CC BY
95
Наука й Образование
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Сетевое научное издание
1ЭЗМ
Наука и Образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2017. № 01. С. 20-36.
Б01: 10.7463/0117.0000920
Представлена в редакцию: 14.12.2016 Исправлена: 28.12.2016
© МГТУ им. Н.Э. Баумана
УДК 62-253.7:621.438
Повышение эффективности вентилятора на различных рабочих режимах путем изменения формы лопатки направляющего аппарата
Замолодчиков Г.И.1' , Тумашев Р.З.1 0^ато1о ¿1сЫкоу@ атаД.сот
:МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, Россия
Рассмотрены возможности расширения высокоэкономичной работы только за счет изменения формы лопаток. Анализировалась схема вентилятора, содержащего рабочее колесо и следую -щий за ним направляющий аппарат. который может быть использован, например для увеличения скорости полета вертолета. В качестве критерия оценки использовались характеристики вентилятора, полученные методом численного моделирования. Особое внимание уделяется структуре полей потерь давления в лопаточном венце. На данном этапе исследовано изменение формы лопаток направляющего аппарата при неизменном рабочем колесе. Изменялась ось лопаток и хорда профиля в привтулочных сечениях. Определена рациональная форма лопатки направляющего аппарата, обеспечивающая улучшение характеристик вентилятора.
Ключевые слова: вентилятор, стреловидность, направляющий аппарат, численное моделирование
Введение
На сегодняшний день повышение эффективности ГТД при одновременном снижении их вредного воздействия на окружающую среду является одной из приоритетных задач газотурбостроения. Для решения это задачи могут быть использованы разные методы: совершенствование формы лопатного аппарата [1], регулирование радиального зазора [2], исследование различных схемных решений [3, 4], переход на альтернативные виды топлива [5, 6]. При этом можно отметить, что вентилятор является важной частью ГТД, и несет большой вклад в топливную эффективность.
Известно, что современные осевые вентиляторы, в том числе высоконагруженные, имеют высокий КПД лопаточного аппарата на расчетном режиме работы, который может достигать 90% и более. Однако при переходе на другие режимы работы он существенно снижается [7]. Расширение диапазона высокоэкономичной работы является актуальной задачей как для вентиляторов промышленного назначения так и применяющихся в качестве движителей летательных аппаратов, что позволяет уменьшить количество потребляемой энергии в заданном диапазоне изменения расхода рабочего тела [7, 8].
Целью данной работы является исследование влияния стреловидности и тангенциального наклона лопатки направляющего аппарата на потери давления в лопаточном венце, и отработка подхода к созданию направляющего аппарата (НА) с рациональной формой лопаток, обеспечивающей увеличение КПД на частичных режимах работы, по сравнению с традиционным НА.
Научная новизна работы представлена результатами расчетно-теоретического анализа влияния геометрических параметров лопаток НА на характеристику вентилятора.
Известно, что при отклонении от оптимального режима работы в результате нерасчетного обтекания лопаток увеличиваются профильные потери, потери, связанные со вторичными течениями и срывом потока в концевых областях, что приводит к снижению КПД вентилятора и, к снижению их топливной экономичности [9]. Повысить эффективность работы вентиляторов на нерасчетных режимах можно различными способами, например, оптимизируя форму лопаток, снижая аэродинамическую нагрузку перегруженных концевых сечений [10], применяя поворотные лопатки рабочих колес и направляющих аппаратов [11, 12]. Применение неподвижных и вращающихся лопаточных венцов с поворотными лопатками позволяет в большей степени расширить диапазон экономичной работы, однако это приводит к усложнению конструкции вентилятора.
Одним из известных способов влияния на течение в межлопаточном канале с целью снижения потерь давления, является изменение геометрии лопатки, причем таким образом, что двумерные сечения остаются неизменными, а изменяется лишь форма оси лопатки [13, 14]. Как правило, его используют только в концевых сечениях, средняя же часть оси лопатки остается прямолинейной и направленной по радиусу [15]. Искривление оси в направлении, перпендикулярном хорде, изменяет тангенциальный наклон лопатки, а в направлении хорды - стреловидность. На рисунке 1 изображена схема смещения профилей в концевых сечениях лопатки [16, 17]. При положительном тангенциальном наклоне концевые сечения у втулки и (или) у периферии смещаются в сторону спинки, а при положительной стреловидности в сторону передней кромки.
