CC BY
5
УДК 629.7.036.34
DOI: 10.15593/2224-9982/2024.77.05
Н.А. Овсейчук1, Д.А. Попов1, С.О. Швалев1' 2
1ОДК-Авиадвигатель, Пермь, Российская Федерация Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Российская Федерация
ВЛИЯНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ЭЛЕМЕНТОВ ШТЫРЬКОВЫХ МАТРИЦ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОХЛАЖДЕНИЯ СОПЛОВЫХ ЛОПАТОК ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
Одним из методов, способствующих совершенствованию и развитию газотурбинных двигателей, является увеличение эффективности системы охлаждения наиболее нагруженного элемента проточной части турбины высокого давления - сопловой лопатки путем повышения теплообмена в системе. Основной способ интенсификации конвективного теплообмена - установка различных турбулизаторов потока на теплопередающей поверхности. Одной из таких конструкций является штырьковая матрица, которая в сопловой лопатке обычно находится в области выходной кромки. Однако штырьки традиционных форм имеют низкие показатели теплопередачи в канале, что может привести к негативным последствиям при доводке и эксплуатации двигателя.
Рассмотрены модификации штырьковых турбулизаторов потока, при помощи которых возможно устранить застойную зону с низким коэффициентом теплоотдачи в области кормовой части штырькового элемента, образующуюся при их обтекании охлаждающим воздухом. По результатам исследования влияния формы и размера штырькового элемента на интенсивность теплообмена выяснено, что наилучшим вариантом формы поперечного сечения штырька является эллипс. При внедрении такого штырька в штырьковую матрицу, интегральная величина коэффициента тепловой эффективности TPF увеличилась более, чем на 7 %, по сравнению с исходным (круглым) вариантом формы штырька. Проведено математическое моделирование сопловой лопатки со штырьковыми элементами матриц исходной и эллипсовидной формы. В результате анализа выяснено, что в модифицированной сопловой лопатке улучшается тепловое состояние в области выходной кромки на внутренней и наружной части пера со снижением температуры на поверхности до 15,3 и 7,3 градусов соответственно при неизменном расходе охлаждающего воздуха.
Ключевые слова: газотурбинный двухконтурный двигатель, турбина, турбина высокого давления, сопловая лопатка, охлаждение, теплообмен, вихреобразование, штырьковая матрица, турбулизаторы потока, численное моделирование.
N.A. Ovseychuk1, D.A. Popov1, S.O. Shvalev1, 2
UEC-Aviadvigatel, Perm, Russian Federation Perm National Research Polytechnic University, Perm, Russian Federation
THE INFLUENCE OF GEOMETRIC PARAMETERS OF PIN-FIN ARRAY ELEMENTS OF COOLING EFFICIENCY OF THE NOZZLE BLADES OF A HIGH-PRESSURE TURBINE
One of the methods contributing to improvement and development of gas turbine engine is to increase the efficiency of cooling system of the most loaded element of the flow part of high-pressure turbine - the nozzle blade by increasing heat transfer in the system. The main way to intensify convective heat transfer is to install various flow turbulators on the heat transfer surface. One of these designs is a pin-fin array, which in nozzle blade is usually located in the area of the trailing edge. However, pins of traditional shapes have low heat transfer rates in the channel, which can lead to negative consequences during the fine-tuning and operation of the engine.
The article considers modifications of pin-fin turbulators, with the help of which it is possible to eliminate a stagnant zone with a low heat transfer coefficient in the aft part of the pin-fin element, formed when they are flowed by cooling air. According to the results of the study of the influence of the shape and size of the pin-fin element on the intensity of heat transfer, it was found that the best option for the shape of cross-section of pin is an ellipse. When such a pin was introduced into the pin-fin array, the integral value of the thermal performance factor TPF increased by more than 7 % compared to the original (round) version of the pin shape. Mathematical modeling of nozzle blade with pins of initial and ellipsoid shape is carried out. As a result of the analysis, it was found that in the modified nozzle blade, the thermal condition in the area of the trailing edge on the inner and outer parts of the airfoil improves with a decrease in surface temperature to 15,3 and 7,3 degrees, respectively, with a constant flow of cooling air.
Keywords: gas turbine dual-circuit engine, turbine, high pressure turbine, nozzle blade, cooling, heat transfer, vortex formation, pin-fin array, flow turbulators, numerical simulation.
В современных газотурбинных двигателях (ГТД) существует тенденция к увеличению параметров цикла и степени двухконтурности от поколения к поколению [1], что непременно приводит к усложнению достижения высоких показателей газодинамической эффективности турбин и значения их коэффициента полезного действия (КПД).
Одним из основных параметров рабочего цикла, при увеличении которого возможно развитие ГТД, является температура газа на входе в турбину высокого давления (ТВД), увеличение которой в значительной степени влияет на выходную мощность ГТД. Ее увеличение возможно лишь тогда, когда элементы проточной части ТВД, созданные из жаропрочных материалов с надежным теплозащитным покрытием, имеют высокоэффективную систему охлаждения. Сопловые лопатки (СЛ) ТВД всегда подвергаются чрезмерному тепловому напряжению и тепловой нагрузке, что приводит к повреждению лопатки, что значительно сокращает срок службы узла. Улучшение теплового состояния сопловых лопаток ТВД возможно при помощи использования различного рода конструкций, повышающих эффективность охлаждения с помощью увеличения конвективного теплообмена между охлаждающим воздухом и внутренней поверхностью лопатки [2].
В современных двигателях сопловые лопатки первой ступени ТВД имеют развитую конвективно-пленочную схему охлаждения, в которой охладитель подается через ряды перфораций на поверхности лопатки, а также корневую и периферийную полки. В конструкции СЛ использованы все типы конвективного охлаждения: струйное охлаждение стенок лопатки через дефлектор в ее полостях, штырьковая матрица в районе выходной кромки, поперечные пристеночные ребра и штырьки в центральном канале [3].
Расход охлаждающего воздуха на венец может достигать 14 % от расхода воздуха на входе в компрессор. Поэтому так важно повышать эффективность использования охлаждающего воздуха за счет интенсификации теплообмена [4].
Интенсификация теплообмена внутри сопловой лопатки в основном осуществляется с помощью турбулизаторов различных конструкций. Каналы охлаждения зачастую имеют различную форму. Увеличение теплопередачи в прямоугольных каналах в первую очередь зависит от геометрии турбулизаторов потока - размера, формы, распределения по объему (густоты), а также угла атаки потока и числа Рейнольдса. Широкое применение получили ребра, штырьки и лунки, устанавливаемых в каналах и на поверхностях, омываемых охлаждающим воздухом [5].
Сложные трехмерные структуры, такие как штырьковые матрицы, состоят из цилиндрических штырьков, установленных на некотором расстоянии друг от друга между внутренними поверхностями спинки и корыта лопатки. Однако треугольные, кубические и ромбовидные элементы также рассматриваются и исследуются для применения их в качестве турбулизаторов в каналах охлаждения лопатки турбины [6]. Штырьковый элемент может не только значительно повысить поверхностный теплосъем, создавая подковообразный вихрь и повышая интенсивность турбулентности, но и повысить жесткость лопатки [7]. Штырьки с шахматным расположением часто используют для увеличения теплосъема с внутренней поверхности стенки охлаждаемых каналов лопаток газовых турбин в области выходной кромки [8].
Недостатком штырьковой матрицы (ШМ) является относительно высокое гидравлическое сопротивление, так как она обеспечивает высокую теплоотдачу за счет создания гидравлического сопротивления для всего потока в охлаждающем канале.
На рис. 1 показана схема типичной конструкции ШМ с расположенным в шахматном порядке набором штырьков, где X, У - расстояния между соседними элементами, ё - их диаметр, Н - толщина канала.
На рис. 2 показано поперечное обтекание штырька с торцевыми стенками. При обтекании охлаждающим воздухом штырька поток разделяется, отрывается от поверхности штырька и попадает в область вихреобразования за задней поверхностью штырька. Также при обтекании штырька вблизи поверхности стенки возникает подковообразный вихрь непосредственно перед основанием штырька, обвиваясь вокруг него. Этот подковообразный вихрь дополнительно пе-
ремешивает поток и таким образом улучшает теплопередачу. При этом наибольшая интенсификация достигается в лобовой части турбулизатора, а в его «теневой» области формируется застойная зона с низким коэффициентом теплоотдачи [9].
Стенка
Рис. 1. Схема конструкции штырьковой матрицы с шахматным расположением штырьков [9]
Нижняя стенка
Рис. 2. Схема течения вокруг штырька, ограниченного торцевыми стенками [6]
Штырьковые элементы традиционных форм имеют низкие показатели теплопередачи в канале, что может привести к негативным последствиям при доводке и эксплуатации двигателя [10]. С целью увеличения эффективности системы охлаждения потенциально возможной и перспективной является оптимизация основных геометрических параметров штырьковых элементов ШМ, таких как форма поперечного сечения и размер, основанная на результатах проведения трехмерных газодинамических расчетов теплового состояния моделей штырьковых матриц и СЛ в целом [11, 12].
