежности газовых турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Существующие методы и методики расчетов теплоотдачи в полостях вращения между диском и корпусом газовых турбин применяются в первую очередь для определения температуры рабочего тела (воздуха) в авиационных реактивных газотурбинных двигателях, который используется в качестве охладителя для лопаток газовых турбин. По данному направлению опубликовано множество научно-исследовательских работ [1-4]. Однако по ряду конструктивных и принципиальных особенностей данные методики не могут быть использованы для расчета теплоотдачи в полостях газовых турбин ЖРД. Основные конфигурации каверн приведены в [5]. Помимо самого распространенного случая течения рабочего тела в полостях газовой турбины есть еще множество частных случаев, а также ряд особенностей, которые необходимо учитывать.
Одним из наиболее важных случаев является расчет поля температур по полотну и радиусу диска турбины ТНА ЖРД с криогенными компонентами топлива. Градиент температур между полостью криогенного насоса и полостью газовой турбины может достигать 1 000 градусов К [6], а утечки криогенного компонента по валу в полость между диском и корпусом газовой турбины могут приводить к градиенту по полотну диска в 600 градусов [7].
Высокие значения градиентов температур по радиусу и полотну дисков турбин вызывают упругие деформации и как следствие - изменение значений в радиальных и осевых уплотнениях газовой турбины. Нерасчетные значения зазоров в радиальных и торцевых уплотнениях диска турбины приводят к увеличению потерь и утечек и уменьшению КПД. Значительные отклонения зазоров в уплотнениях турбины могут вызывать касания ротора о корпус турбины, что способствует возгоранию и отказу.
Для определения термического состояния дисков турбин ЖРД разработано программное обеспечение (ПО) [8], позволяющие рассчитывать: значения градиентов температур по радиусу и полотну диска турбины; величину теплового потока; безразмерные величины Нуссельта и др. Исходными данными для расчета являются: начальная угловая скорость рабочего тела, угловая скорость диска турбины, величины расходов, геометрические размеры полости, толщина и теплопроводность материала диска турбины, расходы рабочего тела через полость и др. Помимо расчета теплоотдачи и термического состояния диска турбины, ПО позволяет определять гидродинамические характеристики: потери, связанные с трением, число Рейнольдса, гидравлическое сопротивление полости, осевую силу и др.
Методика расчета и ПО основаны на выражениях, описывающих процессы гидродинамики и теплоотдачи, которые получены путем решения дифференци-
альных уравнений движения и баланса энергии [911].
Библиографические ссылки
1. Dixon J., Brunton I. L., Scanlon T. J., Wojiechowski G., Stefanis V., Childs P. R. N. Turbulente stator well heat transfer and cooling flow optimization. ASME Paper. 2006. No. GT2006-90306.
2. Volkov K. N., Hills N. J., Chew J. W. Simulation of turbulent flows in turbine blade passages and disc cavities. ASME Paper 2008. No. GT2008-50672.
3. Shevchuk I. V. Convective Heat and Mass Transfer in Rotating Disk Systems. 2009. 235 p.
4. Owen J. M., Rogers R. H. Flow and heat transfer in rotating-disc systems. Rotating cavities. Taunton: Research Studies Press, 1995.
5. Волков К. Н., Емельянов В. Н. Течения и теплообмен в каналах и вращающихся полостях. М. : Физматлит, 2010. 488 с.
6. Иванов А. В., Белоусов А. И., Дмитренко А. И. Турбонасосные агрегаты кислородно-водородных ЖРД : монография. Воронеж : Воронеж. гос. техн. ун-т, 2011. 283 с.
7. Многодисциплинарное исследование одноступенчатой околозвуковой газовой турбины ЖРД. Ч. 2 / В. К. Чванов, Е. В. Логачева, Е. Н. Попов и др. // XXV Труды НПО «Энергомаш». М., 2007. 504 с.
8. Моделирование рабочих процессов осевой одноступенчатой турбины с учетом теплообмена в осевом зазоре / М. И. Толстопятов, А. А. Зуев, Д. А. Жуйков и др. Свидетельство о гос. регистрации программы для ЭВМ № 2013613498. 2013.
9. Прямолинейное равномерное течение газов с теплоотдачей в энергетических установках летательных аппаратов / М. И. Толстопятов, А. А. Зуев, А. А. Кишкин и др. // Вестник СибГАУ. 2012. 5(45). С. 134-138.
10. Кишкин А. А., Титов А. С., Жуйков Д. А. Течение с теплоотдачей в элементах турбомашин и теплоэнергетических устройств: теоретические основы : учеб. пособие / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2010. 196 с.
11. Интегральное соотношение уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя / А. А. Зуев, В. О. Фальков, В. А. Панченко и др. // Вестник Рыбинской гос. авиационной технол. акад. им. П. А. Соловьева. 2010. № 2 (17). С. 37-42.
