CC BY
200
УДК 629.735.03-133
В.Т. Хайрулин, Н.Ю. Самохвалов, А.С. Тихонов, С.И. Сендюрев
ОАО «Авиадвигатель», Пермь, Россия
ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ШЕРОХОВАТОСТИ ПОВЕРХНОСТИ ЛОПАТОК НА ПАРАМЕТРЫ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
Проведена оценка влияния шероховатости поверхности лопаток на интегральные параметры турбины высокого давления перспективного авиационного двигателя методом трехмерного численного моделирования в пакете ANSYS CFX. Использовались как модели без отверстий перфорации и радиального зазора, так и высокодетализированная модель турбины высокого давления с присоединенными полостями, состоящая из 302 млн элементов. Численный анализ проводился на SST-модели турбулентности. Результаты численного анализа показывают, что учет шероховатости лопаток в расчете оказывает значительное влияние на коэффициент полезного действия турбины высокого давления (около 0,6 % КПД ТВД). Отмечена важность использования сопряженного математического анализа для комплексной оценки максимально возможного числа факторов, влияющих на показатели эффективности и ресурса турбины. Данная модель взята за основу ряда работ по повышению ключевых параметров как отдельных деталей турбины, так и узла в целом.
Ключевые слова: теплозащитные покрытия, турбина высокого давления, численный анализ, шероховатость, коэффициент полезного действия.
V.T. Khairulin, N.Yu. Samokhvalov, A.S. Tikhonov, S.I. Sendyurev
OJSC "Aviadvigatel", Perm, Russian Federation
EVALUATION OF BLADE ROUGHNESS INFLUENCE ON HIGH PRESSURE TURBINE EFFECIENCY
The paper considers the evaluation of the influence of blade surface roughness on integral parameters of high pressure turbine (HPT) of advanced aero-engine with the method of 3D numerical simulation in ANSYS CFX. The models were both without cooling holes and tip clearance and a very detailed high pressure turbine model with adjoined cavities consisting of 302 million elements. Numerical analysis was conducted at SST model of turbulence. The results of numerical analysis show that blade surface roughness included in the analysis has a significant effect on the high pressure turbine efficiency (about 0.6 % of HPT efficiency). Use of the coupled mathematical analysis for complex evaluation of the maximum possible number of factors that determine turbine efficiency and durability was recognized to be very important. This model was taken as the basis for the series of works aimed to improve key parameters of both individual turbine components and the module on the whole.
Keywords: termal barrier coating, high pressure turbine, numerical analysis, roughness, efficiency.
Введение
Уменьшение удельного расхода топлива и одновременно растущая надежность газотурбинных двигателей (ГТД) являются ключевыми и приоритетными направлениями развития современного авиационного двигателестроения. Однако исследования показывают, что в процессе эксплуатации шероховатость поверхности лопаток турбин существенно увеличивается вследствие коррозии и эрозии, что влечет за собой увеличение профильных потерь и, как следствие, ухудшение параметров двигателя [1].
Традиционно используемые на сегодняшний день методики проектирования турбины высокого давления (ТВД) не учитывают влияние шероховатости на параметры двигателя в целом, так как расчет ведется для «идеально» гладких проточных частей. Вместе с тем шероховатость турбинных лопаток оказывает сильное влияние на аэродинамическую эффективность и тепловую нагрузку лопаток. Потенциально потери кинетической энергии за счет шероховатости могут увеличиться в 4 раза, а коэффициент теплоотдачи к профилю до 2,5 раз [1, 2].
Применение теплозащитных покрытий (ТЗП) лопаток турбин на основе никелевого сплава помогает защитить поверхность от высокотемпературной коррозии и разупрочнения в результате воздействия высоких температур, кроме того, снижает температуру металла лопаток и увеличивает их ресурс [2]. На переходных режимах работы двигателя ТЗП выравнивает температуру поверхности лопаток и понижает термические напряжения в ней.
На данный момент при проектировании и изготовлении высокоэффективных лопаточных решеток турбин перспективных газотурбинных двигателей значительная роль отведена минимизации шероховатости поверхности лопаток.
