На правах рукописи

ОСИПОВ Евгений Владимирович

МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИН ГТД

ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПОДВОДА ГАЗА

Специальность 05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели

и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Уфа – 2011

Работа выполнена в ГОУ ВПО «Уфимский государственный авиационный технический университет» на кафедре авиационных двигателей

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор Кривошеев Игорь Александрович декан факультета авиационных двигателей Уфимского государственного авиационного технического университета

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор Гимранов Эрнст Гайсович профессор кафедры прикладной гидромеханики Уфимского государственного авиационного технического университета кандидат технических наук, доцент Ремизов Александр Евгеньевич зав. кафедрой авиационных двигателей Рыбинской государственной авиационной технологической академии имени П.А. Соловьева

Ведущая организация: ОАО «Научно-производственное предприятие «Мотор», г. Уфа

Защита состоится «31» марта 2011 г. в 10:00 часов на заседании диссертационного совета Д-212.288.05 при Уфимском государственном авиационном техническом университете по адресу: 450000, г. Уфа, ул. К. Маркса, 12, актовый зал 1-го корпуса.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Уфимского государственного авиационного технического университета

Автореферат разослан «21» февраля 2011 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук, профессор Ф. Г. Бакиров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. При разработке современных газотурбинных двигателей (ГТД) используются экспериментально-теоретические методы оптимизации геометрии и газодинамических характеристик элементов проточной части, в то же время имеется возможность и необходимость дальнейшего совершенствования и развития этих методов. В частности, в настоящее время развиты недостаточно методы оптимизации геометрии переходных каналов и ступеней турбин (по коэффициенту полезного действия (КПД) и другим критериям) в зависимости от режимов, формы каналов, формы лопаток с применением методов 3D CAD/CAE - численного моделирования.

В турбореактивных двухконтурных двигателях (ТРДД) с большой степенью двухконтурности и при конвертации авиационных ГТД в наземные газотурбинные установки (ГТУ) часто используется кольцевой межтурбинный переходной диффузор с коническими образующими (МПД), соединяющий турбины на разных диаметрах. В таких конструкциях МПД оказывает большое влияние на газодинамические характеристики расположенной за ним турбины (в ТРДД это турбина вентилятора (ТВ)), что влияет на экономические и эксплуатационные показатели ГТД. Требование уменьшения массы и длины ГТД реализуется, в том числе, и за счет сокращения длины МПД. Если при этом проектные диаметры турбин сохраняются, то конусность обводов МПД увеличивается, что существенно влияет на газодинамические характеристики МПД и расположенной за ним турбины. На эти характеристики также влияют размещаемые внутри МПД стойки и обтекатели, влияние которых усиливается от не осевого угла выхода потока из высоконагруженных турбин современных ГТД.

В конвертированных авиационных и нетрадиционных схемах перспективных ГТД используются турбины с боковым подводом газа. В таких ГТД существуют проблемы обеспечения высокой эффективности турбины с подводящим патрубком. На этапе проектирования, при формировании конструктивного облика данных ГТД, большое значение также имеет выбор схемы подвода газа к турбине, от которой будет зависеть экономичность создаваемого ГТД.

В связи с этим, актуальной является разработка экспериментальнотеоретических методов совершенствования газодинамических характеристик турбин ГТД с использованием численных исследований лопаток турбин, экспериментальных исследований МПД с расположенной за ним турбиной, разных вариантов турбины с несимметричным боковым подводом газа, разных схем подвода газа к турбине.

Целью работы является исследование и разработка методов обеспечения требуемых газодинамических и массогабаритных характеристик турбин ГТД.

Для достижения поставленной цели решены следующие задачи:

1. Разработка метода оптимизации геометрии проточной части турбин (на примере лопаточных аппаратов, включая математическую модель влияния геометрии лопаточных аппаратов на КПД турбины).

2. Разработка экспериментальных установок и методик для исследования газодинамических характеристик МПД и расположенной за ним турбины (с учетом стоек, обтекателей, различной формы обводов МПД, схем подвода газа к турбине, включая несимметричные боковые).

3. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной за ним турбиной (за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей).

4. Разработка метода улучшения газодинамических характеристик турбин при несимметричном боковом подводе газа (за счет применения СА с разными по окружности конструктивными углами входа), экспериментальное выявление наиболее эффективной схемы несимметричного бокового подвода газа к турбине.

Методы исследований. Для решения поставленных задач использованы методы 3D CAD/CAE - численного моделирования, основанные на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замыкаемых SST моделью турбулентности Ментера, методы теории планирования эксперимента (ТПЭ), методы экспериментального исследования параметров течения в каналах.

Достоверность и обоснованность результатов исследований подтверждается:

- применением основополагающих законов термогазодинамики лопаточных машин и диффузорных каналов, применением сертифицированных средств измерений, прошедших поверку и калибровку;

- совпадением результатов численных экспериментов с опытными данными и результатами других исследователей.

На защиту выносятся:

1. Метод оптимизации геометрии проточной части турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ, полученная математическая модель влияния геометрических параметров лопаток на КПД турбины.

2. Метод улучшения газодинамических характеристик МПД с расположенной за ним турбиной за счет придания коноидальной формы обводам МПД, подбора углов установки стоек и обтекателей.

3. Метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа за счет использования лопаток СА с разными по окружности конструктивными углами входа; экспериментально выявленная наиболее эффективная схема бокового подвода газа к турбине.

4. Экспериментальные газодинамические характеристики МПД с расположенным на выходе СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа и с различными схемами подвода газа к турбине.

Научная новизна заключается в следующем:

1. Впервые разработан метод оптимизации геометрии ступеней турбин на основе численных экспериментов и ТПЭ (греко-латинских квадратов), позволивший получить математическую модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени, данная модель позволяет оценивать КПД при различном сочетании параметров и находить их оптимальные значения.

2. Предложен новый метод улучшения характеристик МПД с СА турбины за счет придания коноидальной формы обводам МПД, позволяющий минимизировать меридиональные углы течения, устранить отрывы потока в корне турбины и снизить потери энергии.

3. Впервые разработан и экспериментально подтвержден метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, заключающийся в выполнении первого СА турбины с несколькими группами лопаток, имеющими разные по окружности конструктивные углы входа.

4. Впервые получены экспериментальные газодинамические характеристики исследованных вариантов элементов проточной части турбин, характерных для ТРДД, ГТУ с конвертированными авиационными ГТД и перспективных ГТД: МПД с СА турбины, турбины с несимметричным боковым подводом газа, различных схем бокового подвода газа к турбине.

Практическую ценность имеют следующие полученные результаты:

1. Разработанный метод оптимизации позволяет эффективно, с широким набором геометрических параметров оптимизировать ступени турбин, используя ТПЭ и современные программные комплексы трехмерного моделирования. В рассмотренном конкретном примере КПД ступени турбины повышен на 1,0 %.

2. Разработанный метод придания обводам МПД коноидальной формы позволяет улучшить газодинамические характеристики МПД с расположенным за ним СА турбины, повысить эффективность СА и системы “переходной диффузор – СА турбины” при проектировании и доводке ТРДД и ГТУ с конвертированными авиационными ГТД.

3. Разработанный метод использования СА с различными по окружности углами на входе, результаты экспериментального исследования различных схем несимметричного подвода газа к турбине позволяют оптимизировать схемы подвода газа и геометрию проточной части турбин в двигателях и энергоустановках нетрадиционных схем.

4. Экспериментально полученные газодинамические характеристики элементов турбин с МПД используются при разработке методов проектирования ГТД, верификации программ расчетов трехмерных течений в ОАО НПП «Мотор» и в НПП «Машпроект».

Реализация результатов. Сформулированные по результатам диссертационной работы рекомендации применяются при проектировании и доводке ступеней турбин, межтурбинных переходных диффузоров и турбин с боковым подводом газа в ОАО «НПП «Мотор» (Уфа) и в НПП «Машпроект» (Николаев).