References
1. Dixon J., Brunton I. L., Scanlon T. J., Wojiechowski G., Stefanis V., Childs P. R. N. Turbulente stator well heat transfer and cooling flow optimization. ASME Paper. 2006. No. GT2006-90306.
2. Volkov K. N., Hills N. J., Chew J. W. Simulation of turbulent flows in turbine blade passages and disc cavities. ASME Paper 2008. No. GT2008-50672
3. Shevchuk I. V. Convective Heat and Mass Transfer in Rotating Disk Systems. 2009. 235 p.
4. Owen J. M., Rogers R. H. Flow and heat transfer in rotating-disc systems. Rotating cavities. Taunton: Research Studies Press, 1995.
5. Volkov K. N., Emelyanov V. N. [Flows and Heat transfer in Channels and Rotating Cavites]. Moskow: Fizmatlit. 2010. 488p. (In Russ.)
6. Ivanov A. V., Belousov A. I., Dmitrienko A. I. Turbonasosnieagregatikislorodno-vodorodnih GRD [Turbopump unit oxygen-hydrogen liquid rocket engines]. Voroneg: VGTU. 2011. 283 p. (In Russ.).
7. Chvanov V. K., Logacheva E. V., Popov E. N. Mnogodisciplinarnoeissledovanieodnostupenchatoiokoloz vukovoigazovoqturbini GRD (chast 2) [Multidisciplinary research transonic gas turbine single-stage rocket engine (Part 2)]. XXV Trydi NPO «Energomas», Moskow, 2007. p. 62-98. (In Russ.).
8. Tolstopyatov M. I., Zuev A. A., Zhuykov D. A., Delkov A. V. Modelirovanie rabochih processov osevoi odnostypenchato ityrbini s ychetom teploobmena v osevomzazore. [Modeling workflow single-stage axial turbine, taking into account the heat transfer in the axial
gap]. Svidetelstvo o gosudarstvennoi registrachii programmidluy EVM №2013613498. 2013. (In Russ.).
9. Tolstopyatov M. I., Zuev A. A., Kishin A. A., Zhuykov D. A., Nazarov V. P. [Rectilinear uniform gas flow with thermal efficiency in propulsion equipment of aircrafts] // Vestnik SibGAU. 2012. no. 5(45)5), p. 134-138. (In Russ.).
10. Kishin A. A., Titlov A. S., Zhuykov D. A. Teche-nie s teplootdachei v elementahturbomashin i teploenergeticheskihustroistv: [Flow with heat transfer elements of turbomachinery and heatengineering devices: the theoretical foundations. ]. Krasnoyarsk, 2010. 196 p.
11. Zuev A. A., Falkov V. O., Panchenko V. A., Filipov A. A. [Integral relation of thermal space boundary layer energy equation] // VestnikRGATA, №2 (17), 2010. p. 37-42. (In Russ.)
© Толстопятов М. И., Зуев А. А., 2015
УДК 621.01
ВЛИЯНИЕ УМЕНЬШЕНИЯ ДЕЛАМИНАЦИИ НА ПРОТОТИПИРОВАНИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ ДВИГАТЕЛЕЙ
А. С. Торгашин, А. М. Бегишев, М. В. Кубриков
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярскийрабочий», 31
E-mail: ttarg23@gmail.com
Авторы поднимают проблему улучшения пртотипирования методом 3D-печати посредством устранения деламинации и применения прототипирования при производстве ракетно-космических двигателей.
Ключевые слова: деламинация, прототипирование, улучшение.
IMPACT OF REDUSING DELAMINATION ON PROTOTYPING ROCKET-SPACE ENGINES
A. S. Torgashin, A. M. Begishev, M. V. Kubrikov
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: ttarg23@gmail.com
The authors raise the issue of improving the prtotiping method of 3D printing by eliminating delamination and application prototyping to produce rocket-space propulsion.
Keywords: delamination, prototyping, improving.
В производстве современных ЖРД применяются сложные по форме и исполнению узлы и агрегаты. И хотя попытки внедрить печатание деталей на металлическом 3Б-принтере детали уже велись, они все равно остаются единичными случаями [1]. В основной массе 3Б-печать применяется для прототипирования. Применение технологии 3Б-печати может быть разным: от изготовления сложных литейных форм или готовой детали в масштабе до изготовления модели с прозрачным внешним корпусом. Как и при работе с любым другим станком, в процессе 3Б-печати могут возникать проблемы, одна из которых - деламинация.
Деламинация - это отклеивание выращиваемой модели от рабочего стола или одного из слоев в процессе печати вследствие усадки пластика при остывании (значительная разность температуры компонента на выходе из сопла и температуры стола) и возникающего при этом напряжения в изделии. Явление деламинации вредит многим объемным деталям (начиная от загибания подложек до отслоения слоев), так как пластик успевает остыть, и следующий слой уже наносится по «усохшему» слою, создавая дополнительные напряжения. Застывшие слои начинают действовать как рычаг и отрывают деталь от стола, безвозвратно деформируя изготовляемую модель.
