Совершенствование осевой турбины ГТД с выносной камерой

87
Двигатели аэрокосмических летательных аппаратов
УДК 621.438.001 2
А.В. КОТОВ, Е.В. ОСИПОВ, А.А. УСАТЕНКО
ГП НПК газотурбостроения «Зоря»-«Машпроект», Николаев, Украина
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ ГТД
С ВЫНОСНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ
В работе рассмотрены результаты исследований течения газа перед турбиной двигателя с выносной камерой сгорания. Даны предложения по усовершенствованию конструкции элементов осевой турбины.
Представлены результаты экспериментальных исследований, характеризующие эффективность конструктивных решений.
выносная камера сгорания, подводящая улитка, сопловой аппарат турбины, неосесимметричное
течение, углы атаки, расчетные исследования, модернизация, экспериментальные исследования
Введение
эффективность конструктивных решений.
Постановка проблемы. В работе рассмотрены
В турбомашинах малой мощности N  0,1…3,0
исследования применительно к двигателю Д049
МВт широко распространено применение выносной
(ГТГ-2500)
камеры сгорания (КС), состоящей из одной или двух
«Машпроект».
производства
ГП
НПКГ
«Зоря»-
жаровых труб (ЖТ) [1, 2]. Выбор такой схемы обу-
Камера сгорания ГТГ-2500 состоит из двух ЖТ,
словлен уменьшением количества ЖТ и форсунок,
расположенных сверху (рис. 1). Выходя из КС, газ
уменьшением осевых размеров двигателя, удобст-
попадает в левую и правую полуулитки, раздающие
вом обслуживания и ремонта.
его по окружности и направляющие на вход в СА.
Однако, газотурбинные двигатели (ГТД) с вы-
Условная схема течения газа показана на рис. 2, а. К
носной КС и такими распространенными типами КС
моменту входа в СА газ имеет значительную ок-
как трубчато-кольцевая и кольцевая имеют принци-
ружную составляющую скорости, имеющую пере-
пиальное различие по способу подвода газа к тур-
менную величину в окружном направлении. Это
бине. Газ от большинства распространенных типов
приводит к нерасчетному обтеканию сопловых ло-
КС подводится к турбине напрямую. В этом случае
паток турбины. Поток на входе в турбину становит-
реализуется осесимметричное течение газа перед
ся неосевым  0   0 K (конструктивный угол входа
турбиной. От выносной КС газ подводится к турби-
 0 K  88 ) и натекает на сопловые лопатки с боль-
не посредством специального устройства, так назы-
шими углами атаки. В случае положительных углов
ваемой подводящей улитки (рис. 1). В окружном на-
атаки поток срывается со спинки, отрицательных – с
правлении от входа площадь поперечного сечения
корытца лопатки. И в первом и во втором случае
улитки уменьшается. При этом возникает неосесим-
образуются вихри, обуславливающие значительные
метричное течение газа перед турбиной.
потери энергии [3]. Кроме того, срыв потока влечет
В настоящей работе рассмотрены исследова-
за собой сужение проходных сечений каналов, что
ния неосесимметричного течения газа перед тур-
ухудшает пропускную способность СА. Выше пере-
биной двигателя с выносной КС, предложены
численные явления приводят к уменьшению КПД
конструктивные мероприятия по уменьшению по-
первой ступени и всей турбины.
терь в турбине, представлены результаты экспериментальных исследований, характеризующие
Для оценки величин углов атаки на лопатках СА
выполнены расчетные исследования.
 А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИЯ, 2006, № 7 (33)
88
Двигатели аэрокосмических летательных аппаратов
Рис. 1. Экспериментальная установка и схема препарирования
а
б
Рис. 2. Серийный сопловой аппарат:
а – схема натекания газа на лопатки СА;
б – средние расчетные углы натекания потока на лопатки СА
89
Двигатели аэрокосмических летательных аппаратов
сечении подводящей полуулитки.
1. Расчетные исследования
По известным составляющим окружной скороПодводящая улитка состоит из двух одинаковых
полуулиток. Для упрощения в расчетах рассматри-
сти Cu i и осевой скорости C a определены направ-
вается одна из них – в данном случае левая (рис. 1).
ления потока на выходе из левой полуулитки – углы
Она разбивается на шесть сечений Б1-Б1,…, Б6-Б6,

вых i
в которых оцениваются параметры потока.

Из уравнения неразрывности по основным расчетным параметрам турбины определена осевая со-
Для правой полуулитки углы 
ставляющая скорости потока на входе в СА
Ca 
вых i
 Cu i 
.

 Ca 
 arctg 
(1)
рицательные величины этих углов обусловлены
противоположным направлением вектора скорости
Углы входа потока в СА определены как
Плотность определена из уравнения состояния
 0 i  90  
идеального газа
R  T0
по величине
Cu i в правой полуулитке (рис. 2, а).
F  кольцевая площадь на входе в СА.
P0
вых i
такие же, как и для левой, но со знаком минус. От-
G
,
 F
где G  массовый расход газа на входе в турбину;

(5)
вых i
.
(6)
Углы атаки на левую и правую половины серий,
(2)
ного СА (рис. 2, а, б) определены по формуле
ii с   0 K   0 i ,
где P0  полное давление на входе в турбину;
где
T0  полная температура на входе в турбину;
0 K
(7)
- конструктивный угол входа СА,
 0 K  88  .
R  газовая постоянная рабочего тела.
В предположении, что по каналам СА газ рас-
Распределение углов атаки по окружности се-
пределяется в равных пропорциях, определены рас-
рийного СА приведено на рис. 3. Полученные ре-
ход Gi и скорость Cu i газового потока в каждом из
зультаты качественно согласуются с исследованиями отечественных и зарубежных авторов [4  8].
сечений Б1-Б1,…, Б6-Б6 полуулитки
Gi 
1   40

G ,
2 180
(3)
где   окружной угол, отсчитываемый от вертикальной оси двигателя.
Распределение газа в верхней части полуулитки
учитывается вычетом угла 40 , приходящегося на
зону ЖТ в окружном направлении.
Определена окружная составляющая скорости
потока на входе в СА
Cu i 
Gi
,
  Fi
(4)
где Fi  площадь проточной части в характерном
Рис. 3. Распределение углов атаки по окружности
серийного соплового аппарата
90
Двигатели аэрокосмических летательных аппаратов
2. Разработка усовершенствованной
конструкции соплового аппарата
Таким образом, чтобы уменьшить дополнитель-
ii м   0 K i   0 i ,
(8)
где  0 K i  конструктивный угол входа соответствующей группы лопаток модернизированного СА.
ные потери, необходимо свести к минимуму углы
атаки на лопатках СА. Для этого, согласно полученной зависимости i  f   (рис. 3), были изменены
конструктивные углы входа лопаток серийного СА.
В результате спроектирован модернизированный
СА, состоящий из трех групп лопаток: верхней, левой и правой (рис. 4).
Рис. 5. Распределение углов атаки по окружности
модернизированного соплового аппарата
Из графика виднό ожидаемое уменьшение углов
атаки на лопатках при модернизации серийного СА.
3. Экспериментальные исследования
Для оценки повышения эффективности первой
ступени и всей турбины ГТГ-2500 с внедрением модернизированного СА были проведены сравнительные испытания аппаратов серийной и модернизированной конструкции. Испытания проводились на
специальном аэродинамическом стенде научноРис. 4. Модернизированный сопловой аппарат
исследовательского отделения ГП НПКГ «Зоря»«Машпроект». Экспериментальная установка и схе-
Верхняя группа состоит из 10 лопаток серийного

ма препарирования проточной части приемниками
СА с углами входа  0 K  88 , левая группа состоит
измерения параметров потока показана на рис. 1.
из 18 лопаток с углами входа  0 K  55 и правая
Установка состояла из выходной части компрессора,
группа состоит из 18 лопаток с углами входа
КС, входной улитки турбины и СА.
По результатам сравнительных испытаний по-
 0 K  115 . Конструктивные углы входа  0 K на-
строены зависимости, характеризующие эффектив-
значались так, чтобы углы атаки на каждую из
ность обоих вариантов СА (рис. 6, 7). Оценка про-
групп были минимальными. При этом площадь про-
пускной способности серийного и модернизирован-
ходного сечения и угол выхода потока 1 остались
ного СА выполнена по рис. 6, на котором построены
неизменными: 1  arcsina t   const , где a  горло решетки, t – шаг решетки.
Углы атаки на лопатки модернизированного СА
рассчитаны по формуле (8) и приведены на рис. 5:
зависимости относительного расхода от степени
расширения в СА:
G T
0 Р
P0СА FCA
 P0СА
 f
 B


,


Двигатели аэрокосмических летательных аппаратов
фективность, использован коэффициент скорости
где G  измеренный расход рабочего тела;
T 0 Р
91
 измеренная полная температура в ресиве-
 , величина которого определена в соответствии с
[3]. На рис. 7 для обоих вариантов СА приведены
ре;
 измеренное полное давление на входе в
P0 СА
СА;
FCA  измеренная площадь проходного сечения
зависимости коэффициентов скорости от степени
 P0СА
расширения в СА   f 
B


.