Апробация работы. Основные результаты работы были представлены и обсуждались на научно-технических конференциях «Современное предприятие в условиях рыночных отношений» (Николаев, 2003); Международной научнопрактической конференции «Авиасвит-2004» (Киев, 2004); V Международной научно-технической конференции «Интегрированные компьютерные технологии в машиностроении» (Харьков, 2005); научно-технической конференции «Внедрение новых технологий и интенсификация развития производства» (Николаев, 2005); XI Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2006); XII Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2007); XIII Международном конгрессе авиадвигателестроителей (Рыбачье, Крым, 2008); НТС в ОАО «НПП «Мотор» (Уфа, 2009).

Публикации. Основные материалы диссертации отражены в 15 публикациях, в том числе 5 в рекомендованных ВАК изданиях.

Структура и объем работы. Диссертационная работа изложена на страницах и включает в себя 79 иллюстраций и 13 таблиц. Работа состоит из введения, четырех глав, выводов и списка использованных источников из наименований.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во ведении обоснована актуальность темы диссертации, сформулированы цель и задачи исследований, определены научная новизна и практическая значимость работы, представлены основные результаты, выносимые на защиту.

В первой главе выполнен обзор и анализ отечественной и зарубежной литературы по вопросам исследований течения в проточной части турбин ГТД с использованием численных и экспериментальных методов, изложены основные достижения и проблемы в этой области.

Рассмотрены опубликованные теоретические исследования С.В. Ершова, А.В. Русанова, В.Г. Солодова, Ю.В. Стародубцева, А.А. Приходько. С использованием разработанных авторами программ расчетов трехмерных вязких течений представляются широкие возможности исследований и оптимизации осесимметричных и неосесимметричных течений в элементах проточных частей ГТД. Вместе с тем, на сегодняшний день развита недостаточно оптимизация лопаток турбин с использованием в качестве варьируемых параметров формы профиля лопатки (максимальная толщина, радиус входной кромки и др.).

Анализ результатов экспериментальных и теоретических исследований М.Е. Дейча, А.Е. Ремизова, И.В. Полякова, Ю.И. Гладкова, Е.Н. Богомолова, А.В. Кащеева, И.Г. Гоголева, В.Г. Солодова, Сэноо, Лохмана, Клайна показал особенности и закономерности течения в диффузорах различной геометрии, с разными углами и разной закруткой потока по высоте канала на входе, с наличием и отсутствием стоек и обтекателей. Однако на сегодняшний день остается мало изученным течение в МПД совместно с турбиной на выходе.

Исследования несимметричного бокового подвода газа к турбине выполнены в работах И.Г. Гоголева, В.Г. Солодова, Ю.В. Стародубцева, А.С. Мазуренко, В.А. Арсирия. В работах показано наличие большой окружной неравномерности параметров на входе в первую ступень турбины, при этом часть каналов ступени работает на нерасчетных режимах, что снижает экономичность и надежность ГТД. Существует необходимость повышения газодинамической эффективности таких турбин, а также поиска оптимальной схемы бокового подвода газа к турбине.

Результаты анализа отечественной и зарубежной литературы указывают на необходимость изучения перечисленных вопросов, исследований газодинамических характеристик, разработки методов оптимизации и улучшения газодинамических характеристик турбин ГТД.

Во второй главе представлен метод оптимизации элементов проточной части турбин, получена математическая модель влияния геометрии лопаток РК на КПД ступени турбины. Разработанный метод оптимизации лопаток турбин с использованием численных экспериментов и ТПЭ в виде блок-схемы приведен на рисунке 1. В рамках поставленной задачи, с помощью разработанного автором метода, исследована и оптимизирована ступень осевой турбины ГТД.

При оптимизации РК наложены ограничения на сохранение углов входа и выхода потока 1K 2 K, осевую ширину лопатки bX и эффективную площадь проходного сечения Fэф. В качестве варьируемых параметров выбраны относительный радиальный зазор над лопаткой РК r, густота решётки b/t, радиус входной кромки R и максимальная толщина профиля C max.

