CC BY
38
-□ □-
В роботi представлен результати до^д-ження впливу кута встановлення аероди-намiчних проф^в на режими «запирання» течи в мiжлопаткових каналах. Результати розрахунтв режимiв «запирання» за теоретичною залежтстю, запропонованою авторами, добре ствпадають з результатами чисельного моделювання течи в компресор-нш рештщ з рiзними кутами встановлення аеродинамiчних проф^в
Ключовi слова: компресор, рештка аеро-динамiчних проф^в, критичний режим течи, запирання, кут встановлення, моделювання течи, зрив
□-□
В статье рассматриваются вопросы маВ работе представлены результаты исследования влияния угла установки аэродинамических профилей на режимы «запирания» течения в межлопаточных каналах. Результаты расчетов режимов «запирания» по теоретической зависимости, предложенной авторами, хорошо согласуются с результатами численного моделирования течения в компрессорной решетке с различными углами установки аэродинамических профилей
Ключевые слова: компрессор, решетка аэродинамических профилей, критический режим течения, запирание, угол установки,
моделирование течения, срыв -□ □-
1. Введение
Газотурбинные двигатели - основной тип двигателей в современной авиации. Летно-технические характеристики летательных аппаратов, максимальная высота и скорость полета, маневренность самолетов во многом зависят от совершенства авиационных силовых установок. К газотурбинным двигателям предъявляются высокие требования. Устойчивая работа газотурбинного двигателя, в основном, определяется газодинамической устойчивостью компрессора двигателя.
С помощью разных методов регулирования компрессоров достигается газодинамическая устойчивость с целью обеспечения бессрывного обтекания лопаточных венцов на всех режимах работы газотурбинного двигателя [1]. Неустойчивая работа компрессора газотурбинного двигателя проявляется в виде периодических и резких пульсаций потока воздуха -колебаний давления, скорости, расхода. Средние давления, развиваемые компрессором, обычно падают, значительно возрастает температура на входе в компрессор. Временами компрессор как бы «захлебыва-
УДК 629.735.03:621.43.031.3(045)
|DOI: 10.15587/1729-4061.2014.27997|
ВЛИЯНИЕ УГЛА УСТАНОВКИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ
ПРОФИЛЕЙ НА РЕЖИМЫ «ЗАПИРАНИЯ» ТЕЧЕНИЯ В МЕЖЛОПАТОЧНЫХ КАНАЛАХ
Ю. М. Терещенко
Доктор технических наук, профессор* Е-mail:[email protected] Е. В. Дорошен ко Кандидат технических наук, доцент* Е-mail:[email protected] А. Техрани Аспирант*
Е-mail:[email protected] *Кафедра авиационных двигателей Национальный авиационный университет пр. Космонавта Комарова, 1, г. Киев, Украина, 03680
ется», выбрасывая массы воздуха в обратном направлении, на вход. Помпаж сопровождается сильными хлопками и ударами. При помпаже вследствие присущих ему пульсаций потока воздуха возникают вибрации лопаток и тряска компрессора. Значительный помпаж компрессора может привести к срыву и затуханию пламени в камере сгорания и, следовательно, к остановке двигателя. Возникающие при сильном помпаже вибрации и тряска компрессора передаются всей конструкции двигателя и могут привести к разрушению не только элементов компрессора, нои силовой установки. Поэтому помпаж при эксплуатации двигателя недопустим [2].
Сущность возникновения и развития неустойчивой работы компрессора вследствие большой сложности этого процесса полностью еще не изучена. Но исследования показывают, что первостепенную роль в появлении помпажа играют срывы потока воздуха с лопаток компрессора, при этом возникают критические режимы течения (режимы «запирания» течения) в межлопаточных каналах отдельных ступеней [1-3].
Современные методы численного моделирования позволяют исследовать процессы отрыва потока в ло-
паточных венцах компрессоров в широком диапазоне изменения режимных параметров течения.
Одной из важных задач авиационного двигате-лестроения является обеспечение газодинамической устойчивости компрессоров газотурбинных двигателей в широком диапазоне эксплуатационных режимов.
