Локальные параметры теплоотдачи на участках развивающегося температурного пограничного слоя в полостях газовых турбин
- Авторы: Зуев А.А.1, Арнгольд А.А.2, Фалькова Е.В.1, Толстопятов М.И.1, Дубынин П.А.1
-
Учреждения:
- Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева
- АО «Красноярский машиностроительный завод»
- Выпуск: Том 23, № 3 (2022)
- Страницы: 437-450
- Раздел: Раздел 2. Авиационная и ракетно-космическая техника
- URL: https://journals.eco-vector.com/2712-8970/article/view/562764
- DOI: https://doi.org/10.31772/2712-8970-2022-23-3-437-450
- ID: 562764
Цитировать
Полный текст
Аннотация
В данной работе проведено аналитическое определение локального коэффициента теплоотдачи в плоскостях вращения газовых турбин с использованием аффинноподобной модели распределения температурного и динамического пространственных пограничных слоев с конвективной составляющей (при Pr < 1). Метод аналитического исследования, используемый в работе, привел к результатам близким к экспериментальным значениям.
Решена задача определения толщины потери энергии с помощью интегрального соотношения уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя, предоставляющего возможность для интегрирования по поверхности необходимой кривизны. Выражен закон теплообмена турбулентного пограничного слоя для вращательного движения потока и движения по закону «твердого тела».
Получены уравнения для определения локального коэффициента теплоотдачи по критерию Стантона при различных законах течения внешнего потока для степенного распределения скорости в пограничном слое по аффинноподобной модели температурного пограничного слоя.
Коэффициенты теплоотдачи с достаточной точностью коррелируют с экспериментальными данными и зависимостями, опубликованными другими авторами: J. M. Owen, L. A. Dorfman, И. В. Шевчук. Отклонение результатов, полученных по зависимости модели с конвективной составляющей и аффиноподобными профилями, не имеют статистически значимых различий. Полученные результаты исследования и сравнение их с результатами других авторов показали, что они пригодны для инженерных расчетов и анализа воздействия локальных коэффициентов теплоотдачи на высокотемпературные узлы турбонасосного агрегата (ТНА).
Полный текст
Введение
Повышение термических характеристик, проектируемых узлов и агрегатов ТНА напрямую зависит от проведения исследований на предмет локализации температурного воздействия газовых потоков. С целью повышения точности и совершенствования расчетных методик необходимо более точно определять численные значения характерных величин газового потока, влияющих как на потери в элементах проточного тракта, так и на энергетические и рабочие параметры турбин [1].
Одним из методологических подходов к решению задачи проектирования элементов газоводов и моделирования энергетических параметров является аналитический вывод зависимостей путем преобразований уравнений динамики [2].
Рассмотрим вывод уравнений законов теплообмена и локальных коэффициентов теплоотдачи с использованием аффинноподобной модели температурного пограничного слоя для случая Pr < 1 [3].
1. Взаимосвязь интегральных уравнений энергии турбулентного потока для прямолинейного равномерного и вращательного движений
Пусть температурный пограничный слой имеет конечную толщину . Распределение профиля скорости аппроксимируем степенной функцией:
. (1)
При Pr = 1 профиль распределения скорости в динамическом пограничном слое должен иметь производную на стенке, т. е. удовлетворять условию, требуемому дифференциальным уравнениям движения пограничного слоя. Поэтому будем использовать двухслойную модель распространения профиля скорости с ламинарным подслоем и турбулентным профилем в основной части.
Условия, требуемые дифференциальными уравнениями движения пограничного слоя, должны выполняться и для дифференциального уравнения энергии [4–7]. В работе аппроксимируется профиль скорости в пограничном слое кубической параболой:
(2)
Кубическую параболу используют также для аппроксимации температурного пограничного слоя:
(3)
Отношение толщины температурного и динамического пограничных слоев в произвольном сечении обозначим как у В. М. Кейса:
. (4)
Отметим, что использование уравнения кубической параболы возможно только для ламинарного пограничного слоя. Принимается, что распространение профиля скорости и распределение профиля температур в пограничном слое аппроксимируется следующими полиномами:
. (5)
В соответствии с работой В. М. Кейса, используем отношение температурного пограничного слоя к динамическому:
. (6)
В соответствии с работой Ю. А. Кошмарова, профили скорости и температуры в турбулентном пограничном слое аппроксимируем степенными функциями:
(7)
Рассмотрим толщину потери энергии:
(8)
Профили распределения пограничных слоев показаны на рис. 1.