Все факторы варьировались на четырех уровнях. Комбинация сочетаний варьируемых параметров для проведения численных экспериментов представРисунок 1 - Метод оптимизации ступеней турбин с использованием численных лена в таблице 1. В качестве целевой функции использован мощностной КПД ступени турбины. Спрофилированные, согласно данным таблицы 1, 16 вариантов лопатки РК, поочередно были рассчитаны в составе ступени турбины с использованием компле- Таблица кса программ расчета трехмерных вязких течений FlowER. Течение газа описывалось осредненными по Рейнольдсу уравнениями НавьеСтокса. Моделирование турбулентности осуществлялось дифференциальной моделью Ментера «SST».

Обработав полученные в расчетах значения КПД ступеней по методу греко-латинских квадратов, построены графики усредненных значений КПД ступени турбины в зависимости от каждого фактора с усреднением по трем другим переменным (рисунки 2-5). Допустимые диапазоны изменения параметров в оптимизации заданы в виде ограничений пунктирными линиями.

Рисунок 2 - Зависимость усредненного Рисунок 3 - Зависимость усредненного Рисунок 4 - Зависимость усредненного Рисунок 5 - Зависимость усредненного Графические зависимости КПД от r, b / t, R и Cmax представляют собой усредненные по трем другим факторам значения ст от каждого фактора в отдельности, поэтому для определения их дискретных значений требуется дополнительно определить коэффициент аппроксимации К по формуле:

где значения КПД в числителе принимаются по результатам исходного численного эксперимента, а в знаменателе берутся по усредненным графикам (рисунки 2-5). По формуле (1) была рассчитана матрица коэффициентов К. Усредненное значение Кср составило 1,662. Таким образом, математическая модель мощностного КПД ступени турбины описывается зависимостью:

Данная зависимость позволяет рассчитать графоаналитическим способом с использованием графиков на рисунках 2-5 КПД ступени турбины при любых сочетаниях исследуемых геометрических параметров, в том числе, которые не охватывались экспериментом, и выбрать приемлемые. Параметризовав кривые зависимостей, представленные на рисунках 2-5, математическая модель мощностного КПД ступени турбины (2) получена в аналитическом виде:

По результатам анализа полученных зависимостей установлено, что улучшить эффективность ступени турбины можно, изменив густоту решетки РК и максимальную толщину профиля. С учетом этого спрофилированы и рассчитаны в составе ступени несколько оптимизированных вариантов лопатки.

Эффект от увеличения максимальной толщины профиля не обнаружен, что объясняется использованием довольно грубой сетки на этапе получения математической модели. Увеличение густоты привело к положительному эффекту (рисунок 6). Из рисунка видно, что увеличение b/t с 1,36 до 1,63 приводит к росту КПД ступени на новании этого определена оптимальная густота как с точки зрения КПД ступени, так и затрат на изготовление лопаток, b/t=1,63.

Использование изложенного метода на этапе проектирования турбомашин дает возРисунок 6 – Зависимость КПД можность в достаточно короткие сроки созда- оптимизированных вариантов ступени турбины от густоты решетки вать более совершенные их конструкции.

Представленный анализ газодинамических процессов в переходных диффузорах свидетельствует о многопараметричности задачи оптимизации и необходимости учета взаимного влияния элементов проточной части ГТД.

Данные положения были учтены в выполненных автором исследованиях, позволивших выбрать оптимальные геометрические параметры МПД с коноидальными (криволинейными) обводами.

В третьей главе приведены данные об экспериментальных установках, объектах исследований, описаны применяемые средства измерительной техники (СИТ) и дана информация о погрешностях измерений, описаны методики проведения испытаний и обработки экспериментальных данных.

Экспериментальные исследования выполнены в НПП «Машпроект» на аэродинамическом стенде для исследований газодинамических характеристик модельных и натурных сборочных единиц ГТД.

Для исследований переходного диффузора с турбиной на выходе автором разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 7. На выходе из МПД установлен смоделированный СА турбины, на входе - аппарат закрутки потока, внутри - 6 стоек и 3 обтекателя, обводы образованы проставками (участки 1-4). На рисунке 8 приведены схемы исследованных вариантов.

