CC BY
19
УДК 532.6
С. Б. Резник, В. И. Яишников, С. А. Хомылев, Е. Л. Пика, С. В. Ершов
ОПЫТ МОДЕРНИЗАЦИИ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ ВЫСОКОПЕРЕПАДНОЙ ТУРБИНЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РАСЧЕТНОГО И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО МЕТОДОВ
Аннотация: Рассмотрена задача аэродинамического усовершенствования профиля сечения рабочей лопатки высокоперепадной турбины высокого давления авиационного двигателя с использованием современных методов расчета двумерного течения вязкого сжимаемого газа и экспериментального подтверждения результатов.
Введение
Основные тенденции в современном авиадви-гателестроении такие, как снижение себестоимости изготовления, стоимости обслуживания, веса конструкции, обусловливают применение при модернизации или проектировании нового изделия аэродинамически высоконагруженных узлов. Таким способом можно добиться снижения количества лопаток в компрессоре и турбине, а в ряде случаев и целых ступеней.
Высокоперепадные ступени турбины предполагают использование транс- и сверхзвуковых профилей как сопловых, так и рабочих лопаток. Как правило, течение в таких решетках имеет довольно сложный характер, обусловленный наличием больших градиентов термодинамических параметров, скачков уплотнения и волн разрежения, взаимодействующих между собой, с пограничным слоем, кромочным следом. Прямое исследование экспериментальным путем указанных явлений наряду с большими трудозатратами имеет ограниченные возможности и, зачастую, затруднено методологически. Это делает невозможным широкое применение физического эксперимента и требует привлечения альтернативных современных численных методов исследований.
Ниже показано, что использование надежных расчетных методов при исследовании характеристик решеток профилей позволяет определить параметры потока газа в решетке с требуемой точностью, значительно уменьшить время проектирования и сократить число, а в ряде случаев и отказаться от дорогостоящих экспериментов по продувке плоских решеток.
Расчетный метод
Среди основных требований к расчетным методикам следует выделить возможность адекватно моделировать как физические свойства рабочего тела (сжимаемость, вязкость и др.), так и явления, происходящие в потоке данного рабочего тела (скачки уплотнения, проявление турбулентности, отрывы потока и др.) и вызываемые этими явлени-
ями локальное и интегральное изменение параметров потока. В настоящее время этим требованиям в значительной степени удовлетворяют методы расчета, построенные на решении осредненных по Рейнольд су уравнений Навье-Стокса с привлечением полуэмпирических моделей турбулентности [1].
В настоящей работе использовалась указанная модель двумерного течения, реализованная в программном комплексе FlowER [2], используемом на предприятии ГП "Ивченко-Прогресс". Моделирование турбулентных эффектов осуществлялось посредством к-т ББТ модели Ментера [3]. Уравнения решались численно неявной разностной схемой второго порядка точности [1]. Расчётная область межлопаточного канала турбинной решетки описывалась конечно-разностной сеткой Н-типа, содержащей 100x160 ячеек, пограничный слой описывался не менее 22-25 ячейками, первый от поверхности лопатки узел располагался на расстоянии от стенки, меньшем 1/^Кв. Пример описания расчетной сеткой кромок профиля показан на рис. 1.
Рис. 1. Описание входной (а) и выходной (б) кромок профиля конечно-разностной сеткой Н-типа
© С. Б. Резник, В. И. Яишников, С. А. Хомылев, Е. Л. Пика, С. В. Ершов 2006 г. ISSN 1727-0219 Вестникдвигателестроения № 1/2006
а
б
Верификация расчетного метода
Эффективность применяемого метода была подтверждена тестовыми расчетами по опубликованным в открытой печати и собственным экспериментальным данным ГП "Ивченко-Прогресс". Резуль -таты тестовых расчетов решеток профилей по данным работ [4, 5] и [6] приведены на рис. 2, 3 и 4, 5 соответственно.
