CC BY
83
УДК 621.436
РАСЧЁТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПОТОКА В МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ ТУРБИНЕ С УЧЁТОМ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ СТРУКТУРЫ ПОТОКА И ПРИСОЕДИНЁННЫХ ОБЪЁМОВ
© 2012 О. В. Батурин, М. Н. Сеньчев, П. Т. Джибилов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва
(национальный исследовательский университет)
Проведено расчётное исследование рабочего процесса в многоступенчатой осевой турбине в двух различных программных комплексах. Расчёты проводись с использованием идентичной геометрии, граничных условий и на одинаковых режимах. Получена полная информация о параметрах и структуре потока в турбине.
Осевая турбина, бандажная полка, граничные условия, структура потока.
В настоящее время существует значительное количество различных программных комплексов для решения задач вычислительной газовой динамики, том числе и программы, используемые для изучения потока в лопаточных машинах. Процесс расчёта в таких комплексах обычно основан на автоматизированном решении системы уравнений На-вье-Стокса. Она описывает течение газа с минимальными допущениями и позволяет учитывать влияние трёхмерных явлений, вязкости, переменности свойств рабочего тела и т.п. Однако существуют различия как в подходах к решению уравнений Навье -Стокса, так и в подготовке расчётных моделей: создании геометрии, наложении сетки конечных элементов, описании граничных условий [1].
Цель представленной работы - расчётное определение структуры потока в многоступенчатой турбине ТРДЦ(Ф) (рис. 1) в двух различных программных комплексах Апзув СБХ и ЖЖЕСА. Созданные в обеих программах модели потока имели одинаковую геометрию расчётной области, сетку конечных элементов, граничные условия. Результаты сопоставлялись на одном и том же режиме работы. Отличие расчётных моделей состоит в использовании различных моделей турбулентности и зависимостей, описывающих свойства рабочего тела. Наиболее существенным отличием расчётных моделей является учёт притрактовых полостей и втека-
ния через них в модели Ашув СБХ, в модели ЖЖЕСА их нет.
Рис. 1. Проточная часть исследуемой турбины
При создании модели потока в турбине в программе Ашув СБХ геометрия расчётной области строилась в специализированной подпрограмме ТигЬоОпс! на основе геометрии лопаточных венцов и обводов проточной части, представленных в виде текстовых файлов. Разбиение расчётной области на конечные элементы осуществлялось в той же подпрограмме. Программа ТигЬоОпс! позволяет для моделей течения в турбомашинах строить высококачественную сетку конечных элементов в автоматическом режиме при минимальном участии пользователя [2].
Рис. 2. Схема проточной части ступени турбины с указанием структурных блоков (жирные линии- границы интерфейсов)
Наложение граничных условий, расчёт и визуализация результатов осуществлялись непосредственно в Ашув СБХ с применением специальных шаблонов работы с турбомашинами.
Расчётная область потока в многоступенчатой турбине состоит из нескольких блоков: областей рабочих колес (РК), областей сопловых аппаратов (СА), выходной области, притрактовых полостей и вспомогательных блоков (рис. 2). Для сокращения времени расчёта каждый блок содержал только один межлопаточный канал. Области РК рассчитывались в подвижной системе координат, вращающихся с частотами, соответствующими частотам вращения роторов турбин. Остальные блоки считались в неподвижных системах координат. Параметры потока на выходе из каждого блока осредня-лись в окружном направлении, а полученное поле распределения параметров использовалось в качестве входного граничного условия в следующем блоке.
Внешний вид трёхмерной расчётной модели, построенной в программе Ашув СБХ с учетом притрактовых полостей, представлен на рис. 3. Расчётная сетка (рис. 4,5) формировалась таким образом, чтобы обеспечить величину безразмерного параметра стенки у+ на уровне 3. Для расчёта размеров элементов использовались значения числа Рейнольдса в каждом венце, определённые в ходе проектного расчёта турбины. Общее количество конечных элементов в расчётной модели одного венца составляет примерно 1000000 элементов. При создании сетки РК учитывался радиальный зазор между статором и гребешками лабиринта.
В качестве рабочего тела использовался идеальный газ со свойствами продуктов сгорания: 7?=288 Дж/кг-К, к= 1,33. Теплоёмкость рабочего тела считалась переменной, зависящей от температуры.
При расчётах использовалась модель турбулентности ББТ к-со. Расчёт производился в стационарной постановке.
'И
Рис. 3. Внешний вид расчётной модели потока в многоступенчатой турбине, созданной в программе АЫБТБ СЕХ
Рис. 4. Внешний вид сетки конечных элементов в расчётной модели первой ступени турбины, созданной в программе АХБТБ СЕ.V
Рис. 5. Внешний вид сетки конечных элементов в расчётной модели второй ступени, созданной в программе АХБТБ СКV
Подготовка расчётной модели рабочего процесса в турбине в программе NUMECA схожа с аналогичными действиями, выполняемыми в программе Ansys CFX.
Внешний вид трёхмерной расчётной модели, созданной в программе NUMECA, представлен на рис. 6.
Геометрия расчётной модели течения газа в турбине, для расчёта в NUMECA, была создана в специализированном модуле Auto Grid. Там же на неё была наложена высококачественная сетка конечных элементов (рис. 7, 8).
Следует отметить, что Auto Grid позволяет получать сетку для турбомашин более высокого качества и с меньшими затратами усилий пользователя, чем в TurboGrid. Также Auto Grid позволяет легко добавлять галтели и зазоры без потери качества сетки.
