На правах рукописи

Пассар Андрей Владимирович

РАЗРАБОТКА МЕТОДА ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ

РАДИАЛЬНО-ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ КОМБИНИРОВАННОГО

ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ

05.04.02 – "Тепловые двигатели"

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Хабаровск - 2009

Работа выполнена в ГОУВПО «Тихоокеанский государственный университет»

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор Лашко Василий Александрович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор Самсонов Анатолий Иванович кандидат технических наук, доцент Симашов Рафаиль Равильевич

Ведущая организация – Дальневосточный государственный университет путей сообщений (г. Хабаровск)

Защита состоится "16" апреля 2009 г. в 16.00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.294.01 в ГОУВПО "Тихоокеанский государственный университет" по адресу: 680035, г. Хабаровск, ул.

Тихоокеанская, 136, ауд. 315 л.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ГОУВПО «Тихоокеанский государственный университет».

Автореферат разослан '' 12 '' марта 2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета А.В. Лещинский

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. В настоящее время можно констатировать, что газотурбинный наддув дизелей нашел повсеместное применение в комбинированных двигателях внутреннего сгорания. Однако использование надувочного агрегата – турбокомпрессора в поршневых двигателях породило ряд проблем. Одна из главных – проектирование проточных частей турбины, работающей в специфических нестационарных условиях. Следует отметить, что теория турбомашин хорошо разработана только лишь для стационарного обтекания лопаток и не приспособлена для турбин комбинированных двигателей внутреннего сгорания.

Также хорошо известно, что проточная часть турбины оказывает существенное влияние не только на систему наддува, но и на эффективность комбинированного поршневого двигателя в целом. Причем по степени влияния на эффективность поршневых двигателей, газотурбинный наддув оказывает самое существенное влияние по сравнению с другими системами ДВС. Это хорошо иллюстрируют уже ряд выполненных работ, показывающих, что за счет изменения геометрии проточной части турбины можно добиться снижения удельного эффективного расхода топлива на 4 – 6 г/кВт.ч на номинальном режиме. Необходимо отметить, что и это далеко не окончательный результат, так как в выполненных исследованиях полученный эффект базируется на интуитивном подходе при воздействии на геометрию проточной части турбины. Такой подход, как известно, узаконен среди специалистов в области двигателей внутреннего сгорания.

Цель работы. Объединить все положительные стороны существующих математических моделей и методов расчета и проектирования, подойти комплексно к проектированию радиально-осевой турбины работающей в условиях нестационарного потока системы наддува КДВС.

Для достижения цели были поставлены и решены следующие задачи:

1. Систематизировать математические модели для расчета потерь работоспособности газодинамического потока в проточной части и адаптировать их к расчету характеристики радиально-осевой турбины турбокомпрессорного ряда ТКР-14 на базе модели, на среднем радиусе.

2. Используя современные методы трехмерного твердотельного компьютерного моделирования создать твердотельную модель рабочего колеса.

3. Решить проблемные вопросы применения математической модели расчета квазитрехмерного потока Я.А. Сироткина по отработке технологии проектирования радиально-осевой турбины турбокомпрессорного ряда ТКР-14.

4. На стенде для экспериментальных исследований, имеющемся на кафедре ДВС ТОГУ произвести проверку адекватности расчета характеристик турбины и адекватности расчета полей скорости на выходе из турбины.

5. Предложить концептуальный подход к проектированию проточных частей радиально-осевой турбины базируясь на экспериментальных исследованиях профессора А.Э. Симсона.

6. Объединить вышеперечисленные математические модели и разработанную на кафедре ДВС ТОГУ математическую модель расчета нестационарных процессов в разветвленных системах выпуска в комплексный подход.

7. Базируясь на физической природе работы турбины в условиях нестационарного потока в КДВС, расшифрованной профессором А.Э.Симсоном, включить ее концептуально в комплексный подход и провести широкий цикл исследований направленных на совершенствование проточной части турбины турбокомпрессора ТКР-14.

Научная новизна. Разработан комплекс расчетных моделей течения рабочего тела в проточной части турбины, реализованный в комбинированных двигателях внутреннего сгорания и базирующийся на последних достижениях теории турбомашин, теоретических положениях по оценке эффективности срабатывания импульса и физики процессов, обобщающий большой цикл экспериментальных исследований в области систем газотурбинного наддува дизелей.

