Идентификация теплового состояния корпуса турбины авиационного двигателя по экспериментальным данным

Abstract

Решена задача определения граничных условий конвективного теплообмена для корпуса турбины на основе результатов испытаний авиационного двигателя. Достигнуто повышение точности расчетов граничных условий 3-го рода по удельному тепловому потоку при сложном характере течения окружающей среды. Для этого определялась поправка к расчетному значению коэффициентов теплоотдачи, учитывающая передачу тепла внутри детали за счет теплопроводности материала. Выполнен анализ влияния точности определения коэффициентов теплоотдачи на погрешности расчета температур в контролируемых точках. Смоделировано нестационарное тепловое состояние корпуса турбины, соответствующее процессу ускоренного выхода двигателя на максимальный режим. Результаты моделирования сопоставлены с экспериментальными данными.

Вирішена задача щодо визначення граничних умов конвективного теплообміну для корпусу турбіни на базі результатів випробувань авіаційного двигуна. Досягнене підвищення точності розрахунків граничних умов 3-го роду за питомим тепловим потоком при складному характері течії навколишнього середовища. Для цього визначалась поправка до розрахункового значення коефіцієнтів тепловіддачі, яка враховує передавання тепла всередині деталі за рахунок теплопровідності матеріалу. Виконано аналіз впливу точності визначення коефіцієнтів тепловіддачі на похибку розрахунку температур в контрольованих точках. Змодельований нестаціонарний тепловий стан корпусу турбіни, що відповідає етапу прискореного виведенню двигуна на максимальний режим. Результати моделювання порівняні з експериментальними даними.