В испытаниях измерялось полное давление на входе, выходе из МПД и за СА, статическое давление вдоль обводов, углы потока на входе и выходе из МПД.

В качестве источника сжатого воздуха при испытаниях использована стендовая турбовоздуходувка ТВ-175-1,6, обеспечивающая номинальный режим работы объекта исследований с коэффициентом моделирования 1:4,2. Расход воздуха через модель составил 1,93,1 кг/с, избыточное полное давление 13003400 кгс/м2 и температура воздуха 5070 0С, максимальная скорость на входе в МПД 140 м/с ( 2 0,376 ). Испытания проводились в области автомодельности по числу Рейнольдса 3,8105, близкому к числу Рейнольдса натурных МПД. Измерение полного давления на входе в МПД и выходе из СА осуществлялось с помощью 21 и 15 точечной шаговых гребенок. Углы потока на входе и выходе из МПД измерялись дистанционно управляемым пневмонасадком с аэродинамическим угломером, имеющим точность поворота зонда 0,5°.

Для исследований турбины с несимметричным боковым подводом газа автором разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 9.

Объектами исследований являются исходный СА и модернизированный СА, состоящий из трех групп лопаток с разными конструктивными углами входа.

В качестве источника сжатого воздуха использован компрессор М29, обеспечивающий проведение испытаний на номинальном режиме. Максимальный расход воздуха составил 3,8 кг/с, избыточное полное давление 15200 кгс/м2 и температура воздуха 200 0С. Параметры регистрировались СИТ стенда и приемниками полного давления, установленными на трех группах лопаток модернизированного СА и в сходственных точках исходного СА.

Рисунок 7 – Модель межтурбинного переходного диффузора вместе с СА турбины:

а – схема конструкции; б – препарирование на испытательном стенде Для исследований разных схем подвода газа к турбине разработана экспериментальная установка, показанная на рисунке 10.

Рисунок 8 – Схемы вариантов переход- газа в распределяющий по окружности тороиного диффузора Объектом исследований является турбина с радиальным и тангенциальным подводом газа в распределяющий по окружности тороидальный, либо улиточный канал. В качестве источника сжатого воздуха использована турбовоздуходувка ТВ-175-1,6. Параметры регистрировались СИТ стенда и приемниками полного и статического давления.

В четвертой главе представлены результаты экспериментальных исследований, их обобщение и разработанные методы улучшения характеристик элементов проточной части турбин ГТД.

Предложенный метод улучшения газодинамических характеристик переходного диффузора с расположенной на выходе турбиной ГТД представлен в виде блок-схемы на рисунке 11.

МПД с расположенной на выходе турбиной ГТД конструкции. В варианте 2 максимально уменьшен угол раскрытия эквивалентного диффузора во второй половине МПД. На основании исследований исходной конструкции, внутренний обвод сделан выпуклым, с "цилиндрическим" участком на выходе длиной LЦ 0,12 0,15L Д (рисунок 13). Было предположено, что это должно выровнять поток перед СА и обеспечить меридиональный угол входа в СА, близкий к оси ГТД. В варианте 3, по сравнению с вариантом 2, выполнено плавное поджатие канала наружным обводом.

На втором этапе исследований выполнена количественная оценка эффективности наилучшего варианта 3 и исходной конструкции. На рисунке Рисунок 12 – Расходные характеристики вариантов МПД в системе “переходной диффузор – СА турбины” 13), улучшили эпюру полного давления за СА на относительной высоте лопатки h 0 0,5, что было подтверждено повторными испытаниями (вариант 3 повтор). В периферийной части СА поле полного давления практически не изменилось и совпало с полем исходной конструкции. Зависимости, приведенные на рисунке 15, показывают, что эффективность варианта 3 практически во всём диапазоне исследованных режимов выше исходной конструкции. Коэффициент восстановления полного давления варианта 3 на Рисунок 14 – Распределение Рисунок 15 - Зависимости коэффициента восстановления относительных полей полного полного давления системы "МПД – СА турбины" от давления за СА по высоте канала приведенной скорости на входе в МПД Для разработки метода улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа и подтверждения его эффективности выполнены теоретические и экспериментальные исследования. По полученной формуле (4) определены углы атаки на левую и правую половины исходного СА (рисунок 16).

