close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Экспериментальные методы совершенствования характеристик газового тракта турбин газотурбинных двигателей..pdf

код для вставкиСкачать
Машиностроение
УДК 621.452.3
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ГАЗОВОГО
ТРАКТА ТУРБИН ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И.А.Кривошеев1, Е.В.Осипов2
Уфимский государственный авиационный технический университет,
450000, г. Уфа, ул. К.Маркса, 12.
Представлены разработанные экспериментальные методы совершенствования характеристик газового тракта
турбин газотурбинных двигателей (на примерах межтурбинного наклонного переходного диффузора с расположенной за ним турбиной, турбины с боковым радиальным подводом газа, турбины с радиальным и тангенциальным подводом газа из тороидального и улиточного каналов).
Ил. 19. Табл. 1. Библиогр. 11 назв.
Ключевые слова: переходной диффузор; система «переходник – сопловой аппарат»; наружный и внутренний
обводы; расходная характеристика; препарирование модели; подводящая улитка; углы атаки; радиальный и
тангенциальный подвод газа к турбине.
EXPERIMENTAL METHODS TO IMPROVE CHARACTERISTICS OF FLUE GAS PATH OF TURBINES OF GAS
TURBINE ENGINES
I.A. Krivosheev, E.V. Osipov
Ufa State Aviation Technical University,
12 C.Max St, Ufa, 450000.
The authors present designed experimental methods to improve the characteristics of turbines flue gas path of gas turbine engines (on examples of interturbine inclined transition diffuser with a turbine located behind it, a turbine with side
radial gas supply, a turbine with radial and tangential gas supply from toroidal and volute paths).
19 figures. 1 table. 11 sources.
Key words: transition diffuser; system «adapter – nozzle apparatus»; inner and outer outlines; flow characteristic; model
preparation; lead volute; angles of attack; radial and tangential gas supply to the turbine.
Введение
Для создания высокоэкономичных авиационных
двигателей и снижения их массы необходимо оптимизировать параметры (в т.ч. геометрические) их элементов и узлов. Анализ конструкции современных газотурбинных двигателей (ГТД) показывает, что во
многих ГТД (особенно с большой степенью двухконтурности) между турбинами (высокого давления и вентилятора) используется наклонный межтурбинный
переходной диффузор, соединяющий турбины на разных диаметрах [1]. Такой диффузор оказывает большое влияние на характеристики расположенной за
ним турбины (в турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) это обычно турбина вентилятора (ТВ)),
что влияет на экономические и эксплуатационные показатели ГТД. Требование уменьшения массы ГТД
приводит к необходимости сокращения его длины. В
этом случае проектные средние диаметры турбин сохраняются, а наклон переходного диффузора увеличивается, что ухудшает газодинамические характеристики примыкающей на выходе турбины и самого
диффузора [2].
В конвертированных авиационных, а также в перспективных ГТД нетрадиционных схем используются
турбины с несимметричным «боковым» подводом газа. В этих ГТД существуют проблемы обеспечения
высокой эффективности подводящего патрубка (улитки) совместно с примыкающей к нему турбиной.
Таким образом, на этапе проектирования при
формировании облика перспективных ГТД, в т.ч. нетрадиционных схем, большое значение имеет выбор
конструктивной схемы подвода газа к турбине, от которой в большой мере будет зависеть экономичность
вновь создаваемого ГТД.
1. Состояние вопроса
В настоящее время накоплено достаточно знаний,
связанных с течением газа в элементах ГТД, изучены
явления отрыва потока, поведение отрывных и безотрывных нестационарных пограничных слоёв [3-5] и
др., что позволило разработать ряд методов расчёта
диффузоров [6-8]. При этом достигнута высокая точность совпадения результатов расчёта с экспериментом. Вместе с тем, расчёт межтурбинного наклонного
переходного диффузора в ГТД с расположенными
внутри силовыми стойками и обтекателями коммуникаций, с закруткой потока на входе требует совершенствования. Такой расчет невозможен по одномерным
методикам и вызывает сложности в получении близкого решения к физическому эксперименту в трёхмерных расчётах. Поэтому на сегодняшний день для определения аэродинамических характеристик и изучения структуры течения газового потока в аналогичных
______________________________
1
Кривошеев Игорь Александрович, доктор технических наук, профессор, тел.: 89033118102, e-mail: krivosh@sci.ugatu.ac.ru
Krivosheev Igor Alexandrovich, Doctor of Technical Sciences, professor, tel.: 89033118102, e-mail: krivosh@sci.ugatu.ac.ru
2
Осипов Евгений Владимирович, младший научный сотрудник, тел.: 89033671893, e-mail: evgeny.osipov@mail.ru
Osipov Evgeny Vladimirovich, junior research worker, tel.: 89033671893, e-mail: evgeny.osipov@mail.ru
206
ВЕСТНИК ИрГТУ №2 (42) 2010
Маш
шинострое
ение
конструкциях использую
ются эксперииментальныее исследования [9,10].