СА;
B  атмосферное давление.
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
Рис. 7. Коэффициенты скорости серийного
и модернизированного сопловых аппаратов
двигателя ГТГ-2500
,
,
,
,
,
В расчетной точке повышение коэффициента
,
скорости  составляет 1,1%. По изменению ко-
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
эффициента скорости определены повышение КПД
первой ступени 1 CT и всей трехступенчатой тур-
Рис. 6. Расходные характеристики серийного
и модернизированного сопловых аппаратов
двигателя ГТГ–2500
бины T . Параметры, характеризующие эффективность турбины с серийным и модернизированным СА
Из рис. 6 видно, что в расчетной точке (степень
расширения
P0СА
B
 1,458 ) пропускная способность
модернизированного СА на 1,6 % больше по сравнению с серийным вариантом. Это свидетельствует
о более эффективном срабатывании перепада давления в каналах модернизированного СА. Последнее
достигнуто за счет уменьшения потерь полного давления, связанных с отрывом потока при больших
углах атаки.
Проведена расчетная оценка эффективности серийного и модернизированного сопловых аппаратов. В качестве параметра, характеризующего эф-
и их сопоставление, приведены в табл. 1.
Таблица 1
Характеристики эффективности серийного
и модернизированного сопловых аппаратов
92
Двигатели аэрокосмических летательных аппаратов
Из таблицы видно, что замена серийного СА мо-
2. Сторожук Я.П. Камеры сгорания стационар-
дернизированным позволит увеличить КПД первой
ных газотурбинных и парогазовых
установок.
ступени на 1 CT  1% и КПД трехступенчатой
Расчет и проектирование.  Л.: Машиностроение,
1978. – 232 с.
турбины на T  0,3% .
3. Жирицкий Г.С., Локай В.И., Максутова М.К.,
Стрункин В.А. Газовые турбины двигателей лета-
Заключение
тельных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1971. –
В настоящей статье представлены расчетные и
620 с.
экспериментальные исследования применительно к
4. Солодов В.Г., Стародубцев Ю.В. Численное
двигателю ГТГ-2500 производства ГП НПКГ «Зо-
моделирование вязкого турбулентного течения во
ря»-«Машпроект». Оценены углы атаки на лопатках
входном отсеке ЦНД турбомашины. I. Постановка
серийного СА первой ступени турбины. На основа-
задачи и секторный подход к моделированию // Сб.
нии расчетных исследований предложен модерни-
тр. ИПМаш НАНУ «Соверш. турбоустановок мето-
зированный СА, состоящий из трех групп лопаток с
дами мат. и физ. моделирования», 2003.  С. 230-235.
измененными конструктивными углами входа. По
5. 97-GT-311. The American Society of Mechanical
результатам сравнительных стендовых испытаний
Engineers, 345 E. 47th St., New York, N/Y/10017. Low
серийного и модернизированного СА установлено:
emissions combustion system for the Allison ATS En-
 пропускная способность СА в модернизиро-
gine. Duane A.Smith, Steve F.Frey, David M.Stansel
ванном исполнении на 1,6% больше по сравнению с
and Mohan K.Razdan. Allison Engine Company, Inc.,
СА в серийном исполнении;
Indianapolys, Indiana.
 замена серийного СА модернизированным по-
6. Гоголев И.Г., Дроконов А.М. Аэродинамиче-
на
ские характеристики ступеней и патрубков тепло-
1 CT  1% и КПД всей трехступенчатой турбины
вых турбин. – Брянск: Брянское областное издатель-
зволит
на
T
увеличить
КПД
первой
ступени
 0,3% .
ство «Грани», 1995. – 258 c.
7. Стародубцев Ю.В., Солодов В.Г. Математиче-
Полученные экспериментальные данные под-
ская модель трехмерного турбулентного вязкого те-
тверждают эффективность предложенных конструк-
чения в одноступенчатой газовой турбине // Авиа-
тивных решений. Результаты настоящей работы мо-
ционно-космическая техника и технология. – 2005. 
гут быть полезны для разработчиков турбомашин,
№ 8. – С. 115-122
занимающихся проектированием и модернизацией
двигателей с выносной камерой сгорания.
8. Гоголев И.Г., Солодов В.Г., Стародубцев Ю.В.
Экспериментальное и численное исследование вяз-
Авторы выражают благодарность ведущему кон-
кого турбулентного течения во входном отсеке газо-
структору В.В. Петельчицу за участие в исследова-
вой турбины // Вестник двигателестроения. – 2004. 
ниях.
№ 2.  С. 56-59.
Литература
Поступила в редакцию 25.05.2006
1. Пчелкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных
двигателей.
1973. – 392 с.
–
М.:
Машиностроение,
Рецензент: д-р техн. наук, проф. С.И. Сербин, Украинский государственный морской технический
университет им. адмирала Макарова, Николаев.