1. Стреловидность лопаток
Неподвижный лопаточный венец с постоянным углом наклона лопатки (стреловидность при этом положительная у втулки, отрицательная у периферии) и вторичные течения в межлопаточном канале при отсутствии радиальных зазоров [18] изображены на рисунке 2. Смещение линии тока, которое возникает в середине высоты проточной части на передней кромке и растет в направлении течения вызвано стреловидностью. Это происходит из-за вихря, возникшего вследствие того, что часть лопатки у втулки выдвинута вперед по потоку и действует на рабочее тело, в то время как в периферийных сечениях поток еще не вступил в межлопаточный канал и на него не действует аэродинамические силы со стороны лопаток [18]. Это приводит к возникновению дополнительного радиально направленного течения.
г. 'Х. Положительная стреловидность
Окружное направление
Рисунок 1. Схема отсчета смещения концевых (привтулочных или периферийных) профилей. --сечение прямой лопатки,----сечение лопатки с искривленной осью
Вихрь, созданный стреловидностью лопатки, занимает всю проточную часть. Он направлен противоположно обычному поперечному течению у втулки, и поддерживает поперечное течение у периферии. Ближе к концевым поверхностям смещение линии тока подавляется, и созданные стреловидностью вихри сменяются небольшими завихрениями за задней кромкой. Они имеют то же направление вращения, что и обычные вторичные завихрения за лопаткой у втулки, и противоположное у периферии. Поэтому структура вторичных течений более сложная у стреловидных, чем у прямых лопаточных венцов.
В работах [ 19, 20] исследуется стреловидность лопаток в концевых областях и делается вывод, что положительная стреловидность благоприятно влияет на трехмерное течение у концов лопатки. Интенсивность поперечного течения и угловой отрыв могут быть снижены благодаря улучшению условий только в пристеночной области, как и суммарные потери, по крайней мере на некоторой части диапазона рабочих режимов. Однако в узловой точке (соединение стреловидной и радиальной частей лопатки) замечено увеличение потерь давления [16].
Рис. 2 Вторичные течения в направляющем аппарате с положительной у втулки и отрицательной у
периферии стреловидностью.
2. Тангенциальный наклон лопаток
Положительный тангенциальный наклон лопатки увеличивает двугранный угол между цилиндрической поверхностью и спинкой лопатки, что приводит к уменьшению отрывной области в угле. В области острого двугранного угла у корытца радиальная сила лопатки прижимает поток, который также не дает разрастись трехмерному пограничному слою. Такие изменения ослабляют, или предотвращают отрыв пограничного слоя в пристеночных сечениях [21].
В венце с наклоненными в окружном направлении лопатками возникают лопаточные силы, направленные по радиусу, что вносит изменения в профиль скоростей в межлопаточном канале. Например, при положительном наклоне у втулки линии тока на спинке отклонятся к периферии, а линии тока на корытце отклонятся к втулке. Поворот потока в таком случае происходит в плоскости, перпендикулярной оси лопатки. Так как кривизна лопатки в плоскости, перпендикулярной оси меньше чем в цилиндрическом сечении, на котором она профилировалась, то это изменение формы профиля снижает угол поворота потока в решетке, а следовательно и аэродинамическую нагруженность в сечении. На вы-
ходе из лопаточного венца поток снова перестраивается, что приводит к дополнительным потерям давления [7].
Кроме того, положительный тангенциальный наклон увеличивает запас устойчивости ступени до срыва [1], а также снижает аэродинамический шум вентилятора [22, 23].
В работе [8] положительный тангенциальный наклон лопаток направляющего аппарата был выполнен по дуге окружности, и дал положительный результат на части характеристики ступени. Однако анализ полей потерь давления в венце показал что наклон лопатки увеличивает профильные потери в ядре потока, поэтому было предложено выполнять изменения только в концевых сечениях.