Приведенные данные показывают, что используемый метод адекватно описывает физические явления в потоке (наличие и расположение скачков уплотнения, взаимодействие скачков уплотнений с пограничным слоем на спинке лопатки, масштаб кромочного следа и т.д.), а так же хорошо воспроизводит качественное и количественное изменение интегральных параметров потока. Так, для первой из представленных решеток абсолютное отклонение расчетного значения коэффициента потерь не превышает 1 %, а угла выхода потока -не превышает 1 Для второй решетки расчетные значения этих параметров в основном лежат в пределах экспериментальных диапазонов.
Рис. 4. Визуализация течения в турбинной решетке на режиме М2|5 = 0,96 эксперимент (а) и расчет (б)
1—. _ _ ^
1 1
Рис. 2. Визуализация течения в турбинной решетке на режиме М2|5 = 1,19 эксперимент (а) и расчет (б)
Рис.
3. Распределение коэффициента потерь (а) и угла выхода потока (б)
Рис.
5. Распределение коэффициента потерь (а) и угла выхода потока (б)
Расчетный анализ течения в исходной решетке
Используя описанный метод, были исследованы характеристики решетки профилей (табл.1, рис. 6), соответствующей среднему сечению РЛ одноступенчатой ТВД авиационного двигателя, для которой расчетным является режим = 0,90. Исследовалась возможность увеличения перепада в данной решетке при повышении степени понижения давления в ступени от пт* = 2,73 до 3,05.
Рис. 6. Общий вид профиля
а
б
а
б
Таблица 1 - Геометрические параметры реше-
ток
Параметр Исходный профиль Модернизированный профиль
2лоп, шт 86 82
УХисх 1,000 1,057
И\ 0,731 0,724
а/1 0,449 0,480
В1к, град 55,86 43,74
В2е, град 26,69 28,67
Ст/\ 0,204 0,209
Д град 16,65 9,96
Л/\ 0,119 0,132
d2/a 0,140 0,099
Я, град 59,02 63,62
м>1, град 34,31 12,39
м>2, град 13,53 4,89
Рис. 8. Обтекание выходной кромки исходного (а) и модернизированного (б) профиля на режиме = 1,20
Согласно расчету, при таком характере течения уровень потерь для режима = 1,2 более чем в 2 раза выше, относительно режима = 0,90 (рис. 9).
На рис. 7,а показаны линии равных чисел Маха в исходной решетке на режиме = 1,2. Расчет показал, что в месте падения и отражения косого скачка уплотнения на спинку профиля возможен местный отрыв пограничного слоя (рис. 8, а), который, при снижении числа Рейнольдса до уровня, соответствующего высотным условиям полета, развивается в интенсивный отрыв потока в косом срезе (рис. 8, б). Это, в свою очередь, сопровождается резким ростом потерь. В результате перемешивания пограничного слоя спинки с закромоч-ным отрывом образуется масштабный кромочный след. Взаимодействие следа с серией скачков уплотнения и волн разрежения вызывает дальнейший рост потерь кинетической энергии вниз по потоку.
Рис. 7. Изолинии чисел Маха в каналах исходной (а) и модернизированной (б) решеток на режиме = 1,20
Рис. 9. Распределение коэффициента потерь в исходной и модернизированной решетке
Таким образом, видно, что " форсирование" данной турбины без конструктивных изменений нецелесообразно. Это заключение послужило поводом для перепроектирования пера РЛ.
Результаты аэродинамического усовершенствования профиля
Аэродинамическое усовершенствование профиля проводилось варьированием основных геометрических параметров. Критериями служили уровень потерь в решетке и количество лопаток в венце (в итоге - масса и себестоимость изготовления). Полученные в результате перепроектирования варианты профиля анализировались посредством 2й вязких расчетов FlowER. Основные геометрические параметры окончательного варианта модернизированного профиля и его общий вид представлены в табл. 1 и на рис. 6 соответственно.