Методика исследования
Оценка эффективности штырьковых матриц основывается на вычислении числа Нуссель-та и коэффициента гидравлического трения [7, 13]. Для получения их значений требуется вычислить некоторые параметры.
Гидравлический диаметр прямоугольного канала может быть вычислен по следующей формуле:
2 • Н•Ж
=(ПЩ • (1)
где Вк - гидравлический диаметр канала, Н - высота канала, Ж - ширина канала. Число Рейнольдса на входе в канал:
Re = , (2)
Ц
где р - плотность воздуха на входе, с - средняя скорость потока воздуха на входе, Ц - динамическая вязкость воздуха на входе в канал.
Коэффициент теплопередачи, обычно используемый для оценки способности теплопередачи между охлаждающим воздухом и нагретой стенкой:
к = , (3)
К - ть
где к - коэффициент теплопередачи, ц - тепловой поток со стенки, ТК - температура нагретой стенки, Ть - средняя температура объема (линейно интерполируемая между средней объемной температурой на входе и выходе).
Число Нуссельта:
к • В,
№ =-к-, (4)
где X - теплопроводность воздуха. Потери полного давления:
Р* - Р'
АР = вх . вых , (5)
Рвх
где Рвх - полное давление воздуха на входе в канал, Рвых - полное давление на выходе из канала.
Коэффициент гидравлического трения, используемый для оценки потерь полного давления в канале с штырьковой матрицей:
/(6) Ь-р-с
где Ь - длина канала с ШМ.
Чтобы надлежащим образом оценить тепловые характеристики во внутренних каналах лопаток турбины, следует оценить увеличение теплопередачи после учета потерь на трение. Коэффициент тепловой эффективности TPF, характеризующий эффект выигрыша в теплоотдаче к возрастанию гидравлического сопротивления протеканию потока, что, в свою очередь, приводит к возрастанию механической энергии на прокачку теплоносителя, требуемой на преодоление дополнительных потерь, определяет степень совершенства используемых методов интенсификации и определяется как [14]:
ТРР = (7)
(///о Г
где №0 и /0 - число Нуссельта и коэффициент гидравлического трения соответственно для гладкого канала без ШМ.
Численное моделирование течения охлаждающего воздуха по штырьковой матрице
Объект исследования
В качестве метода исследований выбрано численное моделирование, позволяющее определять основные параметры, необходимые для расчета теплообменных характеристик, и визуализировать линии тока с целью анализа структуры течения в канале. На рис. 3 представлена
схема исходной модели ШМ СЛ.
Х5
ХЬ
ХЗ X1 Х2
Рис. 3. Исходная модель ШМ
Данная ШМ имеет шахматное расположение рядов круглых штырьков, в одном из которых три штырька, в другом - два штырька, после которых следует вертикальный ряд каплевидных штырьков, а затем пазы на выходной кромке, формирующие выход из матрицы в области выходной кромки лопатки. По мере удаления от наружной полки СЛ по направлению к внутренней полке количество круглых штырьков в рядах снижается.
В таблице указаны относительные размеры элементов конструкции ШМ, отнесенные к максимальной толщине профиля лопатки Стах. Толщина рабочего тела 23 и металла 22 выбраны исходя из средних значений толщин этих параметров в конструкции исходной лопатки. Параметры конструкции ШМ не являются окончательными и подлежат модификации в соответствии с целью данной работы.
Параметры конструкции ШМ
Параметр Относительный размер
R1 0,04-Стах
R2 0,05 Cmax
R3 3,56 Cmax
X1 0 14-C '--max
X2 0 21C '•-'max
X3 1,00-Cmax
X4 2 12C
X5 1 33-C ^max
Y1 0,11 Cmax
Z1 0 24C v '--max
Z2 0,09Cmax
Z3 0,06Cmax
На рис. 4 представлена упрощенная геометрическая модель области ШМ. Данная модель содержит две области: рабочее тело 1, в данном случае воздух, и часть металла лопатки в области выходной кромки 2.
Рис. 4. Геометрическая модель расчётной области
Модификации штырьковых матриц
Исследованы следующие варианты геометрических моделей ШМ (рис. 5): круглый штырек 1, квадратный 2, треугольный 3, ромбовидный 4, овальный 5, вытянутый 6, стреловидный 7 и шестигранный 8.
Рис. 5. Варианты форм штырьков
Условием построения всех вариантов форм штырьков было сохранение ширины штырька в направлении движения потока.