2. Анализ литературных данных и постановка проблемы исследования
Как показал анализ результатов фундаментальных исследований выполненных в различное время в ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского, ЦИАМ им. Баранова, ВВИА им. Жуковского, NASA в области внутренней аэродинамики компрессоров, до настоящего времени отсутствуют систематические исследования режимов «запирания» течения в межлопаточных каналах ступеней осевых компрессоров. Однако можно отметить, что в работе [4] авторами представлены результаты численного эксперимента влияния угла стреловидности лопатки на газодинамическую устойчивость в рабочем колесе трансзвукового компрессора. В работе [5] авторами проведено экспериментальное исследование срывных режимов работы компрессора, в результате которого показан характер поведения рабочей точки на характеристике компрессора. Влияние вращающегося срыва на работу компрессора рассмотрено в работах [6, 7]. В работе [8] исследовалось течение в трансзвуковом компрессоре касательно влияния входной неравномерности на потерю газодинамической устойчивости. В работе [9] проведено исследование частоты колебаний потока на режимах «запирания» течения в направляющем аппарате дозвуковой ступени компрессора.
Геометрические параметры решетки аэродинамических профилей существенно влияют на возникновение режимов «запирания» течения. В работе [10] авторами исследовано влияние густоты решетки на режимы «запирания» течения в межлопаточных каналах решетки аэродинамических профилей.
3. Цель и задачи исследования
Целью исследования было получение обобщенных данных по возникновению режимов «запирания» течения в лопаточных венцах для уточнения методик расчета срывных характеристик компрессоров газотурбинных двигателей.
Задача исследования: исследование влияния угла установки аэродинамических профилей в компрессорной решетке на режимы «запирания» течения в межлопаточных каналах.
характеристики компрессорных решеток применяются при расчетах характеристик ступеней осевого компрессора и определении характерных ограничений режимов его работы [1-3].
При течении реального газа в компрессорной решетке на поверхности профилей формируется пристенный пограничный слой. В результате его возникновения уменьшается площадь проходного сечения горла межлопаточных каналов (рис. 1), что в свою очередь влияет на режим течения и возникновения режимов «запирания».
Учет влияния сжимаемости и вязкости потока предполагает необходимость достаточно точного определения наступления режимов «запирания» при отрицательных углах атаки последних ступеней с целью согласования расходных характеристик первых и последних ступеней многоступенчатого осевого компрессора и обеспечения газодинамической устойчивости компрессора на нерасчетных режимах работы ГТД.
На рис. 1 изображены основные параметры решетки аэродинамических профилей на режиме «запирания» течения воздуха в межлопаточных каналах. Режим «запирания» с максимально возможным расходом воздуха возникает при условии равенства скорости потока в горле межлопаточного канала и скорости звука wг =акр[1].
Рис. 1. Основные параметры решетки аэродинамических профилей: 5 — толщина пограничного слоя на поверхности
профиля; w1— вектор скорости на входе в решетку; i — угол атаки; р1 — угол входа потока; у — угол установки
профилей в решетке; t — шаг решетки; Ь — хорда профиля; F1 — площадь нормального сечения на входе в решетку; Fкp — площадь "критического горла" межлопаточного канала; Fг — площадь "горла" межлопаточного канала
В работе [10] представлена теоретическая зависимость для расчета режима «запирания» течения в межлопаточных каналах для потока вязкого газа:
4. Результаты исследования режимов «запирания» течения в решетках с разными углами установки профилей и их обсуждение
Аэродинамический расчет ступеней осевого компрессора начинается с расчета течения воздуха в элементарных ступенях, которые моделируются решетками аэродинамических профилей. Аэродинамические
M„
k + 1 2
i+Y ML
k+1 2(k-1)
sin y-
sin P1
(1)
Представим отношение площади "критического горла" межлопаточного канала FКР к площади нормального сечения на входе в решетку F1 в виде
5
Fkp = l(hr -Szr') = hr
Fi l • h
_ t•sinу-6ЕГ*
hi
t • e - ПГ(siny-^f-) = "VKr
t • Sin p1 Sin p1 t Sin p1
5 *
где КГ = sinу—— - кинематический коэффициент,
учитывающий влияние вязкости течения на фактическую величину площади «живого сечения» межлопаточного канала.
Толщина вытеснения пограничного слоя 5ЕГ рассчитывается по методике, изложенной в [1].
С учетом кинематического коэффициента уравнение (1) принимает вид:
MK
k +1 2
1 +—Mi
k+1 2(k-1)
sin P1
-K.
В современной практике проектирования газотурбинных двигателей широко используется вычислительный эксперимент, который включает следующие этапы [11]:
1. Создание геометрической модели.