При изготовлении лопаток турбин используют два основных типа
ТЗП:
1) РБ-ТЗП (плазменный метод нанесения ТЗП) наиболее широко распространен, имеет высокую шероховатость (Яа = 4.. .10 мкм), малую теплопроводность и малую стоимость;
2) РУБ-ТЗП (метод физического осаждения в паровой фазе) имеет низкую шероховатость (Яа = 1.2 мкм), более высокую стойкость к циклическим нагрузкам и более чем в 2 раза большую стоимость по сравнению с РБ-ТЗП.
Шероховатость базовой металлической поверхности лопатки Яа = 1.1,5 мкм [3].
Для оценки влияния шероховатости на параметры ТВД и ТНД в ОАО «Авиадвигатель» работы по данному направлению разделились на три этапа:
1) численный анализ влияния шероховатости поверхности лопаток на параметры турбин;
2) проектирование, изготовление и продувка пакета плоских решеток с увеличенной шероховатостью;
3) верификация экспериментальных данных с проведенным численным исследованием.
Целью работы является проведение численного моделирования и оценка влияния шероховатости поверхности лопаток ТВД ГТД на коэффициент полезного действия (КПД).
Описание проблемы и численной модели
На сегодняшний день в практике проектирования и научных публикациях сравнительно мало внимания уделяется детальному изучению влияния шероховатости поверхности лопаток турбины на ее параметры. Опыт проектирования современных ГТД показывает, что шероховатость поверхности лопаток турбины с ТЗП после работы увеличивается с Яа = 4.10 мкм до Яа = 10.40 мкм (для РБ-ТЗП), на лопатках без ТЗП увеличивается с Яа = 1.1,5 мкм до Яа = 3.5 мкм, что приводит к увеличению удельного расхода топлива примерно на 0,15 % и уменьшению расхода охлаждающего воздуха [4].
Рост шероховатости поверхности на лопатках с ТЗП (в особенности первой сопловой лопатки (1СЛ) и первой рабочей лопатки (1РЛ) ТВД) связан с тем, что в процессе эксплуатации под воздействием высоких температур внешний слой постепенно уплотняется, становится жестким и снижает свою способность к сопротивлению деформациям и термическим напряжениям, что приводит к его разрушению (рис. 1)
[5, 6].
Для исследованных современных авиационных двигателей 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, где ТСА не превышает 1600 К
на самых горячих режимах, подобные дефекты могут быть вызваны высокой неравномерностью поля температуры газа за камерой сгорания (КС) (неравномерность составляет порядка 1,6 и выше) [7].
а б
Рис. 1. Внешний вид 1СЛ (а) и 1РЛ (б) ТВД с ТЗП после эксплуатации
Для проведения численного моделирования шероховатости поверхности лопаток на параметры ТВД была измерена шероховатость 1РЛ ТВД после нанесения РБ-ТЗП (табл. 1) и 2 РЛ ТВД после изготовления (табл. 2). Измерение шероховатости 1СЛ и 2СЛ не проводилось ввиду того, что технология нанесения ТЗП идентична.
Таблица 1
Результаты измерения шероховатости 1РЛ ТВД с ТЗП
Зона замера Лопатка № 1 Лопатка № 2
Корыто 4,47-6,47 3,98-5,03
Спинка 4,17-5,52 5,37-5,78
Входная кромка 4,21 4,35
Таблица 2
Результаты измерения шероховатости 2РЛ ТВД без ТЗП
Зона замера Лопатка № 3 Лопатка № 4
Корыто 1,5-1,9 1,12-1,7
Спинка 2,1 2,4
Входная кромка 2,0 2,1
Для определения изменения шероховатости поверхности лопаток в процессе эксплуатации проведены измерения 1СЛ ТВД (табл. 3), 1РЛ ТВД (табл. 4), 2СЛ ТВД (табл. 5) и 2 РЛ ТВД (табл. 6) после эксплуатации.