Исследование влияния форм проведено для разных размеров Ш. Значение Ш изменялось от 0,02-Сщах до 0,07Стах с шагом 0,01-Стах. Однако не во всех вариантах конструкции ШМ было возможно построить геометрическую модель с большим размером Ш из-за самопересечения элементов, поэтому для некоторых вариантов форм получился меньший набор моделей ШМ.
Граничные условия и настройка расчетной модели
Расчётная область представлена на рис. 6 и содержит границу входа 1, границу выхода 2, границы верхней 3 и нижней 4 стенок, а также границы периодичности 5.
Задача теплообмена решалась в стационарной сопряженной постановке с учетом взаимного теплового влияния потока охлаждающего воздуха и металлической стенки канала.
1
2
3
4
5
6
7
8
Рис. 6. Расчётная область и граничные условия
Расчетная сетка тела части лопатки тетраэдрическая, неструктурированная (рис. 7, а). Максимальный линейный размер элемента равен 1,5 мм, общее количество тетраэдрических ячеек для модели составляет 0,32 млн, критерий качества сеточной модели, показывающий отношение высоты элемента к его основанию, равен 9.
Расчетные сетки рабочего тела гибридные, неструктурированные (рис. 7, б). Зона основного потока формировалась из тетраэдров, а зона пристеночного слоя - из призм. Максимальный линейный размер элемента основного потока равен 0,075 мм, общее количество ячеек находится в диапазоне 1,26-1,3 млн, критерий качества равен 127.
а б
Рис. 7. Сеточные модели и их локальные разрезы: а - сетка металла в разрезе; б - разрез сетки рабочего тела в районе штырька
При проведении численного моделирования процессов теплообмена, протекающих в каналах, охлаждаемых воздухом, ставилась задача приблизиться к реальным условиям физических испытаний моделей сопловых лопаток с целью последующей верификации результатов расчетов и для возможности перенести результаты расчета упрощенной расчетной модели ШМ на лопатку.
В соответствии с ранее проведенным трехмерным газодинамическим моделированием СЛ на входе в канал задавалось полное давление, равное 29,72 бар, и температура полного торможения воздуха, равная 931,46 К. Статическое давление на выходе из канала равнялось 26,36 бар.
На внешней верхней 3 и нижней 4 стенках области металла лопатки задано распределение температуры вдоль оси x, имитирующее соответственно нагрев корыта и спинки СЛ.
Для замыкания осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса использовалась SST модель турбулентности (от англ. Shear Stress Transport - «модель переноса сдвиговых напряжений»). Модель объединяет в себе лучшие стороны k-e и k-ю моделей турбулентности. Была конкретизирована формула весовой функции и установлено ограничение на значение коэффициента турбулентной вязкости, что позволило точнее моделировать процесс отрыва потока от
гладких поверхностей. Модель показала себя надёжной и нетребовательной к вычислительным мощностям. Недостатком модели является «провал» по турбулентной вязкости в месте перехода с к-г на к-ю. Спустя десятилетие с момента появления SST модели турбулентности автор выпустил работу [15], в которой отражён опыт использования данной модели турбулентности в промышленности.
Рабочим телом является воздух, свойства которого заданы в соответствии со справочником по теплофизическим свойствам газов и жидкостей Н.Б. Варгафтика [16].
Анализ результатов численного исследования
Представлен анализ результатов расчета вариантов матриц различных форм с размерами значения Ш от 0,02-Стах до 0,07-Стах с шагом 0,01-Стах.
На рис. 8 представлены линии тока исходного, квадратного и эллиптического вариантов, окрашенные в потери полного давления.
Потери полного давления ш 1.00
0.96 0.93
Рис. 8. Линии тока, окрашенные в потери полного давления
Внедрение удобообтекаемых штырьковых элементов позволяет значительно уменьшить область пониженного теплообмена (застойную зону), наблюдаемую за обычными штырьками, что увеличивает интенсивность съема тепла с внутренней поверхности матрицы, тем самым улучшая эффективность охлаждения сопловой лопатки в области выходной кромки.
На рис. 9 и 10 представлены графики зависимостей числа Нуссельта №д и коэффициента гидравлического сопротивления /, отнесенных к таким же параметрам для исходного варианта, за который была принята ШМ с круглой формой штырька с размером Л1 = 0,04-Стах от размера элемента Л1, отнесенного к Стах. Исходя из полученных результатов, показанных на рис. 9, видно, что варианты 5, 6, 7, 8 (см. легенду на рис. 5) увеличивают число Нуссельта до 8 %. Наименее удобообтекаемые варианты 2, 3, 4, 8 имеют самый низкий показатель числа Нуссельта во всем диапазоне размера Л1 элементов матрицы, поэтому такие варианты форм штырьковых элементов не могут обеспечить нужную эффективность интенсификации конвективного теплообмена в сравнении с круглой формой штырька того же размера. Большое влияние на эффективность интенсификации также оказывает и коэффициент гидравлического сопротивления, что видно на рис. 10.