Новый профиль характеризуется утолщенной входной (обусловлено требованиями к охлаждению) и более тонкой выходной кромкой; значительно уменьшенным конструктивным углом входа, при малом изменении эффективного угла выхода; сниженными углами заострения кромок; меньшим углом отгиба, уменьшенной кривизной спинки на участке ниже "горла" и увеличенным сечением "гор-
б
¡ЭБЫ1727-0219 Вестникдвигателестроения № 1/2006 # 39 —
ла".
На рис. 10 приведена полученная вязким расчетом зависимость коэффициента потерь от относительного шага решетки. Из этих данных следует, что новая решетка имеет близкий к оптимальному относительный шаг. Увеличение хорды профиля относительно исходного наряду с малым изменением относительного шага, позволило получить более редкую решетку (снизить на 5 % количество лопаток) без значительного снижения эффективности.
Рис. 10. Зависимость коэффициента потерь от относительного шага решетки
Обтекание профиля претерпело характерное изменение, которое выразилось в перераспределении работы вдоль профиля: увеличена нагрузка на среднюю часть профиля за счет ее снижения на входном и выходном участках (рис. 11).
.~ГГ 1 3
—
1 ■ - /У С
1*1
-
1
1 г _ ■ 1-_1:=
V -
Для дозвукового режима обтекания (рис. 11, а), где модернизированный профиль очевидно ' 'недогружен", такие изменения привели к увеличению протяженности и интенсивности диффузорного течения на выходе из решетки, что вызвало увеличение потерь относительно базового профиля (рис. 9).
С повышением режима модернизированный профиль обеспечивает более равномерный разгон потока вдоль спинки (рис. 11, б), в результате чего удалось устранить отрыв потока у задней кромки за падающим скачком уплотнения (рис. 8, в); снижена протяженность кромочного отрыва; получен более тонкий след. Это дало положительный эффект в виде значительного (с 8,6 % до 5,8 %) снижения коэффициента потерь (рис. 9).
В целом новый профиль отличается более пологим характером изменения потерь во всем исследованном диапазоне рабочих режимов. Это позволит применять его с достаточно высокой эффективностью как при докритических, так и при сверхкртических перепадах. Кроме того, как показывают расчетные данные, усовершенствованный профиль имеет существенный резерв для дальнейшего повышения рабочего режима (рис. 9).
К недостаткам модернизированного профиля следует отнести некоторое ухудшение обтекания входной кромки со стороны корыта (рис. 7,б; 11; 12, а). Образование отрывной зоны в этом месте вызвано стремлением ограничить толщину профиля (Ст) при довольно толстой интенсивно охлаждаемой передней кромке. На основании этих результатов предпринята попытка дальнейшего усовершенствования профиля. Увеличением угла заострения входной кромки от 12,4 ° до 23 ° при увеличенной на 2,5 % толщине Ст отрыв потока в исследуемой области практически удалось устранить (рис. 12,б). Однако это не привело к существенному повышению суммарной эффективности профиля. Это объясняется относительно невысоким уровнем скоростей на данном участке и, как следствие, незначительной долей потерь кинетической энергии в их общем уровне. Кроме того, такое аэродинамическое усовершенствование увеличивает более чем на 2 % площадь сечения и, следовательно, массу профильной части лопатки, поэтому на данном этапе не является приоритетным, но может быть предметом дальнейших исследований.
Рис.
11. Распределение приведенной скорости вдоль филя на режиме = 0,90 (а) и = 1,20 (б)
Рис. 12. Устранение отрывной зоны перепрофилированием входного участка профиля
а
Подтверждение результатов
Результаты расчетного усовершенствования профиля были подтверждены экспериментальной продувкой плоской решетки профилей в аэродинамической трубе на ЗМКБ "Прогресс" (рис. 13). Эксперимент подтвердил характер изменения потерь при изменении перепада на решетке (рис. 14). Замеренный уровень потерь не превышает расчетный во всем исследованном диапазоне приведенных скоростей, и подтверждает высокую эффективность данного профиля.