3. Объект и методика исследования
Задача настоящих исследований состояла в расчетном определении влияния стреловидности и тангенциального наклона оси лопаток на структуру течения и характеристики вентилятора. В качестве объекта исследования был взят осевой вентилятор, состоящий из рабочего колеса и направляющего аппарата, спрофилированных по закону постоянной циркуляции скорости по радиусу. Такая схема вентилятора широко применяется и является перспективной для движителей летательных аппаратов. Коэффициент давления и коэффициент расхода определяется как:
2(Р2 - Рх)
¥ =
Ри2
(а = -,
та ри '
где @ - объемный расход через вентилятор; F - площадь, ометаемая лопатками; и - окружная скорость концов лопаток; Р1 и Р2 - полные давления перед и за вентилятором без учета динамического давления окружной составляющей скорости, - плотность воздуха на входе в вентилятор.
Вентилятор спроектирован с коэффициентом давления Ф = 0.54, и коэффициентом расхода ( = 0 . 4 на расчетном режиме. Диаметр вентилятора - 0.7 м, длина лопаток - 140 мм, густота лопаток НА - 2 у втулки и 1.2 у периферии.
Исследование в данной работе проводилось методом численного моделирования. Расчетная область состояла из одного межлопаточного канала рабочего колеса вентилятора (2 000 000 ячеек) и одного канала направляющего аппарата (1 400 000 ячеек). Моделирование было выполнено в программе АКБУБ СБХ, в которой решались уравнения неразрывности, сохранения импульса, сохранения энергии и уравнение состояния. В связи с тем, что на направляющий аппарат циклически воздействуют следы от лопаток рабочего колеса, задача решалась в нестационарной постановке, с шагом по времени 6-10-5 с.
4. Верификация метода исследования
Верификация численного моделирования проводилась на экспериментальных данных 2-х звенного, модифицируемого вентилятора, состоящего из направляющего аппарат с прямой лопаткой, и лопаткой, выполненной по дуге окружности, рабочее колесо остава-
лось неизменным в обоих случаях, ось лопаток была направлена вдоль радиуса [8]. Эксперимент проводился на камере для испытаний вентиляторов с наддувом. Для определения расхода через камеру измерялось разрежение в специальном коллекторе. Перепад полного давления определялся как разница между давлением внутри камеры и снаружи (рис.3).
Число Яе, определенное по хорде профиля и средней относительной скорости потока на среднем радиусе, составляло для колеса 3.2405, а для НА - 2.1 • 105, в относительном движении, на периферии рабочего колеса число М = 0.15. Диаметр колеса модели Б = 0.7 м, относительный диаметр втулки й = 0.6, окружная скорость концов лопаток и = 37 м/с.
Потери давления измерялись с помощью двух насадков. Между РК и НА располагался приемник полного давления, который мог перемещаться по радиусу. За НА было установлено координатное устройство с пяти трубчатым насадком, обеспечивающее перемещение как в радиальном так и в окружном направлениях с возможностью поворота вокруг оси кончика насадка, при ориентировании его по потоку. Давления в трубках насадков, коллекторе и камере измерялись спиртовыми микроманометрами ЦАГИ. Потери полного давления в точке за спрямляющим аппаратом определялись как разница между давлениями в насадках, с приемными отверстиями находящимися на одном радиусе [ 7]. Средняя квадратическая относительная погрешность измерения расхода OQ = 0.99%, измерения давления оР = 0.86%, измерения КПД оп = 1.5%.
Рисунок 3. Схема испытательного стенда.
Следует отметить, что полное давление перед НА (за РК) измерялось в одной точке на каждом радиусе, хотя и возможна незначительная неравномерность по окружности.
При расчетных исследованиях поле полного давления за РК осреднялось в окружном направлении на каждом радиусе:
_ _ Р(Ю схю ¿р 2 ~ Г?2 с'(Юл?
