CC BY
48
УДК 629.735.03-226.2
А.С. Тихонов, Н.Ю. Самохвалов, С.И. Сендюрев, С.В. Бажин
ОАО «Авиадвигатель», Пермь, Россия
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ И ТЕПЛОВОЕ
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ТРАКТОВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ГОРЯЧЕЙ ЧАСТИ ТУРБИНЫ СОВРЕМЕННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Выполнена численная оптимизация вторичных течений и теплового состояния тепло-нагруженных деталей турбины (секторовразрезного кольца и лопаток) современного газотурбинного двигателя. Показано, что применение современных методов численного моделирования в методиках проектирования позволяет снизить потери в лопаточных решетках на 9.5% и максимальную температуру теплонагруженнъх деталей турбины более чем на 100 °С. Отмечена важность использования сопряженного математического анализа для комплексной оценки максимально возможного числа факторов, влияющих на показатели эффективности и ресурса турбины.
Ключевые слова: сопряженный численный анализ, турбина высокого давления, полки лопаток, сектор разрезного кольца, оптимизация.
Введение
Одними из важнейших условий обеспечения конкурентоспособности газотурбинных двигателей (ГТД) являются повышение ресурса, надежности и топливной экономичности. Однако, повышение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной Т*г может привести к снижению ресурса газотурбинного двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей горячей части.
Традиционно исполызуемые, на сегодняшний дены, методики проектирования деталей горячей части турбины высокого давления (ТВД), такие как комплекс из одномерных гидравлических расчетов, критериалыных уравнений и несопряженного аэродинамического и теплового анализа, хорошо идентифицированы и апробированы преимущественно в области пера турбинныгх лопаток. Вместе с тем, локалыные тепловые и аэродинамические эффекты в области полок и местах перехода полки в перо изучены недостаточно хорошо и трудномоделируемы с помощыю традиционныгх методик проектирования. Оптимизация вторичных течений и теплового состояния полок лопаток и разрезных колец ТВД — скрыпый резерв по повышению эффективности и ресурса турбины [1, 2].
На данный момент при проектировании высокоэффективных лопаточных решеток турбин перспективных газотурбинных двигателей зна-чителыная ролы отведена минимизации вторичных потеры в каналах сопловых и рабочих лопаток. Одним из наиболее перспективных методов
оптимизации является применение неосесиммет-ричных торцевых поверхностей.
В ОАО «Авиадвигатель.» работы по данному направлению разделилисы на три этапа:
- разработка автоматизированного комплекса оптимизации вторичных вихревых структур.
- анализ эффективности применения конструктивных мероприятий по минимизации по-теры в решетке.
- проектирование и изготовление экспери-менталыной установки для верификации полученных резулытатов.
Целыю работы является проведение численного моделирования газодинамических и тепловых процессов в ТВД ГТД; оценка теплового состояния и оптимизация системы охлаждения секторов разрезных колец ТВД; эксперименталы-ная и численная оптимизация вторичных вихревых структур в лопаточных решетках ТВД.
1. Описание проблемы и численной модели
На сегодняшний дены в практике проектирования и научных публикациях сравнителыно мало внимания уделяется деталыному изучению теплового состояния разрезных колец (КР) турбины, которые работают на наиболее тяжелых среди всех горячих трактовых поверхностей условиях — их обтекает горячий газ, перетекающий через радиалыный зазор между рабочей лопаткой (РЛ) и КР со скоросты свыше 600 м/с. Опыт эксплуатации современных ГТД показывает высокую вероятносты возникновения дефектов в КР 1-й ступени турбины (вплоты до сквозных прогаров, см. рис. 1). С наиболышей вероятностыю
© А.С. Тихонов, Н.Ю. Самохвалов, С.И. Сендюрев, С.В. Бажин, 2012 ISSN1727-0219 Вестник двигателестроения № 2/2012
дефекты могут возникать в стыках между соседними КР, где охлаждение минимально, а также в задней части КР и передней части верхней полки СЛ2, где возможно затекание горячего газа в зазор.
