THE USING OF VORTEX MATRICES IN THE CONSTRUCTION OF BLADES OF HIGH-TEMPERATURE GAS TURBINES
- Authors: Yaroslavtsev N.L.1, Vikulin A.V.1, Remchukov S.S.1
-
Affiliations:
- Moscow Aviation Institute (National Research University)
- Issue: Vol 21, No 1 (2019)
- Pages: 172-177
- Section: Articles
- URL: https://journals.eco-vector.com/1990-5378/article/view/88335
- ID: 88335
Cite item
Full Text
Abstract
Full Text
Одной из наиболее распространенных систем охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин является комбинация взаимоскрещивающихся под определенным углом ребер, образующих компланарные каналы [1, 2, 3]. Указанная система охлаждения получила название - вихревая матрица, за счет образования вихревых потоков в зонах пересечения каналов, образованных ребрами [1]. Экспериментальные исследования позволили определить зависимость интенсивности теплосъема с наружной поверхности компланарных систем охлаждения от геометрических параметров оребрения, а именно, угла скрещивания, высоты и шага ребер [2, 3]. В данной статье рассмотрены различные варианты конструктивного исполнения вихревой системы охлаждения, которые в зависимости от предполагаемых конкретных условий эксплуатации, могут быть использованы при проектировании лопаток высокотемпературных газовых турбин. Преимущества предлагаемых конструктивных решений систем охлаждения с вихревой матрицей подтверждены результатами экспериментов, выполненных методом калориметрирования в расплаве кристаллизующегося металла [4]. В процессе создания лопаток с вихревой матрицей [5] предлагается использовать в её конструкции ребра с переменным углом наклона β (рис. 1). Угол наклона ребер увеличивается в диапазоне (15 - 60) градусов от корня пера лопатки к её периферии. Предлагаемое конструктивное решение позволяет уменьшить неравномерность температурного поля в продольных сечениях лопатки. Рис. 1. Авторское свидетельство [5] Увеличение скорости течения охладителя и его турбулизация в каналах вихревой матрицы позволяют обеспечить равномерное температурное поле по высоте лопатки за счет установки ее ребер с переменным шагом [6]. Шаг ребер уменьшается от корня к периферии пера лопатки (рис. 2) и определяется на основании зависимости причем где to - начальный шаг ребер; i - порядковый номер ребра, отсчитываемый от корня пера; s - толщины ребра; - минимальный шаг ребер. Рис. 2. Авторское свидетельство [6] В работе [7] вихревая матрица устанавливается в задней полости лопатки (рис. 3). Охлаждающий воздух поступает в каналы между ребрами, расстояние между вершинами, которых выбрано исходя из уравнения , где h - высота ребра; причем ребра с соотношением параметров размещены в средней зоне пера. Лопатка снабжена поперечными коллекторами (1) и (2), размещенными в прикорневой и периферийной частях пера. В ребрах выполнены каналы (3) трапециевидного поперечного сечения, сообщающиеся с коллекторами. Боковые поверхности ребер плавно сопряжены по дуге окружности R с внутренней поверхностью пера, причем ребра в поперечном сечении имеют трапециевидную форму. С целью повышения эффективности охлаждения входной кромки лопатки [8], ребра вихревой матрицы (рис. 4), установленные в передней полости лопатки, могут быть расположены относительно ее внутренней поверхности с зазором h, определяемым по формуле где - внутренний радиус входной кромки пера лопатки на рассматриваемой высоте i. Одним из способов интенсификации теплообмена входной кромки лопатки с вихревой матрицей можно рассматривать установку между вершинами ребер, ее образующих, разделительной пластины [9]. Высота пластины составляет 1/3 высоты пера лопатки и расположена между входной кромкой и продольной перегородкой на расстоянии от их внутренних поверхностей где t - шаг ребер; - угол скрещивания ребер (рис. 5). Согласно работе [10] охлаждаемая лопатка газовой турбины (рис. 6), имеет перо (1) с верхней полостью (2); передняя (4) и задняя (5) полости лопатки разделены продольной перегородкой 3. На боковых стенках (6) передней полости (4) установлены параллельные ребра (7), расположенные под углом к оси лопатки в сторону корыта (8) и спинки (9) в противоположных направлениях. Ребра контактируют торцами (10) в местах пересечения и образуют межреберные каналы (11), сообщающиеся с верхней полостью (2). В задней полости (5) установлена продольная вставка (12). На боковых стенках передней полости (4) установлены дополнительные ребра (13), разделяющие ее на изолированные друг от друга камеры (14). В перегородке (3) выполнены подводящие (15) и отводящие (16) отверстия, расположенные, соответственно, над и под дополнительными ребрами (13). Вставка (12) имеет Г - образное поперечное сечение и соединяется с перегородкой (3), образуя канал (17), сообщающийся через подводящие отверстия (15) с камерами (14). Камеры через отводящие отверстия (16) соединены с задней полостью (5). Камера (14), расположенная на периферии пера (1), сообщается с верхней полостью (2). Рис. 6. Авторское свидетельство [10] При работе турбины охлаждающий воздух на входе в лопатку разделяется на два потока. Первичный поток воздуха подается в переднюю полость (4), проходит по межреберным каналам (11) и, дойдя до дополнительного ребра (13), перекрывающего возможность продольного течения воздуха через отводящие отверстия (16), поступает в заднюю полость (5) и выбрасывается из лопатки. Вторичный поток охлаждающего воздуха поступает в канал (17) и через подводящие отверстия (15) переходит в камеры (14) передней полости (4), проходя по межреберным каналам (11) камер (14), и подается в заднюю полость (5) через отводящие отверстия (16). В авторском свидетельстве [11] представлена