Таблица 3
Результаты измерений шероховатости 1СЛ с ТЗП ТВД после эксплуатации
Зона замера Лопатка № 28 Лопатка № 63 Лопатка № 64
Входная кромка 6,56 8,15 8,21
Спинка 7,18-7,96 6,33-8,10 6,94-7,63
Корыто 33,21 33,10 36,82
Таблица 4
Результаты измерений шероховатости 1РЛ с ТЗП ТВД после эксплуатации
Зона замера Лопатка № 46 Лопатка № 47 Лопатка № 49
Входная кромка 6,02 7,52 7,44
Спинка 6,98-7,54 7,05-8,27 6,54-7,88
Корыто 31,25 32,10 34,56
Таблица 5
Результаты измерений шероховатости 2СЛ с ТЗП ТВД после эксплуатации
Зона замера Лопатка № 16 Лопатка № 22 Лопатка № 30
Входная кромка 8,39-10,87 8,15 8,37-9,13
Спинка с ТЗП 7,18-7,96 7,73-9,14 7,89-9,6
Спинка без ТЗП 1,88-2,02 1,73-2,42 2,03-2,79
Корыто 11,9-12,3 10,9-11,0 9,9-10,1
Таблица 6
Результаты измерений шероховатости 2РЛ без ТЗП ТВД после эксплуатации
Зона замера Лопатка № 45 Лопатка № 5
Корыто 5,5-6,9 5,12-6,7
Спинка 2,1 2,4
Задача численного моделирования решалась на смоделированных гладких профилях без перфорации первой и второй ступеней (рис. 2), а также детально смоделированной ТВД (рис. 3) с учетом присоединенных полостей в пакете АКБУБ СБХ 14.0.
Рис. 2. Общий вид ступеней ТВД: а - первой; б - второй
Рис. 3. Общий вид расчетной области ТВД
Расчет проводился на ББТ-модели турбулентности. Изменение параметров потока вблизи стенки в АКБУБ СБХ 14.0 моделировалось с помощью пристеночных функций, при этом пристеночное течение подразделяется на вязкостный подслой и «логарифмический» слой. В частности, изменение скорости вблизи стенки описывается выражением
и + = и = 11п( у+ ) + с, (1)
их к
где и+ - безразмерная скорость; ит - тангенциальная составляющая скорость на расстоянии Ду от стенки; к - константа Вон Кармана; у+ -безразмерное расстояние от стенки.
Моделирование шероховатости осуществлялось с помощью модификации пристеночной функции, при этом функция для пристеночной скорости имеет вид
и + = Ьп(у + ) + В -АБ, (2)
к
где ДВ - функция безразмерной величины высоты шероховатости И+ и эквивалентной «песочной» шероховатости.
В зависимости от величины И+ различают три различных шероховатости поверхности:
1) гидравлически гладкую стенку: 0 < И+ < 5;
2) переходный режим 5 < И+ < 70;
3) полностью шероховатая стенка И+ > 70.
При гидравлически гладкой стенке вблизи нее существует невозмущенный вязкостный подслой. При переходном режиме шероховатости микронеровности распространяются в вязкостный подслой, внося в него возмущения, вплоть до полного его разрушения, если высота микронеровностей превышает его толщину. Блокирующий эффект шероховатости моделируется путем ограничения минимальной величины у+, для которой вычисляются пристеночные функции [8, 9].
Другой способ задания шероховатости применяется в случае использования моделей турбулентности, основанных на к-ю модели (такие как ББТ). Поскольку такие модели интегрируемы в вязкостном подслое, влияние шероховатости учитывается дополнительно путем внесения изменений в коэффициенты моделей и утолщения стенки профиля на величину средней шероховатости [7, 10].
Анализ полученных результатов
Для оценки влияния шероховатости на параметры ТВД было отдельно исследовано влияние шероховатости на параметры первой и второй ступеней в упрощенной постановке, а также влияние шерохо-
ватости поверхности лопаток на параметры ТВД в полной постановке с учетом влияния радиальных зазоров и выдува охлаждающего воздуха в проточную часть. Диапазон изменения шероховатости задавался исходя из полученных результатов измерения с шагом 2 мкм. Расчет проводился на ББТ-модели турбулентности.
Численный анализ показал, что при изменении шероховатости поверхности лопаток первой ступени ТВД с 4 (лопатки с РБ-ТЗП после изготовления и полировки) до 36 мкм (после эксплуатации) КПД первой ступени уменьшается на 1,86 % (рис. 4).
0,5 %
0 5 10 15 20 25 30 35 Шероховатость 11а, мкм
Рис. 4. Зависимость потерь кинетической энергии и КПД от шероховатости поверхности лопаток для 1-й ступени ТВД
Однако по результатам проведенного компанией ОБ исследования [3] основное влияние на КПД ТВД оказывает шероховатость поверхности спинки лопаток. Особая важность спинки позволяет в качестве основного критерия влияния на КПД учитывать шероховатость спинки лопаток, принимая ее значение за основное.