Зафиксированы специализированные процедуры, алгоритмы и новые возможности численной реализации математической модели осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости при формировании систем газотурбинного наддува дизелей ряда ЧН 18/22 турбокомпрессорами моделей ТКР –14.

Практическая ценность работы. Предложена для практического использования технология проектирования проточных частей радиально-осевой турбины, обеспечивающая повышение эффективных показателей комбинированных двигателей.

Компьютерная реализация математических моделей составляющих основу метода, позволяет на стадии проектирования выбрать оптимальные конструктивные параметры турбины, форму меридионального обвода, или же при доводке существующих двигателей подобрать турбину рациональной конструкции.

Даны обоснованные рекомендации при проектировании радиально-осевых турбин для конструкторских бюро заводов дизелестроительной отрасли.

Апробация работы. Основные результаты работы обсуждались на научнотехнических семинарах кафедры «Двигатели внутреннего сгорания» Хабаровского государственного технического университета (1998 г., 1999 г., 2000 г.), в отделе главного конструктора завода «Дальэнергомаш» (г. Хабаровск, 1999 г). на конкурсе молодых ученых и аспирантов в области технических наук, посвященном 275летию Российской академии наук (г. Хабаровск, 1999 г.), на конкурсе научных работ по инженерным наукам среди молодых ученых, посвященном празднованию 10-летия Инженерной академии Российской Федерации (г. Хабаровск, 2000 г.), на международной научно-технической конференции «Автомобильный транспорт Дальнего Востока 2000» (г. Хабаровск 2000 г.), на семинарах кафедр Э-2 и Э- МГТУ им. Н.Э. Баумана (г. Москва, 2000 г.), в СКБ газовых турбин Уральского турбомоторного завода (г. Екатеринбург, 2000 г.), на 6-м международном симпозиуме, посвященном научно-техническим проблемам Дальневосточного региона (г. Харбин, КНР, 2000 г.), на международной научно-технической конференции «Двигатель 2002» (г. Хабаровск, 2002 г.), на региональном научнотехническом семинаре по проблемам в области двигателей внутреннего сгорания (г. Хабаровск, ХГТУ 2003 г.), на научно-техническом семинаре по проблемам механики машин (г. Хабаровск, ХГТУ 2005 г.), на международной научнотехнической конференции «Двигатель 2008» (г. Хабаровск, ДВГУПС 2008 г.).

Автор выражает глубокую признательность за ценные советы при проведении исследований и подготовке диссертации профессору Г.Д. Седельникову Публикации. Автором по теме диссертации опубликовано 11 научных работ.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы (142 наименований). Общий объем работы составляет 223 страниц основного текста, 84 рисунка, 4 таблицы.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении раскрывается актуальность темы, формулируются цель и задачи работы.

В первой главе приводится аналитический обзор экспериментальных работ специалистов в области двигателестроения, посвященных исследованию работы турбины в составе импульсной системы надува комбинированных двигателей. На основе работ Б.П. Байкова, В.Т. Бордукова, П.В. Иванова, В.П. Исакова, Н.И. Верба, В.В. Крюкова, Д.М. Кельштейна, В.А. Лашко, С.Л. Левковича, А.Д. Межерицкого, Г.Н. Мизернюка, Н.В. Петровского, А.Э. Симсона, А.М. Скаженника, В.М. Рябовол и других ученых показано, что геометрия проточной части турбины оказывает существенное влияние на экономические и эффективные показатели комбинированного двигателя.

Однако в большинстве работ изменение геометрических параметров проточной части турбины основано на интуитивном подходе, поскольку до настоящего времени не разработано методов для расчета и проектирования турбины работающей в специфических условиях нестационарного потока импульсной системы газотурбинного наддува.

Методы расчета турбинной ступени на среднем радиусе основаны на решении нелинейной системы алгебраических уравнений, описывающих процесс течения газа в характерных сечениях проточной части. В силу своей простоты эти методы были приняты в качестве инструментария в конструкторских бюро заводов производящих агрегаты наддува. По мере развития теории ступени газовой турбины, совершенствовались и методы расчета на среднем радиусе, что нашло отражение в работах многих авторов:

Г.А. Багмута, А.Е. Балтера, В.Р. Бурячко, В.И. Епифановой, В.Т. Митрохина, Г.Ю. Степанова, М.В. Носова, Г.Ш. Розенберга, Н. Мидзумати, М.С. Приходько, Р.Р. Зайделя, С.А. Заславского, А.И. Лошкарева, F.S. Binder и др.

