ИССЛЕДОВАНИЕ СТРУКТУРЫ ТЕЧЕНИЯ И СУММАРНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК МНОГОСТУПЕНЧАТЫХ ОСЕВЫХ КОМПРЕССОРОВ И ИХ ЭЛЕМЕНТОВ С ПОМОЩЬЮ КОМПЛЕКСА МЕТОДОВ ПОВЕРОЧНОГО РАСЧЕТА
Проблема моделирования течения в многоступенчатых осевых компрессорах возникает на разных этапах процесса проектирования. Стремление к увеличению аэродинамической нагруженности лопаточных венцов, повышение экономичности и расширение диапазона устойчивой работы вызывает необходимость доработок существующих машин, оптимизации программ регулирования. Для определения интегральных параметров усовершенствованных конструкций, радиальной структуры течения, а также оценки согласованности работы лопаточных венцов на различных режимах в практике используются методы поверочного расчета, реализованные в виде соответствующих программных продуктов.
Большой объем работ при проектировании и доводке осевых компрессоров в настоящее время выполняется с помощью двумерных методов расчета, которые отражают основные особенности структуры течения, позволяют определить суммарные характеристики и ориентированы на приемлемые ресурсы ЭВМ. На базе двумерных методов могут быть построены реальные оптимизационные алгоритмы, позволяющие обосновать выбор конструктивных форм проточных частей многоступенчатых машин.
В лаборатории Аэродинамики компрессоров Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского "ХАИ" в течение ряда лет ведутся работы, направленные на совершенствование осевых многоступенчатых компрессоров современных авиационных газотурбинных двигателей, стационарных энергетических установок, приводов газоперекачивающих агрегатов. Большой объем экспериментальных исследований, выполненных ранее в лаборатории, создал основы для построения расчетно-теоретических методов. В настоящее время в распоряжении исследователей имеется комплекс методов поверочного аэродинамического расчета компрессоров, элементы которого прошли тестирование и используются в практике проектирования. В состав комплекса входят перечисленные ниже методы и соответствующие пакеты программ, которые могут применяться как совместно, так и самостоятельно, в зависимости от типа решаемой задачи.
Программный комплекс (ПК) PROK [1] предназначен для поверочного расчета дозвукового сжимаемого осесимметричного течения в многоступенчатом осевом компрессоре и позволяет определить радиальную структуру течения в межвенцовых зазорах и суммарные характеристики в широком диапазоне режимов с учетом влияния входной радиальной неравномерности. Его особенностью является учет турбулентного обмена массой, импульсом и энергией в радиальном направлении между струйками тока , что дает возможность моделировать наблюдаемые экспериментально эффекты выравнивания неравномерности параметров потока венцами компрессора и стабилизации нарастания толщин торцевых пограничных слоев на средних и последних ступенях. В основу метода положен вариационный принцип максимума потока механической энергии [2].
Профильные, вторичные, концевые потери, углы отставания потока в различных сечениях по высоте лопатки определяются c помощью обобщенных зависимостей (Liblein, Гирич Г.А. и др.). С использованием полуэмпирических критериев рассчитываются режимы, соответствующие возникновению срывных явлений.
ПК PROK апробирован путем сопоставления результатов расчетов и экспериментальных данных, полученных в ЗМКБ "Прогресс" им. А.Г. Ивченко, в ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского, в ЦКТИ им. И.И. Ползунова, в Харьковском ОАО "Турбоатом" и используется в процессе проектирования и доводки многоступенчатых осевых компрессоров. С его помощью также может быть получена информация о влиянии малых технологических отклонений геометрических параметров лопаточных венцов и проточной части на характеристики компрессора.
Более новый программный комплекс AxSym [3] предназначен для поверочного расчета осесимметричного до- и транс- и сверхзвукового течения в изолированных ступенях, многоступенчатых осевых компрессорах, криволинейных каналах и позволяет получать поля газотермодинамических параметров, а также суммарные характеристики.
В основе ПК AxSym лежит решение системы уравнений Эйлера, записанной в стационарной форме. Использование обобщенной системы координат позволяет моделировать течение в проточных частях и осесимметричных каналах произвольной формы с углом поворота потока до 60 град. Введение искусственной сжимаемости (Хафез, Лоувел) повышает устойчивость решения при переходе через звуковую линию и более чем на порядок сокращает время счета по сравнению с методами, использующими принцип установления. Осредненное в окружном направлении число Маха потока в относительном движении Мw<1.4, что в большинстве случаев является достаточным для проведения практических расчетов. Учет реальных свойств течения осуществляется с использованием обобщенных зависимостей для определения углов отставания и коэффициентов потерь (Liblein, Swan, Al-Daini и др.). Исходными данными для расчета являются геометрические параметры проточной части и лопаточных венцов, режим работы и радиальные эпюры параметров потока в сечении на входе.