Рис. 1. Профили распределения температурного и динамического пограничных слоев при Pr < 1
Fig. 1. Distribution profiles of temperature and dynamic boundary layers for Pr < 1
Разобьём границы уравнения (8) на два самостоятельных участка интегрирования:
Отсюда уравнение (8) преобразуется к виду
. (9)
Выражение для толщины потери энергии при известных профилях аппроксимации пограничных слоев принимает следующий вид:
. (10)
Произведём замену переменных:
, .
В первом члене введем замену через отношение толщины температурного и динамического пограничных слоев в произвольных сечениях , тогда
(11)
где r – отношение толщины температурного и динамического пограничных слоев.
Границы интегрирования второго члена уравнения (10) находятся от толщины динамического пограничного слоя до толщины температурного пограничного слоя . При этом изменения эпюры скорости вдоль оси Y не происходит, а скорость равна скорости потока в ядре течения. В этом случае
.
Тогда
(12)
С учетом выражения (12), толщина потерь энергии температурного пограничного слоя определится как
(13)
Учитывая отношение толщины температурного и динамического пограничных слоев в произвольном сечении, второй член уравнения толщины потери энергии (12) преобразуется к виду
. (14)
Отметим, что при r = 0, что характерно для Pr = 1, первый член уравнения (13) запишется как , а второй член уравнения обнуляется, т. е. B = 0.
Учитывая выражение (14), перепишем выражение для толщины потери энергии (13):
(15)
Запишем уравнение закона теплоотдачи в виде критерия Стантона:
(16)
Для дальнейших вычислений найдем производную температурного пограничного слоя на стенке. Используем двухслойную модель турбулентности с ламинарным подслоем при коэффициенте Прандтля Pr = 1. Тогда толщина температурного пограничного слоя и динамического пограничного слоя будут равны, т. е. δ = δt [8; 9].
В данном случае при Pr < 1 приняли δt = rδ. Проведя аналогию между температурным и динамическим пограничными слоями с учетом коэффициента отношения толщины и выполнив соответствующие преобразования, получим производную температурного пограничного слоя на стенке:
. (17)
Из уравнения (15) выразим толщину динамического пограничного слоя:
. (18)
Полученное выражение для толщины динамического пограничного слоя (18) подставим в выражение производной температурного пограничного слоя на стенке (поверхности теплообмена) (17):
(19)
или
(20)
Определив производную температурного пограничного слоя на стенке (поверхности теплообмена) (20), а также закон теплообмена в виде критерия Стантона (16), получим
. (21)
Для использования уравнения (21) в проектных расчетах требуется определить коэффициент ламинарного подслоя αл, который, исходя из двухслойной модели турбулентности, определяем из условия смыкания ламинарного подслоя и турбулентного профиля [10–11]. Определяем коэффициент ламинарного подслоя αл аналогично, как и при Pr = 1, с использованием закона трения и производной на поверхности теплообмена для функции распределения температурного пограничного слоя [12]. Исходя из выражения для толщины потери энергии температурного пограничного слоя (15), запишем
(22)
При m = 7 выражение (22) преобразуется к виду
Учитывая, что при Pr < 1 , получим .
С использованием выражения (21) запишем интегральное соотношение уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя:
(23)
Рассмотрим случай реализации вращательного течения, когда направление потока определяется кольцевой линией [13]. Выразим уравнение энергии (23) в цилиндрических координатах, учитывая, что для осесимметричного течения при ε = const выполняются соотношения:
(24)
С использованием аффинноподобной модели температурного пограничного слоя, определение вида закона теплообмена становится тривиальной задачей. Использование уравнения (24) происходит после интегрирования с учетом принятых законов распределения.
2. Локальная теплоотдача турбулентного потока при вращательном течении
Представим течение в турбине ТНА и соответствующее ему вращательное движение по закону твердого тела. Пренебрегаем диссипативным членом в интегральном соотношении уравнения энергии (24) при реализации вращательного течения:
(25)
Для вращательного течения по закону «твердого тела» распределение окружной составляющей скорости по радиусу [14], уравнение (25) преобразуется следующим образом:
(26)
Введем промежуточные обозначения: ,
,
тогда
. (27)
Уравнение решается методом подстановки y = u · v:
Функция v должна удовлетворять условию , тогда , откуда находим
(28)
, (29)
(30)
Выведем критерий Стантона для вращательного течения по закону твердого тела для турбулентного режима с учетом выражений (21) и (30).
