Конструктивное совершенствование системы плёночного охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных турбин ГТД

• Автор: Матушкин, Антон Алексеевич
• Шифр специальности: 05.07.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2012
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 127 с. : ил.

Оглавление
Введение
Глава 1 . Анализ конструкций системы охлаждения лопаток рабочего колеса современных и перспективных высокотемпературных турбин высокого давления
1.1. Открытые системы воздушного охлаждения лопаток ТВД
1.2. Схемы подвода воздуха к рабочим лопаткам высокотемпературных турбин
1.3. Анализ конструкций охлаждения внутренней полости лопаток
Глава 2 . Методики расчёта теплового состояния лопаток ГТД
2.1. Численные методы. Метод конечных объёмов
2.2. Численные методы. Метод конечных элементов
2.3. Интегральные методы
Глава 3 . Система плёночного охлаждения лопаток ГТД и
конструктивные способы её совершенствования
3.1. Особенности систем плёночного охлаждения
3.2. Варьирование формой каналов
3.3. Варьирование локальной интенсификацией выдува охлаждающего воздуха
3.4. Классификатор каналов плёночного охлаждения
Глава 4 . Методы и кретерии оценки эффективности плёночного
охлаждения
4.1. Расчёт пластинки с плёночным охлаждением и его верификация
4.2. Расчёт плёночного охлаждения каналов различной формы
4.3. Проведение верификационных расчётов обтекания профиля лопатки ГТД

4.4. Расчёт плёночного охлаждения лопатки турбины
Глава 5 . Проведение экспериментальной работы
5.1. Создание экспериментальных моделей
5.2. Проведение модельного эксперимента
5.3. Проведение численного эксперимента
Заключение
Список использованной литературы

Введение
Газовые турбины относятся к числу самых напряженных узлов конструкции ГТД, ограничивающих в большинстве случаев надежность двигателя и его ресурс. Это связано с большими значениями температуры и давления газа перед турбиной и окружной скорости на среднем диаметре рабочих лопаток. В то же время должны обеспечиваться такие качества, как большая мощность при приемлемых габаритных размерах и массе, относительной простоте конструкции и возможности регулирования в достаточно широком диапазоне.
Повышение температуры газа перед турбиной является действенным фактором, способствующим снижению массы ВРД при заданном значении тяги или мощности. За длительный период проектирования ВРД отечественными и иностранными разработчиками максимальный уровень температур газа для двигателей новых поколений повысился до величин 1800...2200К.
Одним из требований к созданию двигателя нового поколения для магистрального самолета [1], является создание турбин с противовращением и камер сгорания, работоспособных при температурах газа перед турбиной на уровне 2000...2100К (двустенные конструкции, керамические сегменты, монокристаллические и гранулируемые никелевые сплавы нового поколения с повышенной температурой, новые технологии литья, газостатическое уплотнение и технологии ремонта монокристаллических лопаток, транспирационное охлаждение).
Непрерывное совершенствование и усложнение технологий охлаждения является обязательным условием реализации конкурентоспособной конструкции турбины - конструкции, в которой при увеличении температуры перед турбиной расход воздуха на охлаждение не перекрывает выигрыш в удельных параметрах двигателя, а ресурс деталей турбины соответствует требованиям заказчиков.

кгамекгипиые схемы кттектитю-п цепочные схемы
Обозначения i. растет WWPHMKHIУ №КОДММ R|K)*BH!(I А), средняя час in 1*|хфи.;В Й ♦). кыхидняи к [it 1 м кп (3 в i
Рис. 1.23 - Сопоставление расходов охлаждающего воздуха с
коэффициентами охлаждения
Последние разработки двигателей имеют рабочие лопатки так же с развитой плёночной системой охлаждения (Sam-146, Trent 900 и др.). Таким образом, развитие плёночного охлаждения в составе конструктивных схем лопаток турбин имеет приоритетное значение для их проектирования и модернизации. Подтвердить данное утверждение можно на примере проведения модернизации двигателя РД-33, а точнее создание на его основе корабельного РД-ЗЗМК.
При создании РД-ЗЗМК геометрические размеры проточной части турбины не поменялись, тогда как тяга двигателя возросла с 8300кгс до 9000кгс, температура газа перед турбиной возросла с 1680К до 1720К, и ресурс увеличился более чем на 1000ч. Повышение требований к турбине повлекло за собой повышение требований к эффективности охлаждения лопаток турбин. После модернизации схемы охлаждения лопатки, при повышении температуры газа перед турбиной с 1680К до 1720К, температура металла лопатки снизилась с 960С до 924С, ©ср увеличилась с 0,39 до 0,47, при этом расход воздуха увеличился на 1%. Схема охлаждения лопатки до и после модернизации представлена на Рис. 1.24.