WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

загрузка...
   Добро пожаловать!

Pages:     || 2 | 3 |

СВЕДЕНИЯ О СОИСКАТЕЛЕ И ПРЕДСТОЯЩЕЙ ЗАЩИТЕ

Ф.И.О.

КРАСАВИН ДЕНИС АНДРЕЕВИЧ

Тема диссертации:

Разработка методики расчета и исследования температурного состояния лопаток газовых турбин

Специальность:

05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Отрасль науки:

Технические науки

Шифр совета:

Д212.110.02

Тел. ученого секретаря диссертационного совета

915-31-29

E-mail:

dc2mati@yandex.ru

Предполагаемая дата защиты диссертации:

25 декабря 2008г. в 15-00

Место защиты диссертации:

г. Москва, Берниковская наб., дом 14,

каф. ИЛА, ауд. 102-5

Председатель

диссертационного

Совета Д212.110.02, д.т.н., профессор Соколов В.П.

Ученый секретарь

диссертационного Совета

Д 212.110.02, д.т.н., профессор Силуянова М.В.

На правах рукописи

Красавин Денис Андреевич

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ РАСЧЕТА И ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРНОГО СОСТОЯНИЯ ЛОПАТОК ГАЗОВЫХ ТУРБИН

Специальность: 05.07.05-«Тепловые, электроракетные двигатели и

энергоустановки летательных аппаратов»

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени

кандидата технических наук

Москва 2008 г.

Работа выполнена на кафедре «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника» ГОУ ВПО «МАТИ» – Российского государственного технологического университета имени К.Э. Циолковского

Научный руководитель: - доктор технических наук, профессор

Дмитренко Артур Владимирович

Официальные оппоненты: - доктор технических наук, профессор

Пелевин Федор Викторович

- доктор технических наук, старший научный сотрудник

Мякочин Александр Сергеевич

Ведущее предприятие: ФГУП ММПП «Салют»

Защита состоится « » ____________ 2009 г. в 13 час.00 мин. на заседании диссертационного Совета Д 212.110.02 ГОУ ВПО «МАТИ» Российского государственного технологического университета имени К.Э. Циолковского, по адресу: 109240, г. Москва, Берниковская наб., д.14, стр.2.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ГОУ ВПО «МАТИ»  Российского государственного технологического университета имени К.Э. Циолковского.

Автореферат разослан « » __________ 200__ г.

Отзывы (в двух экземплярах, заверенных печатью учреждения) просим присылать по адресу: 121552, г. Москва, Г-552, ул. Оршанская, д.3 ГОУ ВПО «МАТИ» Российский государственный технологический университет имени К.Э. Циолковского, ученому секретарю диссертационного Совета Д 212.110.02.

Ученый секретарь диссертационного

Совета Д 212.110.02

доктор технических наук М.В. Силуянова

Общая характеристика работы

Актуальность темы

С каждым новым поколением авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и энергетических установок растут параметры рабочего цикла двигателя и, прежде всего, температура газа перед турбиной, которая в ближайшей перспективе должна достигать 2000К. Поэтому создание новых поколений ГТД связано с разработкой высокотемпературного газогенератора реализующего эффективный рабочий процесс двигателя. Решение этой проблемы заставляет глубоко исследовать и изучить рабочие процессы, физико-химические, газодинамические явления в двигателе, правильно определять выходные параметры двигателей и эксплуатационные характеристики его деталей, обеспечивая наибольшую информативность и достоверность, требуемую точность. В тоже время законы рынка определяют необходимость существенного сокращения сроков и стоимости создания двигателя при сохранении высоких эксплуатационных показателей, поэтому в основу современной методологии создания нового авиационного двигателя должна быть положена тщательно отработанная расчетно-аналитическая методика, построенная на разработке адекватной математической модели, что позволяет существенно сократить затраты на экспериментальную отработку изделия.

Основным элементом «горячего» тракта ГТД является охлаждаемая или неохлаждаемая ступень газовой турбины и, прежде всего, ее наиболее теплонапряженные детали сопловые и рабочие лопатки. Повышение эффективности проектирования турбины тесно связано с точностью и адекватностью результатов расчетного исследования ее температурного состояния. Принятые в настоящее время расчетные методы определения температурного состояния деталей турбины (маршевый метод, метод конечных элементов и другие.) отличаются значительной сложностью и недостаточной адекватностью получаемых результатов особенно для предельных значений температуры лопаток турбины. Получаемые при этом отличия при вполне приемлемой относительной погрешности методов (5-7%) могут достигать недопустимых отклонений от реальной температуры лопатки (до100 К). Это в значительной мере увеличивает затраты на экспериментальную отработку и сроки создания турбины. Повышение точности применяемых в практике газотурбостроения расчетных методов связано не только со значительным уменьшением масштаба разбиения расчетной области, которое значительно увеличивает трудоемкость расчетов не снимая задачи экспериментальной верификации уровня разбиения достаточного для получения требуемой точности расчетов, но и с необходимостью перехода к оптимальному (с точки зрения трудоемкости и точности полученных результатов) трехмерному моделированию температурного состояния лопаток. Поэтому исследования направленные на развитие методов моделирования и разработку расчетно-теоретической методики, обеспечивающей повышение адекватности и точности определения температурного состояния лопаток газовой турбины являются актуальной задачей современного двигателестроения.

Цель исследований

Повышение эффективности проектирования газовой турбины путем совершенствования расчетного метода и информационных средств определения температурного состояния лопаток.

Научная новизна

Новыми научными результатами, полученными в работе, являются:

1.Обобщенная трехмерная математическая модель температурного состояния лопаток газовой турбины.