Анализ выполненных работ показал:

- методы расчета ступени на среднем радиусе в силу принятых упрощающих допущений не позволяют в полной мере описать физику процесса течения в проточной части. Это обстоятельство не позволяет проектировать прочную часть. В результате чего конструктора вынуждены идти интуитивным путем, опираясь на предыдущий опыт проектирования и экспериментальные исследования.

- введение в расчет оптимизационного алгоритма метода неопределенных множителей Лагранжа не решает проблемы выбора геометрических параметров: углов выхода потока 1 и 1, степени радиальности, а также формы меридионального обвода.

- попытка ввести в одномерную модель элементы пространственного потока (метод Н. Мидзумати) не решает проблемы выбора меридионального обвода.

- назрела острая необходимость использования при проектировании проточной части турбины комбинированного двигателя пространственных методов расчета.

Анализ работ А.Н. Шерстюка, А.Е. Зарянкина, Л.А. Дорфмана, А.Б. Шабарова, В.В. Тарасова, Я.А. Сироткина, Г.Ш. Розенберга, Г.Ю. Степанова, Mori Yasio, Wu Chung-Hua и др. посвященные пространственным моделям расчета турбины показывает что:

- несмотря на аналитические решения, методов Mori Yasio и каналов А.Н. Шерстюка, не удается определить качественную картину течения в проточной части. Поэтому их можно рекомендовать только для предварительного расчета скоростей в более совершенных моделях.

- метод Я.А. Сироткина и метод кривизны линий тока, являются наиболее совершенными на сегодняшний день методами расчета, так как позволяют оценить выбранные геометрические параметры проточной части.

Во второй главе представлен комплексный подход для расчета и проектирования радиально-осевой турбины работающей в составе импульсной системы газотурбинного наддува комбинированных двигателей, который объединяет следующие положительные стороны существующих математических моделей и методов проектирования и расчета:

- оптимизационный алгоритм метода неопределенных множителей Лагранжа позволяет для принятых геометрических параметров 1, 2, определить оптимальную окружную скорость вращения ротора u1 и оптимальную степень реактивности опт ;

- метод расчета ступени на среднем радиусе в одномерном квазистационарном приближении дает возможность в первом приближении оценить эффективность турбинной ступени по интегральным характеристикам т f ( Hт ), Gт f ( Hт ), т f ( Hт ). При этом для определения потерь работоспособности газодинамического потока применялись эмпирические зависимости, которые в соответствии с физической картиной течения можно представить схемой (рис.1);

- применение метода А.Н. Шерстюка позволяет произвести построение меридионального профиля рабочего колеса;

- метод профилирования цельнолитых рабочих колес разработанный в ЦНИДИ, совместно с системой трехмерного твердотельного моделирования «КОМПАС 3D» обеспечивает получение трехмерной модели проточной части и все геометрические параметры (l ), l, l, t требующиеся для дальнейшего расчета;

- модель расчета нестационарного течения в разветвленной выпускной системе комбинированного двигателя на основании полученных диаграмм давлений и температуры в трубопроводе p*1 f, Tg1 f в первом приближении оценивает эффективность проточной части турбины;

- метод расчета турбины в нестационарном потоке разработанный в ЦНИДИ имеет возможность оценить эффективность работы турбины в составе комбинированного двигателя по интегральным характеристикам - модель расчета осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости (метод Я.А. Сироткина) – инструментарий по оценке структуры потока в проточной части и соответственно обоснованности принятых геометрических параметров турбины.

последовательность реализации этапов комплексного подхода.

На первом этапе производится проектирование проточных частей с различными геометрическими параметрами. Для этого используются:

Рис.1. Блок схема к определению потерь энергии в проточной части.

оптимизационный алгоритм метода множителей Лагранжа, метод расчета ступени на среднем радиусе в обратной постановке, метод профилирования цельнолитых рабочих колес разработанный в ЦНИДИ, совместно с системой трехмерного твердотельного моделирования «КОМПАС 3D».

Второй этап комплексного подхода заключается в определении эффективности проточных частей турбин, спроектированных на первом этапе.

С этой целью, используя модель расчета ступени на среднем радиусе в одномерном квазистационарном приближении, выполняется расчет характеристик турбины: т f ( Hт ), Gт f ( Hт ), т f ( Hт ).

