Анализ эффективности существующих и перспективных способов охлаждения лопаток авиационных ГТД на жидких и газообразных горючих.

Содержание
Введение 10
Глава 1 Обзор систем охлаждения турбинных лопаток авиационных ГТД 11
1.1 Классификация методов охлаждения 11
1.2 Ограничения традиционных систем охлаждения при Тгаза> 1800 К 21
1.3 Проблемы эксплуатации: образование нагара, коррозия, термическая усталость 26
1.4 Эффективность различных типов воздушного охлаждения 30
1.5 Выводы по первой главе 40
Глава 2 Анализ эффективности конструктивных схем охлаждения 43
2.1 Методология оценки эффективности 43
2.1.1 Методология и критерии оценки эффективности 43
2.2 Технологии применения горючих веществ в системах охлаждения 48
2.2.1 Системы гибридного охлаждения. 48
2.3 Основные расчетные соотношения для обработки опытных данных 50
2.4 Оценка степени неопределенности получаемых результатов 51
2.5 Выводы по второй главе 55
Глава 3. Перспективные способы охлаждения лопаток авиационных ГТД на жидких и газообразных горючих 57
3.1. Жидкостные системы охлаждения на основе горючих 57
3.1.1. Системы с фазовым переходом (испарительное охлаждение) 57
3.1.2. Системы охлаждения с проникающей пористостью (потоком через пористую стенку - Transpiration Cooling) 59
3.2 Комбинированные и гибридные системы охлаждения 62
3.2.1. Газожидкостные схемы охлаждения 62
3.2.2. Аддитивно-оптимизированные конструкции с интегрированным охлаждением 63
3.3 Перспективные направления и материалы для систем охлаждения лопаток ГТД 66
3.3.1 Материалы нового поколения для высокотемпературных лопаток с охлаждением 66
3.3.2 Системы охлаждения на водороде: уникальные возможности и технологии 68
Глава 4 Сравнительный анализ эффективности и заключение по перспективным способам охлаждения лопаток ГТД на жидких и газообразных горючих 70
4.1. Сравнительный анализ эффективности перспективных способов охлаждения 70
Заключение 75
Список используемых источников информации 81

Весь текст будет доступен после покупки

Исследование эффективности различных методов охлаждения является ключевым направлением в совершенствовании газотурбинных двигателей (далее - ГТД), особенно учитывая ограничения на повышение температуры рабочего тела и необходимость минимизации затрат на охлаждение.
Расчёт и проектирование систем воздушного охлаждения, применительно к турбинным лопаткам ГТД, требуют комплексных сравнительных испытаний. Это связано с сложностью гидродинамических и теплообменных процессов в проточной части газового тракта охлаждаемой сопловой решётки. Для разработки методов проектирования систем конвективно-пленочного охлаждения необходимо проводить обширные экспериментальные исследования, варьируя только один из параметров. Поскольку эксперимент является многофакторным, необходимо изучить влияние каждого параметра автономно, что существенно увеличивает объем эксперимента.

Весь текст будет доступен после покупки

Глава 1 Обзор систем охлаждения турбинных лопаток авиационных ГТД

1.1 Классификация методов охлаждения

Внутреннее конвективное охлаждение
В этом методе охлаждающий воздух проходит по специально выполненным каналам внутри лопатки и выпускается в проточную часть турбины.
Охлаждающий воздух входит со стороны замковой части лопатки во все каналы и, протекая по продольным каналам, выбрасывается в радиальный зазор. Лопатки обеспечивают работу турбины при температурах газа перед турбиной соответственно до 1400 К при расходе охлаждающего воздуха примерно 2% от расхода газа через турбину, понижая температуру в средней части лопатки на 220…260 К. Основным достоинством продольной схема охлаждения лопаток является более простая технология их изготовления. Эффективность охлаждения таких лопаток довольно высокая, однако наблюдается значительная неравномерность температурного поля как по высоте лопатки, так и по профилю лопатки, которая доходит до 150…200 К и более. При этом наиболее нагретыми оказываются входная и выходная кромки. Первоначальное и очень заметное снижение температуры материала лопатки при ВКО достигается с помощью небольшого расхода охлаждающего воздуха.
Дальнейшее повышение эффекта охлаждения требует непропорционального увеличения расхода воздуха, т.е. существует режим, на котором последующее повышение расхода практически нецелесообразно.
Интенсивность охлаждения лопаток турбины с ВКО зависит от теплового потока, проходящего через стенку лопатки, от термодинамических свойств газа и коэффициента теплоотдачи. В охлаждаемых лопатках турбин применяются различные способы интенсификации теплообмена.
Одним из таких способов является использование дефлектора. При такой конструкции охлаждающий воздух поступает внутрь пустотелой детали дефлектора, помещённого в полость лопатки, откуда через профилированные отверстия струйки воздуха направляются к наиболее теплонапряженным участкам.

Весь текст будет доступен после покупки

1. Тихонов, А.С. Анализ использования профилированных отверстий перфорации для повышения качества пленочного охлаждения спинки сопловых лопаток турбин / А.С. Тихонов, Н.Ю. Самохвалов // Вестник Уфимского государственного авиационного технического университета. – 2012. – Т. 16. – № 5(50). – С. 20-27.
2. Kelley J.G. pat. US. Gas turbine engine component with compound cooling holes and method for making the same / J.G. Kelley, T.J. Rockstroh // No 5 683 600, 04.11.1997, filed on 17.03.1993. – 7 p.
3. Kercher D.M. pat. US. Span wise fan diffusion hole airfoil
/ D.M. Kercher // No 6 287 75, 11.09.2001, filed on 22.10.1997. – 9 p.
4. Colban W.F. A film cooling correlation for shaped holes on a flat-plate surface / W. F. Colban, K. A. Thole, D. Bogard // Journ. of Turbomachinery. – 2011. – Vol. 133. – №1. – Pp. 011002-1-011002-11.
5. Kampe T. Bauer H-J. Experimental and numerical investigation of flow field and downstream surface temperatures of cylindrical and diffuser shaped film cooling holes [Electronic resource] / T. Kampe, S. Volker, T. Samel, C. Heneka, H. Ladisch, A. Shultz // Proceedings of ASME Turbo Expo. – 2011. – GT2011–45106. – 10 p.
6. Laveau B. Influence of flow structure on shaped hole film cooling performance [Electronic resource] / B. Laveau, R.S. Abhari // Proceedings of ASME Turbo Expo. – 2010. – GT2010–23032. – 13 p.
7. Wright L.M. M.D. PIV investigation of the effect of freestream turbulence intensity on film cooling from fanshaped holes [Electronic resource] / L.M. Wright, S.T. McClain // Proceedings of ASME Turbo Expo. – 2011. – GT2011 – 46127.
–15 p.

Весь текст будет доступен после покупки