CC BY
213
УДК 621.431.75
РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ РАСЧЁТА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАДИАЛЬНЫМИ ЗАЗОРАМИ В ТУРБИНЕ ГТД
© 2012 П. В. Бондарчук, А. Ю. Тисарев, М. В. Лаврушин
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва
(национальный исследовательский университет)
Представлен алгоритм технологии формирования модели процессов в системе управления радиальными зазорами в турбине газотурбинного двигателя при нестационарных режимах работы. На примере модели двигателя НК-361 были рассчитаны радиальные зазоры в турбине низкого давления по обобщённому циклу работы двигателя. Исследовано влияние геометрических параметров тепловой системы управления на радиальные зазоры. Рассчитаны величины зазоров при обдуве статора воздухом, отбираемым от компрессора.
Система управления радиальными зазорами, тепловой анализ, гидравлическая сеть, коэффициент теплоотдачи.
Необходимость разработки метода управления радиальными зазорами в турбине авиационного двигателя определяется требованиями снижения эксплуатационных расходов. Важнейшим фактором, влияющим на стоимость эксплуатации, является топливная экономичность. Для достижения минимального удельного расхода топлива в авиационных двигателях необходимо стремиться к повышению КПД узлов.
Важным фактором, влияющим на КПД турбины, является величина радиальных зазоров между ротором и статором. Результаты исследований, приведённые в [1], показывают, что 1% изменения величины зазора 5рз на лопатках турбины ВД может приводить к уменьшению КПД примерно на 1,5-2,0%. Поддержание требуемого уровня радиальных зазоров в течение гарантийного срока работы двигателя и минимизация зазора на крейсерском режиме реализуется применением систем регулирования радиального зазора.
Перед проектированием системы активного управления радиальным зазором (САУРЗ) необходим расчёт его изменения в процессе работы без применения САУРЗ. Временные зависимости изменений величин радиальных зазоров от влияющих факторов (тепловые перемещения, перемещения от механических нагрузок) должны быть получены моделированием принятой программы эксплуатации. Эта программа называется «обобщённый полётный цикл» (ОПЦ) двига-
теля. По ОПЦ рассчитываются зависимости величин рабочих параметров двигателя по времени его работы.
Монтажный радиальный зазор для рабочей лопатки турбины 8МОнт.рк определяется расстоянием между торцом лопатки рабочего колеса 1 и трактовым кольцом 2 (рис. 1). Монтажный радиальный зазор для лопатки соплового аппарата 8МОнт.са определяется зазором в уплотнении между лопаткой соплового аппарата 3 и рабочим колесом 4.
2 3
Рис. 1. Монтажные радиальные зазоры на рабочих лопатках и сопловых аппаратах
При наличии временных зависимостей радиальных перемещений торцов рабочих и направляющих лопаток и соответствующих рабочих колец определяется картина изменений во времени радиальных зазоров:
5=5 +5 -5
г монт статора ротора
Основными факторами, влияющими на перемещения указанных характерных точек, являются деформации ротора и статора от изменения температур и силовых воздействий.
В качестве основного требования к рассматриваемой САУРЗ обозначим следующее: система должна обеспечивать снижение радиального зазора на крейсерском режиме работы с целью повышения общей эффективности двигателя. Исходными данными для проектирования системы являются:
1) термогазодинамические параметры двигателя по ОПЦ;
2) изменение газодинамических параметров по тракту двигателя при моделировании ОПЦ;
3) конструкция двигателя и системы вторичного воздухоснабжения.
В процессе подготовки к расчёту необходимо создать:
1) модель системы внутреннего воздухоснабжения (СВВ);
2) макрос приложения тепловых нагрузок и передачи нагрузок, полученных в результате анализа СВВ на тепловую конечно-элементную модель;
3) конечно-элементную модель для теплового анализа;
4) макрос передачи нагрузок, полученных в результате теплового анализа и анализа СВВ, на прочностную конечноэлементную модель;
5) конечно-элементную модель для прочностного анализа;
6) конечно-элементную модель обдува корпуса из коллекторов подачи воздуха.
Алгоритм расчёта радиальных зазоров в проточной части двигателя
Расчёт проводится без включенной САУРЗ в следующей последовательности.
1. Термодинамический расчёт. Обеспечивает получение средних параметров на входе и выходе из узлов двигателя. Для
проведения расчёта задаются расходами воздуха на отборы и КПД узлов.
2. Газодинамический расчёт. Определяются температуры, давления и коэффициенты теплоотдачи в тракте двигателя. Отборы и потери воздуха из тракта регламентированы предыдущим расчётом.
3. Расчёт системы внутреннего воздухоснабжения. Проводится с использованием построенного графа системы (рис. 2), известной геометрии каналов, параметров рабочего тела на входе и выходе из системы, а также температур стенок каналов. Результатом расчёта являются давления и
параметры конвекции (аи ^в) на поверхностях деталей модели двигателя.