Рис. 13. Схема замера параметров потока
J 4 Ц 9 fe I
Рис. 14. Распределение коэффициента потерь в модернизированной решетке
Выводы
1. Применение аэродинамически нагруженных узлов позволяет снизить стоимость и вес конструкции авиационного двигателя.
2. При проектировании лопаточных профилей высокоперепадных турбин целесообразно широкое применение современных численных методов исследований - расчет течений вязкого сжимаемого газа с моделированием эффектов турбулентности.
3. Верификация метода расчета двумерного течения, реализованная в программном комплексе FlowER, показала приемлемую вычислительную эффективность метода и возможность его использования для решения инженерных задач.
4. С использованием метода расчета двумерного течения вязкого газа проведена модернизация профиля пера рабочей лопатки высокоперепад-ной ТВД авиационного двигателя. По сравнению с исходным новый профиль имеет более пологий
характер изменения потерь и наиболее эффективен при сверх критических перепадах. Снижение потерь на режиме ^¡s = 1,20 составило 2,8 % (или почти в полтора раза) относительно базового профиля.
5. Результаты расчетного усовершенствования профиля были подтверждены экспериментальной продувкой плоской решетки профилей. Замеренный уровень потерь не превышает расчетный во всем исследованном диапазоне режимов.
Благодарности
Авторы выражают благодарность ведущему инженеру экспериментально исследовательского отделения ГП " Ивченко-Прогресс" Фокину Ю.А. за участие в работе.
Список литературы
1. Бойко А. В. Аэродинамический расчет и оптимальное проектировпние проточной части тур-бомашин / А.В.Бойко, Ю.Н. Говорущенко, С.В. Ершов, А.В. Русанов, С.Д. Северин // Харьков, НТУ "ХПИ", 2002. - 324 с.
2. Сршов С.В. Комплекс програм розрахунку три-вимiрних течм газу в багато вЫцевих турбома-шинах "FlowER" / С.В. Сршов, А.В Русанов: Свщоцтво про державну реестрацю прав автора на твiр, ПА № 77. Державне агентство Укра'ни з авторських та сумiжних прав, 19.02.1996.
3. Menter F.R. Two-equation eddy viscosity turbulence models for engineering applications. // AIAA J. - 1994. - 32, № 11. - P. 1299-1310.
4. Сюй Л. Донное давление и потери в группе из четырех решеток турбинных лопаток / Л. Сюй, Дж. Дентон // Современное машиностроение, серия А - 1989 - №1. С. 12-21.
5. Халлер Б. Увеличение аэродинамических потерь, вызванное завесным охлаждением трансзвуковых турбинных лопаток / Б. Халлер, Дж. Камю //Энергетические машины - 1984 - №1. С. 117-124.
6. Kiock R. The Transonic Flow Through a plane Turbine Cascade as Measured in Four European Wind Tunnels / R. Kiock, F. Lehtaus, N.C. Baines, C.H. Sievering // ASME Pap. - 1986. - №108. P. 277-284.
Поступила в редакцию 26.12.2005 г.
Анотаця: Розглядаеться питання п1двищення аеродинам1чно1' якост1 проф1лю перер1зу робочо!лопатки високоперепадно!турб1ни високого тиску ав1ац1йного двигуна з викорис-товуванням сучасних метод1в розрахунку двовим1рно!'течi в'язкого газу та експеримен-тального пiдтвердження результатiв.
Abstract: The problem of aerodynamic improvement of blade section airfoil of high-pressure ratio turbine stage for aircraft engine is considered using the up-to-date methods of two-dimensional viscous compressible gas flow calculation and experimental validation of results.
ISSN 1727-0219 Вестникдвигателестроения № 1/2006 — 41 —