исходного и модернизированного СА лопаток исходного СА с углами входа 0 K 88 град, левая группа состоит из 18 лопаток с углами входа 0 K 55 град и правая группа состоит из 18 лопаток с углами входа 0 K 115 град. Конструктивные углы входа выбирались так, чтобы углы атаки на каждую из групп были минимальными. При этом площадь проходного сечения СА и угол выхода из СА остались неизменными. Углы атаки на лопатках модернизированного СА рассчитаны по формуле, аналогичной (4), и приведены, в сравнении с исходным СА, на рисунке 16. По результатам экспериментальных исследований получены характеристики газодинамической эффективность исходного и модернизированного СА (рисунки 17, 18).

Рисунок 17 – Расходные характеристики исходного и модернизированного СА Параметры, характеризу- Таблица ющие эффективность турбины с несимметричным боковым подводом газа в составе с исходным и модернизированным СА и их сопоставление приведены в таблице 2.

Исследование различных схем подвода газа к турбине и выявление наиболее эффективной выполнено экспериментальным методом.

На рисунке 19 приведены результаты исследований модели с тангенциальным подводом газа и тремя типами канала. Кривая, соответствующая испытанию №20 (крайняя улитка) лежит существенно выше остальных – испытания №12 (тор) и №15 (промежуточная улитка). Это свидетельствует о меньших потерях полного давления при подводе газа с помощью улиточного канала.

Рисунок 19 – Изменение в зависимости Рисунок 20 – Изменение в зависимости от приведенной скорости при тангенциаль- от приведенной скорости при тангенциальном подводе газа в промежуточную, край- ном и радиальном подводе газа в крайнюю Зависимости, приведенные на рисунке 20, показывают, что при тангенциальном подводе газа существенно больше, чем при радиальном подводе. Величина повышения в этом случае составляет 1,0 % при вх 0,11.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ

1. Разработан метод оптимизации геометрии проточной части турбин ГТД с использованием 3D CAD/CAE - численного моделирования трехмерных течений и ТПЭ (греко-латинских квадратов). Получена математическая модель влияния геометрических параметров РК на КПД ступени турбины. Оптимизирована геометрия лопаточного венца вновь создаваемой ГТУ, обеспечившая повышение КПД ступени на 1,0 %.

2. На основе экспериментальных исследований разработан метод улучшения газодинамических характеристик конического МПД с расположенной за ним турбиной, заключающийся в применении специальной коноидальной формы обводов МПД. В результате снижены потери полного давления в системе “переходной диффузор – СА турбины” на 0,6 %, что соответствует повышению тяги, мощности и удельного расхода топлива на 0,60,9 %.

3. Разработан метод улучшения газодинамических характеристик турбин с несимметричным боковым подводом газа, основанный на применении СА турбины с разными группами лопаток, отличающимися конструктивными углами входа, экспериментально подтверждена эффективность метода. Новый СА имеет пропускную способность на 1,6 % больше традиционного и позволяет увеличить КПД ступени на 1,0 %. Экспериментально выявлено, что при боковом подводе газа к турбине наиболее эффективной является схема с тангенциальным подводом в улиточный канал, ее коэффициент восстановления полного давления на 1,0 % больше, чем при радиальном подводе газа.

4. Получены экспериментальные газодинамические характеристики:

МПД с расположенным на выходе СА турбины в зависимости от формы обводов МПД, комбинации и углов установки в нем стоек и обтекателей; турбин с несимметричным боковым подводом газа; различных схем подвода газа к турбине, необходимые для разработки методов проектирования ГТД, верификации программ расчетов трехмерных вязких течений. В результате обобщения выполненных исследований предложены экспериментально-теоретические методы оптимизации геометрии проточной части турбин и выработаны рекомендации по их применению при проектировании и доводке турбин ГТД.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Использование экспериментальных методов для совершенствования характеристик газового тракта турбин ГТД / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник УГАТУ. Изд. УГАТУ, Уфа – 2010. №3. – с. 3-15.