4. Нестационарный тепловой расчёт в АКБУБ. Результатом расчёта являются температурные поля на конструкции. Проводится сравнение полученной средней температуры стенок каналов с заданными значениями. Если заданная точность не достигнута, то расчёт повторяется с пункта
3, где средние температуры стенок задаются в новом приближении. Критерий сходимости - разница с предыдущим расчётом средней температуры на стенке менее одного градуса °С.
5. Нестационарный прочностной расчёт. Определяются значения изменения радиальных зазоров в уплотнениях и в проточной
Рис. 2. Граф СВВ модели турбины двигателя НК-361
части двигателя. Полученные величины радиальных зазоров в уплотнениях сравниваются с заданными. Если заданная точность не достигнута, расчёт повторяется с пункта 3, где задаются уточненные значения радиальных зазоров.
6. Сравнение величины заданных радиальных зазоров в проточной части двигателя и полученных в результате расчётов. Если точность неудовлетворительная (погрешность более 5%), то расчёт повторяется, начиная с пункта 2, где
задаются уточнённые величины радиальных зазоров.
7. Сравнение расчётных и заданных величин расходов воздуха на отборы. В случае неудовлетворительной точности расчёт повторяется с пункта 1, где задаются уточнённые значения отборов.
Результатом расчёта являются величины радиальных зазоров в проточной части двигателя по циклу работы двигателя (рис.
3).
-----РК1
------РК2
------СА2
Рис. 3. Результаты расчёта радиальных зазоров в турбине ГТД:
РК1 -рабочее колесо первой ступени, РК2 -рабочее колесо второй ступени, СА2 - сопловой аппарат второй ступени
Исследования системы обдува
Проектирование САУРЗ начинается с конструктивной проработки системы обдува корпуса. Решается вопрос о месте отбора воздуха для наддува коллекторов охлаждения корпуса. Наиболее эффективно их размещение вблизи элементов корпуса, определяющих его жёсткость, что, соответственно, повысит эффективность системы.
Создаётся параметрическая конечноэлементная модель полости обдува и размещённого в ней коллектора в пакете газодинамического анализа СБХ. На данной модели исследуются возможности системы обдува. Цель расчёта - получить максимальные коэффициенты теплоотдачи на стенке турбины при минимальном расходе используе-
мого воздуха. Также в процессе исследований необходимо добиться равномерного распределения коэффициентов теплоотдачи по поверхности за счёт расположения коллекторов относительно стенки, диаметра отверстий в коллекторе, расстояния между отверстиями.
На рис. 4 показано влияние диаметра отверстий (г1) на величину коэффициента теплоотдачи (а) при разных значениях расхода воздуха. Расход (С) представлен в относительном виде и равен отношению общего расхода воздуха ((/'и) к количеству отверстий («отв): О-С/нА/оп,. Исследования проводились при И б/= 1.6 мм, / с/ 8. где И - расстояние от трубки коллектора до корпуса турбины, 1 -
расстояние между двумя соседними отверстиями.
а, Вт/(мл2*К)
Рис. 4. Зависимость а от d
Результаты сопряжённого теплогидравлического расчёта (температурные поля и давление), полученные в программе CFX, передавались через модуль F SI в среду структурного анализа ANSYS. Данный расчёт позволил получить значения величин радиальных перемещений статора.
Влияние диаметра отверстий на изменение величины радиального зазора РК1 (5) представлено на рис. 5.
Ô, ММ
d, ММ
Рис. 5. Зависимость изменения Ô от d
Влияние h на величину коэффициента теплоотдачи исследовалось в виде отношения h/d (рис.6). Расчёты проводились при d= 1 мм, / ¿/=6.4. Из рис. 6 следует, что коэффициент теплоотдачи в зависимости от h/d имеет максимум, который при увеличении расхода охлаждающего воздуха сдвигается в сторону больших значений h/d.
а, Вт/(мЛ2*К)
G=0.07r/c
и— ; С j=0.05r/c
G=0.03t7c
■ j —■.
G=0.01r/c
♦ ♦.—
h/d
Рис. 6. Зависимость а от h/d
Зависимость коэффициента теплоотдачи от расхода воздуха показана на рис.7. Исследование проводилось при i/o,,,в=1 мм,
/ d 6.4. h d 2.
СІ, Вт/(мЛ2*К)
G, г/с
Рис. 7. Зависимость а от G
Влияние расстояния между отверстиями / на величину коэффициента теплоотдачи и изменение величины радиального зазора также исследовалось в виде отношения //¿/ (рис.8, 9). Исследование проводилось при d=l мм, М/=1,6.
а, Вт/(мЛ2*К)
l/d
Рис. 8. Зависимость а от l/d
l/d
Рис. 9. Зависимость изменения 8 от l/d
Проводилось исследование влияния скорости сносящего потока на картину распределения полей коэффициента теплоотдачи и температуры корпуса турбины. На рис. 10 показаны линии тока воздуха, выходящего из отверстия при скоростях сносящего потока 5 и 10 м/с.