В настоящее время в программный комплекс AxSym введен учет влияния отбора (перепуска) воздуха из проточной части компрессора на суммарные характеристики и поля параметров потока в компрессоре.
Программный комплекс TRANSPS [4] позволяет моделировать до-, транс- и сверхзвуковое течение в решетках профилей осевых компрессоров с учетом вязких эффектов в пограничных слоях. В его основу положено решение системы уравнений Эйлера, записанной в нестационарной форме, описывающей обтекание решеток невязким потоком с использованием метода крупных частиц (О.М. Белоцерковский, Ю.М. Давыдов). Учет вязких эффектов реализуется на основе интегрального метода расчета пограничного слоя как ламинарного, так и турбулентного (Rotta).
С помощью данного программного комплекса могут быть получены поля параметров потока в межлопаточных каналах и определены суммарные характеристики решеток при безотрывном характере течения, а также положение точки отрыва.
Апробация программного комплекса TRANSPS проведена путем сопоставления результатов расчета и опытных данных, полученных зарубежными авторами. Комплекс TRANSPS используется в процессе проектирования решеток специальных форм, обеспечивающих минимальные потери [5], в том числе и решеток с откорректированной диффузорностью. Ниже представлены некоторые результаты применения комплекса методов расчета, разработанного в лаборатории.
Решение задач расчета дозвукового обтекания с помощью ПК PROK может быть продемонстрировано на примере изолированной компрессорной ступени С-11 (рис. 1 а), спроектированной в СПБ "Машпроект" (г. Николаев), испытания которой проводились в ХАИ на кафедре Теории авиационных двигателей. Характеристика (сплошная линия), полученная в результате расчета, в виде зависимости коэффициента изоэнтропического напора,, и КПД,, от коэффициента осевой скорости приведена на рис. 1 б. Радиальные распределения полного давления и осевой скорости за рабочим колесом в сопоставлении с данными эксперимента на режиме м/с, показаны на рис.1 в.
Моделирование дозвукового течения в двенадцатиступенчатом осевом компрессоре авиационного двигателя с учетом турбулентного обмена позволило получить суммарную характеристику, показанную на рис.2 а, в виде зависимости от в сопоставлении с опытными данными. Индекс "р" обозначает параметры в "расчетной" точке. Расчеты выполнялись с учетом поворота лопаток ВНА и НА первых ступеней в соответствии с программой регулирования. Изменение степени диффузорности течения,, на среднем радиусе в рабочих колесах компрессора на различных режимах по расходу при =1.0 представлены на рис.3. Данный метод расчета позволяет получить радиальные эпюры всех газотермодинамических параметров, включая напоры и КПД, и оценить согласованность работы лопаточных венцов в различных сечениях по радиусу.На рис.4 в качестве примера приведены радиальные эпюры полных температур в осевых зазорах за рабочими колесами. Учет концевых эффектов при наличии турбулентного обмена позволяет моделировать рост полной температуры к концам лопаток в соответствии с деформацией полей скоростей в торцевых пограничных слоях.
Ниже представлены некоторые результаты численного моделирования осесимметричного течения в компрессоре высокого давления двигателя современного транспортного самолета. На рис. 5 показаны распределения по радиусу полных давлений и температур за рабочими колесами КВД в сопоставлении с опытными данными.
Далее приведено сопоставление результатов расчета шестиступенчатого осевого компрессора К-4950 с результатами опытных исследований, проведенных в ЦКТИ им. И.И. Ползунова на двух режимах по расходу при nпр=1.0. На рис.6 представлено распределение статического давления на корпусе за венцами.
На рис. 8 показаны эпюры полного давления за 6НА на упомянутых выше режимах в сопоставлении с опытными данными, полученными с помощью двух радиальных гребенок (отмечены разными маркерами), расположенных в различных сечениях по окружности.
Далее приведены результаты численного моделирования течения в шестиступенчатом компрессоре – модели первых шести ступеней ГТЭ-115, также испытанном в ЦКТИ. Суммарная характеристика, полученная расчетным путем, представлена на рис.9. Сравнение распределений опытных и расчетных значений углов потока и осевой составляющей скорости по высоте проточной части за рабочим колесом третьей ступени, а также углов натекания на лопатки рабочего колеса пятой ступени представлено на рис.10
Рост окружных скоростей, увеличение степени повышения давления в одной ступени и, как следствие, уменьшение числа ступеней осевого компрессора повышает актуальность исследования в транс- и сверхзвуковых режимов течения. Сверхзвуковая ступень [6], рис.11 а, на "расчетном" режиме ступень обеспечивает степень повышения давления при массовом расходе кг/с. На рис.11 б, в показаны результаты расчета течения на этом режиме в виде распределений чисел Маха в относительном движении во входном и выходном сечениях рабочего колеса, степени повышения давления в ступени, а также величины по высоте проточной части в сопоставлении с расчетными и экспериментальными данными [6].