2. Создание расчетной сетки (mesher).
3. Задание начальных и граничных условий.
4. Численное решение задачи ^о^ег).
5. Визуализация решения.
6. Анализ решения (оценка точности).
Расчетная область для данной задачи состоит из
одной лопатки (хорда лопатки Ь=52 мм, шаг t=52 мм) и одного межлопаточного канала, длина входного участка - 40 мм, длина выходного участка - 100 мм.
Значительную роль при моделировании играет выбор расчетной сетки. Для большинства задач газодинамики используются адаптивные сетки. Для реш -ния данной задачи выбрана нерегулярная адаптивная сетка, которая содержит порядка 500000 ячеек.
При задании начальных и граничных условий важное место занимает выбор модели турбулентной вязкости. Расчет турбулентного течения газа выполнялся путем численного решения осредненных уравнений Навье - Стокса (уравнений Рейнольдса). При осреднении по времени в уравнениях появляются новые члены, которые можно интерпретировать как градиенты дополнительных напряжений и тепловых потоков, связанных с турбулентным движением. Эти новые величины должны быть связаны с характеристиками осредненного течения с помощью моделей турбулентной вязкости. Существует множество моделей турбулентности, однако наиболее часто для расчета течения в лопаточных венцах используются модели турбулентной вязкости к-е, к-ю и SST. Модели турбулентности типа к-е лучше описывают свойства сдвиговых течений, а модели типа к-ю имеют преимущество при моделировании пристеночных функций. Модель турбулентности SSТ Ментера [12] записывается путем суперпозиции моделей к-е и Плавный переход от к- ю модели в пристенной области к к-е модели в ядре потока обеспечивается введением весовой эмпири-
ческой функции F1. В данной работе была выбрана модель турбулентности SST Ментера.
Для газодинамического расчета течения была использована расчетная схема второго порядка с локальным использованием расчетной схемы первого порядка (High resolution). В работе [11] показано, что эта расчетная схема, используемая авторами, наиболее точно соответствует решаемой задаче.
Для исследования влияния угла установки профиля в решетке аэродинамических профилей при критическом режиме течения была проведена серия газодинамических расчетов для компрессорной решетки аэродинамических профилей с различными углами установки у=30у=40о, у=50о, у=60о, у=70
На рис. 2, а-г изображены фрагменты мгновенного поля скоростей для решетки аэродинамических профилей с углами установки у=30°, у=40°, у=50°, у=60°, у=70 ° при М=0,594.
(2) Velocity 350.0
1262.5
175.0
87.5
0.0 [m sA-l]
Velocity 350.0
262.5
175.0
87.5
[m sA-l]
г"
is
в
Рис. 2. Фрагменты мгновенного поля скоростей для решетки аэродинамических профилей при М=0,594: а - у=30о; б - у=40о; в - у=50о; г - у=60о
Фрагменты мгновенного поля скоростей для решетки аэродинамических профилей, изображенные на рис. 2 показывают существенное влияние на поля скоростей величины угла установки профилей в решетке.
На рис. 3 представлены обобщенные результаты исследований влияния углов установки профилей на возникновение режимов «запирания» межлопаточных каналов компрессорных решеток с использованием уравнения (2). Обобщенные характеристики режимов «запирания» межлопаточных каналов компрессорных решеток изображены в виде графиков, которые характеризуют зависимость числа Маха Мтах на входе в решетку от отношения площадей Fг/Fl при разных углах установки профилей. Графики теоретических зависимостей на рис. 3 представлены сплошными линиями, а результаты численного эксперимента - точками.
Сравнение результатов теоретических и экспериментальных исследований показало, что характер течения в межлопаточных каналах и формирование
а
г
пограничного слоя существенно зависят от угла установки профилей в решетке. При уменьшении угла установки профилей происходит существенное уменьшение относительного значения минимальной фактической площади проходного сечения межлопаточных каналов (характеризующегося в аэродинамике как площадь «живого» сечения), что ведет к уменьшению значения числа Маха на входе в решетку (Мтах), при котором наступает режим «запирания» течения в межлопаточных каналах по расходу воздуха. Эти особенности должны учитываться при расчетах режимов «запирания».