На рис. 11 представлены графики зависимостей TPF от размера элемента Л1, исходя из которых видно, что некоторые из моделей 5-го, 6-го, 7-го вариантов ШМ эффективнее базовой модели до 25 %. Наименее удобообтекаемые тела (варианты 2-4, 8) имеют самый низкий показатель тепловой эффективности во всех диапазонах размера Л1 элементов матрицы до 28 % хуже исходного варианта. Это происходит по причине изначально большего коэффициента гидравлического трения в канале из-за форм обтекаемых элементов.
0.03 0.04 0.05 0.06
Рис. 9. График зависимости Nu/Nuo от Л1/Сш
0,03 0,04 0,05 0,06
Рис. 10. График зависимостиА/0 от Л1/Ст
0.03 0.04 0.05 0.06
Рис. 11. График зависимости ТРБ от Л1/Ст
По результатам численного исследования было выявлено, что коэффициент тепловой эффективности почти напрямую зависит от расхода воздуха через ШМ. Это говорит о том, что в некоторых вариантах невозможно обеспечить высокое значение коэффициента тепловой эффективности из-за большого необходимого количества охлаждающего воздуха, который при заданных параметрах сложно подвести к ШМ с высокими коэффициентами гидравлического сопротивления, так как для этого потребуется его большее давление на входе в ШМ, что приведет к отбору из-за более поздней ступени компрессора высокого давления и снизит его КПД. В других же вариантах, таких как ШМ с эллипсовидными, каплевидными и стреловидными штырьками, при том же расходе воздуха, который достигается при больших размерах штырька по сравнению с исходным вариантом ШМ, коэффициент тепловой эффективности будет выше исходного варианта на 10-15 %.
Согласно вышеприведенным данным наиболее эффективными с точки зрения TPF для использования в конструкции сопловой лопатки можно считать эллипсовидные штырьки, однако их эффективность ограничена параметром Ш/Стах < 0,45.
Численное моделирование наиболее эффективной штырьковой матрицей
в составе сопловой лопатки
Описание математической модели
Расчетная модель содержит тело лопатки, а также антитело воздуха и газа, при построении антитела лопатки сохранены обводы деталей, формирующих подводы воздуха и рабочего тела к ней.
Сеточные модели имеют неструктурированные тетраэдрические элементы в объёме, десять призматических пристеночных слоёв и симметрию по границам периодичности.
Количество элементов в сетке тела лопатки и антитела воздуха в обоих случаях составляет около 20 млн и 72 млн элементов соответственно. Максимальные значения критерия качества сеточной модели 30 и 860 для тела лопатки и антитела воздуха соответственно.
В соответствии со значениями параметров газа и материала, полученными на основе проведенных испытаний, заданы граничные условия на поверхностях, показанных на рис. 12. В качестве модели турбулентности выбрана SST-модель.
Рис. 12. Внешний вид расчетной области в препроцессоре: 1 - вход в проточную часть; 2 - подвод воздуха в лопатку сверху; 3 - подвод воздуха в лопатку снизу; 4 - утечка воздуха в газосборник; 5 - отбор воздуха на охлаждение разрезного кольца; 6 - выход из проточной части;
7 - условие периодичности
Анализ результатов численного исследования
Главные отличия в тепловом состоянии лопатки обнаружены в области матрицы на корыте и спинке, а также на внутренней поверхности лопатки. Тепловое состояние лопатки оценивается при помощи следующей формулы эффективности охлаждения:
0 =
Т - Т
л к
Т* - Тк*
(8)
где Тл - температура лопатки, Тк - полная температура воздуха за компрессором, Тг - полная температура воздуха на входе в ТВД.
На рис. 13 отмечены зоны с изменениями теплового состояния на внутренней поверхности лопатки со стороны корыта и спинки соответственно.
а б в г
Рис. 13. Тепловое состояние внутренней поверхности сопловой лопатки в области ШМ: а - исходная ШМ со стороны корыта; б - модифицированная ШМ со стороны корыта; в - исходная ШМ со стороны спинки; г - модифицированная ШМ со стороны спинки
Как видно из рис. 13, модифицированная сопловая лопатка эффективнее охлаждается, уменьшена зона повышенных температур в области выходной кромки лопатки. Такой эффект достигнут благодаря интенсификации теплообмена, так как эллиптические штырьки в модифицированной лопатке обтекаются более плавно, вместо образования застойной зоны после круглого штырька охлаждающий воздух дополнительно снимает тепло с задней поверхности штырька. В основном изменение теплового состояния происходит в верхней части ШМ, что связано с улучшением обтекания в верхних рядах ШМ. Однако использование упрощенной симметричной модели не всегда корректно, ибо стенки матрицы (со стороны полок) в сопловой лопатке оказывают непосредственное влияние на течение в ШМ.
