CC BY
38Решетневскуе чтения. 2014
УДК 532.529
К РАСЧЕТУ ПАРАМЕТРОВ ПОТОКА С УЧЕТОМ ТЕПЛООТДАЧИ В ПОЛОСТЯХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН
М. И. Толстопятов, А. А. Зуев
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
Е-mail: 89130399999@mail.ru
Представлена методика расчета для определения параметров потока рабочего тела с учетом теплоотдачи в полости между ротором (диском) и статором (корпусом) газовой турбины турбонасосного агрегата (ТНА) жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Рассмотрены конструктивные особенности различных газовых турбин ТНА, в том числе на криогенных компонентах. Представлены основные зависимости методики для расчета поля скоростей и теплоотдачи газового потока в элементы конструкции. Методика является комплексным инструментом, позволяющим производить расчет и дальнейшую оценку влияния параметров потока на энергетическую эффективность, надежность и массогабаритные характеристики агрегата.
Ключевые слова: теплоотдача газового потока, газовые турбины ЖРД, теплоотдача закрученного потока.
THE CALCULATION OF GAS FLOW ROTATION CAVITY IN ROCKET ENGINE TURBINE
M. I. Tolstopyatov, A. A. Zuev
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russian Federation. E-mail: 89130399999@mail.ru
A calculation method to determine the flow parameters of the working fluid with the heat output in the cavity between the rotor (disc) and the stator (casing) of the gas turbine of the turbo pump assembly liquid rocket engine is presented. Design features a variety of gas turbines, including cryogenic components are studied. The basic methodology for calculating the dependence of the velocity field and heat output gas flow in the elements of construction is proposed. The methodology is an integrated instrument allowing the calculation and further assessment of the impact of the flow parameters on energy efficiency, reliability and weight and size of the unit.
Keywords: heat output, the swirling flow, rotor-stator system.
Уровень эксплуатационно-технических характеристик энергетических установок современных летательных аппаратов (ЛА) определяется совокупностью энергетических, технологических и экономических показателей. Одним из таких факторов является уровень энергетических параметров турбины в системе подачи жидких компонентов топлива. Оптимальный уровень энергетических параметров турбины турбо-насосного агрегата (ТНА) жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) обеспечивается при проведении опытно-конструкторских и доводочных работ путем вариативного изменения конструктивных элементов, массогабаритных характеристик и начальных граничных условий параметров рабочего тела.
Одним из основных факторов, обеспечивающих высокий уровень энергетических и эксплуатационных характеристик привода ТНА, является расчет параметров потока рабочего тела в полости вращения между ротором и статором турбины с учетом теплоотдачи в элементы конструкции агрегата, а также оценка влияния параметров потока на энергетические и эксплуатационные характеристики агрегата. В связи с этим разработка научно обоснованных методик расчета параметров потока рабочего тела в полости между ротором (диском турбины) и статором (корпусом)
с учетом теплоотдачи в элементы конструкции ТНА представляется актуальной научно-технической проблемой. Процессам гидродинамики и теплообмена в системах «ротор-статор» посвящено большое количество работ [1-3; 5-6].
Конструкция вспомогательных трактов газовых турбин отличается для каждого конкретного типа турбин и зависит от совместного расположения газовой турбины и насосов ТНА. Прежде всего, следует разделять полости с расходом рабочего тела и без расхода рабочего тела. С точки зрения энергетической эффективности турбины предпочтительнее использовать конструкцию, исключающую расход рабочего тела через полость, данный эффект достигается за счет использования гидродинамического уплотнения между вспомогательными полостями насоса и турбины. Однако в некоторых случаях утечки компонента из вспомогательной полости насоса допускаются намеренно для охлаждения подшипниковых узлов. В случае утечек компонента топлива из смежного с турбиной насоса в полости между диском и корпусом турбины реализуется вращательное течение. При использовании криогенных компонентов топлива подобные утечки могут вызывать существенные температурные напряжения и деформации в диске турбины.
Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов
В результате исследования процессов теплоотдачи при вращательном течении рабочего тела путем решения интегрального соотношения уравнения энергии [4] температурного пространственного пограничного слоя были получены выражения для расчета коэффициентов теплоотдачи для случаев вращательного течения с турбулентным пограничным слоем (Яега = 3 • 105) на поверхности ротора (диска) и статора (корпуса) в виде критериев Нуссельта.
На основе полученных результатов разработана методика расчета параметров потока рабочего тела в полости между ротором и статором газовой турбины с учетом теплоотдачи в элементы конструкции. Методика позволяет определять локальные параметры состояния рабочего тела с применением численных методов расчета.
Методика позволяет производить практическую оценку таких важных характеристик, как осевая сила, перепад давления, мощность сопротивления трения рабочего тела о ротор. Использование в методике локальных коэффициентов теплоотдачи позволяет производить практическую оценку локальных зон перегрева ротора турбины, а также исключать режимы работы агрегата с большими потерями на трение на этапе проектирования. Расчет величины теплового потока, поглощаемого поверхностью статора, позволяет производить оценку его влияния на прогрев конструкции, а также на подогрев жидкого компонента топлива в смежном с турбиной насосе. Методика является комплексным инструментом, позволяющим производить расчет и оценку влияния параметров потока на энергетическую эффективность, надежность и массогабаритные характеристики агрегата.
Библиографические ссылки
1. Волков К. Н., Емельянов В. Н. Течения и теплообмен в каналах и вращающихся полостях. М. : Физматлит, 2010. 488 с.
2. Жуйков Д. А. и др. Экспериментальные исследования течения несжимаемой вязкой жидкости в торцевой щели между вращающимся диском и не-
подвижной стенкой // Вестник СибГАУ. 2012. № 5(45). С. 123-126.
3. Кишкин А. А., Краев М. В., Жуйков Д. А. Течение несжимаемой вязкой жидкости в зазоре конической щели между вращающимся диском и неподвижной стенкой // Изв. вузов. Серия «Авиационная техника». 2002. № 3. С. 76-80.
4. Зуев А. А. и др. Интегральное соотношение уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя // Вестник Рыбинской гос. авиационной технол. акад. им. П. А. Соловьева. 2010. № 2(17). С. 37-42.
5. Owen J. M., Rogers R. H. Flow and heat transfer in rotating-disc systems. Rotating cavities. Taunton : Research Studies Press, 1995.
6. Shevchuk I. V. Convective Heat and Mass Transfer in Rotating Disk Systems. 2009. 235 p. Springer.
References
1. Volkov K. N., Emelyanov V. N. Techenie i teploobmen v kanalah i vrashyauchihsya polostyah. Fizmatlit, 2010, 488 p.
2. Zhuikov D. A. Experimental investigations of incompressible viscous fluid in the front gap between disk and fixed boundary. Vestnik SibGAU. 2012, № 5(45), p. 123-126.
3. Kishkin A. A., Techenie nesgimaemoi ghidkosti v zazore konicheskoi sheli megdu vrashayshimsya diskom i nepodvighnoi stenkoi. Izvestiya Vuzov «Aviacionnaya technika. 2002, № 3, p. 76-80.
4. Zuev A. A., Integralnoe sootnoshenie uravneniya energii temperaturnogo prostranstvennogo pogranich-nogo sloya. VestnikRGATA. 2010, № 2(17), p. 37-42.
5. Owen J. M., Rogers R. H. Flow and heat transfer in rotating-disc systems. Rotating cavities. Taunton: Research Studies Press, 1995.
6. Shevchuk I. V. Convective Heat and Mass Transfer in Rotating Disk Systems. 2009. 235 p. Springer.
© Толстопятов М. И., Зуев А. А., 2014
УДК 629.7
ПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
А. И. Укачиков, В. П. Назаров
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: info@sibsau.ru
Рассматриваются способы увеличения удельного импульса ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива «жидкий кислород - керосин».
Ключевые слова: жидкий кислород, камера сгорания, удельный импульс.