0,95 0,9
Ж 0,8 0,75 0,7 0,65
ш
0,55 0,5
М „
при котором наступает режим «запирания» те-
I
4
2 / Щ:
n
0,7 0,75
ОД
0,85 0,'9 0,95 F /К
Г 1
Рис. 3. Обобщенные характеристики «запирания» межлопаточных каналов компрессорных решеток: теоретические зависимости при различных углах установки профилей; 1 — у=70°; 2 — у=60°; 3 — у=50°;
4 — у=40°; 5 — у=30°; экспериментальные зависимости при различных углах установки профилей; • — у=70°; о - у=60°; ■ - у=50°; □ - у=40°; ▲ - у=30°)
5. Выводы
Обобщенные характеристики компрессорных решеток при режиме «запирания», полученные в результате исследований, могут использоваться для определения режимов «запирания» ступеней осевого компрессора и расчета границы газодинамической устойчивости многоступенчатых осевых компрессоров.
Результаты газодинамического расчета течения в решетках аэродинамических профилей показали значительное влияние пограничных слоев, которые формируются за входной кромкой на внешней и внутренней поверхностях лопаток на параметры потока в межлопаточных каналах. При уменьшении угла установки профилей в решетке уменьшается значение
чения в межлопаточных каналах по расходу воздуха.
Литература
1. Терещенко, Ю. М. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов компрессоров [Текст] / Ю. М. Терещенко. - М.: Машиностроение, 1987. -168 с.
2. Chen, N. Aerothermodynamics of turbomachinery: analysis and design [Text] / N. Chen. - Singapure: John Wiley & Sons Pte Ltd, 2010. - 461 p. doi: 10.1002/9780470825020
3. Брусиловский, И. В. Аэродинамика осевых вентиляторов компрессоров [Текст] / И. В. Брусиловский. - М.: Машиностроение, 1984. - 240 с.
4. Razavi, S. R. Numerical and performance analysis of one row transonic rotor with sweep and lean angle [Text] / S. R. Razavi, M. Boroomand //Journal ofThermal Science. -2014. - Vol. 23, Issue 5. - P. 438-445. doi: 0.1007/s11630-014-0727-1.
5. Hara, T. Unsteady flow field under surge and rotating stall in a three-stage axial flow compressor [Text] / T. Hara, D. Morita, Y. Ohta, E. Outa // Journal of Thermal Science. - 2011. - Vol. 20, Issue 1. - P. 6-12. doi: 10.1007/ s11630-011-0427-z.
6. Abe, T. Coexisting phenomena of surge and rotating stall in an axial flow compressor [Text] / T. Abe, H. Mitsui, Y. Ohta // Journal of Thermal Science. - 2013. - Vol. 22, Issue 6. - P. 547-554. doi: 10.1007/s11630-013-0661-7.
7. Ohta, Y. Unsteady behavior of surge and rotating stall in an axial flow compressor [Text] / Y. Ohta, Y. Fujita, D. Morita // Journal of Thermal Science. - 2012. - Vol. 21, Issue 4. -P. 302-310. doi: 10.1007/s11630-012-0548-z.
8. Du, J. Numerical study on the influence mechanism of inlet distortion on the stall margin in a transonic axial rotor [Text] / J. Du, F. Lin, J. Chen, S. C. Morris, C. Nie // Journal of Thermal Science. - 2012. - Vol. 21, Issue 3. -P. 209-214. doi: 10.1007/s11630-012-0537-2.
9. Shi, K. Analysis of the dominant frequency in a subsonic compressor stator at near stall condition [Text] / K. Shi, S. Fu // Chinese Science Bulletin. - 2014. - Vol. 59, Issue 1. - P. 23-28. doi: 10.1007/s11434-013-0026-3.
10. Терещенко, Ю. М. Влияние густоты решетки аэродинамических профилей на режимы «запирания» течения в межлопаточных каналах [Текст] / Ю. М. Терещенко, Е. В. Дорошенко, А. Техрани // Восточно-Европейский журнал передовых технологий. - 2014. - Т. 4, № 7 (703). -P. 30-33. doi: 10.15587/1729-4061.2014.26067
11. Бойко, А. В. Применение вычислительной аэродинамики к оптимизации лопаток турбомашин [Текст] / А. В. Бойко, Ю. Н. Говорущенко, М. В. Бурлака. - Х.: НТУ «ХПИ», 2012. - 192 с.
12. Menter, F. R. Two-equation eddy viscosity turbulence models for engineering applications [Text] / F. R. Menter // AIAA J.- 1994. - Vol. 32, Issue 8. - P. 1598-1605. doi:10.2514/3.12149.