На данном этапе для анализа полученных результатов расчета характеристик, предлагается ввести среднеинтегральный критерий, который позволяет представить характеристику турбины одной точкой:

где т - эффективный КПД турбины; Hт - безразмерный коэффициент напора; Hт max Hт min - диапазон изменения коэффициента напора на характеристике.

Из множества полученных расчетом характеристик турбины, лучшей будет та у которой больше значение.

Третий этап включает решение смешанной задачи Коши для разветвленной выпускной системы комбинированного двигателя. Система гиперболических уравнений одномерного нестационарного потока, включающих трение и теплообмен при движении газа в выпускных трубопроводах, реализована с помощью численного метода характеристик.

Конечно-разностные уравнения одномерного нестационарного потока строятся, используя метод Куранта Изаксона и Риса. Граничные условия у цилиндра рассматриваются в квазистационарной одномерной постановке. Процесс прохождения газа в органах газораспределения рассматривается как истечение через эквивалентное сопло. Отличие от реальной картины течения учитывается коэффициентом расхода.

В качестве исходных уравнений для установления связи между параметрами потока в цилиндре и трубопроводе приняты: уравнение энергии для энергоизолированного течения, уравнение неразрывности и уравнение изменения состояния, для определения параметров в граничном сечении в подкритической области уравнение импульсов.

При численной реализации граничных условий у цилиндра к исходной системе уравнений добавляется уравнение обратной волны.

В качестве граничных условий у турбины используется модель эквивалентного сопла (для всей турбины), пропускная способность которого определяется через расчет характеристик турбины. Течение через сопло принимается квазистационарным, изоэнтропическим. Давление на срезе сопла считается равным давлению за турбиной. Система алгебраических уравнений граничных условий решается методом Ньютона с одновременным расчетом характеристик турбины.

В результате проведения расчетов на третьем этапе, определяются зависимости изменения давлений p g1* f и температуры Tg1* f на входе в турбину, которые используются для проведения расчетов на следующем этапе.

Четвертый этап комплексного подхода включает в себя решение вопроса об оценке эффективности срабатывания выпускных газов в турбине. В основу программы расчета на этом этапе положен метод расчета турбины в импульсном потоке, широко распространенный среди специалистов как метод ЦНИДИ. В качестве исходной информации на этом этапе используются диаграммы изменения давления и температуры выпускных газов перед турбиной, полученные расчетным путем на предыдущем этапе, а также характеристики турбины, полученные расчетным путем на втором этапе.

Выполнив расчет различных конструктивных вариантов турбины, определяем максимальное значение интегрального КПД срабатывания импульса тu, максимальное значение мощности турбины Nт и соответствующие этим значениям проточные части турбины.

На пятом этапе комплексного подхода, с целью оценки качества меридионального обвода турбин отобранных на предыдущем этапе, производится расчет осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости (метод Я.А. Сироткина) в проточной части турбины. При этом математическая модель течения газа в криволинейной системе координат n,, s имеет вид:

где w, c - относительная и абсолютная скорости; - плотность газа; S, H энтропия и полное обобщенное теплосодержание в относительном потоке; F массовая сила; T - температура; r - радиус; - коэффициент стеснения; угол между осью вращения колеса и касательной к линии тока.

Используя метод прямых и принимая во внимание гипотезу осевой симметрии потока, углы средней межлопаточной поверхности тока,, система уравнений (2-5) сводится к решению системы двух интегральных уравнений:

Все частные производные по s в (2-5) заменяются центральными разностями; учитывая, что шаг по s может быть неодинаковым, для вычисления производных по s в i ом сечении на j ой линии тока для любой гладкой функции f, используются формулы второго порядка точности:

Граничные условия. Внешняя и внутренняя линии меридионального обвода – линии тока.

Сечения для задания граничных условий должны быть расположены на бесконечности s, но обычно в практике проведения расчетов эти сечения выбирают на расстояниях порядка одного шага от кромок лопаток.

На входе в рабочее колесо (поток вихревой), вдоль сечения считаются заданными все параметры потока, углы 90o, 0 и все частные производные по s равны нулю.

На выходе из рабочего колеса (поток вихревой) канал продолжается прямыми линиями, в сечениях l8 и l9 углы потока считаются равными углам потока в сечении l7, коэффициенты стеснения 1, вдоль сечения l9 углы 0, 0 и все частные производные по s равны нулю.