Расчётная модель включает в себя четыре зоны течения вокруг лопаток первого СА, первого РК, второго СА и второго РК (последовательно). Для сокращения требуемых ресурсов компьютера и времени расчёта модели потока в СА и РК содержат только по одному межлопаточному каналу. При-трактовые области, радиальный зазор и втекания охладителя не моделировались.
Рис. 6. Внешний вид расчётной модели потока в многоступенчатой турбине, созданной в программе XI 'МЕХ!
В качестве рабочего тела использовался идеальный газ со свойствами продуктов сгорания: 7?=288 Дж/кг-К, к= 1,33. Теплоёмкость рабочего тела считалась переменной, зависящей от температуры.
При расчётах использовалась модель турбулентности Спаларта Алламарса. Расчёт производился в стационарной постановке. Поля параметров на выходе из каждого бло-
ка осреднялись и использовались в качестве входного граничного условия в расположенном ниже по течению блоке.
В результате расчётов в обеих программах была получена полная информация о параметрах и структуре потока в турбине: поля распределения параметров, поля векторов скоростей, линии тока (рис. 9-12), точечные и интегральные значения переменных.
Рис. 7. Внешний вид сетки конечных элементов расчётной модели первой ступени турбины, созданной в программе NIJMECA
Pressure Contour 1
[ 2-620e+006|
2. 51е+006 17е+006 2. 82е+006 1 48е+006 1. 14е+006 1. 79е-
Рис. 9. Поле статических давлений на среднем диаметре многоступенчатой турбины,
полученное в программе АЫБТБ СЕ.V
Рис. 8. Внешний вид сетки конечных элементов расчётной модели второй ступени турбины, созданной в программе XI '}//■'(!
Static Pressure (Ра)
2.5еЮ06
2.25е+006
2е+006 1,75е+006 1.5е+0С
1.25е+006
1е-Ю0е
750000
500000
Рис. 10. Поле статических давлений на среднем диаметре многоступенчатой турбины,
полученное в программе XI '}//■'(!
Velocity Vector 1
9.004е+002
3.753S+002
¥ '
4.502е+002
Рис. 11. Поле векторов скоростей на среднем диаметре второй ступени турбины, полученное в программе АЫБТБ СЕ.V
Рис. 12. Поле векторов скоростей на среднем диаметре второй ступени турбины, полученное в программе XI 'МЕХ!
Сопоставление результатов расчётов, полученных в разных программах, проводилась путём сопоставления полей распределения по высоте проточной части различных параметров потока, осреднённых в окружном направлении (рис. 13-14).
Полученные в обеих программах результаты расчётов картины потока не проти-
воречат существующим физическим представлениям и хорошо согласуются между собой. Наибольшие отличия заметны в области втулки, особенно на полях температур и, по-видимому, связаны с влиянием втеканий из притрактовых областей, которые были учтены в модели Ашув СБХ.
і. Е
-Агаув
Полная те019ратуре. К
Рис. 13. Распределение полных температур на входе е СА первой ступени по высоте лопатки, полученное с помощью разных расчётных программ
■ №теса “Апёуэ
Абсолютное чн его Маха
Рис. 14. Распределение чисел Маха в абсолютной СК на выходе из РК первой ступени по высоте лопатки,
полученное с помощью разных расчётных программ
Анализируя полученные результаты, можно говорить о том, что ЫиМЕСА как программный комплекс, более ориентированный на расчётные исследования в турбомашинах, является более предпочтительным интсрументом в данной области.
Работа выполнена при финансовой поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании Постановления Правительства РФ №218 от 09.04.2010.
Библиографический список
1. Попов, Г.М. Расчётное изучение структуры потока вблизи втулочного сечения в лопаточном венце осевой турбины [Текст] / Г.М. Попов, О.В. Батурин // Вестн. СГАУ. -Самара, 2009. - Вып. 3 (19). - 4.2. - С. 365-368.
2. Дмитриева, И.Б. Автоматизация создания объёмной модели пера лопатки в АМБУБ Тиг-ЬоОпс1 на базе традиционного представления его геометрии [Текст] / И.Б. Дмитриева, Л.С. Шаблий // Вестн. СГАУ. - Самара, 2011. - Вып. 3 (27). Ч. 3. - С. 106-111.
COMPUTATIONAL RESEARCH OF MULTISTAGE TURBINE FLOW TAKING INTO ACCOUNT FLOW SPATIAL STRUCTURE AND ASSOCIATED VOLUMES
© 2012 О. V. Baturin, M. N. Senchev, P. T. Dzhibilov
Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University)
The calculation research of the working process of multistage axial turbine in two different software systems was performed. The calculations were performed using an identical geometry, boundary conditions and under the same engine operation conditions. Detailed information about the parameters and structure of the flow in the turbine.
The axial turbine, shroud, boundary conditions, the structure of the flow.
Информация об авторах
Батурин Олег Витальевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, агрегаты наддува ДВС.
Сеньчев Максим Николаевич, магистрант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, рабочие процессы ВРД.
Джибилов Павел Тимурович, магистрант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, рабочие процессы ВРД.
Baturin Oleg. Vital'evich Candidate of Science {Engineering}, assistant professor of the chair of theory of engine for flying vehicle, Samara State Aerospace University named after Academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, turbocharger.
Sen’chev Maxim Nikolaevich, magistrand, Samara State Aerospace University named after Academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.
Dzhibilov Pavel Timurovich, magistrand, Samara State Aerospace University named after Academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.