анализа сопряжения газодинамики и теплообмена в полностью смоделированной ТВД с учетом всех особенностей конструкции турбины (см. рис. 2) в пакете АШУЯ СБХ 13.0.
Для оптимизации вторичных вихрей использовался программный продукт 10Я0 КМ. Основными модулями, участвующими в оптимизационном процессе являлись пакет построения геометрической модели и^гарЫс8 КХ, сеточный генератор АШУЯ 1СЕМ СББ и решатель АШУЯ СБХ, объединенными в цикле командными Ъа1-файлами На рис. 3 представлен алгоритм рассматриваемого процесса оптимизации.
Рис. 1. Внешний вид секторов КР после длительной эксплуатации
Для исследованных современных авиационных двигателей (типа ПС-90А2 и ПД-14) подобные дефекты связаны прежде всего с очень высоким средним уровнем температуры газа в горле соплового аппарата (СА) — Т*са = 1800...1850 К. Для наземных установок (типа ГТУ-25П), где Т*са не превышает 1600 К на самых горячих режимах подобные дефекты могут быть вызваны высокой неравномерностью поля температуры газа за КС (неравномерность составляет порядка 1.6 и даже выше).
Рис. 2. Общий вид расчетной области
В любом случае проектировать КР приходится с существенным запасом по температуре для компенсации высокого уровня неравномерности за КС и использовать самые современные варианты конструкций и методики проектирования. Данная задача решалась с помощью численного
Рис. 3. Алгоритм оптимизации
Входными параметрами, варьируемыми в цикле оптимизации, являлись радиальные координаты узловых точек (Х|)), образующих в дальнейшем торцевую плоскость. Из опыта ОАО «Авиадвигатель» были выделены наиболее характерные зоны на торцевой поверхности, обладающие наибольшим влиянием на вторичные вихри в канале — область вблизи входных кромок лопаток, а также области максимального и минимального статического давления у спинки и корыта профиля до горла канала. Оптимизация в этих зонах имела более детальный характер.
Целевая функция — эффективность решетки.
2. Анализ полученных результатов
2.1. Анализ теплового состояния КР
Численный анализ показал, что неравномерность статического давления вдоль КР со стороны газа очень высокая — статическое давление перед 1-м рядом перфорации в 1.4 раза больше, чем перед 3-м рядом за счет срабатывания на РЛ. В результате перепад статического давления на 1-м ряду в 1.7 раза меньше, чем на 2-м ряду и в 4.3 раза меньше, чем на 3-м ряду отверстий перфорации.
Пленочное охлаждение КР не слишком значительное, что связано с высоким уровнем скорости газа в радиальном зазоре между РЛ и КР. Фактический вклад пленочного охлаждения в
суммарное конвективно-пленочное охлаждение составляет порядка 20...25%. Основной вклад в охлаждение поверхности КР, находящейся в проточной части, вносит конвективное охлаждение - порядка 75...80% от суммарного эффекта конвективно-пленочной системы охлаждения. Из них около 10% от суммарного снижения температуры дает конвективный теплообмен в отверстиях перфорации.
Результаты численного моделирования хорошо согласуются с различными экспериментальными исследованиями (замеры статических давлений и температур в полости подвода, металлография [1, 3]).
На основе полученных характеристик системы охлаждения КР и его теплового состояния были сделаны существенные изменения в конструкции КР (разбиение единой полости подвода на несколько изолированных полостей и загущение отверстий перфорации), что позволило значительно (на 100 °С, см. рис. 4) снизить максималь-
ную температуру КР по сравнению с исходной конструкцией, что позволит значительно увеличить ресурс КР даже при существенных забросах температуры в периферийной зоне за КС.
Для того, чтобы исключить возможное затекание газа из проточной части в осевой зазор между КР и СЛ2 в задней части КР были выполнены дополнительные отверстия. На рис. 5 изображено расчетное поле температуры воздуха в осевом зазоре между КР и СЛ2 для исходной (сверху) и доработанной (снизу) конструкции КР1. Наглядно видно, что выполнение дополнительных отверстий для наддува стыка между КР и СЛ2 в новой конструкции КР1 позволяет исключить затекание горячего газа в зазор. Средняя концентрация горячего газа на входе в зазор между КР и СЛ2 со стороны газового тракта уменьшилась в 4.3 раза (с 22.2% у исходной конструкции КР1 до 5.2% у доработанной с дополнительным наддувом стыка). Средняя температура газа на входе в зазор уменьшилась на 104 К.
