Библиографическое описание:

Салимова И. И., Сенюшкин Н. С., Рожков К. Е., Белобровина М. В. Работа турбины авиационного ГТД в условиях повышенной температуры воздуха за камерой сгорания и нарушенного охлаждения рабочей лопатки // Молодой ученый. — 2015. — №7. — С. 204-208.

В связи с значительной теплонапряженностью современных газотурбинных двигателей большое значение имеет эффективная работа системы охлаждения горячих элементов двигателя, особенного рабочих лопаток турбин. К сожалению, эксплуатационные факторы могут привести к полному или частичному отказу системы охлаждения. Одним из возможных вариантов отказа является забивание и частичная блокировка каналов конвективно-пленочного охлаждения рабочих лопаток, что связано с работой в запыленной среде и малыми размерами каналов. В связи с этим моделирования частично отказавшей системы охлаждения является актуальной задачей.

В охлаждаемых воздухом сопловых и рабочих лопатках турбин снижение их температуры относительно температуры омывающего их газа происходит посредством либо внутреннего конвективного, конвективно-пленочного или проникающего (пористого) охлаждения.

При внутреннем конвективном охлаждении лопаток охлаждающий воздух, протекающий по специально выполненным каналам внутри лопатки, нагреваясь, отводит от нее тепло в проточную часть турбины.

При конвективно-пленочном охлаждении воздух выдувается через специально выполненные прорези (щели) или отверстия в стенке лопатки, создавая защитный слой между газом и поверхностью лопатки. Слой охлаждающего воздуха, обтекая некоторый участок профиля лопатки, по пути размывается газом, поэтому ряды подобных прорезей или отверстий, через которые вводятся новые порции охлаждающего воздуха, располагают в тех местах профилей, где пленка еще не размыта. Очевидно, что пленочному охлаждению предшествует конвективное, ибо прежде чем попасть на поверхность лопатки, охлаждающий воздух течет по внутренним каналам, отнимая от лопатки тепло. Поэтому в таких лопатках роль конвективного охлаждения соизмерима с заградительным. Так как давление газа, обтекающего лопатки, неодинаково по обводу профиля, то для требуемого условия охлаждения распределения охлаждающего воздуха по поверхности лопатки создают отделенные друг от друга полости, через которые подводят воздух к различным участкам профиля. С целью экономии расхода воздуха высокого давления на охлаждение лопаток в полость, примыкающую к выходной кромке иногда подают воздух, отбираемый из промежуточной ступени компрессора.

В рамках исследования данной задачи, выполнен тепловой расчет в программе вычислительной гидрогазодинамики, методом конечных элементов. В качестве исходных данных была взята рабочая лопатка турбины низкого давления газотурбинного авиационного двигателя и система ее охлаждения, в условиях нарушенной работы каналов охлаждения в условиях запыленности.

Для проведения расчетов были построены трехмерные модели рабочей лопатки с полностью работающими каналами и с каналами перекрытыми препятствиями. Вокруг модели лопатки были сформированы рабочие области и сгенерирована неструктурировнная расчетная сетка (рис. 1). Сетка была сгущена в областях с предполагаемым высоким градиентом параметров. Вдоль стенок был сформирован пограничный слой сетки.

Настраиваем параметры сетки на поверхностях.

Описание: D:\Students\Salimova\для отчета\setka1.png 

Рис. 1. Сетка газовой области и рабочей лопатки

 

Задаем граничные условия (рис 2): на входе задано полное давление с учетом эпюры радиальной неравномерности, угол потока на входе в рабочую лопатку, статическая температура с учетом радиальной неравномерности. На выходе задано статическое давление. Так же были заданы частота вращения ротора, расход и температура охлаждающего воздуха, теплофизические свойства материала. Для варианта с нарушенным охлаждением был задан расход охлаждающего воздуха уменьшенный на 40 %.

Проводим расчет и контролируем сохранение расхода воздуха и газа.

Описание: D:\Students\Salimova\для отчета\GU1.jpgОписание: D:\Students\Salimova\для отчета\GU2.jpg

Рис. 2. Граничные условия

 

Описание: D:\Students\Salimova\rezultat\rd 33_lop1.jpg Описание: D:\Students\Salimova\rezultat\rd 33_3lop1.jpg

Рис. 3. Температурное поле исходной лопатки и для лопатки с нарушенным охлаждением

 

Описание: D:\Students\Salimova\rezultat\rd 33_lin1.jpg Описание: D:\Students\Salimova\rezultat\rd 33_3lin1.jpg

Рис. 4. Линии тока исходной лопатки и с запыленностью

 

В результате расчета рабочей лопатки ТНД получены следующие результаты, максимальная относительная температура лопатки 1,285. Относительная температура в корневом сечении изменяется от 1 до 1,21. Относительная температура в периферийном сечении изменяется от 1,131 до 1,258.

Анализируя выполненные расчеты можно сделать вывод, что запыление приводит к увеличению максимальной температуры пера лопатки на 1,4°, в сечении запыления на 13,1°. Растет градиент температуры на 15 %. При уменьшении расхода охлаждающего воздуха на 40 % (нарушенного охлаждения) температура повышается на 4,3°. Минимальная температура лопатки повышается на 3,4 %.

По рассчитанному газодинамическому состоянию в программном комплексе был произведен расчет на прочность этой лопатки.

Выводы: по результатам газодинамических расчетов был выполнен расчет лопатки на прочность трех вариантов и посчитаны запасы прочности в корневом и периферийном сечениях (табл.1).

Таблица 1

Результаты расчета

 

Периферийное сечение

Корневое сечение

Исходная лопатка

Лопатка с запылением

Исходная лопатка

Лопатка с нарушенным охлаждением

Отн. температура

1,131

1,258

1

1,21

Запас прочности

4,58

4,302

7,96

7,5

 

Высокие показатели коэффициента запаса прочности объясняются тем, что газодинамический расчет выполнялся не на максимальном режиме. При запылении коэффициент запаса прочности снижается на 6,1 % из-за повышения максимальной температуры лопатки. В случае с нарушенным охлаждением коэффициент запаса прочности уменьшается на 5,8 %.

 

Литература:

 

1.                           Газотурбинные двигатели. / А. А. Иноземцев, В. JI. Сандрацкий. Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2006.



[1] Работа выполнена при поддержке гранта Президента РФ МК-4746.2014.8.

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle