Построена методика решения обратных задач гидродинамики решеток профилей в рамках модели идеальной несжимаемой жидкости. С использованием данной методики построен ряд плоских решеток по заданным параметрам потока на бесконечности и заданному распределению скорости жидкости на неизвестной границе профиля. Проанализированы основные закономерности изменения геометрических параметров решеток в зависимости от задаваемых краевых условий, а именно: влияние распределения скорости около критических точек на форму кромок профиля; влияние угла поворота потока на период решетки, угол установки и форму профиля; влияние вида задаваемого распределения скорости на изгиб профиля.

Предложена методика численного моделирования плоского турбулентного течения газа в компрессорных решетках, основанная на численном интегрировании нестационарных осредненных уравнений Навье-Стокса и модели турбулентности Спаларта-Аллмараса. Аппроксимация конвективных потоков реализована по схеме Роу третьего порядка точности. Тестирование разработанной методики проведено на основе моделирования течения в решетке профилей при различных значениях параметров потока на входе в решетку. Эффективность методики подтверждается возможностью выбора больших чисел Куранта при проведении расчетов и согласованием результатов расчетов аэродинамических характеристик решетки с имеющимися экспериментальными данными.

Представлена модификация разработанной ранее методики решения обратных задач газодинамики компрессорных решеток для дозвуковых течений. Использован подход, при котором решение обратной задачи дополнено расчетом турбулентного пограничного слоя на профиле решетки с применением метода интегральных соотношений. Верификация методики проведена путем расчета пограничного слоя на плоской пластине, а также с использованием результатов численного моделирования турбулентных газовых течений в построенных решетках. Методика обладает точностью, достаточной для построения первого приближения проектируемой решетки, которую в дальнейшем можно оптимизировать с целью улучшения ее аэродинамических характеристик.

Побудовано ефективну різницеву схему Біма - Уормінга підвищеного порядку точності для числового інтегрування системи осереднених рівнянь Нав'є - Стокса, яка замкнена за допомогою однопараметричної моделі турбулентності. Запропоновано спосіб раціонального вибору числа вузлів розрахункової сітки, застосування якого дозволяє зменшити обчислювальні витрати під час розв'язання задач аеродинамічної оптимізації геометричних параметрів решіток профілів з розрахунком цільової функції на основі числового моделювання турбулентних газових потоків. Виявлено основні закономірності впливу розподілу швидкості, що задається вздовж обводу профілю решітки, і кута повороту потоку у решітці на форму шуканого профілю.

Проведен анализ влияния повышения твердости колес грузовых вагонов на количество образуемых дефектов поверхности катания, а также на интенсивность износа гребней. Рассмотрены колеса с различными профилями и толщиной гребня, а также твердостью стали.

Предложена эффективная методика численного моделирования внутренних двумерных турбулентных течений газа. В качестве исходных уравнений выбрана система осредненных уравнений Навье - Стокса, замкнутая с помощью уравнения модели турбулентности и записанная в обобщенных криволинейных координатах. Численное интегрирование системы исходных уравнений выполнено на основании построенной трехслойной неявной схемы типа Бима - Уорминга второго порядка точности по времени, записанной в криволинейных координатах. Эффективность предложенной методики подтверждена возможностью выбора больших чисел Куранта при проведении расчетов и удовлетворительным согласованием результатов численных исследований с экспериментальным данными.

Рассмотрен вопрос уменьшения вычислительных затрат при численном моделировании турбулентных газовых потоков в процессе аэродинамической оптимизации геометрических параметров компрессорных венцов. Предложен приближенный критерий рационального выбора числа узлов расчетной сетки с учетом сохранения степени влияния формы межлопаточных каналов на аэродинамические характеристики венцов. Рассмотрены примеры применения данного критерия для методики численного моделирования плоских турбулентных течений газа в компрессорных решетках и методики численного моделирования пространственных турбулентных течений в компрессорных венцах. Указанные методики разработаны ранее в Институте технической механики НАН Украины и НКА Украины.

Рассмотрен вопрос построения и аэродинамической оптимизации плоских компрессорных решеток на основании разработанных ранее в Институте технической механики НАН Украины и НКА Украины методик решения обратных задач газодинамики компрессорных решеток и численного моделирования турбулентных потоков в решетках. При численном моделировании использован критерий рационального выбора числа узлов расчетной сетки. Аэродинамическая оптимизация выполнена на основании метода сопряженных градиентов Полака - Райбера в сочетании с одномерным поиском ДСК - Пауэлла. Изложены результаты проектирования плоской компрессорной решетки с большим углом изгиба профиля, обеспечивающей поворот потока на заданный угол с минимальным уровнем потерь полного давления.

Предложен способ параметрического описания профилей компрессорных решеток, основанный на применении базовых сплайнов и системы гладких выпуклых функций к аппроксимации формы профиля. Выполнены оценки числа параметров, необходимых для представления формы профиля в рамках предложенного способа с точностью, соответствующей точности задания исходных координат профиля. Предложенный способ можно использовать при решении задач аэродинамического проектирования и оптимизации профилей компрессорных решеток.

Исследована возможность применения искусственных нейронных сетей для решения задачи определения аэродинамических характеристик компрессорных решеток на основе набора данных продувок плоских решеток. Разработана соответствующая методика проектирования искусственной нейронной сети для определения аэродинамических характеристик решетки. Применяемый метод проектирования основан на модифицированной модели классического генетического алгоритма с обучением сети методом обратного распространения ошибки. Выполнена верификация разработанной методики с использованием имеющихся экспериментальных данных.

Рассмотрен вопрос параметрического описания лопаток компрессорных венцов авиационных газотурбинных двигателей. Цель работы - разработка методик математического описания формы поверхностей лопаток при аэродинамическом совершенствовании компрессорных венцов газотурбинных двигателей. Выполнен анализ литературных источников, посвященных задаче математического описания поверхностей межлопаточных каналов компрессорных ступеней газотурбинных двигателей. Рассмотрены основные способы построения данных поверхностей. Разработана методика математического описания лопаток компрессорных венцов с учетом возможности варьирования их формы. Данная методика позволяет параметрически описывать и варьировать лопатку компрессорного венца путем варьирования формы ее сечений, а также их углов установки и точек привязки в пространстве. Форма сечения лопатки представляется в виде совокупности его средней линии и толщины. Параметрическое описание средней линии выполняется с использованием кривых Безье, а параметрическое описание толщины - с помощью системы выпуклых гладких функций Хикса - Хенне. Выполнена оценка возможности описания лопатки компрессорного венца на примере рабочего колеса компрессора Rotor 37 и в результате подтверждена работоспособность методики. Реализован способ твердотельного представления поверхности лопатки компрессорного венца для обеспечения совместимости результатов параметрического описания, выполняемого с использованием разработанной методики, с существующими на сегодняшний день системами автоматизированного проектирования. Полученные результаты можно использовать при решении обратных задач газодинамики компрессорных венцов, а также задач оптимизации формы межлопаточных каналов компрессорных венцов авиационных газотурбинных двигателей, что позволит сократить сроки их проектирования и повысить их энергетические характеристики.

Кратко описаны методики решения прямой и обратной задач газодинамики компрессорных решеток в двухмерной постановке. С использованием решения задачи о течении газа в решетке профилей, полученного в результате численного интегрирования системы осредненных уравнений Навье - Стокса и модели турбулентности SALSA, построено решение обратной краевой задачи в рамках приближения Чаплыгина. Проведено сравнение геометрических параметров исходной и полученной решеток. Сделаны выводы о необходимости учета вязких эффектов течения при решении обратных задач, а также о возможности дальнейшего применения обеих методик при проектировании лопаточных венцов компрессоров авиационных газотурбинных двигателей.