б
Рис. 10. Линии тока воздуха, выходящего из отверстия при скорости сносящего потока: 1’=5м/с(а), У= 10 м/с (б)
Расчёт показал, что при скорости сносящего потока более 120 м/с, происходит запирание потока и воздух из труб перестаёт поступать.
Расчёты проводились с использованием ресурсов суперкомпьютерного центра СГАУ.
Алгоритм расчёта тепловой САУРЗ
На основании графика расчёта радиального зазора без САУРЗ разрабатывается потребная программа коррекции. Производится пересмотр исходных данных по отбо-
рам воздуха и рассчитывается изменение газодинамических параметров по тракту двигателя при моделировании обобщённого полётного цикла при включённой САУРЗ. Подлежат доработке модели, предназначенные для расчёта радиального зазора:
1) САУРЗ включается в модель системы внутреннего воздухоснабжения (СВВ) в программе расчёта системы охлаждения газовых турбин;
2) производится доработка макроса приложения тепловых нагрузок и передачи нагрузок, полученных в результате анализа СВВ, на тепловую конечно-элементную модель;
3) производится доработка макроса передачи нагрузок, полученных в результате теплового анализа и анализа СВВ, на прочностную конечно-элементную модель.
Вновь рассчитываются перемещения статора по ОПЦ с учётом работы САУРЗ. Последовательными расчётами достигается потребное значение радиального зазора на различных режимах полёта. При этом радиальные перемещения ротора не пересчитываются ввиду малого влияния увеличения отбора воздуха на его температурное состояние. Расчёт идет по алгоритму, представленному выше.
Для двигателя был проведён анализ СВВ с целью установления места отбора воздуха. На выбор места отбора влияют такие факторы, как обеспечение потребного перепада давления на отверстиях перфорации и температура выдуваемого воздуха. Перепад давления необходим для организации устойчивого течения воздуха. Температура воздуха, направленного на обдув, должна быть как можно ниже температуры стенки корпуса. Также следует учесть конструкцию двигателя и возможность организации отбора из уже выполненных ресиверов. Для отбора воздуха на модели двигателя НК - 361 выбран ресивер, расположенный за компрессором НД. Проведён расчёт с оптимальными параметрами системы обдува. Результатом расчёта является изменение зазора при включенной САУРЗ (рис.11).
О 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 с
Рис. 11. Зависимость радиального зазора на РК-1 при различных расходах воздуха на нужды СА УРЗ
Из рис. 11 видно, что работа САУРЗ позволяет уменьшить значения радиального зазора на 0,3 мм для РК1. Тем самым будет достигнута основная цель - повышение КПД узла и всего двигателя.
Работа выполнена при финансовой поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании Постановления Правительства РФ №218 от 09.04.2010.
Библиографический список
1. Кузнецов, Н.Д. Управление радиальными зазорами в турбокомпрессорах авиационных ГТД [Текст]: учебное пособие для вузов / Н.Д. Кузнецов, В.П.Данильченко, В.Е. Резник. - Самара: Самар, авиац. инт, 1991. -109с.
DEVELOPMENT OF A CALCULATION METHOD FOR CONTROL SYSTEM OF RADIAL CLEARANCE IN THE TURBINE OF GAS TURBINE ENGINE
© 2012 P. V. Bondarchuk, A. Yu. Tisarev, M. V. Lavrushin
Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University)
This paper presents an algorithm for forming model technology processes in the control system of radial clearance in the turbine of gas turbine engine with non-stationary work conditions. Based on the model of NK-361, radial clearances were calculated in the low pressure turbine throughout the work cycle of the engine, the geometric parameters of the thermal control system of radial clearance were investigated and the gaps by air cooling of stator were calculated.
System control radial clearance, thermal analysis, hydraulic network, heat transfer coefficient.
Информация об авторах
Бондарчук Пётр Владимирович, младший научный сотрудник, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: уплотнительная техника, расчёты на прочность.
Тисарев Андрей Юрьевич, младший научный сотрудник, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: сопряжённый расчёт системы внутренних воздушных потоков двигателя, расчёт радиальных зазоров в лопаточных венцах и лабиринтных уплотнениях.
Лаврушин Михаил Владимирович, магистр, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: rikhard221 @,у a. ru. Область научных интересов: связанные виды анали-
Bondarchuk Petr Vladimirovich, Junior Researcher, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: sealing technology, strength analysis.
Tisarev Andrey Yurievich, Junior Researcher, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: Coupled calculation of secondary air systems, calculation of radial clearance in blades and labyrinth seals.
Lavrushin Mihail Vladimirovich, Master student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: rikhard221 @,va.ru. Area of research: Coupled analyzes.