Задав и выразим критерия Стантона для вращательного течения по закону твердого тела для случая Pr < 1:
31)
Рассмотри течение газового потока в магистралях подвода ТНА, которое осуществляется по закону свободного вихря (U · R = C = const) [15], тогда уравнение энергии (25) запишется как
(32)
Проведем замену:
(33)
Решение уравнения (27) ведем аналогично случаю вращательного течения по закону твердого тела при Pr < 1 методом подстановки y = u · v, причем
.
Тогда толщина потери энергии определится в виде
. (34)
С учетом полученного ранее выражения В запишем:
(35)
Тогда критерий Стантона для вращательного течения по закону свободного вихря для случая Pr < 1 определится, как
(36)
Таким образом, выражены все переменные для определения локальных коэффициентов теплоотдачи в виде критерия Стантона при различных законах течения по аффинноподобной модели температурного пограничного слоя [16].
На рис. 2 представлены значения безразмерного коэффициента теплоотдачи в виде критерия Нуссельта для турбулентного вращательного течения по закону «твердого тела» [17; 18].
Рис. 2. Коэффициента теплоотдачи при Pr = 0,7
Fig. 2. Heat transfer coefficient at Pr = 0.7
Заключение
Для сопоставления полученных в исследовании результатов с работами других авторов, используем данные эксперимента для случая турбулентного вращательного движения воздуха по закону «твердого тела» с диапазоном изменения критерия Рейнольдса Re = 5 · 105 - 1,4 · 106, критерия Прандтля Pr = 1,7 [17]. При сравнении со значениями модели с конвективной составляющей аффинноподобная модель показывает схождение результатов на уровне 1,5 %.
Теоретические зависимости, полученные по моделям распределения температурного и динамического пограничных слоев с конвективной составляющей и аффинноподобными профилями при Pr = 0,7, дают достаточно близкие результаты в связи с близким подобием распределения температурного и динамического слоев и близки к случаю Pr = 1.
Полученные результаты исследования и их соотношение с результатами других авторов показали, что они пригодны для инженерных расчетов и анализа воздействия локальных коэффициентов теплоотдачи на высокотемпературные узлы ТНА. Необходимо отметить, что на безразмерный коэффициент теплоотдачи в виде критерия Нуссельта существенно влияют граничные условия течения и теплообмена, такие как скорость, вязкость, плотность и градиент температур рабочего тела и поверхности теплообмена.
Об авторах
Александр Александрович Зуев
Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева
Автор, ответственный за переписку.
Email: dla2011@inbox.ru
доктор технических наук, доцент
Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31Анна Анатольевна Арнгольд
АО «Красноярский машиностроительный завод»
Email: arngoldanna@mail.ru
начальник бюро спецсоединителей, приборов и пультов аппаратуры
Россия, 660123, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 29Екатерина Владимировна Фалькова
Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева
Email: dankaty@mail.ru
старший преподаватель кафедры технической механики
Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31Михаил Игоревич Толстопятов
Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева
Email: 89130399999@mail.ru
кандидат технических наук, доцент
Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31Павел Алексеевич Дубынин
Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева
Email: pavel.dubynin@mail.ru
аспирант кафедры двигателей летательных аппаратов
Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31Список литературы
- Киселев Ф. Д. Диагностика разрушений и оценка эксплуатационной работоспособности рабочих турбинных лопаток авиационных двигателей // Вестник Московского авиац. ин-та. 2019. Т. 26, № 4. С. 108–122.
- Григорьев В. А., Загребельный А. О., Калабухов Д. С. Совершенствование параметрической модели массы газотурбинного двигателя со свободной турбиной для вертолетов // Вестник Московского авиац. ин-та. 2019. Т. 26, № 3. С. 137–143.
- Милешин В. И., Семёнкин В. Расчетное исследование влияния числа рейнольдса на характеристики первой типовой ступени компрессора высокого давления // Вестник Московского авиац. ин-та. 2018. Т. 25, № 2. С. 86–98.
- Влияние центробежных массовых сил на теплоотдачу при обтекании потоком воздуха вогнутой поверхности с поперечными выступами / А. В. Ильинков, Р. Р. Габдрахманов, В. В. Такмовцев, А. В. Щукин // Вестник Московского авиац. ин-та. 2018. Т. 25, № 1. С. 39–48.
- Горелов Ю.Г., Строкач Е.А. Анализ закономерностей расчета коэффициента теплоотдачи от газа на входных кромках сопловых лопаток турбин высокого давления // Вестник Московского авиац. ин-та. 2016. Т. 23, № 1. С. 80–85.
- Определение коэффициента теплоотдачи на пере лопатки турбины на нерасчётных режимах работы / М. А. Щербаков, Д. А. Воробьев, С. А. Маслаков, Ю. А. Равикович // Вестник Московского авиац. ин-та. 2013. Т. 20, № 3. С. 95–103.
- Краева Е. М. Энергетические параметры высокооборотных насосов малого расхода // Вестник Московского авиац. ин-та. 2011. Т. 18, № 3. С. 104–109.
- Дисковое трение при определении баланса мощностей турбонасосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей / А. А. Зуев, В. П. Назаров, А. А. Арнгольд, И. М. Петров // Вестник Пермского нац. исслед. политех. ун-та. Аэрокосмическая техника. 2019. № 57. С. 17–31.
- Методика определения дискового трения малорасходных центробежных насосов / А. А. Зуев, В. П. Назаров, А. А. Арнгольд, И. М. Петров // Сибирский журнал науки и технологий. 2019. Т. 20, № 2. С. 219–227. doi: 10.31772/2587-6066-2019-20-2-219-227.
- Numerical Research on the Energy Loss of a Single-Stage Centrifugal Pump with Different Vaned Diffuser Outlet Diameters./ F. Lai, X. Zhu, G. Li, L. Zhu, F. Wang // Energy Procedia. 2019. Vol. 158. Р. 5523–5528. doi: 10.1016/j.egypro.2019.01.592.
- Numerical investigation of influence of the clocking effect on the unsteady pressure fluctuations and radial forces in the centrifugal pump with vaned diffuser / W. Jiang, G. Li, P. Liu, L. Fu // International Communications in Heat and Mass Transfer. 2016. Vol. 71. Р. 164–171. doi: 10.1016/j.icheatmasstransfer.2015.12.025.
- Efficient CFD evaluation of the NPSH for centrifugal pumps / M. Lorusso, T. Capurso, M. Torresi et al. // Energy Procedia. 2017. Vol. 126. P. 778–785. doi: 10.1016/j.egypro.2017.08.262.
- Optimal design of multistage centrifugal pump based on the combined energy loss model and computational fluid dynamics / C. Wang, W. Shi, X. Wang, X. Jiang et al. // Applied Energy. 2017. Vol. 187. P. 10–26. doi: 10.1016/j.apenergy.2016.11.046.
- Bakhshan,Y., Omidvar A. Calculation of friction coefficient and analysis of fluid flow in a stepped micro-channel for wide range of Knudsen number using Lattice Boltzmann (MRT) method // Physica A: Statistical Mechanics and Its Applications. 2015. Vol. 440. P. 161–175. doi: 10.1016/j.physa.2015.08.012.
- Numerical study of laminar flow and friction characteristics in narrow channels under rolling conditions using MPS method / M. A. Basit, W. Tian, R. Chen et al. // Nuclear Engineering and Technology. 2019. doi: 10.1016/j.net.2019.06.001.
- Галактионов А. Ю., Хлупнов А. И. Численный расчет нестационарных аэродинамических характеристик цилиндрических моделей в условиях сверхзвукового ламинарного обтекания // Вестник МГТУ имени Н. Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2015. № 5. C. 4–13. doi: 10.18698/0236-3941-2015-5-4-13.
- Афанасьев В. Н., Егоров К. С., Кон Д. Верификация моделей турбулентности при анализе структуры турбулентного пограничного слоя около прямоугольного выступа на пластине // Вестник МГТУ имени Н. Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2018. № 6. С. 72–89. doi: 10.18698/0236-3941-2018-6-72-89.
- Шлихтинг Теория пограничного слоя М. : Наука, 1974. 712 с.
![](/img/style/loading.gif)