На рис. 5 представлено сравнение обтеканий лопаток первой ступени ТВД при шероховатости 4 и 8 мкм.
При детальном рассмотрении можно заметить наличие более толстого погранслоя на спинке сопловой лопатки при большей шероховатости, что приводит к увеличению потерь полного давления и кинетической энергии, уменьшению крутящего момента на рабочей лопатке, снижению КПД ступени и, как следствие, снижению КПД турбины в целом.
а б
Рис. 5. Обтекание лопаток первой ступени ТВД: а - Яа = 4 мкм; б - Яа = 8 мкм
Зависимость потерь кинетической энергии и КПД от шероховатости для второй ступени ТВД представлена на рис. 6.
Рис. 6. Зависимость потерь кинетической энергии и КПД от шероховатости
для 2-й ступени ТВД
При изменении шероховатости поверхности лопаток с 4 до 8 мкм КПД второй ступени уменьшается на 0,42 %.
Для анализа влияния шероховатости поверхности лопаток на параметры проведен расчет высокодетализированной модели ТВД с присоединенными полостями, состоящей из 302 млн элементов. Шероховатость лопаток, заданная в расчете, представлена ниже.
Шероховатость лопаток ТВД для расчета в полной постановке:
Лопатка Шероховатость Ra, мкм
1СЛ ТВД 8
1РЛ ТВД 8
2СЛ ТВД 6
2РЛ ТВД 2
Численный анализ показал, что изменение суммарного КПД ТВД составило 0,6 % (табл. 7).
Таблица 7
Результаты расчета КПД ТВД в полной постановке
Параметр SST-модель турбулентности
ТВД без шероховатости ТВД с шероховатостью
п, об/мин 14 756 14 756
Мкр суммарный, Н-м 12 661,82 12 181,07
КПД, % 92,6 92,0
Основное влияние на уменьшение КПД ТВД оказывает уменьшение крутящего момента на рабочих лопатках за счет увеличения сдвиговых напряжений у стенок и разрушения вязкостного подслоя.
Для подтверждения полученных результатов в ОАО «Авиадвигатель» проведены работы по проектированию и изготовлению экспериментального пакета плоских решеток с увеличенной шероховатостью для исследования аэродинамических характеристик на стенде У300С во ФГУП ЦИАМ.
Выводы
На параметры ТВД оказывает влияние множество факторов, таких как температура газа на входе, расход охлаждающего газа через турбину, радиальные зазоры и др. Учет такого фактора, как шероховатость поверхности лопаток при проектировании турбин авиационных двигателей, позволяет существенно повысить точность предсказания полученных параметров и улучшить уровень проектирования. Применение единого программного комплекса дает возможность избежать погрешностей при переносе граничных условий между различными программными продуктами.
Библиографический список
1. Morrell P., Rickerby D.S. Thermal Barrier Coatings // Advantages/Disadvantages of Various TBC Systems as Perceived by the Engine Manufacturer. - 1997. - October. - AGARD-R-823.
2. Stolle R. Conventional and advanced coating for turbine airfoils // Journal of MTU Aero Engines. - 2009. - Paper № D-90955.
3. NASA-GE CF6 Engine Diagnostics Program / NASA CR-189916. GE Aircraft Engine Group // Third Semi Annual Review. - 1979. - November.
4. Vazques R., Torre D. The effect of surface roughness on efficiency of low pressure turbine // ASME. - 2013. - Paper № GT2013-94200.
5. Иванов М.Я., Почуев В.П. Проблемы создания высокотемпературных турбин современных авиационных двигателей // Конверсия машиностроения. - 2000. - № 5.
6. Montis M., Niehuis R., Fiala A. Aerodynamicmeasurement on a low pressure turbine cascade with different levels of distributed roughness // ASME. - 2011. - Paper № GT2011-45015.
7. Сендюрев С.И., Тихонов А.С. Влияние теплозащитного покрытия на тепловое состояние и эффективность пленочного охлаждения сопловых лопаток газовых турбин // Авиадвигатели XXI века: сб. тр. III Междунар. науч.-техн. конф. / Центр. ин-т авиац. моторостроения. -М., 2010. - С. 2-5.
8. Fiala A., Kugeler E. Roughness modeling for turbomachinery // ASME. - 2011. - Paper № GT2011-45424.
9. Bons J.P., Erickson E.L., Ames F.E. Effect of realistically rough surface on vane aerodynamic losses including the influence of turbulence condition and Reynolds number // ASME. - 2010. - Paper № GT2010-22173.