Где: Р 2 - среднее давление за РК на радиусе; // - координата в окружном направлении; С а - относительная осевая скорость в точке, //1 и // 2 - граничные зн а чения угла перемещения насадка.
Поле потерь в НА было получено как разница между давлением в каждой точке за НА и осредненным давлением р р на том же радиусе.
На рисунках 4 и 5 изображены изолинии полей потерь давления в межлопаточном канале НА с прямыми и изогнутыми по дуге окружности осями лопаток (рис.6), для двух точек характеристики: на расчетном режиме - <ра = 0 . 4 и при <ра = 0. 3 3 6. Для удобства в
- АР*
сравнении использовались безразмерные потери давления р Р = —- .
<р3 Моделирование Эксперимент
___-
- ли- Л
0.4 1\ \ V Сл 13» к и Корытпе \\ \ 1 \
Втулки
—"--
0.336 \
__ -0 0^ -0.15 --0.2 -0.3
АР
-0.1 --0.22^
Рисунок 4. Относительные потери давления р р в НА с прямыми лопатками.
__ _ОШБ -0-15 ■ -0-1 -0.5
АР
-0.1--0.175 -0.?25
Рисунок 5. Относительные потери давления Д Р в НА с лопатками, изогнутыми по окружности.
На расчетном режиме в направляющем аппарате с прямой лопаткой у
втулки есть небольшая зона отрыва, на режиме ( = 0.3 36 она заметно увеличивается. В полях, полученных моделированием, эти области размером и формой в точности повторяют экспериментальные данные на обоих режимах. Потери на среднем радиусе, которые практически полностью состоят из профильных потерь, также дают хорошую сходимость с экспериментом. В случае с криволинейной лопаткой, имеет место качественное совпадение расчета с экспериментом.
Для выбора модели турбулентности было проведено сравнение расчетов к-8, sst и к-ю с экспериментом. На рисунке 7 изображено сравнение расчетных и экспериментальной характеристик с доверительными интервалами. Из рисунка видно, что модели турбулентно-
сти sst и к-ю дали результат, близкий к эксперименту, в то время как модель к-8 дает неудовлетворительный результат. Из двух оставшихся моделей предпочтение отдается к-ю, так как на режимах близких к расчетному ( (а = 0 . 4) её результат попадает в доверительный интервал экспериментальной характеристики, а при значительно больших и меньших расходах ((а = 0 . 3 6 и (а = 0 . 5 ) расхождение составляет не более 4%.
а) о)
Рисунок 6. Лопатки НА. а) прямая, б) изогнутая по дуге окружности
5. Модифицированная лопатка
Анализ полей потерь давления в НА показал, что у втулки, на спинке лопатки, на расчетном режиме начинает развиваться отрыв потока, который, при уменьшении расхода увеличивается. Этот отрыв несет в себе большую долю потерь давления всего вентилятора. В данной работе предлагается объединить два подхода, использующихся для снижения потерь давления в лопаточных машинах. Во-первых увеличение хорды лопатки в концевых сечения снижает диффузорность межлопаточного канала, что приводит к более благоприятному течению в наиболее аэродинамически нагруженной области. Во-вторых, стреловидность и окружной наклон, как было показано выше, дают положительные эффекты в пристеночных областях.
С учетом проведенных исследований был спроектирован новый направляющий аппарат с измененной геометрией лопатки. Ось лопатки НА была отогнута в окружном направлении у втулки на 0.1 длины лопатки (рис 8). В привтулочных сечениях была увеличена хорда лопатки на 10%. Такая форма лопатки создает эффект схожий с положительной стреловидностью на передней кромке. Все изменения в геометрии лопатки проводились на четверти её длины в привтулочных сечениях с плавным переходом к основной части лопатки.
В результате численного моделирования была получена характеристика вентилятора с измененной формой лопатки (рис.9), и поля потерь давления в межлопаточном канале НА (рис.10). На режимах с расходом меньше расчетного, на которых развивался привту-лочный отрыв в НА, существенно вырос КПД вентилятора. Из рис. 10 видно, что изменения геометрии привели к уменьшению отрывной зоны у втулки примерно на 40% на обоих режимах, без роста профильных потерь. В месте сопряжения прямой и отогнутой частей лопатки образовалась зона повышенных потерь давления. На расчетном режиме размеры этой зоны, как и значения потерь в ней, близки к таковым у концевых областей с увеличенными потерями давления, которые несут большой вклад в суммарные потери в венце. Поэтому прирост КПД на этом режиме незначительный, в то время как на режиме
Рисунок 8. Модифицированная лопатка НА.
меньше расчетного ( положительный эффект от модификации лопатки гораздо
сильнее чем отрицательный.
Таким образом при расходах меньших расчетного изменение концевых сечений лопаток только направляющего аппарата приводит к повышению КПД вентилятора, что снижает энергетические затраты на привод вентилятора при характерных условиях работы в системе движителя.
Рис.9 Характеристика вентилятора
Рисунок 10. Поля потерь давления в НА с модифицированной лопаткой .
Заключение
Проведена верификация расчетного метода исследования путем сравнения полей потерь давления и характеристик вентиляторов с прямой и искривленной по дуге окружности осями лопаток НА и неизменном РК в широком диапазоне изменения коэффициентов расхода. Обоснован выбор модели турбулентности к-ю по сравнению с другими (к-8, sst), как обеспечивающей более точное соответствие параметров потока и характеристик осевых вентиляторов, полученных расчетным и экспериментальным методом. Сравнение проводилось для осевых вентиляторов с Ф = 0.54, (а = 0 .4, Яе = 2.1 • 105, М = 0.15, Б = 0.7м, й=0.6.
Предложен подход к оптимизации формы лопаток, который был опробован на примере модифицированной лопатки НА с изогнутой осью в концевом сечении: смещение привтулочного профиля на 10% длины лопатки, увеличение его хорды на 10%, плавный переход к основной части лопатки на протяжении четверти её длины. Как показали численные исследования, вентилятор с модифицированными лопатками НА и традиционным РК обладает более высоким КПД : на 2 - 5% на режимах с расходом меньше расчетного и на 1% на расчетном режиме (а = 0 .4, по сравнению с исходным профилем НА. Это позволяет снизить энергозатраты и повысить топливную эффективность движителя на частичных режимах работы.
Список литературы
1. Архипов Д.В., Тумашев Р.З. Расчетное исследование влияния тангенциального наклона и косого обтекания лопаток направляющего аппарата на работу ступени осевого компрессора // Наука и образование: электронное научно-техническое издание. 2015. № 11. С. 178-192. Б01: 10.7463/1115.0825832
2. Моляков В.Д., Куникеев Б.А. Особенности проектирования эффективных турбин с учетом влияния радиального зазора // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2014. № 9. С. 9-18.
3. Эзрохи Ю.А., Каленский С.М., Полев А.С., Дрыгин А.С., Рябов П.А. Сравнительный анализ параметров и характеристик различных схем силовой установки с дополнительным выносным винтовентилятором // Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2012. № 12. Б01: 10.7463/1212.0511469
4. Иванов В.Л., Щеголев Н.Л., Скибин Д.А. Повышение эффективности двухконтурного турбовентиляторного двигателя введением промежуточного охлаждения при сжатии // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2014. № 11. С. 75-83.
5. Авиация и альтернативные виды авиационного топлива. Рабочий документ А37^Р/23. Монреаль: ИКАО, 2010. 5 с.
6. Бурцев С.А., Донг Ге. Анализ целесообразности применения водородного топлива для двигателей ближне- и среднемагистральных самолетов // Безопасность в техносфере. 2016. Т. 5. № 2. С. 11-17. DOI: 10.12737/20791
7. Брусиловский И.В. Аэродинамика и акустика осевых вентиляторов // М.: Труды ЦАГИ, 2004. 275 с.
8. Брусиловский И.В., Митрофович В.В, Исакович С.А. Разработка методов расширения области экономичной работы многорежимных вентиляторов-движителей скоростных маневренных вертолетов нового поколения // Конференция «Аэродинамика летательных аппаратов»: Материалы XI школы-семинара 2000. М.: Изд-во ЦАГИ, 2000. С. 57-58.