ТегпрегэШге Согйоиг 1 ■ 1.050е+003
т
[С]
= 1036 °С
0шш = °.°7
Ттах = 935 °С ®шт = 0.26
Рис. 4. Распределение температуры металла по поверхности базовой (слева) и новой (справа) конструкций КР на
номинальном режиме (Т*сд = 1578 К)
Рис. 5. Поле температуры воздуха в осевом зазоре между КР и СЛ2 для исходной (слева) и новой (справа)
конструкции КР
755ЛГ 1727-0219 Вестник двигателестроения № 2/2012 - 101
2.2. Оптимизация полок лопаток
Одной из немаловажных проблем (наряду с повышением эффективности решетки) является обеспечение оптимального температурного состояния торцевой поверхности и спинки профиля для повышения ресурса лопаток турбин. В процессе анализа лопаток диагностировалось увеличение температурного состояния вследствие размытия пленки на спинке (см. рис. 6) из-за прохождения в этой зоне канальной вихревой структуры (повышение теплового потока в спинку).
Рис. 6. Размытие пленки на спинке профиля
Исходя из этого, в процессе анализа рассматривались оптимальные варианты, удовлетворяющие двум критериям поиска: максимальная эффективность, минимальное размытие пленки на спинке профиля.
На рис. 7 и 8 отражены основные отличительные особенности в картинах течения двух вариантов (осесимметричного и неосесимметричного).
Область межлопаточного канала характеризуется наличием трех основных вихревых составляющих, зарождающихся при обтекании потоком входных кромок лопаток («а» - ветвь подковообразного вихря с корыта, «Ъ» - вихрь первичного распада, «с» - ветвь подковообразного вихря со спинки), а также вихрей, являющихся следствием взаимодействия вихревых структур «а», «Ъ» и «с» («к» - канальный вихрь, «1» - закромочный вихрь).
Осесимметричная Неосесимметричная
торцевая поверхность торцевая поверхность
Рис. 7. Визуализация интенсивностей завихренности по длине канала
Рис. 8. Визуализация завихренности в канале для осесимметричной (слева) и неосесимметричной (справа) торцевой поверхности
Одним из ключевых факторов, определяющих снижение потерь в решетке с неосесимметрич-ной торцевой образующей, является ликвидация подковообразного вихря с корыта за счет снижения градиента давления от корыта к спинке формированием выпуклости/вогнутости в канале. Это приводит к уменьшению суммарного количества вихревых составляющих канального вихря - основного источника аэродинамических потерь в решетке, таким образом, повышая эффективность решетки.
Вогнутый участок профиля у входной кромки интенсифицирует ветвь подковообразного вихря со спинки, который за счет противоположности закрутки смещает вихрь первичного распада от спинки профиля. При этом минимизируется интенсивность закромочного вихря, индуцируемого отрывом пограничного слоя в области прохождения канального вихря на спинке. Как результат снижения интенсивностей и количества вихревых структур, вариант решетки с неосесимметричными торцевыми поверхностями имеет наименее выраженные области провала
давления в зонах прохождения вихревых структур за выходными кромками лопаток (рис. 9). Снижение суммарных потерь в канале составило 9.5% относительно базового осесимметричного варианта.
Рис. 9. Контуры полного давления в выходной плоскости
Для оценки влияния неосесимметричности на температурное состояние лопатки, проводился сопряженный газодинамический расчет с оценкой теплового потока в спинку лопатки в месте прохождения вторичных вихрей. Результаты расчета (рис. 10) отражают, что, вследствие отвода вихрей от спинки профиля формированием вогнутого участка, уменьшается тепловой поток в спинку лопатки, ликвидируется размытие пленки на спинке профиля.