2. Метод оптимизации геометрии лопаточных аппаратов и газового тракта турбин ГТД с использованием численных экспериментов и теории планирования эксперимента / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник УГАТУ.

Изд. УГАТУ, Уфа – 2010. №3. – с.116-123.

3. Экспериментальные методы совершенствования характеристик газового тракта турбин ГТД / И.А. Кривошеев, Е.В. Осипов // Вестник ИрГТУ. Изд.

ИрГТУ, Иркутск – 2010. №2 (42). – с. 206-214.

4. Оптимизация геометрии лопаточных аппаратов и проточной части турбин ГТД с использованием планирования численных экспериментов / Е.В. Осипов, И.А. Кривошеев // Вестник ВГТУ. Изд. ВГТУ, Воронеж – 2010. – Т.6, №4. – с. 110-114.

5. Экспериментальный метод совершенствования характеристик переходного диффузора с расположенной за ним турбиной ГТД / Е.В. Осипов, И.А. Кривошеев // Вестник ВГТУ. Изд. ВГТУ, Воронеж – 2010. – Т.6, №4. – с. 125-130.

6. Расчет характеристик ступеней компрессора на режимах вращающегося срыва / В.П. Герасименко, Т.М. Нурмухаметов, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Авиац. – косм. техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков – 2002. – №34. – с. 26–28.

7. Выбор оптимальной схемы подвода газа к сопловому аппарату турбины двигателя с регенерацией / Е.В. Осипов // Современные проблемы судовой энергетики: материалы международной научно-технической конференции. – Николаев: УГМТУ, 2003. – с. 83–84.

8. Совершенствование осевой турбины ГТД с выносной камерой сгорания / А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Технологические системы. – 2004. – №3. – с. 97.

9. Эффекты радиального зазора в турбомашинах / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Авиац. – косм. техника и технология. Изд.

ХАИ, Харьков – 2004. – №8 (16). – с. 54–58.

10. Исследование и выбор оптимальной улиточной схемы подвода газа к турбине / Т.В. Дмитриева, А.В. Котов, Е.В. Осипов, Ю.И. Семенов, А.А. Усатенко // Судовое и энергетическое газотурбостроение: научнотехнический сборник. – Николаев: НПКГ «Машпроект», 2004. – с. 101–106.

11. Оптимизация геометрических параметров лопаток турбомашин решением прямой аэродинамической задачи / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов, М.Ю. Шелковский // Научные труды. Изд. МДГУ, Николаев – 2006. – Том 53.

Выпуск 40. – с. 133–140.

12. Совершенствование осевой турбины ГТД с выносной камерой сгорания / А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Авиац. – косм. техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков – 2006. – №3. – с. 37–41.

13. Аэродинамические исследования диагонального переходного диффузора осевой турбины ГТД / Б.В. Исаков, А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Авиац. – косм. техника и технология. Изд. ХАИ, Харьков – 2007. – №10 (46). – с. 28–36.

14. Оптимизация переходного диффузора между турбиной низкого давления и силовой турбиной газотурбинного двигателя ДН80 / Б.В. Исаков, А.В. Котов, Е.В. Осипов, А.А. Усатенко // Авиац. – косм. техника и технология.

Изд. ХАИ, Харьков – 2008. – №7 (54). – С. 110–119.

15. Параметрический анализ характеристик кольцевого диффузора / В.П. Герасименко, Е.В. Осипов // Авиац. – косм. техника и технология. Изд.

ХАИ, Харьков – 2008. – №6 (53). – с. 84–89.

МЕТОДЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИН ГТД

ПРИ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПОДВОДА ГАЗА

Специальность 05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени Подписано в печать 18.02.2011. Формат 60x84 1/ Бумага офсетная. Печать плоская. Гарнитура Times New Roman.

Усл. печ. л. 1,0. Усл. кр.- отт. 1,0. Уч.- изд. л. 1,0.

ГОУ ВПО Уфимский государственный авиационный технический университет