На сегод
дняшний день достаточноо хорошо изуччены
проблемы течения газа в переходны
ых диффузорах, в
том числе разработаны
р
методы оптиимального профилирования его обводоов, позволяю
ющие создаавать
диффузор с минимальны
ыми потерямии энергии. Од
днако
в большинсстве случаев физические явления, прротекающие в наклонном
н
пеереходнике, изучены обоособленно, без учета
у
примыккающей к нем
му на выходее турбины, в то время как накл
лонный перехходник оказы
ывает
влияние на турбину, а туурбина создаает подпор поотока
и влияет наа характерисстики переход
дника. В свяязи с
этим, актуал
льным является изучениее влияния фоормы
обводов накклонного переходного диф
ффузора на газодинамическиие характериистики распол
ложенной за ним
турбины и на характерристики самоого переходнника.
Внутри перреходника чаасто размещ
щаются силоовые
стойки и об
бтекатели трруб подвода--отвода масл
ла и
воздуха, окаазывающие влияние
в
на его
е газодинам
мические характтеристики и примыкающуую ТВ. Изучение
данного воппроса становиится еще бол
лее актуальным в
связи с нал
личием практтически во вссех современных
ГТД не осеввого выхода потока из вы
ысоконагружеенной
турбины и, в результатее, наличия заакрутки потокка на
входе в перееходник.
Анализ публикаций
п
п несимметрричному боковому
по
подводу газза к турбинее показывает недостаточчную
изученностьь данного воопроса и отссутствие едииного
решения проблемы. В результате
р
поочти каждый случай применения турбины с боковым
м подводом газа
требует выпполнения отд
дельных затрратных расчеетноэксперименттальных иссследований по оптимизации
улитки для уменьшенияя погеометрии подводящей
п
терь в ГТД. В связи с этим, актуальнной задачей являя
ется разраб
ботка универссального меттода уменьшения
потерь в туррбине с бокоовым подводоом газа, не завиз
сящим от поодводящей ул
литки.
В частноости, несмоттря на наличие обширныхх исследований по выбору конструктивных схем ГТД
Д, на
сегодняшнийй день практтически отсуттствует инфоормация о газодинамической эффективноости радиалььного
и тангенциаального подвоода газа к туурбине в расспределяющий по
п окружности тороидальнный либо улииточный канал. Знания
З
об эф
ффективностии различных схем
подвода газа к турбине позволят
п
на начальной
н
стадии
проектироваания выбратьь верную сххему, от котторой
будет зависсеть экономичность вновьь проектируеемого
ГТД.
2. Эксп
перименталь
ьный метод совершенсттвования ха
арактеристикк наклонного
о переходногго
диффузора
а с располож
женной за ни
им турбиной ГТД
Эксперииментальные исследоваания выполннены
одним из аввторов (Осипоов Е.В.) в НП
ПКГ «Машпрооект»
на аэродинаамическом стенде
с
для исследований
и
й характеристик модельных и натурных сборочных
с
единиц
ледованиях была
б
исполььзована типиичная
ГТД. В иссл
при проектировании и дооводке ГТД поостановка зад
дачи,
когда диамеетральные и осевые разм
меры на вхооде и
выходе из исследуемого
и
о участка прооточной частии яв-
ляю
ются фиксироованными, иззменяются форма
ф
и гео-метр
рические размеры рассм
матриваемогго элемента..
Для испытаний межтурбинног
м
го наклонного
о переходно-го диффузора
д
вм
месте с прим
мыкающим на
а выходе со-пловвым аппараттом (СА) ТВ, широко при
именяемым в
совр
ременных ТР
РДД, в качеестве источн
ника сжатогоо
возд
духа использзована стенд
довая турбоввоздуходувкаа
ТВ-1
175-1,6. Турб
бовоздуходуввка обеспечивает номи-налььный режим
м работы объекта исследованийй
(λ = 0,376) , спроектированнного с коэф
ффициентом
м
моделирования KL=4,2.