9. Кампсти Н. Аэродинамика компрессоров: пер. с англ. М.: Мир. 2000. 688 с.
10. Замолодчиков Г.И. Профилирование осевого рабочего колеса вентилятора с высокой аэродинамической нагруженностью // Молодежный научно-технический вестник. Электрон. журн. 2014. № 1. Режим доступа: http://sntbul.bmstu.ru/doc/699543.html (дата обращения 23.11.2016).
11. Петров Ю.Е., Оценка эффективности регулирования осевых воздуходувок мощных кот-лоагрегатов // Компрессорные и дутьевые машины. 1970. №102. С. 51-58.
12. Попов Н.А., Нестеров Н.Н. К вопросу расчета аэродинамической характеристики шахтного осевого вентилятора с поворотными на ходу лопатками рабочего колеса // Горный информационно-аналитический бюллетень (научно-технический журнал). 2000. Т. 2. С. 2011-2015.
13. Смит Л.Х., Сюан И. Влияние стреловидности и поперечного V лопаток на характеристики осевых турбомашин // Труды американского общества инженеров-механиков. 1963. Т.85. сер. D. №3. 207-218.
14. Попов С.А., Ву М.Х., Рыжов Ю.А. Физические аспекты применения
лопастей обратной стреловидности на осевых вентиляторах // Труды МАИ. Электрон. журн. 2013. № 64. Режим доступа: https://www.mai.ru/upload/iblock/1bf/rus.pdf (дата обращения 23.11.2016).
15. Sasaki T., Breugelmans F. Comparison of Sweep and Dihedral Effects on Compressor Cascade Performance. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 1998, Vol. 120, p. 454-464.
16. Gallimore S.J., Bolger J.J., Cumpsty N.A. The Use of Sweep and Dihedral in Multistage Axial Flow Compressor Blading—Part I: University Research and Methods Development. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 2002, Vol. 124, p. 521-532.
17. Gallimore S.J., Bolger J.J., Cumpsty N.A The Use of Sweep and Dihedral in Multistage Axial Flow Compressor Blading—Part II: Low and High-Speed Designs and Test Verification. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 2002, Vol. 124, p. 533-541.
18. Glimmer V., Wegner U. Control Three-Dimensional Flow in Transonic Stators of Axial Compressors. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 2001, Vol. 123. p. 40-48.
19. Куркин Е.И., Лукьянов О.Е., Хоробрых М.А. Модернизация крыльчатки вентилятора с целью повышения его эффективности // Известия Самарского научного центра. 2015. №2. С. 204-2010.
20. Рыжов Ю.А., Попов С.А., Ву М.Х. Аэродинамическое проектирование высоконапорного осевого вентилятора // Научный вестник Московского государственного технического университета гражданской авиации. 2014. №199. С. 5-10.
21. Батурин О.В., Матвеев В.Н. Расчетное исследование влияния тангенциального наклона сопловых лопаток на газодинамическую эффективность ступени осевой турбины // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2008. №3. С. 114-118.
22. Караджи С.В., Тумашев Р.З. Сравнение аэродинамических характеристик лопаточных венцов с различной формой оси лопатки // Журнал Сибирского федерального университета. Сер. Техника и технологии. 2012. Т. 5, № 3. С. 245-257.
23. Халецкий Ю.Д., Почкин Я.С. Снижение шума вентилятора авиадвигателя путем наклона лопаток спрямляющего аппарата // Акустический журнал. 2015. Т. 61. № 1. С. 101-108.
Science ¿Education
of the Baumail MSTU
Science and Education of the Bauman MSTU, 2017, no. 01, pp. 20-36.
