Метод розрахунку термогазодинамічних параметрів турбовального ГТД на підставі повінцевого опису лопаткових машин. Частина ІІІ. Визначення параметрів турбіни

Abstract

Застосування повінцевого моделювання лопаткових машин при побудові методу розрахунку параметрів та характеристик сучасних газотурбінних двигунів дає змогу розв’язати багато теоретично і практично важливих задач проєктування, доводки та експлуатації двигунів, а також підвищити точність розрахунків. Предметом дослідження у даній статті є термогазодинамічні процеси в проточній частині газотурбінного двигуна та його елементів, одним з яких є багатоступенева газова турбіна. Мета дослідження – отримання методу розрахунку параметрів і експлуатаційних характеристик газотурбінного двигуна, складовою частиною якого є модуль повінцевого розрахунку параметрів багатоступеневої охолоджуваної газової турбіни в системі двигуна. Об’єкт дослідження – високотемпературна охолоджувана багатоступенева осьова газова турбіна сучасного авіаційного двигуна. Результатом виконаної роботи є розробка методу повінцевого розрахунку параметрів охолоджуваної багатоступеневої турбіни і відповідного комплексу програм, а також його апробація. На підставі результатів розрахунків проведено дослідження впливу на термогазодинамічнчі параметри лопаткового він-ця ступеня турбіни та режим його роботи частоти обертання ротору, показано вплив кута натікання на лопатку, який може бути виявлений лише при повінцевому розрахунку, на ККД ступеня. Наукова і практична новизна полягає у підході до моделювання робочого процесу у турбовальному газотурбінному двигуні з повінцевим описом компресору і турбіни, яке не можливо без побудови моделі термогазодинамічнх явищ в проточній частині багатоступеневої газової турбіни в одновимірній постановці за середнім радіусом з урахуванням способів охолодження та місця підводу повітря з системи охолодження, а також його температури та витрати, наявності критичних режимів при обтіканні окремих лопаткових вінців, що впливає на режими роботи турбіни в цілому. для описання процесу застосовані рівняння законів збереження стисненого досконалого газу та напівемпіричні залежності, що враховують реальні властивості течії, надані в літературних джерелах. Висновком роботи є до-ведена працездатність розробленого методу розрахунку який реалізовано у програмному комплексі, що надалі буде підключений до комплексу програм розрахунку характеристик газотурбінного двигуна.

Blade-to-blade modeling of turbomachinery, based on methods for developing the parameters and characteristics of modern gas turbine engines, enables the resolution of a wide range of theoretically and practically significant problems in engine design, development, and operation. It also improves the accuracy of performance calculations. This article investigates thermogasdynamic processes within the flow part of a gas turbine engine and its elements, focusing in particular on a multi-stage gas turbine. The study is based on a method for developing the parameters and operational characteristics of a gas turbine engine, with a key component being a module for the final developopment of a method for incremental sizing of parameters for a cooled, multi-stage turbine, along with a correspond-ing software package. This method was tested based on real development results. The investigation examined the parameters of the turbine stage blade row and the operating mode associated with rotor speed, showing the influx of impingement on the blade, observed only under specific rotor configurations at the QCD stage. The scientific and practical novelty of this work lies in its comprehensive approach to modeling the operation of a turboshaft gas turbine engine, providing a complete description of the compressor and turbine. This modeling is not feasible without a real-time simulation of thermogas-dynamic phenomena in the flow part of a multi-stage gas turbine, particularly in a single-stage plant behind the middle radius with the arrangement of cooling methods and the place of supply depending on the cooling system, as well as the temperature and losses, the emergence of critical operating modes when the blade screws twisting, which significantly influence turbine performance. The process is described using strict conservation laws for highly compressed gases, under conditions that ensure realistic flow power, consistent with values reported in the literature. The utility of the developed method, implemented in a dedicated software complex, will be connected to the complex of programs for the development of the characteristics of the gas turbine engine.