Реферат: Зменшення радіальної нерівномірності температурних полів у дисках роторів ГТД дискобарабанної конструкції

Дисертацією є рукопис.

Роботу виконано на кафедрі енергоустановок морських суден і споруд Севастопольського національного технічного університету Міністерства освіти і науки України.

Науковий керівник: доктор технічних наук, професор Салов Микола Миколайович, Севастопольський національний технічний університет, професор кафедри енергоустановок морських суден і споруд.

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор Олійник Олексій Васильович , Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут», професор кафедри конструкції авіаційних двигунів;

кандидат технічних наук, Голощапов Володимир Миколайович,

Інститут проблем машинобудування

ім. А.М. Підгорного НАН України, старший науковий співробітник

відділу моделювання та ідентифікації

теплових процесів.

Захист відбудеться “20” червня 2008 р. о 14 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут” за адресою: 61070, м. Харків-70, вул. Чкалова, 17, ауд. 307 головного корпусу.

З дисертацією можна ознайомитись в бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут” за адресою: 61070, м. Харків-70, вул. Чкалова, 17.

Автореферат розісланий “6” травня 2008 р.

Вчений секретар

спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 Л.О. Базима

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми . Україна є державою з розвинутим транспортним і енергетичним газотурбобудуванням. Необхідність створення конкурентноздатних на світовому ринку газотурбінних двигунів (ГТД) нового покоління вимагає реалізації високих параметрів термодинамічного циклу при високих надійності і ресурсі. Основним напрямком удосконалювання ГТД є збільшення температури газу перед турбіною поряд зі збільшенням ступеня підвищення тиску повітря в компресорі. За час практичного застосування ГТД ріст температури газу перед турбіною склав більш 700 К (до 1700 К і вище), при цьому оптимальні значення ступеня підвищення тиску (відповідні максимальній роботі циклу або максимальному ККД) також ростуть, досягаючи для сучасних і перспективних двигунів величини 30 і більш.

Високі значення параметрів циклу позначаються на температурному стані дисків роторів компресора і турбіни. Відомо, що при транспортуванні охолоджуючого повітря через ротор компресора перепад температур по радіусу дисків останніх ступенів компресорів високого тиску може складати 200...400 К. Напруги, викликані радіальним градієнтом температури, істотно впливають на розподіл сумарних напруг у диску, особливо на нестаціонарних режимах роботи ГТД. На нестаціонарних режимах температурні напруги міняються не тільки по величині, але і за знаком, викликаючи термоциклічне навантаження, що сприяє розвиткові утоми металу і зниженню міцності диска аж до його руйнування. Високий рівень температури безпосереднім образом впливає на запас міцності роторів, знижуючи такі характеристики матеріалу як межі міцності, тривалої міцності, повзучості й утоми. Таким чином, виникає проблема зменшення негативного впливу високих параметрів циклу на термонапружений стан дисків роторів.

Величину температурних напруг у дисках прагнуть зменшити, застосовуючи різні схеми підведення охолоджуючого повітря. Найбільш значні результати досягаються при обдуві диска одноступеневої турбіни високого тиску, у той же час градієнти температур у дисках роторів осьових компресорів і багатоступеневих турбін дискобарабанної конструкції залишаються досить високими внаслідок „холодної” маточини диска при існуючих схемах охолодження ротору. Тому зменшення радіальної нерівномірності температурних полів дисків роторів ГТД є актуальною задачею.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами і темами. Робота виконана в Севастопольському національному технічному університеті(СевНТУ) за планами науково-дослідних робіт кафедри енергоустановок морських суден і споруд, а також при виконанні робіт з договорів №56/95 «Експериментальні дослідження інтенсифікації теплообміну в порожнині ротора з осьовим плином охолоджувача на стаціонарних і перехідних режимах роботи двигуна» (РК 194U017348); №27/99 «Експериментальні дослідження роботи ежекційних пристроїв для інтенсифікації теплообміну в порожнинах роторів ГТД».

Мета і завдання дослідження. Метою дисертаційної роботи є зменшення радіальної нерівномірності температурних полів у дисках роторів ГТД за допомогою застосування пристроїв, що використовують динамічний напір осьового потоку повітря, що відбирається на охолоджування двигуна.

Для досягнення поставленої мети необхідно розв’язати наступні задачі:

— виконати аналіз існуючих схем охолодження дисків роторів ГТД і структури плинів в обертових циліндричних порожнинах;

— розробити конструкції пристроїв, що зменшують нерівномірність температури по радіусу диска за допомогою переносу теплоти до маточинної частини диска;

— експериментально дослідити радіальну нерівномірність температури диска з пристроями, використовуючими динамічний напір осьового потоку повітря, що відбирається на охолодження двигуна;

— узагальнення результатів експерименту і отримання розрахункових залежностей для опису температурного стану екранованих дисків з ежекторними пристроями і неекранованих дисків роторів ГТД, що охолоджуються осьовим потоком повітря;

— зіставлення на основі одержаних залежностей термонапряженного стану неекранованих дисків роторів ГТД і екранованих дисків з ежекторними пристроями.

Об'єкт дослідження — ротор дискобарабанної конструкції авіаційного ГТД.

Предмет дослідження є температурне поле в дисках роторів ГТД.

Методи дослідження. Використовувалися: фізичне моделювання для вивчення температурного поля дисків, методи візуалізації плину і теорія подоби при дослідженні працездатності ежекторних каналів, метод статистичної обробки даних для аналізу результатів експерименту й оцінки погрішності.

--> ЧИТАТЬ ПОЛНОСТЬЮ <--