Представлено решение обратной задачи газодинамики компрессорных решеток с применением искусственных нейронных сетей (ИНС) путем обобщения экспериментальных данных, в качестве которых используются результаты продувок плоских решеток. На основе полученного решения разработана методика определения геометрических параметров решетки профилей по заданным параметрам потока на бесконечности перед и за решеткой. В данной методике используется ИНС, архитектура которой представляет собой многослойный персептрон, для расчета аэродинамических характеристик решетки профилей. Для проектирования ИНС применяется модифицированная модель классического генетического алгоритма. Обучение сети выполняется с использованием метода обратного распространения ошибки. Выполнена оценка эффективности разработанной методики путем решения обратной задачи газодинамики компрессорных решеток для заданных параметров течения и последующего определения аэродинамических характеристик решетки на основе численного моделирования турбулентного течения газа. Полученные результаты подтверждают работоспособность описанной в настоящей работе методики решения обратных задач газодинамики компрессорных решеток с применением ИНС для обобщения экспериментальных данных. Результаты настоящей работы можно использовать на этапе эскизного проектирования компрессорных венцов авиационных газотурбинных двигателей и различных энергоустановок. Их применение позволит автоматизировать и ускорить процесс проектирования, а также повысить энергетические характеристики выпускаемых образцов.

Отмечено, что проектирование компрессоров с высокими энергетическими характеристиками остается одной из важнейших задач для разработчиков газотурбинных двигателей. Традиционно, решение такой задачи основывается в первую очередь на конструкторском опыте проектировщика. Однако достигнутый в настоящее время уровень развития информационных технологий позволяет интенсивно использовать их в инженерной практике для автоматизации и ускорения процесса проектирования, а также повышения энергетических характеристик выпускаемой продукции. В связи с этим, актуальной является разработка соответствующего научно-методического обеспечения, которое позволило бы повысить эффективность процесса проектирования путем усиления возможностей проектировщика за счет применения методов искусственного интеллекта. Рассмотрена концепция интеллектуальной экспертной системы, которая позволяет автоматизировать процесс проектирования компрессорных венцов газотурбинных двигателей за счет применения методов искусственного интеллекта. Рассмотрены отдельные элементы данной интеллектуальной системы, а именно, единая база данных, включающая в себя результаты натурных и численных экспериментов; искусственная нейронная сеть, которая позволяет получить геометрические параметры компрессорного венца на основе закладываемых проектировщиком аэродинамических характеристик; генетический алгоритм, который позволяет оптимизировать геометрические параметры компрессорного венца с целью повышения его аэродинамических характеристик; модуль численного моделирования газового течения в компрессорном венце на основе

Індекс рубрикатора НБУВ: З762.24-011

Рубрики:

Осьові компресори

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Розроблено науково-методичне забезпечення для комплексного розв'язання задач аеродинамічного проектування і оптимізації профілів компресорних решіток, яке може бути використано для визначення раціональних геометричних параметрів лопаткових вінців компресорів авіаційних газотурбінних двигунів на етапі проектування, а також для дослідження структури потоку в компресорних решітках та прогнозування їх аеродинамічних характеристик у робочому діапазоні зміни режимних параметрів. Окремі науково-методичні розробки впроваджено на ДП "Івченко-Прогрес" (м. Запоріжжя), і нині їх використовують при проектуванні лопаткових вінців компресорів сучасних газотурбінних двигунів.

В работе представлена методика решения обратных задач газодинамики плоских компрессорных решеток на основе численного моделирования турбулентных течений. Данная методика основана на применении метода поиска квазирешений к решению обратной задачи. В этом случае решение обратной задачи сводится к решению задачи поиска глобального экстремума некоторой целевой функции. Параметрическое описание формы профилей решеток выполнено с использованием оригинального способа, основанного на применении кривых Безье и системы гладких выпуклых функций Хикса - Хенне. Применение данного способа позволяет варьировать геометрические параметры решетки в широком диапазоне с использованием сравнительно малого числа варьируемых параметров и сохранением физически реализуемого контура профиля. Расчет целевой функции выполняется путем моделирования течения на основе численного интегрирования системы осредненных уравнений Навье - Стокса, замкнутых с помощью однопараметрической модели турбулентности Спаларта - Аллмараса. Для поиска экстремума целевой функции применяется гибридный генетический алгоритм. Разработанная методика позволяет определять геометрические параметры по заданному распределению давления по обводу искомого профиля, а также по заданным интегральным аэродинамическим характеристикам решетки. Она также может быть использована для решения задач аэродинамической оптимизации компрессорных решеток. Кроме того, данная методика может быть легко адаптирована к решению аналогичных задач в трехмерной постановке.