На рис. 14, а и б приведены графики распределения относительной температуры поверхности (значения температуры, отнесенные к полной температуре на входе в ТВД) по высоте проточной части. Модифицированная конструкция снижает температуру почти по всей высоте лопатки, наибольшая разница в температурах достигается примерно на 2/3 высоте лопатки и составляет 15,3 и 7,3 градуса для внутренней поверхности и поверхности пера соответственно.
При расчете охлаждающего воздуха выяснено, что внесение изменений в конструкцию системы охлаждения лопатки путем использования модифицированной ШМ не влияет на суммарный расход через сопловый аппарат (СА) 1-й ступени.
Также выполнен расчет расхода воздуха через ШМ в составе СЛ, который составляет 0,055 % от ОКВд для исходной конструкции ШМ и 0,056 % от Оквд для модифицированной конструкции, что говорит о том, что при неизменном расходе через ШМ достигнуто лучшее тепловое состояние верхней части корыта и спинки лопатки в области ШМ.
0,14 0,16 0,18 0,20 0,22 0
а
0,19 0,21 0,23 0,25 0,27 0,29 0,31
б
Рис. 14. Относительная температура в областях ШМ по высоте сопловой лопатки: а - на внутренней поверхности; б - на поверхности пера
Проведен анализ изменения массы лопатки в связи с увеличением объема штырьковых элементов. Определено, что масса сопловой лопатки станет тяжелее исходной, однако такое изменение массы незначительно, что не приведет к увеличению массы двигателя.
Заключение
По результатам численного исследования влияния формы и размера штырькового элемента на интенсивность теплообмена выяснено, что наилучшим вариантом формы поперечного сечения штырька является эллипс. Такая форма обеспечивает более плавное обтекание, вместо образования застойной зоны после круглого штырька охлаждающий воздух дополнительно снимает тепло с задней поверхности штырька. При внедрении такой формы штырька в расчетную схему интегральная величина коэффициента тепловой эффективности TPF увеличилась более, чем на 7 %, по сравнению с исходным (круглым) вариантом формы штырька. При увеличении размера штырька снижается TPF для всех вариантов ШМ, поэтому применение эллиптического штырька при значении ^1/Стах более 0,45 является неэффективным.
Проведено математическое моделирование модифицированной и исходной сопловой лопатки с штырьковыми элементами матриц круглой и эллипсовидной формы в поперечном сечении соответственно с размерами значения R1 = 0,04-Стах. По результатам расчетного анализа выяснено, что в модифицированном варианте СЛ улучшается тепловое состояние в области выходной кромки на внутренней и наружной части пера со снижением температуры на поверхности до 15,3 и 7,3 градусов соответственно при неизменном расходе охлаждающего воздуха на СА. Масса одной модифицированной лопатки несколько увеличилась по сравнению с исходной конструкцией, однако такое изменение массы незначительно, следовательно, оно не приведет к увеличению массы двигателя. Поэтому модифицированная сопловая лопатка с матрицей эллипсовидных в сечении штырьков является более эффективной по сравнению с исходной конструкцией.
Библиографический список
1. Иноземцев, А.А. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учебник / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 1. - 201 с.
2. Karthik, K. External and Internal Cooling Techniques in a Gas Turbine Blade - An Overview / K. Karthik, S. Srikanth // International Journal of Engineering Research & Technology. - 2021. - № 8. - Р. 85-95.
3. Кривоносова, В.В. Анализ и совершенствование системы охлаждения сопловой лопатки газовой турбины / В.В. Кривоносова, Н.Н. Кортиков // Научно-технические ведомости СПбПУ. Естественные и инженерные науки. - 2018. - № 3. - С. 80-90.
4. Современные системы охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин / С.И. Сендюрев, А.С. Тихонов, В.Т. Хайрулин, Н.Ю. Самохвалов // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2015. - № 42. - С. 34-46.
5. Han, J.C. Gas turbine heat transfer and cooling technology / J.C. Han, S. Dutta, S. Ekkad. - 2-е изд. -Boca Raton: CRC Press, 2013. - 843 р.
6. Sin, Ch. S. Experimental investigation of internal cooling passages of gas turbine blade with pin-fins and rib-turbulators / Ch.S. Sin; University of Pittsburgh. - Pittsburgh, 2012. - 117 р.
7. Numerical study of a novel curved pin fin for heat transfer enhancement within aeroengine turbine blade / Luo Lei, Yan Han, Du Wei [et al.] // Aerospace Science and Technology. - 2022. - № 123.
8. Разработка и численное исследование штырьковых турбулизаторов потока, размещенных в конфузорно-диффузорных каналах / В.О. Киндра, С.К. Осипов, А.Н. Вегера [и др.] // Труды седьмой российской национальной конференции по теплообмену. - М.: Изд. дом МЭИ, 2018. - С. 364-367.
9. Richard, Dennis The Gas Turbine Handbook / D. Richard. - Morgantown: NETL, 2006. - 447 c.
10. Enhanced thermal performance of a pin-fin cooling channel for gas turbine blade by density-based topology optimization / Yeranee Kirttayoth, Rao Yu, Yang Li, Li Hao // International Journal of Thermal Sciences. - 2022. - № 181.
11. Numerical study of unsteady flow and cooling characteristics of turbine blade cutback trailing edges integrated with pin fins and film holes / Li Yuefeng, Xu Huazhao, Wang Jianhua [et al.] // Aerospace Science and Technology. - 2022. - № 126.
12. Marwan, E. Pin-fin shape and orientation effects on wall heat transfer predictions of gas turbine blade / E. Marwan, Y. Yufeng, Y. Jun // AIP Conference Proceedings. - Surakarta, Indonesia: AIP Publishing, 2019.
13. Lienhard, J.H. A heat transfer textbook / J.H. Lienhard. - 3rd ed. - Cambridge MA: Phlogiston press, 2003. - 749 c.
14. Gee, D.L. Forced convection heat transfer in helically rib-roughened tubes / D.L. Gee, R.L. Webb // Int. J. Heat Mass Transfer. - 1980. - № 23. - Р. 1127-1136.
15. Menter, F.R. Ten Years of Industrial Experience with the SST Turbulence Model / F.R. Menter, R. Langtry, M. Kuntz // Turbulence, Heat and Mass Transfer 4 (CD-ROM Proceedings). Redding, CT: Begell House Inc. - 2003. - Р. 625-632.
16. Варгафтик, Н.Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей / Н.Б. Вар-гафтик. - 2-е изд. - М.: Наука, 1972. - 720 c.
References
1. A.A. Inozemtsev, M.A. Nikhamkin, V.L. Sandratskiy. Osnovy konstruirovaniya aviatsionnykh dviga-teley i energeticheskikh ustanovok [Fundamentals of the design of aircraft engines and power plants]. Moskva: Mashinostroyeniye, 2008, vol. 1, 201 p.
2. Krishnaswamy Karthik, Salyan Srikanth. External and Internal Cooling Techniques in a Gas Turbine Blade - An Overview. International Journal of Engineering Research & Technology, 2021, no. 8, pp. 85-95.
3. V.V. Krivonosova, N.N. Kortikov. Analiz i sovershenstvovaniye sistemy okhlazhdeniya soplovoy lo-patki gazovoy turbiny [Analysis and improvement of the cooling system of the nozzle blade of a gas turbine]. Nauchno-tekhnicheskiye vedomosti CPbPU. Yestestvennyye i inzhenernyye nauki, 2018, no. 3, pp. 80-90.
4. S.I. Sendyurev, A.S. Tikhonov, V.T. Khayrulin, N.Yu. Samokhvalov. Sovremennyye sistemy okhlazhdeniya soplovykh lopatok vysokonagruzhennykh gazovykh turbin [Modern cooling systems for nozzle blades of high-load gas turbines]. VestnikPNIPU. Aerokosmicheskaya tekhnika, 2015, no. 42, pp. 34-46.
5. J.C. Han, S. Dutta, S. Ekkad. Gas turbine heat transfer and cooling technology. Boca Raton: CRC Press, 2013, 843 p.
6. Sin, C.S. Experimental investigation of internal cooling passages of gas turbine blade with pin-fins and rib-turbulators. Ph.D. thesis, University of Pittsburgh. - Pittsburgh, 2012, 117 p.
7. Luo Lei, Yan Han, Du Wei. Numerical study of a novel curved pin fin for heat transfer enhancement within aeroengine turbine blade. Aerospace Science and Technology, 2022, no. 123.