лопатка газовой турбины с вихревой матрицей, расположенной в ее внутренней полости. Ребра вихревой матрицы имеют Т - образное поперечное сечение. Вершины ребер (1) со стороны входной кромки снабжены направленными к ней скосами (2) (рис. 7). При работе турбины охлаждающий воздух поступает в лопатку и проходит по каналам между ребрами, Т-образная форма которых позволяет увеличить теплосъем с поверхности лопатки, а скос (2) приводит к уменьшению гидравлического сопротивления этого участка пера лопатки. Рис. 7. Авторское свидетельство [11] Возможность повышения эффективности охлаждения лопатки газовой турбины за счет интенсификации теплообмена при турбулизации потока воздуха в диффузорно-конфузорных каналах показана в работе [12]. Ребра, формирующие вихревую матрицу лопатки, имеют переменную толщину и образуют чередующиеся каналы конфузорного и диффузорного типа (рис. 8). Ребра в местах пересечения имеют минимальную относительную толщину. Диффузорные каналы имеют большую протяженность, чем конфузорные. Рис. 8. Авторское свидетельство [12] В авторском свидетельстве [13] интенсификация теплообмена в системе охлаждения лопатки достигается за счет использования комбинации вихревой матрицы и штырьковых турбулизаторов воздушного потока (рис. 9). Диаметр штырьков составляет , где - ширина канала. Рис. 9. Авторское свидетельство [13] Штырьковое оребрение выполнено в продольном направлении с шагом tш , а в поперечном - с шагом Нш , величины которых могут быть определены из уравнений: где n - четное число, - шаг ребер; β - угол наклона ребер. Величина константы n назначается в зависимости от высоты пера лопатки. Один из вариантов применения узких вихревых матриц в системах охлаждения лопаток ГТД рассмотрен в работе [14]. Охлаждающий воздух подается в замковую часть лопатки, а затем поступает в каналы, образованные продольными секциями вихревых матриц (рис. 10). Выброс воздуха в проточную часть турбины осуществляется через выходную кромку лопатки. Рис. 10. Авторское свидетельство [14] Особенностью данного конструктивного решения является смещение ребер в соседних продольных секциях вихревых матриц на половину величины их шага t. Одним из вариантов системы охлаждения лопаток является комбинация вихревой матрицы с несколькими рядами наклонных перемычек, соединяющих спинку и корыто лопатки [15] (рис. 11). Охлаждаемая лопатка газовой турбины в зоне выходной кромки имеет несколько секций вихревой матрицы. Углы наклона и протяженность ребер L матрицы уменьшаются по направлению к выходной кромке. Вершины ребер матрицы заглублены друг в друга. За секционной матрицей по направлению движения воздуха установлена трехрядная система наклонных ребер. Угол наклона первой по потоку секции ребер a определялся по формуле: где - углы наклона ребер последней по потоку секции вихревой матрицы. Предлагаемые варианты конструктивного исполнения вихревой матрицы и ее комбинации с другими интенсификаторами теплообмена нашли широкое применение в системах охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин. Рис. 3. Авторское свидетельство [7] Рис. 4. Авторское свидетельство [8] Рис. 5. Авторское свидетельство [9] Рис. 11. Авторское свидетельство [15]About the authors
Nikolay L'vovich Yaroslavtsev
Moscow Aviation Institute (National Research University)
Email: yaroslavcevnl@mati.ru
Candidate of Technics, Professor of the Department «Technology of Production and Operation of Aircraft Engines»
Alexander Viktorovich Vikulin
Moscow Aviation Institute (National Research University)
Email: vav106@yandex.ru
Candidate of Technics, Professor of the Department «Technology of Production and Operation of Aircraft Engines»
Svyatoslav Sergeevich Remchukov
Moscow Aviation Institute (National Research University)
Email: remchukov.sviatoslav@yandex.ru
Postgraduate Student of the Department «Technology of Production and Operation of Aircraft Engines»
References
- Пелевин Ф.В., Ярославцев Н.Л., Викулин А.В, Орлин С.А., Пономарев А.В. Исследование эффективности теплообмена в компланарных каналах // Теплоэнергетика. 2015. №3. C. 35-41.
- Ярославцев Н.Л., Викулин А.В, Земляная В.А. Диагностика эффективности работы системы охлаждения теплообменников с компланарными каналами // Известия Высших учебных заведений. Авиационная техника. 2016. №3.
- Ярославцев Н.Л., Викулин А.В., Ремчуков А.А. Оптимизация конструкции передней полости лопатки полупетлевой схемы охлаждения. Авиационная промышленность» 2017. №4.
- Викулин А.В., Ярославцев Н.Л., Земляная В.А. Технология калориметрических испытаний теплонапряженных деталей в жидкометаллическом термостате. Материалы VII Международной конференции» Современные концепции научных исследований», М.: Евразийский Союз Ученых, 2014.
- Авторское свидетельство № 1401955 от 5.09.1986 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1471655 от 1.07.1987 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1656941 от 4.10.1989 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1383904 от 16.07.1986 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1354821 от 3.12.1985 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1332935 от 20.12.1985 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1394762 от 1.04.1986 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1401954 от 5.09.1986 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1480434 от 1.07.1987 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1792117 от 20.03.1990 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».
- Авторское свидетельство № 1662174 от 27.10.1988 г. Галкин М.Н., Попов В.Г., Ярославцев Н.Л., Викулин А.В. и др. «Охлаждаемая лопатка газовой турбины».