Рис. 10. Визуализация интенсивностей завихренности и теплового потока для осесимметричной (слева) и неосесимметричной (справа) торцевой поверхности
Для подтверждения полученных результатов в ОАО «Авиадвигатель» проведены работы по проектированию экспериментальной установки
аэродинамического исследования лопаток турбин.
Для проведения комплексного анализа вторичных течений в межлопаточных каналах сопловых и рабочих лопаток турбин, в установке применен набор методов анализа структуры потока:
- анализ скоростей потока в канале лазерным доплеровским анемометром;
- визуализация вихревых течений с помощью высокоскоростой камеры;
- измерение поля полного/статического давления, а также углов выхода потока на различных расстояниях от выходных кромок лопаток пятиточечным приемником давления на 3Б системе перемещения;
- измерение распределения статического давления по торцевым поверхностям и профилю лопатки в трех сечениях.
В данный момент идет процесс производства установки, а также подготовка бокса и систем установки к испытаниям.
Заключение
Внедрение методик, решающих задачу получения теплового состояния деталей турбин ГТД сопряжением задач газодинамики и теплообмена, в практику проектирования позволит существенно улучшить уровень проектирования, увеличить эффективность охлаждения при сокращении расхода охлаждающего воздуха, проводить комплексный учет влияния различных факторов на аэродинамику и тепловое состояние деталей турбин в едином программно-вычислительном комплексе, что позволит избежать погрешностей при переносе граничных условий между различными программными продуктами.
Литература
1. Тепловое проектирование разрезных колец турбин методами численного моделирования в сопряженной постановке /А.С. Тихонов, Н.Ю. Самохвалов //Электронный журнал «Труды МАИ». - Вып. 52. - М., 2012. - 15 с.
2. Анализ влияния неосесимметричных торцевых поверхностей межлопаточных каналов сопловых лопаток на вторичные течения в турбинах /Н.Ю. Самохвалов, А.С. Тихонов, С.И. Сен-дюрев: тез. докл. ЬУШ научно-технической сессии по проблемам газовых турбин и парогазовых установок. - М., 2011. - С. 111-117.
3. Тихонов А.С. Влияние геометрических параметров профиля лопатки на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин: дис. на соискание ученой степени канд. технических наук: 05.07.05; защищена 15.10.2010 /Тихонов Алексей Сергеевич. - П., 2010. - 170 с.
Поступила в редакцию 01.06.2012
¡ББМ1727-0219 Вестник двигателестроения № 2/2012
- 103 -
О.С. Тихонов, Н.Ю. Самохвалов, C.I. Сендюрев, C.B. Бажин. Аеродинам1чне i теп-лове проектування трактових поверхонь гарячо! частини турбши сучасного газотурбшно-го двигуна
Виконано чисельну оптимизацию вторинних течш i теплового стану теплонавантаже-них елементiв турбти (секторiв розрiзного кыьця i лопаток) сучасного газотурбтного двигуна. Показано, що застосування сучасних методiв чисельного моделювання в методиках проектування дозволяе знизити втрати в лопатковихрештках на 10% i максимальну температуру теплонавантажених елементiв турбти бшьш шж на 100 °С. Вiдмiчено важливють використання сполученого математичного аналiзу для комплексноï ощнки максимально можливого числа факторiв, що впливають на показники ефективностi та ресурсу турбни.
Ключов1 слова: сполучений чисельний аналiз, турбна високого тиску, полищ лопаток, сектор розрiзного ктьця, оптимiзацiя.
A.S. Tikhonov, N.YU. Samokhvalov, S.I. Sendiurev, S.V. Bazhin. Aerodynamic and thermal design of turbine hot part flowpath surfaces in advanced gas turbine engine
Secondary flows and thermal condition of turbine heat-loaded parts (split ring and blades segments) of advanced gas turbine engine have been optimized. It has been shown that up-to-date numerical simulation applied in design procedures makes it possible to reduce losses in blades passages by 10% and maximum temperature of turbine heat-loaded parts by more than 100 °С. It has been emphasized that it is important to use interconnected numerical analysis for complex evaluation of the maximum possible number of factors influencing turbine efficiency and life values.
Key words: interconnected numerical analysis, high-pressure turbine, blade shrouds, split ring segment, optimization.