Далее приведены результаты расчетного исследования трансзвукового течения в многоступенчатом осевом компрессоре современного ТВаД, характеристика которого представлена на рис. 2, при повышенных частотах вращения. На рис. 12 показаны радиальные распределения чисел МW на входе в рабочие колёса первых ступеней. Как видно из рисунка, на входе в рабочие колеса первой и второй ступеней в периферийной области имеет место сверхзвуковое течение.
Как видно из рисунка, на этом (нерасчетном для компрессора) режиме скачок уплотнения перегораживает межлопаточный канал 1РК, охватывая половину высоты лопатки.
На рис. 14 представлены суммарные характеристики компрессора низкого давления и осевых ступеней компрессора высокого давления современного винтовентиляторного двигателя, полученные расчетным путем, в сопоставлении с результатами эксперимента.
На рис. 15 представлена полученная расчетным путем характеристика компрессора низкого давления (КНД) современного газотурбинного привода газоперекачивающего агрегата. Маркерами отмечены экспериментальные точки (дроссельная характеристика). На рисунке показано изменение положения линии рабочих режимов, ветвей характеристики и границы устойчивой работы при открытии клапанов перепуска воздуха. На рис. 16 показаны линии тока в 3 и 4 ступенях этого компрессора при открытых клапанах перепуска (nпр=0.8). Очевидно, что эксплуатация двигателя на пониженных режимах при открытии клапанов перепуска не является целесообразной и должна рассматриваться как исключение. Интересным является изменение эпюры параметров потока по радиусу, согласование режимов работы ступеней при открытии клапанов перепуска. Проведение таких исследований стало возможным с использованием ПК AxSym.
Исследование обтекания лопаточных венцов данного компрессора в широком диапазоне режимов позволило предложить мероприятия по адаптации работы компрессора ГТП на режимах пониженной мощности свободной турбины, а анализ согласования ступеней компрессора и распределений параметров потока на различных радиусах – выработать рекомендации, направленные на снижение частоты вращения, на которой следует открывать клапаны перепуска воздуха. Эти мероприятия позволяют повысить КПД компрессора и газотурбинного привода в целом при работе на режимах с пониженной мощностью.Полученные в результате расчета осесимметричного течения условия обтекания лопаточных венцов в различных сечениях по радиусу могут служить основой при моделировании течений в межлопаточных каналах решеток профилей и совершенствовании геометрических параметров решеток с целью минимизации потерь.
На рис. 17 приведено сопоставление результатов расчета обтекания решетки профилей DFVLR с помощью ПК TRANSPS и экспериментальных данных [7], полученных при различных скоростях набегающего потока. Рис.17 а,б иллюстрирует полученные распределения параметра вдоль хорды профиля при сверхкритических и сверхзвуковых числах Маха на входе. На рис. 17 в показаны результаты сопоставления величин профильных потерь, определенных в эксперименте, расчетным путем [7] и полученных c помощью ПК TRANPS.
На рис.18 представлены результаты совершенствования геометрических параметров решетки спрямляющего аппарата вентилятора современного авиационного двигателя. "Модифицированный" профиль на "расчетном" режиме, а также при числах Маха, превышающих "расчетные" вплоть до М1=0.86, позволяет реализовать течение со сниженным уровнем максимальных скоростей без волновых потерь и отрыва потока (рис.18 б). Исследование влияния углов натекания в диапазоне от -3 до +6 град также показало преимущество усовершенствованной решетки. Изменение коэффициента профильных потерь в двух названных решетках в зависимости от числа Маха набегающего потока и от угла натекания показано на рис.18 в.
Представленный комплекс методов расчета позволяет анализировать течение в многоступенчатых компрессорах и их элементах, а также совершенствовать геометрические параметры решеток профилей, лопаточных венцов и проточной части с целью повышения, К.П.Д. и запасов газодинамической устойчивости. Приведенные выше результаты наглядно демонстрируют некоторые его возможности. В настоящее время проводятся работы по созданию нового ПК AxCB, предназначенного для исследования центробежных компрессоров. Эти материалы будут представлены в отдельном докладе.
Труды XIII международной научно-технической конференции по компрессоростроению. Сумы 2004