Для решенияя задач иссл
ледований бы
ыла разрабо-тана
а модель меж
жтурбинного переходного
о диффузораа
вмессте с СА ТВ (рис. 1), сосстоящая из входного
в
уст-ройсства 1, наруж
жного и внутрреннего обвод
дов переход-ника
а 2, образованных четыррьмя варьирууемыми про-ставвками (участкки 1-4), и выхходного участтка 3. На вы-ходе
е из переход
дника в выход
дном участке
е установленн
смод
делированны
ый СА ТВ 7, на входе – аппарат за-круттки потока 6.
6 Внутри пеереходника расположено
р
о
шессть силовых стоек
с
4 и три обтекателяя коммуника-ций 5. Эксперим
ментальная усстановка на аэродинами-ческком стенде пооказана на риис. 2. На рис. 3 представ-лены
ы схемы иссл
ледованных ввариантов.
Рис. 1. Модель межтурб
бинного перех
ходника
вместе с СА ТВ
Ри
ис. 2. Экспери
иментальная установка пе
ереходника
вместе с СА
А ТВ на аэрод
динамическом
м стенде
Исследуемый межтурбиннный наклонн
ный переход-ник имеет следуующие харакктеристики: степень
с
диф-орности Fвых / Fвх = 2,1 , относителььная длинаа
фузо
у
раскрыттия эквивале
ентного диф-L Д / Dнар = 1,1 , угол
В
ВЕСТНИК
ИрГТУ №2
№ (42) 2010
207
7
Маш
шинострое
ение
фузора α Э = 29° , угол потока на вхходе α = 20° (от
оси ГТД). В исследованииях проведены
ы измерения полного давленния на входе,, выходе из переходника и за
СА, углов поотока на входее и выходе изз переходникаа.
фиксировано у коорня канала, на периферии же спрям-лени
ие потока отссутствует.
Ри
ис. 4. Углы пот
тока по высо
оте проточно
ой части на
входе и вы
ыходе из накло
онного перех
ходника
(λ2=0,37-0,38)
На рис. 5 прредставлены зависимости
и коэффици-ента
а восстановл
ления полногго давления переходникаа
σ2-3 от режима дл
ля трех вариаантов комбин
нации стоек и
обте
екателей внуттри проточноой части. На номинальном
н
м
режиме (λ2=0,376) σ2-3 составвил в исходн
ной конструк-ции 0,979, в варрианте толькоо со стойкам
ми 0,9825 и в
вари
ианте без стооек и обтекатеелей 0,984.
Рис. 3. Схемы иссл
ледованных вариантов
в
п
переходного
д
диффузора
с СА ТВ
Измеренние полного давления
д
на входе в перееходник и выход
де из СА осущ
ществлялосьь с помощью 21 и
15-точечнойй шаговых грребенок. Углы
ы потока изм
мерялись при поомощи дистаннционно упраавляемого коомбинированногоо пневмонасаадка с аэрод
динамическим
м угломером.
На рис. 4 представлеено распредееление по вы
ысоте
проточной части
ч
углов входа
в
и выхоода потока изз наклонного пеереходного диффузора.
д
Осредненные по
высоте канаала углы состтавили: на вхходе 22°, на выхов
де из перехходника в яд
дре потока 20°
2 и в след
де от
стойки 15°. Установленоо, что за счетт обводов сппрямление потокка практическки отсутствуеет. За счет стоек
с
углы потока в корне умееньшились прримерно на 10°, в
середине каанала на 5°, от середины к периферии
практически не изменил
лись. Это сввидетельствуует о
частичном спрямлении
с
потока в перехходнике стойками
и обтекател
лями, причём наибольшеее спрямлениее за-
208
Рис
с. 5. Зависимо
ость коэффи
ициента восст
тановления
полн
ного давлени
ия переходникка с различной
й комбинацией стоек и обтеекателей в пр
роточной час
сти от привед
денной скороссти на входе
Перед начал
лом эксперим
ментальных исследованийй
по оптимизации
о
наклонного переходного
о диффузораа
были разработанны четыре его варианта с различнымии
обво
одами – вариианты 2-5. В ходе исслед
дований раз-рабо
отаны дополннительные ваарианты – 1а
а, 2а, 3а, 3б и
3в (ссм. рис. 3). Вариант
В
1 сооответствует исходной кон-струукции, имеющ
щей угол рааскрытия экввивалентногоо
диф
ффузора α Э =29°. По лиитературным источникам
м
этотт угол не доолжен превы
ышать 20° [11]. Согласноо
этом
му, а также экспериментальным иссследованиям
м
исхо
одной констррукции, условвиям постоянной длины и
В
ВЕСТНИК
ИрГТУ №2
№ (42) 2010
Маш
шинострое
ение
площади наа входе и вы
ыходе из пеереходника, были
б
разработаны
ы варианты 2-5
2 с тенденцией к поджаатию
проточной части или умееньшению кол
льцевой площ
щади
FК и угла αэ (рис. 6 а, б). При расчетаах кольцевой площади было учтено уменньшение плоощади в обл
ласти
стоек и обтеекателей (об
бозначены веертикальнымии линиями). В ваарианте 2 мааксимально уменьшен
у
угоол αэ
во 2-й половвине переход
дника. На оснновании иссл
ледований исход
дного вариантта 1 внутреннний обвод спрроектирован выппуклым, с «ц
цилиндрическким» участком на
выходе длинной LЦ ≈ (0, 12 ÷ 0,15) L Д (имеет «плооскую
площадку») (рис. 7). Было
Б
предположено, что это
должно вырровнять потокк перед СА и обеспечитьь меридиональный угол на вхходе в СА, бл
лизкий к оси ГТД.
В варианте 3,
3 по сравненнию с варианттом 2, выполнено
более плавнное поджатиие потока наружным обвоодом
на большей его протяженнности. В варрианте 4 (см. рис.
3) обеспечеен максималььно допустим
мый угол αэ, равный 20º на всей
в
длине, за
з исключением области стоек
с
и обтекателей, где αэ мееньше 20º. В варианте 5 реализована «пперекрыша» на входе в переходник для
уменьшенияя диффузорности и скороости потока перед
стойками и обтекателям
ми. Во второйй половине переп
ходника за счёт
с
поджатияя обводами уменьшен
у
угоол αэ.
ходн
ной характерристике вариаанта 3 и исходной конст-рукц
ции.
Рис. 7. Вар
рианты 2 и 3 проточной части
ч
переходн
ника
Ри
ис. 8. Расходн
ные характер
ристики иссле
едованных
вар
риантов перееходника в сисстеме «перех
ходник – СА»
а
б
Рис. 6. Изменение
И
кол
льцевой площ
щади (а) и углаа
раскрыт
тия эквивалеентного дифф
фузора (б) по
о
длине переходника
п
На рис. 8 представлены расходные характериистидника с СА ТВ
В. Из
ки исследованных вариантов переход
графика вид
дно, что наил
лучшими являяются варианнты 2
и 3, линии кооторых прохоодят выше иссходной конструкции (варианнт 1). На рисс. 9 приведеены поля пол
лных
давлений заа СА по высотте канала дляя лучшего по рас-
Рис
с. 9. Поле полн
ного давления
я за СА по вы
ысоте канала
на режиме λ2=
=0,37-0,38
В
ВЕСТНИК
ИрГТУ №2
№ (42) 2010
209
9
Маш
шинострое
ение
Провал полного давл
ления на отноосительной высов
те лопатки h ≈ 0 − 0,5 был
б
устранен, что позвол
лило
получить бл
лагоприятное распределенние поля пол
лного
давления поо всей высоте лопатки. В периферийной
части СА пооле полного давления пррактически нее изменилось и совпало с исходной коонструкцией. Повторно измееренное полее полного даввления за СА
А (вариант 3, поввтор) совпалоо с вариантом 3, что подттверждает точноость эксперим
ментов.
Зависим
мости, привед
денные на риис. 10, показзывают, что эффективность варианта 3 практически во
всём диапаззоне исследоованных режиимов выше иссходной конструукции, что таакже было подтверждено
п
о повторными исспытаниями (вариант 3, повтор).
п
Коэф
ффициент воссттановления полного
п
давл
ления варианнта 3
на номинал
льном режим
ме (осреднённный по криивым
двух испытааний) увеличчился по сраавнению с иссходным варианттом на 0,6%.
3. Экспериментальный
й метод сове
ершенствова
ания характе
еристик турб
бины с боков
вым радиал
льным подв
водом газа
Исследованиия турбины с боковым радиальным
м
подвводом газа, предназначен
п
нной для испо
ользования в
конввертированны
ых авиационнных и нетр
радиционныхх
схем
мах проточноой части персспективных ГТ
ТД, выполне-ны на
н натурном СА в условииях номиналььного режимаа
рабо
оты.
Для исследоований была создана экспперименталь-ная установка (ррис. 11), состоящая из сменного СА 1,,
вход
дной улитки турбины 2, л
левой и праввой жаровыхх
труб
б 4 и их кожуухов 3, выход
дной части ко
омпрессора 5
и пе
ереходников, соединяющ
щих стендовы
ый ресивер с
уста
ановкой 6.
Объектами исследований
и
й являются СА в исход-ном и модерниззированном иисполнениях.. На рис. 122
пред
дставлен СА
А в исходном
м исполнении
и (а – схемаа
нате
екания потокаа на лопаткии, б – средни
ие расчётныее
углы
ы натекания потока на л
лопатки). Кон
нструктивныйй
угол
л входа αок сооставляет 880.
Модернизироованный СА состоит из тр
рёх групп ло-пато
ок с различнными конструуктивными угглами входа::
верххняя группа – 10 лопаток с αок=880, ле
евая группа –
18 лопаток
л
с αокк=550 и праваая группа – 18 лопаток с
αок=1150 (рис. 133). В модерниизированном СА площадьь
прохходного сечеения F и угоол выхода по
отока α 1 ос-тали
ись неизменными, соответствующими
и исходномуу
Рис. 10. Зави
исимость коээффициента восстановлеения
полного дав
вления систеемы «переход
дник – СА» от
т режим
ма работы
csin (a / t ) = const
c
СА: F = constt , α 1 = arc
. Сте-пеньь расширенияя газа от полного давлени
ия на входе в
СА до
д статическоого давленияя на выходе в обоих вари-анта
ах РО СА/В=1,446.
Рис. 11. Эксп
перименталь
ьная установка турбины с боковым рад
диальным подводом газа
210
В
ВЕСТНИК
ИрГТУ №2
№ (42) 2010
Маш
шинострое
ение
Измеренние полного давления на входе в СА осуществлялось с помощью
ю 9 приемникоов полных даавлений (по 3 наа каждой групппе лопаток), закрепленны
ых на
лопатках и выставленных
в
х перпендикуулярно потокуу.
В ходе исследований аэродинам
мических хараактеристик турбины и оптимизации консттрукции выпоолнены теоретичческие и эксспериментальные исслед
довауглы
ния. По пол
лученной фоормуле (1) определены
о
атаки на леввую и правую
ю половины иссходного СА (рис.
12, а, б).
⎛
⎛ G ⋅ ( Θ − 40 ) ⎞ ⎞
⎟,
ii исх = α 0 K − ⎜ 90 − arrctg ⎜
(1)
⎜ 360 ⋅ ρ ⋅ C ⋅ F ⎟⎟ ⎟
⎜
a i ⎠⎠
⎝
⎝
где α 0 K – конструктивны
к
ый угол входа СА, α 0 K = 88°;
ного и модеррнизированноого СА. В каччестве пара-ходн
метр
ра, характерризующего эф
ффективностть, использо-ван коэффициеннт скорости φ . На рис. 16 для обоихх
вари
иантов СА прриведены зависимости φ от степении
расш
ширения в СА
А:
ϕ = f (P0∗ СА B ) . В раасчётной точ--
ке ϕ увеличилсся на 1,1%. П
По приросту ϕ определе-но повышение
п
К
КПД
первой ступени
трёххступенчатой турбины
∆η1∗ CT и всейй
∆η ∗T . Параметры, харак--
тери
изующие эфф
фективность турбины с исходным и
модернизированным СА, и иих сопоставл
ление приве-дены
ы в таблице.
G – расходд газа через турбину, кг/сс; Θ – окруж
жной
угол, град; ρ – плотностть рабочего тела,
т
кг/м3; Ca –
осевая скоррость, м/с; Fi площадь проточной чассти в
характерном
м сечении под
дводящей пол
луулитки, м2.
Повышеение КПД СА определено по
п формуле
2
2
(2)
∆η СА
С = ϕ СА м − ϕ СА исх .
Рисс. 13. Модерни
изированный СА
Рис. 12. Исхходный СА: а – схема натеекания потокаа на
лопатки; б – средние раасчётные угл
лы натекания
я потока на
н лопатки
Полученнное распред
деление угловв атаки по оккружности исходного и модеррнизированноого СА приведено
на рис. 14. По
П результаттам сравнительных испыттаний
характеризуующие эффективпостроены зависимости,
з
ность обоих вариантов СА
С (рис. 15, 16). Оценка прропускной спосообности вариантов выпол
лнена по рисс. 15,
на котором представлены зависимоссти относител
льного расхода от степени расширения
р
в
воздуха
в СА
А. Из
рисунка видно, что в рассчётной точкее (степень раасширения P0∗ СА B = 1, 46 ) прропускная споособность моодернизированноого СА на 1,,6% больше, по сравнению с
исходным вариантом,
в
ч свидетел
что
льствует о более
эффективноом срабатываании перепад
да давления в его
межлопаточных каналахх. Последнее достигнутоо за
счёт уменьш
шения потерь полного давл
ления, связанных
с отрывом потока при бол
льших углах атаки.
Проведеена расчётнаая оценка эф
ффективностии ис-
Рис. 14. Углы
ы атаки по окр
ружности исх
ходного и
м
модернизиров
ванного СА
В исследовааниях радиал
льного и танггенциальногоо
подввода газа к турбине
т
в распределяющий по окруж-ностти тороидалььный либо улиточный кана
алы, предна-значченные для использовани
и
ия в турбинахх конвертиро-ванн
ных авиационнных и в нетррадиционныхх схемах пер-спекктивных ГТД, в качестве источника сжа
атого воздухаа
испо
ользована сттендовая туррбовоздуходуувка ТВ-175--
В
ВЕСТНИК
ИрГТУ №2
№ (42) 2010
211
Маш
шинострое
ение
Наименоввание
Относительн
О
ный
р
расход
Уссловн. обозн., размерность
G T0 Р
P0 CA FCA
,
кгг К
с кгс
Исходный
( xи )
Модерн.
М
( xм )
∆, %
( xм − xи )100
0,33465
0,3520
0
—
1,5
59
∆, %
[( xм − xи )
xи ]100
Коэффициентт
К
с
скорости
К
КПД
первой
с
ступени
φ
0,,940
0,951
1,1
1,17
η1 СТ
0,,843
0,853
1,0
1,19
К
КПД
турбины
ы
ηТ
0,,907
0,910
0,3
0,3
33
1,6. Для иссследований была созданна модель, покап
занная на риис. 17. Модел
ль препарироована приемнниками полного и статическогго давления.
Рис. 155. Расходные характерист
х
тики исходногго и
модернизир
рованного СА ГТД
Рис. 16. Коэффициен
нты скорости
и исходного и
модерниззированного СА
С
212
4. Экспери
иментальный
й метод улуч
чшения хара
актеристик ту
урбин за счеет оптимизац
ции схемы
подводаа газа
Модель состтоит из входнного участка 1,
1 задней 2 и
пере
едней крышеек 3, цилиндрического корпуса с двумяя
патр
рубками 4, вннутреннего об
бтекателя 5, радиальногоо
6 и тангенциальн
т
ного патрубкоов подвода ра
абочего телаа
7, диска
д
с отвеерстиями, им
митирующими
и проходныее
сече
ения первого СА 8, кривоолинейных об
бразующих 9,,
уста
анавливаемых для получеения улиточно
ого канала.
В ходе исследований аэродинамичесских характе-ристтик выполненны исследоваания радиал
льного и тан-генц
циального подвода воздухха в распред
деляющий поо
окруужности торооидальный, уулиточный и промежуточ-ный каналы.
На рис. 18 приведено
п
срравнение гра
афиков испы-тани
ий модели с тангенциальным подводо
ом воздуха и
трем
мя типами рааздающего каанала. Кривая, соответст-вующая испытаннию 20 («краайняя улитка»
»), лежит су-щесственно вышее остальных – испытания 12 («тор») и
15 («промежуточ
(
чная улитка»). Это свидеттельствует о
меньших потеряхх полного даавления при подводе
п
воз-духа
а с помощью улиточного кканала. Разница по вели-чине
е σ составляеет примерно 00,5% при λвх=0,11.
=
На рис. 19 приведены
п
гррафики, из ср
равнения ко-торы
ых можно сдеелать вывод,, что при тангенциальном
м
подвводе воздухаа – испытаниее 20 («крайняяя улитка») –
σ зн
начительно больше,
б
чем при радиальном подводее
– исспытание 10 («тооридалььный канал»). Разница поо
вели
ичине σ состаавляет примеерно 1,0% при
и λвх=0,11.
Эксперименттально исслеедован харакктерный дляя
совр
ременных ТР
РДД межтурб
бинный наклонный пере-ходн
ной диффузоор, имеющийй большую степень
с
диф-фузо
орности, угол
л раскрытия эквивалентн
ного диффу-зора
а и приведенную скоростьь на входе, с расположен-ным
ми внутри стоойками и обттекателями. Установлено,
У
,
что относительные потерри полного
о давленияя
∆ P = (1 − σ ) ⋅100%
% в подобны
ых переходниках состав-ляю
ют около 2,0%
%, потери от сстоек и обтека
ателей 0,5%,,
из них
н 0,35% внносят обтекаатели. Экспериментальноо
выявлено сильное влияние наклонного переходникаа
на характеристи
ки располож
х
женного за ни
им СА и тур-бины
ы в целом. При
П наличии кконических об
бводов пере-ходн
ника в корневой части СА
А обнаружен сильный от--
В
ВЕСТНИК
ИрГТУ №2
№ (42) 2010
Маш
шинострое
ение
Рис. 17. Эксперимен
нтальная уст
тановка вход
дного устройс
ства турбин
ны с радиальн
ным и танген
нциальным
подводом
м воздуха в тороидальный
т
й либо улито
очный каналы
ы
рыв потока, приводящийй к большим потерям в сиистеме «переход
дник – СА». Выполнениее обводов кооноидальной формы и созданние «цилиндррического» уччастка внутренннего обводаа на выходее из диффуузора
ние с
LЦ ≈ (0,12 ÷ 0,15) LД , а также плавное его сопряжен
внутренней полкой СА при
п одноврем
менном подж
жатии
потока наруужным обвод
дом позволиили существвенно
уменьшить меридиональьные углы теечения на выходе
из наклонноого переходниика и в СА. В результате был
устранен прровал поля полного
п
давл
ления за СА
А, зафиксированный в исходной конструккции с коничеескими обводам
ми, и выровнеено поле по всей высотее лопатки. При этом
э
потери полного давл
ления наклоннного
переходникаа вместе с СА
С на номинальном реж
жиме
снизились на
н ∆ P = 0,6%
етодика проф
фили% . Новая ме
рования обвводов наклоннного перехоодника позвол
лила
повысить эф
ффективностьь не только СА,
С но и всейй турбины за счётт улучшения поля полногоо давления в корневой части турбины.
Рис. 19. Иззменение σ в зависимости
и от λ при
тангенциальн
т
ном и радиальном подводе
е воздуха,
соответсственно в крайнюю улиткку (20)
и тороидальны
т
ый канал (10)
Вывод
ды
Исследованиия характерисстик наклонного переход-дами и углом раскрытияя
ника
а с коноидал
льными обвод
экви
ивалентного диффузора α Э ≈ 30° по
оказали, чтоо
умен
ньшение α Э не приводитт к понижению потерь, изз
Рис. 18. Изменение σ в зависимост
ти от λ при тант
м подводе возздуха в промеежуточную ул
литгенциальном
ку (15), крайн
нюю улитку (20)
(
и тороид
дальный канал
л (12)
чего
о следует, чтоо даже при б
больших α Э (до
( 30º) в ко-ноид
дальном переходном диф
ффузоре могуут отсутство-ватьь сильные отррывы потока и большие по
отери.
Разработан универсальный метод повышенияя
эфф
фективности турбин
т
с бокоовым радиал
льным подво-дом газа, преднаазначенных д
для использо
ования в кон-верттированных авиационных
а
х и нетрадиц
ционных схе-мах перспективнных ГТД, нее требующий
й измененийй
подвводящего канала к турбиине за счет примененияя
перввого СА турб
бины с разными группами лопаток, ко-торы
ые отличаюттся конструкктивными угл
лами входа..
Подстройка лопааток СА под
д углы выход
да потока изз
подвводящей улиттки позволяет свести к ми
инимуму углы
ы
атакки на лопаткаах, повысить пропускную способностьь
∗
СА и увеличить КПД
К ступени турбины на ∆ηCT
≈ 1%.
В
ВЕСТНИК
ИрГТУ №2
№ (42) 2010
213
3
Машиностроение
Экспериментально определена наилучшая схема
подвода газа к турбине, используемой в составе конвертированных авиационных и в нетрадиционных
схемах перспективных ГТД. На модели исследованы
радиальный и тангенциальный подводы воздуха к
турбине через распределяющий по окружности тороидальный и улиточный каналы. Установлено, что при
тангенциальном подводе коэффициент восстановле-
ния полного давления «улиточного» канала на 0,5%
больше по сравнению с «тороидальным» каналом.
При тангенциальном подводе воздуха коэффициент
восстановления полного давления больше, чем при
радиальном на 1,0%. Таким образом, установлено, что
наилучшей является схема с тангенциальным подводом газа к турбине с использованием улиточного канала.
Библиографический список
7. Хокенсон Г. Расчёт оптимальных диффузоров обратным
1. Скибин В. А., Солонин В. И. Работы ведущих авиадвигаметодом и его экспериментальное подтверждение // Теоретелестроительных компаний по созданию перспективных
тические основы инженерных расчётов. 1979. №4. С. 186авиационных двигателей (аналитический обзор). М.: ЦИАМ,
191.
2004. 424 с.
8. Харша П.Т., Глассман Х.Н. Анализ турбулентного безот2. Гоголев И.Г., Дроконов А.М. Аэродинамические характерывного течения в дозвуковых диффузорах // Теоретические
ристики ступеней и патрубков тепловых турбин. Брянск:
основы инженерных расчётов. 1976. №2. С. 287-289.
Брянское областное изд-во «Грани», 1995. 258 c.
3. Телионис Д.П. Отрывные и безотрывные нестационарные
9. Экспериментальное исследование двухступенчатого турпограничные слои. Обзор // Теоретические основы инженербинного отсека с переходным патрубком между ступенями /
ных расчётов. 1979. №1. С. 142-161.
И.Г.Гоголев [и др.] // Теплоэнергетика. 1984. №7. С. 62-64.
4. Симпсон Р.Л. Обзор некоторых явлений, возникающих при
10. Шерстюк А.Н., Соколов А.И., Чижов В.В. и др. Исследоотрыве турбулентного потока // Теоретические основы инвание аэродинамики переходных патрубков прямоточных
женерных расчётов. 1981. №4. С. 131-149.
ГТУ на базе турбореактивных двигателей // Теплоэнергети5. Чжен П. Отрывные течения. М.: «Мир», 1972. Т.1. 300 c.
ка. 1980. №3. С. 38-40.
6. Строн Р.К., Клайн С.Дж. Метод расчёта плоских и осесим11. Довжик С.А., Морозов А.И. Исследование кольцевых
метричных диффузоров, основанный на определении западиффузоров осевых турбомашин // Промышленная аэродиса по отрыву // Теоретические основы инженерных расчётов.
намика. М.: Оборонгиз, 1961. №20.
1983. №1. С. 115-121.
УДК 621
ПРОБЛЕМА ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК И РАЗРАБОТКИ
КОНСТРУКЦИИ ФЛАНЦЕВОГО СОЕДИНЕНИЯ ЭЛЕКТРОПОГРУЖНЫХ НАСОСОВ
С ПОВЫШЕННОЙ НАДЕЖНОСТЬЮ
О.В.Репецкий1, Фан Ван Туан2
1
Байкальский государственный университет экономики и права,
664015, г. Иркутск, ул. Ленина, 11.
2
Иркутский государственный технический университет,
664074, г. Иркутск, ул. Лермонтова, 83.
Приведены аварийные статистики электропогружных насосов по нефтегазовой технике и выявлены случаи, связанные с фланцевыми соединениями. Приведены задачи исследования прочностных характеристик и разработки
конструкции фланцевого соединения электропогружных насосов методом конечных элементов.
Ил.4. Табл. 2. Библиогр. 10.
Ключевые слова: резьбовые соединения; фланцевые соединения; метод конечных элементов.
THE PROBLEM TO STUDY STRENGTH CHARACTERISTICS AND THE DEVELOPMENT OF THE FLANGED JOINT
CONSTRUCTION OF ELECTROLOADING PUMPS WITH IMPROVED RELIABILITY
O.V.Rеpetsky, Phan Van Tuan
Baikal State University of Economics and Law
11 Lenin St., Irkutsk, 664015.
Irkutsk State Technical University
83 Lermontov St., Irkutsk, 664074
The authors present emergency statistics of electroloading pumps in oil-and-gas machinery and detect accidents connected with flange joints. The authors show the tasks of strength characteristics study and the development of flange
joint construction of electroloading pumps by the finite element method.
4 figures. 2 tables. 10 sources.
Key words: threaded joints; flanged joints; finite element method.
___________________________
1
Репецкий Олег Владимирович, доктор технических наук, профессор.
Rеpetsky Oleg Vladimirovich, Doctor of Technical Sciences, Professor.
2
Фан Ван Туан, аспирант, тел: 89246038966, e-mail: doctor_tuanphv@yahoo.com
Phan Van Tuan, postgraduate student, тел: 89246038966, e-mail: doctor_tuanphv@yahoo.com
214
ВЕСТНИК ИрГТУ №2 (42) 2010
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа