Выбор модели турбулентности при моделировании рабочего процесса в многоступенчатом компрессоре в программном комплексе Numeca Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Секция «Двигательные установки и системы терморегулированияЛА и КА»

УДК 621.45.01

А. В. Кривцов Научный руководитель - В. Н. Матвеев Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С. П. Королева (Национальный исследовательский университет), Самара

ВЫБОР МОДЕЛИ ТУРБУЛЕНТНОСТИ ПРИ МОДЕЛИРОВАНИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В МНОГОСТУПЕНЧАТОМ КОМПРЕССОРЕ В ПРОГРАММНОМ КОМПЛЕКСЕ ОТМЕСА

Описывается выбор модели турбулентности, использование которой позволяет получить наилучшее сопоставление с экспериментальными данными, для расчета рабочего процесса в многоступенчатом осевом компрессоре в программном комплексе Ыышвса.

Исследования проводились на примере семисту-пенчатого компрессора высокого давления, спроектированного и испытанного в ОАО «Кузнецов». Расчетная модель была создана в программном комплексе NUMECA Fine Turbo. Она состоит из нескольких доменов соответствующих ВНА, РК, НА и средней опоре рассматриваемого компрессора. Домены расположены в том порядке, в котором рабочее тело движется через компрессор (рис. 1). Геометрия каждого домена состояла только из одного межлопаточного канала. При построении геометрии расчетной области были смоделированы галтели и радиальные зазоры.

При построении конечноэлементных сеток всех венцов использована сетка топологии О4Н. Количество элементов для всех ЛВ вдоль лопатки было принято равным 89, количество элементов в О - подслое -29, размер элемента ближайшего к стенке - 0,001 мм, фактор роста в О-подслое от 1,2 до 1,3. Количество элементов для всех венцов по высоте лопатки принято равным 57, по высоте радиального зазора - 17. Итоговая конечноэлементная сетка расчетной модели каскада компрессора содержит 8183960 элементов. Среднее количество элементов в каждом венце -495000. Минимальный угол скошенности составляет 21,7°.

ПК 0.87

0.86

"'V _ s \ \ а. \

— — — __. '— "■■Л \ » V

\ ^ V i \

\ \ ■ \

1 1 • 1

1 *

19 20 20-5 21 215 22 впр, кг/с

Рис. 2. Сопоставление расчетных и экспериментальных КПД и напорных характеристик компрессора,

полученных при ппр = 7000 об/мин

0.85

0.84

0.83

0.82

0.81

0.8

0.79

0.78

0.77

I I 11 ] 11 ш » П ш 1 ■

Рис. 1. Меридиональное сечение расчётной области созданной расчетной модели в программе Ыишеса

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

т*

Рис. 2. Окончание

Всего в ходе исследования рассматривалось 5 моделей: Spalart - Allmaras, k - epsilon (Extended Wall Function), k - epsilon (Low Re Yang - Shih), SST, SST Transitional. Выбор данных моделей турбулентности для исследования обусловлен анализом литературы по вычислительной газовой динамике и моделированию течения в турбомашинах.

Характеристики компрессора, полученные с использованием различных моделей турбулентности, представлены на рис. 2. Там же приведены точки, полу-

ченные при экспериментальном исследовании компрессора в ОАО «Кузнецов». Из анализа полученных данных следует, что характер протекания КПД - характеристик для всех моделей турбулентности одинаков и отличается только уровнем КПД. Результаты, наиболее близкие к экспериментальным показывает расчетная модель использующая модель турбулентности k - epsilon (Low Re Yang - Shih).

© Кривцов А. В., 2012

УДК 621.454.2.01

И. А. Куимов Научный руководитель - К. Ф. Голиковская Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ИСТОРИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ МЕТАНОВЫХ ПРОЕКТОВ

Рассматривается проблема разработки жидкостных ракетных двигателей на топливе жидкий кислород-жидкий метан. Дан обзор современного состояния проблемы.

Глобальная тенденция ограничения стоимости космических услуг и обеспечение их экологической безопасности ставит перед конструкторами задачу созданию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на экологически чистых, дешевых компонентах при максимально возможном использовании элементов существующих двигателей, конструкторского, материального, технологического и производственного задела.

Одним из таких путей является создание новых двигателей на базе существующего кислородно-водородного ЖРД путем замены дорогого компонента водорода, более дешевым, сжиженным природным газом с содержанием метана 90.. .98 %.

За рубежом большое внимание криогенным углеводородным горючим вообще и природному газу (ме-

тану) в частности уделялось во время поиска путей создания оптимальных ЖРД для первой ступени многоразовых транспортных космических систем. В частности, теоретически рассматривался ЖРД тягой 340 тс на Земле с многоступенчатым сгоранием топлива «жидкий кислород - жидкий метан» типа модифицированного маршевого двигателя SSME системы Space Shuttle.

Отечественные разработчики заинтересовались метаном в середине 1990-х годов. Занимая «нишу» между керосином и водородом, метан позволяет достаточно просто создавать двигатели любой принципиальной схемы: замкнутой с окислительным газогенератором (ГГ), замкнутой с восстановительным ГГ, открытой (незамкнутой) и даже такой экзотической