Поставлену задачу розв'язано за допомогою двовимірної, нестаціонарної моделі з використанням рухомих, лагранжевих сіток. Досліджено параметри вдуву повітря для охолодження лопаток соплового апарата, та температурні неоднорідності камери згоряння. Одержано середні за часом поля повних температур на вході в ротор, а також по обводах корита та спинки профілю.

Поставленная задача решена с помощью двумерного, нестационарного расчета ступени с использованием подвижных лагранжевых сеток. В числе параметров выдув охлаждающего воздуха на охлаждение соплового аппарата и рабочих лопаток, а также температурные неоднородности камеры сгорания. Показана неприемлемость настройки системы пленочного охлаждения рабочих лопаток в стационарном потоке газа для работы в нестационарных условиях.

При численном моделировании нестационарного взаимодействия соплового аппарата и рабочего колеса турбины, используя эйлерово-лагранжев подход, показана возможность моделирования нестационарных отрывных зон как следствие взаимодействия пограничного слоя лопаток и скачков уплотнения, а также механизм сегрегации холодных и горячих струй газа на лопатках рабочего колеса.

С помощью метода отслеживания струй тока сделана оценка величины акустического взаимодействия лопаток двухступенчатой турбины вентилятора для исходного и скорректированного вариантов. Результаты расчета подтверждены экспериментальными данными.

Рассмотрено негативное явление "мазания" следовых дорожек на границе скольжения расчетных сеток, возникающее при численном моделировании нестационарного взаимодействия венцов турбомашин. На примере решения задачи распространения компонента примеси через границу расчетных подобластей исследованы причины этого явления и указан путь его устранения.

Представленный метод расчета эжекторных реактивных сопел основан на использовании эйлерова и эйлерово-лагранжева подходов описания осесимметричных течений газа. При использовании верифицированного математического аппарата, разработанного на основании таких подходов, получены поля течений газа в эжекторном реактивном сопле экспериментального двигателя. Показана возможность использования предложенного метода при проведении оптимизации положения внутренних и внешних створок реактивного сопла, а также обеспечения продувки необходимого воздуха через вторичный контур.

Выполнен полный анализ явлений clocking-эффекта с использованием метода отслеживания струй течений газа на примере 1,5 ступени газовой турбины. В качестве исследуемых параметров рассмотрены эффективность, акустические свойства турбины, аэромеханические условия эксплуатации рабочих лопаток, а также тепловая нагрузка лопаток второго соплового аппарата. Представленные результаты анализа свидетельствуют о том, что при использовании явлений clocking-эффекта особое внимание следует уделять анализу аэромеханических условий эксплуатации рабочих лопаток турбины.

Показано, что оценить влияние неравномерности набегающего потока на напряженное состояние рабочей лопатки можно по величинам нестационарных сил, полученных расчетным путем с использованием предложенного численного метода.

Используя эйлерово-лагранжев подход к решению уравнений газовой динамики и двухпараметрическую модель турбулентности, показана возможность моделирования нестационарного срывного обтекания кругового цилиндра с образованием периодических структур течения наподобие дорожки Кармана. Имеется хорошее соответствие экспериментальным данным распределения давления по обводу цилиндра, а также структуры скорости в спутном следе.

Предложен способ построения расчетных сеток, в основе которого лежит алгоритм построения нестационарных линий контактного разрыва параметров. Описана новая высокоточная разностная схема расчета течений идеального газа. Представлены результаты сходимости экспериментальных данных и численных решений обтекания идеальным газом плоского двояковыпуклого профиля крыла, а также решетки плоских профилей турбины, полученных с использованием предложенной разностной схемы.

Для проектирования системы розжига топлива форсажной камеры сгорания по методу "огневой дорожки" необходимо знание картины траекторий частиц газа при прохождении турбины авиационного двигателя. Показана возможность решения этой задачи путем численного моделирования нестационарного течения двухкомпонентного газа через многоступенчатую турбину с использованием эйлерово-лагранжева подхода. Представлены результаты расчета траекторий факелов, проходящих от основной камеры сгорания через турбину до стабилизаторов пламени форсажной камеры сгорания экспериментального двигателя.

Выполнен анализ происхождения тонального шума с использованием метода отслеживания струй течений газа на примере 1,5 экспериментальной ступени турбины низкого давления. Используемый метод доработан для учета трехмерных эффектов течений в турбомашинах. Расчеты проведены в абсолютной системе координат связанной со статором турбомашины. Показаны различные причины возникновения тонального шума когда источником аэродинамической неравномерности являлись сопловой аппарат (СА) или рабочее колесо (РК). Численными исследованиями показано, что для уменьшения тонального шума турбины необходимо обеспечить равномерное поле скоростей, как по величине скорости (после СА), так и по направлению скорости (после РК).

