24 марта 2017г.
Одной из основных задач производителей авиационной и энергетической техники является задача совершенствования аэродинамики проточной части двигателя и его узлов, при этом возникает необходимость изменения геометрических профилей стенок жаровой трубы, охлаждающих каналов, поясов ввода охлаждающих струй и перераспределения расхода воздуха между характерными зонами камеры сгорания. Возможность такой модернизации камеры сгорания требует исследования аэродинамических характеристик и структуры течения в диффузоре с учетом влияния начальных и граничных условий.
Качество организации рабочего процесса камеры сгорания сводится к созданию требуемой структуры потока, зависящей от конкретного конструктивного исполнения ее проточной части и отдельных, геометрически условно разделенных элементов: диффузора, форсуночно-горелочного модуля, зон горения и разбавления. В газотурбинных двигателях поток на входе в отрывной диффузор камеры сгорания имеет несимметричную эпюру скорости, что связано с влиянием нестационарного взаимодействия последней ступени компрессора и направляющего аппарата и остаточной закруткой потока [1], [4].
Исследование влияния неравномерности профиля скорости на выходе из компрессора на характеристики диффузора требует постановки аэродинамического эксперимента.
Задачи восстановления геометрии по заданному полю скорости являются обратными задачами газовой динамики, оптимальным решением которых является применение методов численного моделирования, позволяющих просчитать поле течения для нескольких вариантов геометрии и выбрать ту, которая удовлетворяет требуемым условиям по несимметричности входной эпюры скорости на входе в диффузор камеры сгорания[2]. Это достигается изменением геометрии входного участка с помощью установки в проточной части генераторов несимметричности (рис. 1), которые перекрывают сечение канала, создавая необходимый профиль скорости. Моделируемый входной участок располагается выше по потоку.
Моделирование турбулентного переноса осуществлялось с помощью низкорейнольдсовой двухпараметрической k-ω SST модели турбулентности с разрешением пограничного слоя и использованием пристеночных функций.
На рисунках 2, 3 представлена структура трехмерного течения потока воздуха за компрессором, т.е. на входе в диффузор. Видно, что в кормовой части искусственного возмущения поля течения образуется отрывная рециркуляционная зона, которая замыкается выше по потоку сечения входного сечения диффузора. Это позволяет использовать выбранные геометрии входного участка для искажения эпюры скорости на входе в отрывной диффузор и исключить возможность влияния на нее отмеченной отрывной зоны, что крайне важно для проведения экспериментальных исследований.
На рисунке 4 показан симметричный профиль скорости турбулентного течения на выходе из модели входного участка и поле скорости на рисунке 5 в моделируемом входном участке при K =1.
В результате численного моделирования получены профили скорости на входе в отрывной диффузор, сравнение которых при
коэффициентах несимметричности 0,78 £ K £ 6, 45 представлено на рис. 2
Видно, что
несимметричный
относительно
оси
канала
характер моделируемой эпюры скорости увеличивается с ростом коэффициента несимметричности K .
В обоих случаях установки генераторов
несимметричности
во
входном
участке формируются турбулентные несимметричные при 1< K <1 и неискаженная (симметричная) при K =1 эпюры скорости, что позволяет использовать полученные результаты для исследований газодинамики течения в диффузоре камеры сгорания при учете отмеченного фактора K [3].
Список литературы
1.
Адкинс, Р. К. Влияние профиля скорости за компрессором на распределение воздуха по кольцевой камере сгорания [Текст] / Р. К. Адкинс // Энергетические машины. 1978. Т. 10. № 3. С. 55-63
2.
Гурьянова, М. М., Пиралишвили Ш. А., Веретенников С. В. Аэродинамика камеры сгорания с отрывным диффузором // Авиакосмическое приборостроение. 2009. № 11. С. 1-7
3. Гурьянова, М. М., Пиралишвили Ш. А. Влияние входной несимметричности профиля скорости и начальной интенсивности турбулентности на гидравлику отрывного диффузора камеры сгорания ГТД // Авиационная техника. 2016. №2. С.38-45
4.
Демидов, С. А.
Исследование гидравлических потерь в диффузорах камер сгорания
ГТД
[Текст] / С. А. Демидов // Труды ЦИАМ. – 1965. № 321. – 29 с.