Полученная система интегральных уравнений (6-7) с неизвестным переменным верхним пределом l решается методом последовательных приближений.

Для сходимости последовательных приближений необходимо, чтобы угол был малым, т.е. чтобы l мало отличалось от нормали к линиям тока.

Поэтому, в интегралах (2.62) сумма всех членов с производными по l (в эту сумму входит еще и 2ctg cos cos ) была намного больше суммы всех членов с производными по s. Это условие может быть записано следующим образом:

Выполнение этого условия совместно с требованием l s практически обеспечивает сходимость последовательных приближений.

Как показали результаты проведенных расчетов, последовательные приближения сходятся неудовлетворительно. Смещения узлов li, j не уменьшаются от итерации к итерации, линии тока начинают «гулять», происходит раскачка системы. Для улучшения сходимости применялся метод, согласно которому величина параметра xn (скорости ws закладываемая в расчет последующего приближения, определяется из следующего соотношения:

где xn x - приращение параметра, полученного в данном приближении;

- коэффициент релаксации; xn - значение параметра исходного приближения без уточнения. В данной работе коэффициент релаксации 0.1 0.5 был введен, начиная с первого приближения.

Расчет проводится в различных точках на характеристике турбины. В результате расчета определяются: поверхности тока, по форме которых можно судить о качественной картине течения, что не позволяет сделать эксперимент;

поля скоростей во всей области проточной части, что позволяет определить зону обратных токов.

В третьей главе описывается экспериментальный стенд для газодинамических исследований, экспериментальное определение параметров газодинамического потока при получении характеристики турбины, определение КПД турбины по измеряемым параметрам на экспериментальном стенде.

C целью проверки адекватности, предлагаемой модели расчета ступени на среднем радиусе в одномерном квазистационарном приближении, произведено сравнение экспериментальных и расчетных характеристик ступеней т f Hт, Fт f Hт с геометрическими параметрами радильно-осевых турбин турбокомпрессоров: ТКР-14С-26.3, ТКР-14С-27 и ТКР-14В-30. Как показали результаты сравнения, погрешность расчета не превышает величины – 4%.

Для оценки адекватности математической модели осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости производилось сравнение расчетных и осредненных измеряемых величин абсолютной скорости c2 и угла 2 на выходе из рабочего колеса турбины. Для оценки параметров выборки данных и оценки видов распределения абсолютной скорости c2 и углов выхода потока 2 использовались функции статистической обработки пакета Mathcad.

Доверительный интервал определялся, исходя из вероятности попадания числа внутрь интервала 96%. Верхняя и нижняя границы доверительного интервала определялись с использованием квантили распределения по Стьюденту.

Сравнение результатов расчета осесимметричного течения по методу Я.А.

Сироткина с результатами эксперимента показывает, что имеется незначительное расхождение экспериментальных и расчетных значений абсолютных скоростей c2 (рис. 2) и углов выхода потока 2 (рис. 3).

Как показали результаты расчетов, наибольшие расхождения в периферийной зоне потока. Расчетные величины имеют завышенные значения, для абсолютной скорости 5.5 %, для углов выхода потока 6.3 %. Это можно объяснить следующим образом:

- метод Я.А. Сироткина не учитывает влияния зазора между рабочими лопатками и корпусом турбины на структуру потока на периферии;

- метод не учитывает влияние вторичных течений на величину углов выхода потока в области за рабочим колесом.

В четвертой главе сделан анализ результатов расчетных исследований полученных с использованием предложенного комплексного подхода.

Исследования влияния степени реактивности на эффективность проточной части показали, что при совместном профилировании элементов проточной части оптимальное значение степени реактивности лежит в диапазоне 0.45 0.5.

Исследования по выбору расчетного режима показали, что на компромиссный вариант между коэффициентом использования располагаемой спроектированная на давление на входе p*1 0.2МПа.

Рис. 2. Экспериментальное и расчетное распределение абсолютных скоростей c2 за рабочим колесом: 1 – расчет по методу Я.А.

Сироткина после 58 приближений (коэффициент релаксации 0.1 ); 2 – по данным эксперимента.

Рис. 3. Экспериментальное и расчетное распределение углов выхода потока 2 за рабочим колесом: 1 – расчет по методу Я.А.

Сироткина после 58 приближений (коэффициент релаксации 0.1 ); 2 – по данным эксперимента.