2.Расчетно-теоретические методики, обеспечивающие повышение адекватности определения методом контрольного объема температурного состояния неохлаждаемых и охлаждаемых лопаток газовой турбины, за счет более полного учета факторов теплообмена в лопатке.

3.Количественные характеристики достаточности точности метода контрольного объема для описания температурных полей в лопатках при эксплуатационных условиях теплообмена.

4.Закономерности изменения температурного состояния лопаток в зависимости от принятой при расчетах точности математического описания исходных характеристик теплообмена.

Достоверность результатов

Полученные в работе теоретические и практические результаты исследований обеспечены применением адекватного математического аппарата и хорошей согласованностью расчетных характеристик, полученных на базе разработанной методики расчета температурного состояния, с экспериментальными данными, как для классических задач теплообмена, так и для лопаток ГТД и энергетических установок.

Практическая ценность работы

Применение разработанных: математической модели, расчетной методики, программного обеспечения и рекомендаций для расчета и исследования температурного состояния лопаток газовой турбины позволяют повысить эффективность аналитического проектирования деталей турбины ГТД, и тем самым сократить сроки и затраты ресурсов на ее создание. Результаты диссертации используются в учебном процессе подготовки специалистов в «МАТИ», что подтверждается «Актом о Внедрении».

Апробация работы

Результаты работы докладывались на 3 международных и всероссийских научно-технических конференциях.

Публикации

По результатам выполненных исследований и практических разработок опубликовано 7 научных работ, в том числе: 2 тезиса докладов, 5 научных статей, одна из которых опубликована в изданиях, рекомендованных ВАК РФ.

Структура и Объем работы

Диссертация состоит из введения,4-х глав, выводов, списка литературы (198 наименования). Общий объем составляет 174 страницы машинописного текста, 122 рисунка и 3 фотографии на 55 страницах, списка литературы на 15 страницах.

Содержание работы

Во ВВЕДЕНИИ обоснованы актуальность темы диссертационной работы, посвященной разработке методики расчета и исследованию тепловых параметров турбинных лопаток, необходимых для формирования конструктивно-технологических решений при создании газовой турбины авиационного двигателя или энергетической установки; определена цель работы; представлены научная новизна, практическая значимость, отражена реализация результатов.

В ПЕРВОЙ ГЛАВЕ проводится анализ современного состояния предметной области исследования, определяются проблемные вопросы и формируются задачи, способствующие их решению.

Предметной областью исследований является моделирование и расчет и температурного состояния газовой турбины на этапе её проектирования и конструкторско-технологической доводки.

Конструкция современного газотурбинного двигателя содержит целый ряд специфических деталей, среди которых необходимо выделить турбинные лопатки, определяющие техническое совершенство двигателя и в значительной мере регламентирующие сроки его создания. Теоретическим и практическим вопросам моделирования и создания газовых турбин авиационных двигателей и энергетических установок посвящены научные работы Люлька А.М., Кузецова Н.Д.,Авдуевского В.С., Уварова В.В., Жирицкого Г.С., Копелева С.З., Ковалева В.И., Леонтьева А.И., Нагоги Г.П., Галицейского Б.М., Патанкара С., Скибина В.А., Белоконя Н.И. и других ученых.

В результате анализа опубликованных материалов определены, комплекс актуальных задач теплового проектирования, экспериментальные данные которых использованы при верификации результатов расчета, и физико-математическая модель, положенная в основу, разработанной на базе метода контрольного объема, методики расчета температурного состояния лопаток. При этом отмечено, что существующие модели и методики расчета, использующие метод контрольного объема из-за чрезмерного упрощения постановки задачи дают большую погрешность (до 100К) при расчете температуры лопатки, что значительно снижает эффективность их использования при проектировании турбины. Для верификации расчетной методики как для охлаждаемых, так и для неохлаждаемых лопаток достаточно рассмотреть трехмерные течения в каналах и трубах, поэтому, тестируемая модель должна удовлетворительно описывать и процесс нестационарной трехмерной теплопроводности и конвективный теплообмен в трехмерных каналах и лопатках, для соответствующих им значений числа Маха M, интенсивности турбулентности Tu и температурного напора 0<TCT/T<2.

На основании проведенного анализа сформулирована цель работы:

Повышение эффективности проектирования газовой турбины путем совершенствования расчетного метода и информационных средств определения температурного состояния лопаток.

Для достижения поставленной цели в работе решены следующие задачи:

-разработана обобщенная трехмерная математическая модель температурного состояния лопаток газовой турбины;

-сформированы расчетные методики, обеспечивающие повышение адекватности определения методом контрольного объема температурного состояния неохлаждаемых и охлаждаемых лопаток газовой турбины, за счет более полного учета факторов теплообмена в лопатке;

-установлены количественные характеристики достаточности точности метода контрольного объема для описания температурных полей в лопатках при эксплуатационных условиях теплообмена.

-определены закономерности изменения температурного состояния лопаток в зависимости от принятой при расчетах точности математического описания

исходных характеристик теплообмена.

Во ВТОРОЙ ГЛАВЕ представлена разработка модели исследования точности численного анализа температурного состояния лопаток турбины, осуществляется постановка физико-математической задачи исследования.

Начальные условия имеют классическую запись, а граничные условия соответственно первого, второго или третьего рода. Тепловой поток,,. Задается геометрическая форма тела, в котором надо определить поле температур; теплофизические свойств материала по пространству,, ; зависимость источника тепла S от искомой температуры.

Рис.1 Контрольный объем

Pages:     || 2 | 3 |






© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»