Індекс рубрикатора НБУВ: В253.345.022.056

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Показаны результаты численного анализа в источнике шума, являющегося результатом нестационарного аэродинамического взаимодействия венцов турбины вентилятора экспериментального двигателя. Для численного анализа использован q3d-метод отслеживания струй течений газа. Используемый метод доработан для учета трехмерных эффектов течений газа в турбомашинах. Расчеты проведены в абсолютной системе координат, связанной со статором турбины. Так как несмежные рабочие колеса имели одинаковые числа лопаток, расчеты проводились при их различном окружном расположении. Сделаны общие выводы о возможности подавления генерируемых шумов в источнике.

При построении сопряженной модели внутренней и внешней аэродинамики системы двигатель - летательный аппарат (ЛА) использован зональный подход. В зонах, расположенных в головной части расчетной области течение рассчитано как осесимметричное, закрученное с использованием эйлерово-лагранжевого представления. В зонах, находящихся в хвостовой части второго контура двигателя, где расположены аэродинамические стойки, а также в наружной части мотогондолы, где расположен пилон ЛА, течение газа рассчитано как трехмерное с использованием эйлерового представления. В рассматриваемой модели учтены подвод импульса и энергии происходящий в вентиляторе, а также преобразование энергии в спрямляющем аппарате второго контура двигателя. Выполнено эффективное распараллеливание вычислительного алгоритма. Приведены результаты расчетов локальных и интегральных параметров модельной системы двигатель - корпус ЛА.

При построении газодинамической модели второго контура и наружной части мотогондолы ТРДД авторы исходили из эйлерово-лагранжевой формы описания осесимметричного закрученного течения среды. В представленной модели учитывался подвод импульса и энергии, происходящий в вентиляторе, а также преобразование энергии в спрямляющем аппарате второго контура. Течение рассматривалось в цилиндрической системе координат. В интегральной форме представлены уравнения, описывающие течение среды. Моделирование явлений тепломассообмена осуществлялось с использованием современной модели турбулентности. При построении численного алгоритма расчетная область была разделена на несколько подобластей, что позволило провести эффективное распараллеливание вычислительного алгоритма. Широко представлены результаты расчетов локальных и интегральных параметров экспериментальной модели двигателя.

При построении модели газодинамического процесса в двухконтурном сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (СПВРД) исходили из эйлеровой формы представления осесимметричного закрученого течения газа. Течение рассматривалось в цилиндрической системе координат. Трехкомпонентная среда состояла из "чистого" воздуха, газообразного топлива и "чистых" продуктов сгорания. При моделировании реакции горения топлива происходило исчезновение газообразного топлива и "чистого" воздуха с образованием продуктов сгорания и с выделением тепла. Теплофизические свойства среды являлись функцией температуры и состава среды. В интегральной форме приведены уравнения, описывающие течение среды. Моделирование явлений тепломассообмена осуществлено с использованием современной модели турбулентности. При построении численного алгоритма, расчетная область была разделена на несколько подобластей, что позволило провести эффективное распараллеливание вычислительного алгоритма. Проиведены результаты расчетов локальных и интегральных параметров экспериментальной модели двигателя.

Исследование работоспособности двухконтурного СПВРД выполнено на основании разработанной модели газодинамического процесса двигателя. Полетные условия транспортной космической системы (ТКС): М = 2,5 - 6,5; высота Н = 18 - 30 км. Элементами управления двигателем являлись входное устройство 1-го контура, реактивное сопло 1-го контура и входное устройство 2-го контура. В качестве топлива использован авиационный керосин Т-6. В качестве характерных параметров использованы расходы газа через 1-й и 2-й контуры, а также внутренняя и располагаемая тяга двигателя. Результаты расчетов показали, что: располагаемая тяга двигателя, по видимому, достаточна для ускорения ТКС в диапазоне М = 2,5 - 6,5 и высоты Н = 18 - 30 км; начиная с режима М = 5,0, Н = 28,0 км наблюдается сильное падение тяги, так что при М = 6,5 располагаемое значение тяги составило меньше 1000 кг; значение тяги двигателя на заключительном участке полета (от М = 5,0 до М = 6,5) может быть существенно поднято путем использования специальных топлив, имеющих высокую скорость сгорания.

Індекс рубрикатора НБУВ: О551.41-042.303

Рубрики:

Авіаційні газотурбінні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24432 Пошук видання у каталогах НБУВ