CC BY
79
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта
№ 134
УДК 621.452
РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ВЛИЯНИЮ РАЗДЕЛИТЕЛЯ ПОТОКА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕНТИЛЯТОРА
А.Н. ПОПОВ, К.С. ФЕДЕЧКИН Статья представлена доктором технических наук, профессором Никоновым В.В.
В статье приводится описание расчетного исследования по влиянию разделителя потока на протекание характеристики лопаточного венца осевого компрессора. Разработана методика проведения расчетного исследования, рассмотрены наиболее характерные положения разделителя потока. Выполнен анализ течения в лопаточном венце при наличии разделителя потока. Предложен вариант представления интегральных параметров компрессора в зависимости от расходов воздуха через наружный и внутренний контур.
Введение
В настоящее время основной тип двигателя, применяемого на самолетах различного назначения - двухконтурный турбореактивный двигатель. Компрессор двигателя, как правило, состоит из двух каскадов: низкого давления (вентилятора) и высокого давления. Между каскадами находится переходный корпус, где расположена перегородка, разделяющая поток за вентилятором на два контура, наружный и внутренний. При этом канал переходного корпуса может иметь различную длину и конфигурацию. В силу конструктивных ограничений двигателя, таких, например, как масса и габаритные размеры, длина переходного корпуса может значительно сокращаться, разделитель потока в этом случае расположен достаточно близко за лопаточным венцом компрессора низкого давления, а также на разной высоте в зависимости от степени двухконтурности (рис. 1).
Р-125-300
Рис. 1. Характерные типы двигателей
В случае близко расположенного разделителя при изменении двухконтурности происходит неравномерное дросселирование вентилятора (по контурам), вследствие чего меняется его характеристика. Традиционно каждый каскад компрессора проектируется и испытывается отдельно от других элементов двигателя и имеет свои собственные характеристики. При совместной работе элементов двигателя, например, когда вентилятор уже входит в состав двигателя, происходит изменение условий его работы. Характеристики вентилятора в этом случае претерпевают изменение [1].
Экспериментальные исследования
Данная проблема уже рассматривалась ранее, в частности широкие исследования по данному вопросу выполнены в ЦИАМ [2]. В ЦИАМ были проведены исследования на экспериментальном стенде Ц-3 с раздельным истечением воздуха по каналам наружного и внутреннего контуров, оснащенных автономно управляемыми дросселями. Схема стенда представлена на рис. 2.
Рис. 2. Схема экспериментального стенда Ц-3 (ЦИАМ)
Проведен ряд исследований компрессора низкого давления двигателя НК-6 (рис. 1), спроектированного по схеме с разделителем потока, вплотную придвинутым к лопаткам последней ступени вентилятора. Как показали эксперименты, наличие разделителя приводит к изменению протекания характеристики КНД, положение границы устойчивой работы при этом качественно меняется. При отодвигании разделителя от КНД происходит постепенное выравнивание параметров потока и на определенном расстоянии влияние становится незначительным [2]. Таким образом, положение разделителя потока, а также изменение режима работы влияют на степень дросселирования вентилятора, что приводит к изменению параметров двигателя.
Расчетные исследования
Бурное развитие вычислительной газовой динамики (CFD) и вычислительной техники позволяет проводить численные эксперименты по решению широкого круга газодинамических задач [3]. Однако использование CFD методов требует проведения определенных методических исследований по верификации их применимости к течению в осевом компрессоре. В качестве теста выбран хорошо исследованный в NASA лопаточный венец «Rotor 37», основные параметры которого приведены в табл. 1.
Таблица1
Основные параметры «Rotor 37»
Наименование параметра Величина параметра
Число лопаток 36
Степень повышения давления п* 2.106
Расход воздуха Gв 20.93 кг/с
Физические обороты п 17188,65 об/мин. (100%)
Скорость вращения 454 м/с
Радиальный зазор 0,356 мм
Относительный радиус втулки на входе Rвт вх 0,68
Относительный радиус втулки на выходе Rвт вых 0,82
Для расчета характеристики «Rotor 37» использован CFD программный пакет, в котором реализован метод численного решения уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу [3]. В рамках выполненной работы проведен анализ применимости CFD кода для расчета характеристик «Rotor 37». Рассмотрено влияние наиболее важных параметров расчетной сетки, таких как, количество ячеек по высоте лопатки, величина первой ячейки у втулки и на поверхности лопатки, размер и количество ячеек в межлопаточном канале, и определено соотношение данных параметров для наилучшего совпадения с экспериментальными данными. Также исследовано влияние различных моделей турбулентности на качество моделирования течения. В качестве примера на рис. 3 представлена напорная ветвь «Rotor 37» для n=100% при изменении количества ячеек расчетной сетки по высоте лопатки и для различных моделей турбулентности. По полученным данным выбрана оптимальная расчетная сетка и модель турбулентности (Spalart-Allmaras), наиболее точно описывающая характер течения. С использованием модели турбулентности Spalart-Allmaras и выбранной топологией расчетной сетки проведены все последующие расчеты.
Рис. 3. Влияние параметров расчетной сетки и модели турбулентности на качество моделирования течения
Рис. 4. Расчетная схема “Rotor 37” с разделителем
Далее рассмотрим расчетную схему «Rotor 37» с добавлением физического разделителя потока в канал за лопатками рабочего колеса. Это пластина, установленная на определенной высоте лопатки на расстоянии l от лопаток рабочего колеса. Общий вид расчетной схемы приведен на рис. 4. Из представленной схемы видно, что воздух, выйдя из лопаточного венца, разделяется на два потока, наружного и внутреннего контура, каждый из которых имеет независимый дроссель. Дросселирование происходит путем изменения статического давления на выходе из лопаточного венца. План проведения расчетного исследования и изменения статических давлений на выходе из контуров компрессора представлены в табл. 2.
Таблица 2
План проведения численного эксперимента
Статическое давление на выходе из 1 контура, Па
100000 110000 120000 130000
Статическое давление на выходе из 2 контура, Па 100000 100000 100000 100000 110000 100000 120000 100000 130000
110000 110000 100000 110000 110000 110000 120000 110000 130000
120000 120000 100000 120000 110000 120000 120000 120000 130000
130000 130000 100000 130000 110000 130000 120000 130000 130000
Изменение степени дросселирования компрессора может производиться путем изменения статического давления одновременно в обоих контурах (ячейки по диагонали матрицы давлений в табл. 2). Также дросселирование производится для каждого контура в отдельности при сохранении постоянного статического давления на выходе из другого контура. Горизонталь в матрице давлений - дросселирование первого (внутреннего) контура, вертикаль - дросселирование второго (наружного) контура. Таким образом, представленный в табл. 2 план эксперимента охватывает все возможные способы дросселирования компрессора. В этом случае характеристика компрессора может быть представлена в виде нескольких поверхностей для разных частот вращения (рис. 5). В таком виде можно представить параметры потока обоих контуров одновременно (рассчитанные по всей высоте лопатки вентилятора) - суммарная степень повышения давления (л^ ) и суммарное КПД (п ) вентилятора, а также для каждого контура в от-
* * * * дельности: первого - п1 и пі и второго п2 и п2 (где расчет параметров производился для нижней и верхней части лопатки вентилятора ниже и выше разделителя потока соответственно).
Рис. 5. Вариант представления характеристики компрессора
Рассмотрим ряд расчетных случаев с различным положением разделителя потока. Первоначально рассмотрим расчетную схему с разделителем потока, расположенным на 50% высоты лопатки. Такое положение характерно для вентиляторов двигателей со степенью двухконтурно-сти, порядка 1,0. На рис. 6,а представлена полученная напорная ветвь для частоты вращения 100% и способов дросселирования, представленных в табл. 2. Видно хорошее совпадение напорных ветвей, при различном способе дросселирования, особенно на участке больших расходов воздуха. При этом графики на рисунке 6 являются частными случаями поверхности на рисунке 5 (п=100%).
Рис. 6. Напорные ветви «Rotor 37» при различных положениях разделителя (n=100%)
Из анализа протекания напорных ветвей видно, что переход на срывные режимы работы при дросселировании контуров по отдельности происходит раньше. Это объясняется сохранением большого расхода воздуха через недросселируемый контур. При дросселировании одновременно обоих контуров происходит общее снижение расхода воздуха через оба контура и выход на срывной режим работы при более низких расходах воздуха.
*
При одновременном дросселировании двух контуров распределение параметра п по высоте лопатки представлено на рис. 8,а. Рассмотрены наиболее характерные режимы работы осевого компрессора, это режим максимального расхода воздуха (Gmax), максимального КПД (n max) и режим максимального п (п max). Изменение давления происходит практически равномерно, од-
*
нако видно значительное снижение п в районе разделителя потока, что приводит к снижению
*
интегрального п лопаточного венца в целом. При дальнейшем повышении статического давления на выходе из лопаточного венца происходит переход на срывной режим работы и снижение п . Таким образом, независимо от способа дросселирования переход на срывной режим работы происходит вследствие образования зон отрывного течения в периферийной части лопаточного венца (рис. 7).
м(
Дросселирование обоих контуров
*
0.4-
I
■
Рис. 7. Картина течения в межлопаточном канале (Мотн) для различных способов дросселирования (ппр=100%, сечение 90% высоты лопаток)
Далее рассмотрим лопаточный венец с разделителем потока, установленным на высоте 20% высоты лопатки. Данное положение разделителя потока характерно для двигателей с большой двухконтурностью. На рис. 6,б приведена напорная ветвь лопаточного венца, полученная для данного расчетного случая. При положении разделителя близко у втулки разница расходов воздуха через контуры значительна, степень двухконтурности составляет т~4,6. Анализ данной напорной ветви показывает совпадение интегральных параметров при дросселировании только второго контура и обоих контуров одновременно из-за малого расхода воздуха и малого влияния первого контура. Распределение параметров потока по высоте лопатки (рис. 8,б) показывает, что в периферийной части картина не изменяется, а значительные потери давления возникают в зоне у разделителя. Происходит поджатие струй тока в нижней части второго контура давлением первого.
Рассмотрим расчетный случай с разделителем потока на 80% высоты лопатки для граничных условий и схемы эксперимента, как и в предыдущем случае. Данное положение разделителя потока характерно для малогабаритных двигателей. Получена напорная ветвь компрессора для данного расчетного случая (рис. 6,в). В данном случае распределение расходов воздуха противоположное, большая часть воздуха проходит через первый контур, и здесь совпадает напорная ветвь при дросселировании первого контура и обоих контуров. В данном случае второй контур имеет малое значение и расход воздуха.
*
Рис. 8. Радиальные эпюры п по высоте лопатки при различных положениях разделителя для характерных режимов работы компрессора (п=100%)
Изменение п* по высоте лопатки (рис. 8,в) показывает, что в периферийной части (во 2 контуре в целом) более значительное повышение давления по сравнению с предыдущими случаями положения разделителя. Наибольшие потери давления возникают также в зоне у разделителя, в верхней части первого контура. Второй контур влияет на течение в периферии первого.
*
Уровень п при рассмотренных способах дросселирования несколько ниже в районе установки разделителя за счет потерь на трение о пластину.
Выводы
Таким образом, в результате проведенного расчетного исследования были выявлены следующие закономерности:
- Независимо от способа дросселирования развитие зон срыва происходит в периферийной части лопаточного венца.
- При наличии разделителя потока за лопаточным венцом происходит уменьшение запасов устойчивости АКу и более ранний переход на срывной режим работы.
- Необходимо учитывать изменение характеристик осевого компрессора при близком расположении разделителя потока за лопаточным венцом.
ЛИТЕРАТУРА
1. Нечаев Ю. Н. Теория авиационных двигателей. - М.: ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1990.
2. Гельмедов Ф. Ш., Мунтянов И.Г., Мунтянов Г.Л., Семерняк Л.И. Совершенствование методов исследования газодинамической устойчивости (ГДУ) натурных и модельных компрессоров в системе ГТД и на компрессорных стендах. - М.: ЦИАМ, 2000.
3. Егоров И.Н., Кретинин Г.В., Федечкин К.С. Оптимизационные исследования ступени осевого компрессора / Полет, №12, 2007.
CALCULATED EXPLORATION ON INFLUENCE OF THE STREAM SEPARATOR
ON CHARACTERISTICS OF THE FAN
Fedechkin K.S., Popov A.N.
In article describing calculated exploration on influence of the stream separator on course of the characteristic of the blade wreath axial compressor is resulted. The method of carrying out of the calculated exploration is developed, the most typical positions of the blade wreath are considered. The analysis of current in the blade wreath is executed at presence of the stream separator. The variant of representation of integrated parameters of the compressor is offered in the depending of air consumption through external and internal contours.
Сведения об авторах
Федечкин Константин Сергеевич, 1975 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (1998), кандидат технических наук, начальник отделения научно-исследовательского отдела ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор 40 научных работ, область научных интересов - математическое моделирование течения в осевых компрессорах газотурбинных двигателей, оптимизация элементов авиационных газотурбинных двигателей.
Попов Антон Николаевич, 1980 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (2002), адъюнкт кафедры теории авиационных двигателей ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор 5 научных работ, область научных интересов - математическое моделирование течения в осевых компрессорах газотурбинных двигателей.