DOI: 10.7463/0117.0000920
Received: 14.12.2016
Revised: 28.12.2016
© Bauman Moscow State Technical Unversity
Fan Efficiency Improvement via Changing Guide Blade Shape Under Various Operating Conditions
G.I. Zamolodchikov1'*, R.Z. Tumashev1 G-Zamolodchikoviggmail.com
1Bauman Moscow State Technical University, Moscow, Russia
Keywords: fan, sweep, dihedral, cfd
The aim of this study is to examine the influence of sweep and tangential blade lean the guide vanes (GV) on the pressure losses in the blade row, and development of an approach to creating the GV with a rationally-shaped blades to ensure increased efficiency in the partial operating conditions.
A numerical simulation method was used for research. As an object to be studied, was used an axial fan comprising an impeller and a GV, which were profiled to have constant circulation of velocity in radius.
Verification of numerical simulation was based on the experimental data of fan. It comprised a GV with a straight blade and a circular-arc blade, with an impeller remained stationary in both cases. Among the turbulence models under consideration, preference is given to k-ro, as under operating conditions close to design ones, its result falls within the confidence span of the experimental characteristics, and at much higher and lower discharge coefficients a discrepancy is 4% at most. In addition to the characteristics, the fields of pressure losses in GV have been analyzed. Numerical modeling allowed us to have a well-reproduced structure of losses in the stationary blade row.
Analysis of pressure loss fields has shown that in the original GV near the hub, on the blade back, under design conditions a flow breakdown takes off. In view of the research, was designed a new GV with a modified blade geometry. The GV blade axis near the hub was bent in the circumferential direction by 0.1 length of the blade. In the near-hub cross-sections the blade chord was increased by 10%.
The results of numerical simulation have shown that, with the flow less than the designed one, a change of just the GV blade tip sections leads to reduced break-down zone near the hub by about 40% under both operating conditions without raising profile losses and to improved fan efficiency, which reduces fan drive power consumption under typical operating conditions in the propulsion system.
References
1. Arkhipov D.V., Tumashev R.Z. Numerical Investigation of Influence of Tangent Pitch and Slanting Flow of Guide Vanes on the Axial Compressor Stage Parameters. Nauka i obrazovanie = Science and education. Electronic Journal. 2015. No. 11. pp. 178-192.
DOI: 10.7463/1115.0825832 [In Russian]
2. Molyakov V.D., Kunikeev B.A. Designing efficient turbines taking into account radial clearance. Proceedings of Higher Educational Institutions. Machine Building. 2014. № 9. pp. 9-18. [In Russian]
3. Ezrokhi Iu.A., Kalenskii S.M., Polev A.S., Drygin A.S., Riabov P.A. Preliminary research of characteristics of various implementations of hybrid turbofan engines for short- and medium-haul aircrafts. Nauka i obrazovanie MGTU im. N.E. Baumana [Science and Education of the Bauman MSTU]. Electronic Journal 2012, No. 12, Available at: http://technomag.bmstu.ru/doc/381537.html (accessed 16 January 2015). [In Russian]
4. Ivanov V.L., Shchegolev N.L., Skibin D.A. Improving the efficiency of a bypass turbofan engine by intermediate cooling during compression. Proceedings of Higher Educational Institutions. Machine Building, 2014, No. 11, pp. 75-83. [In Russian]
5. Aviation and Alternative Fuels. Working Paper A37-WP/23. ICAO, 2010, 5 p.
6. Burtsev S., Dong Ge. Feasibility Analysis of Hydrogen Fuel Using for Short and Medium Range Aircrafts' Engines. Bezopasnost' v tekhnosfere [Safety in Technosphere]. 2016, Vol. 5. No. 2, p. 11-17. DOI: 10.12737/20791 [In Russian]
7. Brusilovsky I.V. Aerodynamics and Acoustics axial fans. Trudi TsAGI [TsAGI Science Journal], 2004, 275 p. [In Russian]
8. Brusilovsky I.V., Mitrofovich V.V., Isakovich S.A. Development of methods for expanding the area of cost-effective multi-mode propulsion fan-speed maneuverability of the new generation helicopters. Conference "Aerodinsmika letetelnih apparatov": Materials XI Summer School. TsAGI, 2000, p. 57-58. [In Russian]
9. Cumpsty N.A. Compressor Aerodynamics. Longman Scientific and Technical, 1989. 509 p. (Russian edition: Kampsti N. Aerodinamika kompressorov. Moscow, Mir Publ., 2000, 688 p.).