Исследования по оценке влияния степени радиальности на эффективность проточной части показали, что на компромиссный вариант между коэффициентом использования располагаемой энергии тu и эффективной мощностью турбины Nт выходит турбина, спроектированная на степень радиальности 0.52. При проектировании проточной части турбины для работы на малых теплоперепадах Hт 0.5 1.34, следует ориентироваться на меньшие значения степени радиальности. При проектировании турбины для работы турбины на больших значениях теплоперепада Hт 2.0 3.5 следует ориентироваться на большие значения степени радиальности.

Результаты расчетов показали, что применение оптимизационного алгоритма метода неопределенных множителей Лагранжа на первом этапе комплексного подхода, можно считать оправданным и рекомендовать его к применению при выборе геометрических параметров проточной части турбины.

Результаты расчетных исследований по влиянию формы меридионального обвода проточной части турбины ТКР-14С-26 показали: рис. 4, 5, 6 – с увеличением кривизны канала, линии тока «поджимаются» к корпусу турбины.

Особенно сильно это выражено в случае расчетного режима № 1 с низким коэффициентом напора: для опытной турбины в области линий l5, l6 и l7 ; для штатной турбины в области линий l4, l5 и поскольку штатная турбина отличается малой осевой протяженностью, то поток не успевает выравниваться, в области прямых l7 и l8 линии тока поджаты к корпусу турбины. В этих сечениях, как показали результаты расчетов режима № 1, получаются отрицательные значения меридиональных скоростей ws : для турбины с обводами, построенными по форме эллиптических кривых порядка 8-14 м/с;

для турбины с обводами, построенными по рекомендациям А.Н. Шерстюка порядка 6-9 м/с; для штатной турбины порядка 6-8 м/с. Это обстоятельство дает основание предполагать о возникновении отрыва потока (обратный ток в идеальной жидкости). На рис. 4, 5, 6 зона обратных токов заштрихована.

Граница отрывной зоны определена при условии ws 0. В безлопаточном пространстве за рабочим колесом поток выравнивается, и скорость практически не изменяется по длине l. С увеличением теплоперепада срабатываемого в турбине поверхности тока несколько выравниваются, так например, в случае режима № 3 линии тока плавней, чем в случае режима № 1.

Рис. 4. Результаты расчета поверхностей тока для расчетной области с меридиональным профилем построенным по форме эллиптических кривых.

Рис. 5. Результаты расчета поверхностей тока для расчетной области с меридиональным профилем построенным по методу А.Н. Шерстюка.

Рис. 6. Результаты расчета поверхностей тока для расчетной области штатной турбины ТКР-14С-26..

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ

1. Разработан комплексный подход к проектированию проточной части радиально-осевой турбины импульсной системы наддува комбинированного двигателя внутреннего сгорания, базирующийся на использовании:

- современных представлений о методах расчета турбины на среднем радиусе и пространственного потока в проточной части;

- надежных данных о потерях;

- результатов численного моделирования нестационарных процессов в разветвленных системах выпуска двигателей ряда ЧН 18/22;

- концептуального подхода профессора А.Э. Симсона, основанного на систематизации и физическом осмысливании большого количества экспериментальных данных;

- практической реализации расчета осесимметричного вихревого течения невязкой сжимаемой жидкости (метод Я.А. Сироткина) применительно к радиально-осевой турбине, находящейся под воздействием нестационарного потока выпускных газов в КДВС;

- оценки эффективности срабатывания выпускных газов в турбине максимальным значением интегрального КПД срабатывания импульса, основанной на методе ЦНИДИ.

2. Экспериментальные исследования в проточных частях радиально-осевой турбины турбокомпрессора ТКР-14 выполнены на стенде для статической продувки, в обосновании которых положены фундаментальные основы теории подобия.

3. Проверка адекватности полей скоростей в проточной части турбины осуществлялась с использованием современных программных комплексов по статистической обработке экспериментальных значений абсолютной скорости за рабочим колесом турбины ТКР-14С-26.

4. Предложена технология проектирования проточной части турбины, которая включает следующую последовательность реализации комплексного подхода:

- оценка влияния степени реактивности;

- выбор расчетного режима и срабатывания импульса в турбине;

- влияние степени радиальности;

- использование оптимизационного алгоритма метода неопределенных множителей Лагранжа;

- применение современных методов трехмерного твердотельного моделирования и численного моделирования осесимметричного вихревого потока невязкой сжимаемой жидкости в проточной части радиально-осевых турбин для расчета структуры потока и оценки формы меридионального обвода.