10. Elsner W., Warzecha P. Numerical study of transitional rough wall boundary layer // ASME. - 2012. - Paper № GT2012-69150.
References
1. Morrell P., Rickerby D.S. Thermal Barrier Coatings. Advantages/Disadvantages of Various TBC Systems as Perceived by the Engine Manufacturer, 1997, October, AGARD-R-823.
2. Stolle R. Conventional and advanced coating for turbine airfoils. Journal of MTU Aero Engines, 2009, paper no. D-90955.
3. NASA-GE CF6 Engine Diagnostics Program. NASA CR-189916. GE Aircraft Engine Group. Third Semi Annual Review, 1979, November.
4. Vazques R., Torre D. The effect of surface roughness on efficiency of low pressure turbine. ASME, 2013, paper no. GT2013-94200.
5. Ivanov M.Ya., Pochuev V.P. Problemy sozdaniya vysokotempera-turnykh turbin sovremennykh aviatsionnykh dvigateley [Problems of creating modern aircraft engines turbines with high temperatures]. Konversiya mashinostroeniya, 2000, no. 5.
6. Montis M., Niehuis R., Fiala A. Aerodynamicmeasurement on a low pressure turbine cascade with different levels of distributed roughness. ASME, 2011, paper no. GT2011-45015.
7. Sendyurev S.I., Tikhonov A.S. Vliyanie teplozashchitnogo pokryti-ya na teplovoe sostoyanie i effektivnost' plenochnogo okhlazhdeniya soplovykh lopatok gazovykh turbin [Influence of thermal barrier coating on the thermal state and the effectiveness of gas turbine blades film cooling]. Sbornik trudov III Mezhdunarodnoy nauchno-tekhnicheskoy konferentsii "Aviadvigateli XXI veka". Tsentral'nyy institut aviatsionnogo motorostroeniya. Moscow, 2010, pp. 2-5.
8. Fiala A., Kugeler E. Roughness modeling for turbomachinery. ASME, 2011, paper no. GT2011-45424.
9. Bons J.P., Erickson E.L., Ames F.E. Effect of realistically rough surface on vane aerodynamic losses including the influence of turbulence condition and Reynolds number. ASME, 2010, paper no. GT2010-22173.
10. Elsner W., Warzecha P. Numerical study of transitional rough wall boundary layer. ASME, 2012, paper no. GT2012-69150.
Получено 3.03.2014
Об авторах
Хайрулин Вадим Тахирович (Пермь, Россия) - инженер-конструктор-расчетчик 2-й категории отдела турбин ОАО «Авиадвигатель» (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 93, e-mail: khairulin@avid.ru).
Самохвалов Николай Юрьевич (Пермь, Россия) - инженер-конструктор-расчетчик 2-й категории отдела турбин ОАО «Авиадвигатель» (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 93, e-mail: samohvalov@avid.ru).
Тихонов Алексей Сергеевич (Пермь, Россия) - кандидат технических наук, инженер-конструктор-расчетчик 2-й категории отдела турбин ОАО «Авиадвигатель» (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 93, e-mail: tikhonov4@yandex.ru).
Сендюрев Станислав Игоревич (Пермь, Россия) - кандидат технических наук, инженер-конструктор-расчетчик 2-й категории отдела турбин ОАО «Авиадвигатель», (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 93, e-mail: sendyurev@avid.ru).
About the authors
Khairulin Vadim Takhirovich (Perm, Russian Federation) - Turbine Department Design Engineer, OJSC "Aviadvigatel" (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: khairulin@avid.ru).
Samokhvalov Nikolay Yurevich (Perm, Russian Federation) - Turbine Department Design Engineer, OJSC "Aviadvigatel" (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: samohvalov@avid.ru).
Tikhonov Aleksey Sergeevich (Perm, Russian Federation) - Ph. D. in Technical Sciences, Turbine Department Design Engineer, OJSC "Aviadvigatel" (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: tikhonov4@yandex.ru).
Sendyurev Stanislav Igorevich (Perm, Russian Federation) - Ph. D. in Technical Sciences, Turbine Department Design Engineer, OJSC "Aviadvigatel" (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, email: sendyurev@avid.ru).