10. Zamolodchikov G.I. Profiling of an axial fan impeller with high aerodynamic loading. Molodezhnyi nauchno-tekhnicheskii vestnik MGTU im. N.E. Baumana = Youth Science and Technology Herald of the Bauman MSTU, 2014. No. 1. Available at: http://sntbul.bmstu.ru/doc/699543.html (accessed 23.11.2016). [In Russian]
11. Petrov Yu.E., Evaluating the effectiveness of axial blowers powerful boilers regulation. Kompressornye i dut'evye mashiny [Compressor and blasting machines]. 1970. Vol. 102. p. 51-58. [In Russian]
12. Popov N.A., Nesterov N.N. The issue of calculating aerodynamic characteristics of the mine axial fan with adjustable on the fly impeller blades. Gornyi informatsionno-analiticheskii
biulleten' = Mining informational and analytical bulletin (scientific and technical journal), 2000, Vol. 2, p. 2011-2015. [In Russian]
13. Smith L.H., Suan I. Influence of sweep and transverse V blades on the characteristics of axial turbomachinery. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 1963, Vol. 85, p. 207-218.
14. Popov S.A., Vu M.H., Ryzhov Y.A. The physical aspects of the application blades swept in the axial fan. Thematic collection of scientific papers of MAI. Electronic Journal, 2013, No. 64. Available at: https://www.mai.ru/upload/iblock/1bf/rus.pdf (accessed 23.11.2016). [In Russian]
15. Sasaki T., Breugelmans F. Comparison of Sweep and Dihedral Effects on Compressor Cascade Performance. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 1998, Vol. 120, p. 454-464.
16. Gallimore S.J., Bolger J.J., Cumpsty N.A. The Use of Sweep and Dihedral in Multistage Axial Flow Compressor Blading—Part I: University Research and Methods Development. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 2002, Vol. 124, p. 521-532.
17. Gallimore S.J., Bolger J.J., Cumpsty N.A The Use of Sweep and Dihedral in Multistage Axial Flow Compressor Blading—Part II: Low and High-Speed Designs and Test Verification. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 2002, Vol. 124, p. 533-541.
18. Glimmer V., Wegner U. Control Three-Dimensional Flow in Transonic Stators of Axial Compressors. Transactions of ASME, Journal of Turbomachinary, 2001, Vol. 123. p. 40-48.
19. Kurkin E.I., Lukyanov O.E., Horobryh M.A. Modernization of the fan impeller in order to increase its effectiveness. Izvestiya Samarskogo nauchnogo centra [Proceedings of the Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences], 2015, No. 2, p. 204-2010. [In Russian]
20. Ryzhov Y.A., Popov S.A., Vu M.H. The aerodynamic design of the high-pressure axial fan. Nauchnyi vestnik Moskovskogo gosudarstvennogo tekhnicheskogo universiteta grazhdanskoi aviatsii [Civil Aviation High Technologies], 2014, Vol. 199. p. 5-10. [In Russian]
21. Baturin O.V., Matveev V.N. The design study of the effect of the tangential tilt of nozzle vanes on the gas-dynamic efficiency of the axial turbine stage. Vestnik Samarskogo gosudarstvennogo aerokosmicheskogo universiteta [Vestnik of the Samara State Aerospace University], 2008, Vol. 3, p. 114-118. [In Russian]
22. Karadzhi S.V., Tumashev R.Z. Aerodynamics of Axial Rotors with Different Axis of Blade Alignment. Journal of Siberian Federal University. Engineering and Technologies, 2012, vol. 5, no. 3, pp. 245-257. [In Russian]
23. Khaletskii Iu.D., Pochkin Ia.S. Reducing fan noise aircraft engine by tilting the blade straighten-er. Akusticheskij Zhurnal [Acoustic magazine], 2015, vol. 61, no 1. p. 101-108. [In Russian]