8. V.O. Kindra, S.K. Osipov, A.N. Vegera. Razrabotka i chislennoye issledovaniye shtyr'kovykh turbu-lizatorov potoka, razmeshchennykh v konfuzorno-diffuzornykh kanalakh [Development and numerical study of pin flow tabulators placed in confusor-diffuser channels]. Moskva: Izdatel'skiy dom MEI, 2018, pp. 364-367.
9. Richard, Dennis. The Gas Turbine Handbook. Morgantown: NETL, 2006, 447 p.
10. Yeranee Kirttayoth, Rao Yu, Yang Li, Li Hao. Enhanced thermal performance of a pin-fin cooling channel for gas turbine blade by density-based topology optimization. International Journal of Thermal Sciences, 2022, no. 181.
11. Li Yuefeng, Xu Huazhao, Wang Jianhua. Numerical study of unsteady flow and cooling characteristics of turbine blade cutback trailing edges integrated with pin fins and film holes. Aerospace Science and Technology, 2022, no. 126.
12. Effendy Marwan, Yao Yufeng, Yao Jun. Pin-fin shape and orientation effects on wall heat transfer predictions of gas turbine blade. AIP Conference Proceedings, AIP Publishing, 2019.
13. Lienhard, J.H. A heat transfer textbook. Cambridge MA: Phlogiston press, 2003, 749 p.
14. D.L. Gee, R.L. Webb. Forced convection heat transfer in helically rib-roughened tubes. Int. J. Heat Mass Transfer, 1980, no. 23, pp. 1127-1136.
15. Menter, F.R., Langtry, R., Kuntz, M. Ten Years of Industrial Experience with the SST Turbulence Model. Turbulence, Heat and Mass Transfer 4 (CD-ROM Proceedings). Redding, CT: Begell House Inc, 2003, pp. 625-632.
16. Vargaftik, N.B. Spravochnik po teplofizicheskim svoystvam gazov i zhidkostey [Handbook of ther-mophysical properties of gases and liquids]. Moskva: Nauka, 1972, 720 p.
Об авторах
Овсейчук Никита Александрович (Пермь, Российская Федерация) - инженер-конструктор-расчетчик отдела расчетно-экспериментальных работ по турбинам, ОДК-Авиадвигатель (614990, Пермь, Комсомольский пр., 93, e-mail: [email protected]).
Попов Денис Андреевич (Пермь, Российская Федерация) - инженер-конструктор-расчетчик отдела расчетно-экспериментальных работ по турбинам, ОДК-Авиадвигатель (614990, Пермь, Комсомольский пр., 93, e-mail: [email protected]).
Швалев Сергей Олегович (Пермь, Российская Федерация) - аспирант кафедры «Авиационные двигатели», Пермский национальный исследовательский политехнический университет (614990, Пермь, Комсомольский пр., 29); инженер-конструктор-расчетчик отдела расчетно-экспериментальных работ по турбинам, ОДК-Авиадвигатель (614990, Пермь, Комсомольский пр., 93, e-mail: [email protected]).
About the authors
Nikita A. Ovseychuk (Perm, Russian Federation) - Design and Analysis Engineer of Turbine Analysis and Experiment Department, UEC-Aviadvigatel (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, e-mail: [email protected]).
Denis A. Popov (Perm, Russian Federation) - Design and Analysis Engineer of Turbine Analysis and Experiment Department, UEC-Aviadvigatel (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, e-mail: [email protected]).
Sergey O. Shvalev (Perm, Russian Federation) - PhD Student of Aircraft Engines Department, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990); Design and Analysis Engineer of Turbine Analysis and Experiment Department, UEC-Aviadvigatel (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, e-mail: [email protected]).
Финансирование. Исследование не имело спонсорской поддержки.
Конфликт интересов. Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов.
Вклад авторов. Все авторы сделали равный вклад в подготовку публикации.
Поступила: 07.05.2024
Одобрена: 10.05.2024
Принята к публикации: 18.06.2024
Просьба ссылаться на эту статью в русскоязычных источниках следующим образом: Овсейчук, Н.А. Влияние геометрических параметров элементов штырьковых матриц на эффективность охлаждения сопловых лопаток турбины высокого давления / Н.А. Овсейчук, Д.А. Попов, С.О. Швалев // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2024. - № 77. - С. 47-60. DOI: 10.15593/2224-9982/2024.77.05
Please cite this article in English as: Ovseychuk N.A., Popov D.A., Shvalev S.O. The influence of geometric parameters of pin-fin array elements of cooling efficiency of the nozzle blades of a high-pressure turbine. PNRPU Aerospace Engineering Bulletin, 2024, no. 77, pp. 47-60. DOI: 10.15593/2224-9982/2024.77.05