5. Возможность расчета структуры потока с использованием метода Я.А.

Сироткина, позволяет не только обнаружить наличие отрывных зон, но и обеспечить безотрывное течение потока, а также в будущем управлять полями скоростей с целью определения наибольшей эффективности срабатывания располагаемой энергии в турбине.

Основные положения диссертации отражены в следующих работах:

1. Пассар А.В. Модель Я.А. Сироткина как инструментарий для анализа геометрических параметров радиальноосевой турбины комбинированного двигателя / В.А. Лашко, А.В. Пассар // Известия вузов:

Машиностроение. – 2008. - № 2. - С. 43-62.

2. Пассар А.В. Комплексный подход к проектированию проточной части турбины импульсной системы наддува поршневых двигателей / В.А. Лашко, А.В. Пассар // Математическое моделирование: Сб. науч. тр. НИИКТ. – Хабаровск, 2000. – С. 119-128.

3. Passar A.V. Computer-added design of the flow part geometry of the centripetal turbine of combined internal combustion engine / V.A. Lashko, A.V.

Passar // The Sixt International Symposium on Actual problems of the Scientific and Technological Progress of the Far Eastern Region: Symposium Proceedings. – Harbin, 2000. - P. 45-47.

4. Пассар А.В. Комплексный подход к проектированию проточной части турбины импульсной системы автомобильных двигателей / В.А. Лашко, А.В.

Пассар // Автомобильный транспорт Дальнего Востока 2000: Сб. тр.

международной научно-техн. конференции. – Хабаровск, 2000. - С. 147-152.

5. Пассар А.В. Влияние основных элементов проточной части на характеристику центростремительной турбины комбинированного двигателя / В.А. Лашко, А.В. Пассар // Актуальные проблемы создания, проектирования и эксплуатации современных двигателей внутреннего сгорания: Сб. науч. тр. – Хабаровск, 2001. - № 2. - С. 61-70.

6. Пассар А.В. Проектирование проточных частей центростремительной турбины, работающей в условиях нестационарного потока / А.В. Пассар // Сб.

науч. тр. молодых ученых Дальневосточного региона России. - Хабаровск, 2001. - № 14. - С. 51-55.

7. Пассар А.В. Численная реализация комплексного подхода к проектированию проточной части турбины, работающей в составе КДВС / В.А.

Лашко, А.В. Пассар // Актуальные проблемы создания и эксплуатации комбинированных двигателей внутреннего сгорания: Материалы международной научно-технической конференции «Двигатели - 2002» Хабаровск, 2002. - С. 31-34.

центростремительной турбины, работающей в составе импульсной системы наддува КДВС / В.А. Лашко, А.В. Пассар // Актуальные проблемы создания, проектирования и эксплуатации современных двигателей внутреннего сгорания:

Сб.науч. тр. - Хабаровск, 2004. - № 3. - С. 119-125.

9. Пассар А.В. Выбор инструментария для расчета радиально-осевых турбин, работающих в условиях нестационарного потока / В.А. Лашко, А.В.

Пассар // Актуальные проблемы создания, проектирования и эксплуатации современных двигателей внутреннего сгорания: Сб. науч. тр. - Хабаровск, 2007.

- № 4. - С. 147-163.

10. Пассар А.В. Выбор инструментария для расчета радиально-осевых турбин, работающих в условиях нестационарного потока / В.А. Лашко, А.В.

Пассар // Вестник ТОГУ. - Хабаровск, 2007. - № 4(7). - С. 135-152.

11. Пассар А.В. Выбор оптимальной степени радиальности для турбины турбокомпрессора ТКР-14С-27 поршневого двигателя ЧН 18/22 / В.А. Лашко, А.В. Пассар // Актуальные проблемы развития и эксплуатации поршневых двигателей в транспортном комплексе Азиатско-Тихоокеанского региона:

Материалы международной научно-технической конференции «Двигатели 2008». - Хабаровск, 2008. - С. 150-165.

РАЗРАБОТКА МЕТОДА ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ

РАДИАЛЬНО-ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ КОМБИНИРОВАННОГО

ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени Подписано в печать 5.03.09 Формат 60х84 1/ Бумага писчая. Гарнитура «Таймс». Печать цифровая. Усл. печ. л. 1,3.

Тихоокеанского государственного университета 680035, г. Хабаровск, ул. Тихоокеанская, 136.