Для выбранного режима течения построены поверхности отклика основных аэродинамических характеристик компрессорных решеток (АХКР) - угла поворота потока и коэффициента потерь полного давления. При этом параметрическое описание формы профилей решеток выполнено с использованием оригинального способа, основанного на применении кривых Безье и системы гладких выпуклых функций Хикса - Хенне. Расчет целевой функции выполняется путем моделирования течения на основе численного интегрирования системы осредненных уравнений Навье - Стокса, замкнутых с помощью однопараметрической модели турбулентности Спаларта - Аллмараса. В результате показана сложность формы поверхности отклика основных АХКР, что затрудняет возможность поиска их экстремумов с помощью детерминированных методов нелинейного программирования. Выполнена аэродинамическая оптимизация решетки профилей с использованием детерминированного подхода - метода сопряженных градиентов и стохастического подхода - генетического алгоритма. Показано, что градиентный метод при различных начальных условиях сходится к различным экстремумам целевой функции, что существенно снижает преимущества его применения к решению задач аэродинамической оптимизации. При этом эффективность генетического алгоритма (в смысле количества расчетов целевой функции) оказывается выше эффективности градиентного метода с мультизапуском. Таким образом, на конкретном примере в работе обоснована целесообразность применения стохастических методов к решению задач АХКР.

В настоящее время процесс проектирования компрессорных венцов включает в себя обязательную расчетную проверку прочностных характеристик в CAE-системах типа ANSYS, NASTRAN и др. Эти расчеты не отменяют натурных испытаний, однако их проведение позволяет значительно повысить вероятность удовлетворительных испытаний; в связи с сокращением объема испытаний радикальным образом снижается стоимость и время доводки. Аналогично прочностным расчетам трехмерные газодинамические расчеты играют роль натурных испытаний с целью доводки конструкции до необходимых параметров. Тем не менее, на сегодняшний день инструментарий для решения указанных задач представлен в основном коммерческими пакетами, стоимость которых достаточно велика. Также, далеко не всегда раскрыты заложенные в них модели и алгоритмы, что не позволяет проектировщику полностью доверять получаемым результатам. Кроме того, представляет значительный научный и практический интерес совместное решение указанных выше задач, что позволило бы существенно сократить время проектирования и значительно повысить его эффективность. Учитывая вышесказанное, актуальной является разработка научно-методического обеспечения для решения задачи расчета прочности лопаток компрессорных венцов. Разработано научно-методическое обеспечение, которое позволяет совместно решать задачу численного моделирования пространственных турбулентных газовых течений в компрессорных венцах и задачу расчета прочности лопаток компрессорных венцов. Данное обеспечение разработано с применением решателей библиотеки OpenFOAM для расчета поля течения в межлопаточном канале и напряженно-деформированного состояния лопатки. Взаимодействие решателей осуществляется через передачу данных в граничных условиях. Предположено, что изменение формы лопатки под воздействием газового потока можно пренебречь. Выполнено тестирование разработанного научно-методического обеспечения путем решения задачи о взаимодействии защемленной балки с обтекающим ее потоком. Полученные результаты удовлетворительно согласуются с результатами решения данной задачи с использованием стандартного решателя icoFSIFoam, входящего в состав ветки OpenFOAM extensions. Выполнен расчет поля течения в межлопаточном канале осевого компрессорного венца и расчет напряженно-деформированного состояния его лопатки. Качественный анализ полученных результатов свидетельствует о работоспособности разработанного научно-методического обеспечения. В дальнейшем предполагается проведение дополнительных исследований по оценке его работоспособности и применимости с привлечением соответствующих экспериментальных данных.