Влияние геометрических параметров профиля лопатки на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин

• Автор: Тихонов, Алексей Сергеевич
• Шифр специальности: 05.07.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2010
• Место защиты: Пермь
• Количество страниц: 171 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
1. Введение
2. Анализ состояния исследований по теме диссертации
2.1. Методы и результаты исследования пленочного охлаждения сопловых лопаток турбин
2.2. Анализ существующего опыта исследования и применения профилированных отверстий перфорации в турбинных лопатках
2.3. Выводы по главе. Задачи исследования
3. Анализ влияния кривизны поверхности профиля спинки лопатки на эффективность ее пленочного охлаяедения
3.1. Математическая модель
3.2. Геометрические параметры расчетной области, сеточной модели и граничные условия
3.3. Результаты численного анализа
3.4. Идентификация полученной методики
3.5. Выводы по главе
4. Анализ влияния формы отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения лопаток газовых турбин
4.1. Исследование применимости профилированных отверстий перфорации и подбор оптимальной формы профиля на плоских пластинах
4.1.1. Экспериментальная верификация расчетной методики
4.1.2. Геометрические параметры расчетной области
4.1.3. Граничные условия и параметры сеточной модели
4.1.4. Результаты численного анализа

4.1.5. Промежуточные выводы
4.2. Исследование влияния формы профилированных отверстий перфорации на эффективность пленочного охлаждения спинок сопловых лопаток газовых турбин на базе сопловых лопаток первой ступени турбины высокого давления
4.3. Выводы по главе
5. Экспериментальное исследование течения охлаждающего воздуха во внутренних полостях рабочей лопатки с целью верификации расчетных моделей
5.1. Постановка задачи эксперимента
5.2. Конструкция экспериментальной установки
5.3. Результаты эксперимента
5.4. Математическая модель, используемая пакетом Gidra. Исследование влияния геометрических отклонений, возникающих
при изготовлении лопатки, на результаты эксперимента
5.5. Геометрические параметры расчетной области. Граничные условия и параметры сеточной модели.
5.6. Результаты численного анализа и сравнение их с результатами эксперимента
5.7. Выводы по главе
6. Заключение
Список литературы
Приложение. Акт внедрения результатов работы в ОАО "Авиадвигатель"

1. ВВЕДЕНИЕ
На сегодняшний день авиационная промышленность является одной из наиболее инновационных и наукоемких отраслей в мире. Развитие авиационной промышленности дает огромный толчок развитию науки и экономики России в целом.
Сфера применения авиационных двигателей крайне широка - это и генерация электроэнергии, и привод для нагнетателей природного газа и нефтяных насосов, и, конечно же, гражданская и военная авиация.
Одними из важнейших условий для обеспечения конкурентоспособности газотурбинных двигателей являются повышение надежности и топливной экономичности. Однако увеличение экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед турбиной приводит к снижению ресурса газотурбинного двигателя из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей горячей части.
С учетом окружной неравномерности локальная температура газа может достигать значений порядка 2200 К. Постоянное совершенствование свойств используемых конструкционных материалов и теплозащитных покрытий, тем не менее, не позволяет использовать максимально возможную температурную планку. В связи с этим актуализируется значение пленочного охлаждения.
Для двигателей пятого поколения с уровнем температур порядка 2000 К наибольшие проблемы вызывает надежное охлаждение спинки сопловых лопаток. Профиль спинки сопловых лопаток современных и перспективных газовых турбин становится все более изогнутым, растет скорость газа на спинке (до 400 м/с) в месте высокой кривизны, увеличивается перепад давлений между воздухом, охлаждающим лопатку, и газом, омывающим ее. Эти факторы негативно влияют на эффективность пленочного охлаждения спинки, что в конечном итоге может привести к трещинам и прогарам.
Решение данной проблемы целесообразно осуществлять еще на стадии

0.000e+{
Mach Number Contour 1 M 3.500e-
3.150e-
2.800e-
2
2.100e-
1
1
1
7.000e-
Вариант

Mach Number Contour
3.500e-
3.150e-
2
2.450e-
2.100e-
1
1
1
7
Плоская пластина Рис. 3.3. Распределение скорости в среднем сечении.