VI.Специальная часть.

При проектировании систем охлаждения высокотемпературных турбин требуется производить тщательные расчеты температурного состояния наиболее нагретых деталей – в частности рабочих лопаток. Существуют различные подходы проектированию их систем охлаждения.

Традиционный подход предполагает замену реальной лопатки ее эквивалентной гидравлической схемой. Для нее формируется система уравнений (1), описывающих гидравлическое сопротивление каждого участка лопатки.

1

Эти уравнения представляют собой уравнения Дарси-Вайсбаха, где коэффициенты гидравлического сопротивления определяются по результатам экспериментальных исследований. После этого производится гидравлический расчет холодной лопатки, и определяются расходы и числа Рейнольдса в каждом ее участке. Затем по экспериментальным уравнениям подобия (2) находятся граничные условия теплоотдачи.

2

Далее в результате последовательных приближений находится температура (подогрев) охлаждающего воздуха и температурное состояние лопатки.

По этой схеме, например, работает программный комплекс "COLD". Можно не использовать специальные программы, а для каждой схемы лопатки вручную сформировать систему уравнений и решить ее в какой-либо расчетной программе типа MATHCAD. Слабым местом этого подхода является то, что для адекватного моделирования рассчитывать температурное состояние лопатки (решать задачу теплопроводности) необходимо в трехмерной постановке, а граничные условия определяются в одномерной. Поэтому
сейчас этот подход считается уже устаревшим.

В настоящее время наибольшую популярность набирает другой подход, который основан на использовании численных методов. Реальная лопатка заменяется трехмерной геометрической моделью, на нее наносится сетка и с помощью метода контрольных объемов рассчитывается течение охлаждающего воздуха. Одновременно решается сопряженная задача теплообмена – определяется температурное состояние лопатки и подогрев воздуха в ее каналах. Так работают ANSYSCFX или Fluent. При реализации этого подхода основной сложностью является адекватное моделирование течения. Обычно это достигается измельчением сетки контрольных объемов и настройкой параметров используемых расчетных моделей (турбулентности, теплопереноса и т.д.). Для верификации используются результаты экспериментальных исследований.

Однако в системах охлаждения лопаток современных газовых турбин часто используют интенсификацию теплообмена, основанную, как известно, на генерации отрывных течений для разрушения пограничного слоя. Численное моделирование только гидродинамики отрывных течений является сложной задачей, решаемой в настоящее время с индивидуальной настройкой
и верификацией расчетных моделей. Расчет же теплоотдачи в отрывных течениях, где не соблюдается аналогия Рейнольдса (пропорциональность теплоотдачи и скорости течения) представляет гораздо более сложную задачу, которая на современном этапе может рассчитываться не просто неточно,
а даже неадекватно (т.е. результаты расчетов могут качественно не соответствовать действительности). Поэтому использовать этот подход при проектировании систем охлаждения с интенсификацией теплообмена следует с осторожностью.

Поэтому будет актуально предложить собственный метод свободный от недостатков вышеизложенных. Суть метода изложена в блок-схеме, приведенной на рис. 1. Данный метод будет основан на положении о том, что накоплен практический и экспериментальный опыт проектирования охлаждаемых лопаток турбин и нет необходимости разрабатывать систему охлаждения с чистого листа. Метод будет показан на примере проектирования рабочей лопатки турбины ГТУ ГТЭ-009. Предлагается следующая последовательность действий:

Рис.1. Блок-схема теплогидравлического расчета системы охлаждения лопатки

Выбор прототипа охлаждаемой лопатки. Так как температура газа перед турбиной у ГТЭ-009 достаточно велика (1450К), то основываясь на опыте проектирования можно предложить конвективную систему охлаждения с интенсификацией (см. рис. 2). Конструкция внешних обводов лопатки строится в расчете турбины на этапе профилирования (рис. 3).

Тепловой расчет лопатки. Как известно, температурное поле лопатки с внутренним конвективным охлаждением определяется процессом теплопередачи. Для его расчета необходимо задать граничные условия.

Рис. 2. Области применимости типов систем охлаждения

Рис. 3. Рабочая лопатка турбины

Они представляют собой, как правило, граничные условия 3-го рода, то есть температуру потока и коэффициент теплоотдачи со стороны горячих газов охлаждающего воздуха. Граничные условия со стороны горячих газов моно определить различными путями: выполнить теплообменную модель лопаточной решетки и определить их экспериментально; построить геометрическую модель решетки и определить численными методами в ANSYS-CFX или FLUENT (т.к. лопаточные решетки обтекаются снаружи безотрывно, то определение коэффициентов теплоотдачи численными методами будет достаточно точным [1]); можно воспользоваться данными, приведенными в работах [2,3] как на рис. 4.

а б

Рис. 4. Коэффициенты теплоотдачи по внешнему профилю турбинной лопатки по данным:

а – [3]; б – [2]

Температура горячих газов известна из теплового расчета турбины.

Граничные условия со стороны системы охлаждения определяются на основании опыта проектирования. Температура охлаждающего воздуха на входе в лопатку соответствует температуре воздуха в месте отбора (компрессор или вторичная зона КС) плюс подогрев в подводящих коммуникациях, который составляет 20-40К, либо минус охлаждение в специальном теплообменном аппарате, если он применяется. Коэффициенты теплоотдачи со стороны охлаждающего воздуха в первом приближении можно определить на основании следующих соображений: скорость воздуха в системе охлаждения составляет 100-150м/с; по формуле (3) определяется число Рейнольдса:

3

В первом приближении можно предположить лопатку с гладкими каналами системы охлаждения, тогда коэффициенты теплоотдачи находятся на основании формулы М.А.Михеева (4)

4

Тепловой расчет выполняется МКЭ, реализованном в программном пакете ANSYSMultiphysics. Если результат неудовлетворителен, то применяют интенсификацию теплообмена и коэффициенты теплоотдачи рассчитывают с учетом интенсификации по формуле (5):

5

В нашем случае применяем интенсификацию теплообмена в виде поперечных штырьков, увеличивающих коэффициент теплоотдачи в 2-3 раза. И расчет повторяют. Результат расчета лопатки со штырьками показан на рис. 5. Видно, что имеется значительный температурный градиент, который приведет к термическим напряжениям. Входная и выходная кромки требуют дополнительного охлаждения. Для охлаждения входной кромки используем отклоняющие поток воздуха пластины, которые будут реализовывать эффект натекания с коэффициентом интенсификации равным примерно 5.

Рис. 5. Температурное поле лопатки со штырьками.

Для охлаждения выходной кромки в ней будет осуществлен сброс охлаждающего воздуха в проточную часть. Результаты расчетов улучшенной лопатки показаны на рис. 6.

Рис.6. Поле температур улучшенной лопатки

Гидравлический расчет лопатки. Для реализации рассчитанного теплового состояния в лопатке должен быть обеспечен необходимый режим течения. Цель гидравлического расчета – подобрать геометрию каналов и перепад давления на лопатке для его реализации. Расчет производился в ANSYSCFX, геометрическая модель представляла собой полость каналов системы охлаждения и показана на рис.7.

Рис.7. Геометрическая модель системы охлаждения лопатки

Рис. 8. Поле скоростей в лопатке

Была использована расчетная модель «жидкая среда», рабочее тело – воздух, имеющий свойства, зависящие от температуры и давления; модель турбулентности – стандартная k-e, уровень турбулентности на входе в лопатку 5%; процессы теплообмена определялись граничными условиями третьего рода, рассчитанными в ANSYSMultiphysics ранее. Граничные условия: полное давление на входе в лопатку, соответствующее давлению в месте отбора воздуха с учетом потерь в коммуникациях, статическое давление на выходе, равное давлению в проточной части турбины, на стенках реализуется логарифмический профиль скорости. Результаты расчета показаны на рис. 8.

Получено, что имеющегося перепада давления на лопатке достаточно для реализации скорости воздуха в охлаждающих каналах»120 м/c, как было принято выше. Подогрев воздуха в лопатке составил 28 К и соответствует принятому ранее.

Список литературы:

1. А.Ф Захаров, Ю.А Ржавин. Газодинамический расчет осевого компрессора авиационных ГТД: Учеб. Пособие. Изд.2-ое/ КАИ. Казань 1979г 84 с.

2. Л.В Горюнов, А.С Лиманский. Проектирование турбомашин двигателей летательных аппаратов: Учеб. Пособие КГТУ им.А.Н Туполева 1994г 107 с.

3. Л.В Горюнов, А.В Ильинков, В.В Такмовцев. Расчет на прочность основных элементов ГТУ с использованием компьютерных технологии: Учебное пособие для курсового и дипломного проектирования Казань: Изд-во КГТУ им.А.Н Туполева 2008г. 108с.

4. Д.В Хронин. Конструкция и проектирование авиационных ГТД.Учебник для студентов. Изд-во Машиностроение.1989г. 368с.

5. Бодунов М.Н., Локай В.И., Щукин А.В. Термогазодинамический расчет охлаждаемого ГТД. Казань: КАИ, 1980. 47с

6. Бодунов М.Н., Лиманский А.С., Щукин А.В. Охлаждаемыелопатки газовых турбин. Казань: КАИ, 1991. 60с.

7. Бодунов М.Н., Лиманский А.С. Системы подвода охладителя к рабочим лопаткам. Казань: КАИ, 1989. 20с.

8. Горюнов Л.В., Лиманский А.С. Проектирование турбомашин двигателей летательных аппаратов. Казань: КГТУ им. Туполева, 1994. 107с.

9. Горюнов Л.В., Ильинков А.В., Такмовцев В.В. Прочностные расчеты по курсам турбомашин летательных аппаратов и энергетических установок. Казань: Изд. Казан. гос. техн. ун-та, 2005. 64с.

10. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991. 512с.

11. Максутова М.К., Тарасов В.Н. Проектирование турбомашин(компрессоры). Казань: КАИ, 1984. 63 с.

12. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 1981. 550с.

13. Щербаков М.А. Экспериментальное и численное определение теплового состояния рабочей лопатки турбины. М.А. Щербаков, Вестник двигателестроения №2/2013г.

14. Локай В.И., Бодунов М.Н., Жуйков В.В., Щукин А.В. Теплопередача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей. М.: «Машиностроение», 1985г, 287с.

15. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. Газовые турбины летательных аппаратов. М.: «Машиностроение», 1979г, 512с.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском: