нир. Частичное потребление турбины и анализ потока ракетного двигателя
 Скачать 0.51 Mb.
|
|
Частичное потребление турбины и анализ потока ракетного двигателя Резюме: В соответствии с общими характеристиками и конструктивными требованиями жидкостного ракетного двигателя, часть впуска и конуса спроектированы одномерным методом. Фасонная форсунка, одноступенчатая сверхзвуковая турбина. На основе усредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса поле внутреннего потока турбины полное трехмерное моделирование расчета и анализа константы вязкости, а также влияние различных площадей каскада ротора на производительность турбины Rang. Результаты показывают, что внутренние линии потока некоторых впускных турбин нерегулярны, вихревых потоков много, каскад ротора является сложным, и лопасти разделение в канале является более серьезным: общая потеря давления в канале сопла и в канале каскада ротора составляет более 20%, причем потери в канале каскада ротора потери больше, изменение площади различных каналов каскада ротора мало влияет на общую производительность турбины, но канал сжатия-расширения скорость потока может быть уменьшена, разделение воздушного потока может быть уменьшено, и напряжение разницы температур лопасти может быть уменьшено. ключевое слово: Турбина с частичным впуском, сверхзвуковая турбина, конструкция турбины, анализ потока. 0 Введение В погоне за высоким удельным импульсом, вихревой жидкостный ракетный двигатель с обратной связью круглый поток газа обычно очень мал, полагаясь на высокую удельную работу для получения работы турбины скорость. Небольшой поток непосредственно ограничивает высоту канала лезвия, однако, когда лезвие за короткое время потери вторичной стенки торцевой стенки быстро возрастают. Поэтому для гарантии высота лопатки, форсунки турбины двигателя открытого цикла в основном используют детали схема впуска. Исследование конструкции, характеристик потока и потерь турбины на впуске в течение недели есть много литературы, и внутренний поток каждого канала лопатки является последовательным, и параметры воздушного потока это относительно равномерно по окружности. И часть впускной турбины с соплом на выходе воздушного потока только часть лопастей ротора, большинство лопастей ротора не только не работа и внутренний поток сложны, а потери велики. Модель эмпирических потерь используется в текущих инженерных расчетах для турбины предварительная оценка эффективности работы, если требуется точная производительность для характеристик внутреннего потока требуется полная трехмерная числовая модель поля вязкого потока намереваться. Эта статья использует метод одномерного проектирования для разработки определенного двигателя. Частично-впускная сверхзвуковая турбина удара, решая полный трехмерный Navier-Stokes уравнения стокса имеют полное трехмерное моделирование их внутреннего потока рассчитать, получить общую производительность и проанализировать ее основные характеристики внутренних потерь. исследования влияние закона изменения канала лопатки ротора на производительность турбины. Постоптимизация и конструкция такой конструкции турбины дают некоторую справку значение. 1 Одномерный дизайн и оценка производительности
Рабочие параметры системы и результаты проектирования приведены в таблицах 1 и 2. Таблица 1 Параметры работы системы
Таблица 2 Одномерные результаты проектирования
2 одномерная оценка производительности Конечный общий КПД турбины η рассчитывается следующим образом: η = ηu·ηp － ξ1 － ξ2 － ξ3 Где: ηu -эффективности цикла; ηp-объемной эффективности; ξ1-повреждение дамбы коэффициент потерь; ξ2-потери коэффициента потерь газа; ξ3-коэффициента мотоцикла в рулетке. Турбо одномерные результаты расчета производительности приведены в таблице 3.
Угол сужения сопла составляет 60 °, а угол расширения составляет 15 °, как показано на рисунке 1. Рис. Гарантированные углы входа и выхода и требования к шагу, используя две секции прямая линия и кривая Безье второго порядка, передний край и задний край - дуги моделируя форму лопасти ротора, радиальный участок представляет собой изометрический растягивающийся прямой лист кусок. На рисунке 2 показан тип листа, где: β1f для угла входа лопасти; β2f для листа угол выхода куска.  Рисунок 1 Принципиальная схема конструкции сопла  Рисунок 2 форма лопасти ротора 2 3D моделирование производительности и анализ потока 2. 1 Модель и сетка Чтобы имитировать состояние низкого впуска, нет зоны впуска воздуха к основному дополнительные потери энергии, вызванные потоком, модель расчета включает в себя всю неделю прохождения лезвия дорога, с турбинной кольцевой структурой. Неструктурный шестигранник и четыре стороны впускного кольца и области сопла тело смешивает сетку, а каскадный канал использует структурированную шестигранную сетку. Стена поверхность и зазор наконечника зашифрованы. В пределах всего расчетного канала количество узлов сетки составляет около 8,3 миллиона. Вычислительная модель и построение сетки показаны на рисунке 3.Рис.  Рисунок 3 Вычислительная модель и сетка 2. 2 Численные методы расчета и граничные условия Численные расчеты с использованием программного обеспечения CFX на основе пар форматов конечных объемов трехмерное среднее уравнение Рейнольдса-Навье-Стокса в относительной системе координат чтобы решить, дискретизация уравнения использует центральную разностную схему второго порядка. Выбранный используются модель k-ε-турбулентности двух стандартных уравнений и метод пристеночной функции. Статическая и статическая модель интерфейса используется между статором и ротором. Вычислительный работник используется идеальный газ, а рабочие параметры приведены в соответствии с общими параметрами. Учитывая общее давление на входе и общую температуру на входном кольце, лопасти ротора турбины отсутствуют. Статическое давление. Адиабатическая, нескользкая граница для всех сплошных стен условия. 2. 3 Результаты расчетов и анализ 2.3.1 Общая производительность В таблице 4 приведены общие параметры производительности турбины при номинальных условиях и их сравнение результатов одномерного расчета. Эффективность 3D расчета - это эффективность крутящего момента ставка рассчитывается следующим образом:  Где T - крутящий момент ступицы и лопасти. Таблица 4 Общая производительность турбины
2. 3. 2 Распределение поля потока Из-за структуры частичного впуска, а также конической насадки на выходе и несоответствие канала лопатки ротора приводит к впуску воздуха на вход ротора окружное и радиальное направления крайне неравномерны, а окружное направление входной области составляет около 60 °. 50% сечения находится в сердечнике сопла, число Маха высокое, слева 2 правильно, 10% и 90% положения из-за влияния эллипса на выходе из сопла, лошадь ах ниже, и в среднем составляет около 1,0 до 1,5. Большинство остальных не газовая площадь числа Маха составляет около 0,3. Рисунок 4 и Рисунок 5 показывают ротор распределение числа Маха на входе.  Рис. 4 Число Маха различных положений выдвижения впускного отверстия ротора распределено по окружности  Рисунок 5 ротора на входе номер Маха На рисунке 6 показано окружное распределение давления на входе ротора в различных положениях по горизонтали. Поскольку лопасть не имеет радиальной формы, статическое давление в основании лопасти значительно ниже, и существует определенная отрицательная сила реакции. Уровни давления в средней части и наконечнике по существу равны, но разница в направлении по окружности все еще велика, причем радиальные и круговые потоки смешения между впускной зоной и входной зоной. Диаграмма потока во всем канале расчета представлена на рисунке 7. Явление трехмерного потока всего поля потока очевидно. В проходах лопастей во впускной зоне имеется много больших вихревых потоков, и поток воздуха проходит в направлении по окружности на входе ротора. На выходе из ротора в потоке воздуха имеется большая тангенциальная скорость степень обуславливает сильное смешивание выходной зоны на входе лопатки ротора и зоны без впуска, что приводит к большим потерям. 2. 3. 3 Анализ потерь Значения параметров воздушного потока на разных осевых сечениях приведены в таблице 5. Из данных в таблице, общая потеря давления в канале сопла составляет около 20%, общая потеря давления лопасти ротора составляет около 24,5%, а удлинение выпускного отверстия лопасти ротора составляет 2,2% из-за общей потери давления при перемешивании воздушного потока. Общая потеря давления самая большая. На рисунке 8 показана часть впускного канала в разных положениях Маха. Распределение номеров. Из-за большого угла и толщины ударного каскада воздушный поток вырабатываемая центробежная сила является сильной, и давление в бассейне лопатки больше, чем противодавление лопатки, что приводит к сильному сильный второй поток. Как видно из рисунка 8, 10% раздел из-за отрицательные силы против существования приводят к серьезному разделению всего канала лезвия, сокращению на 50% существует также разделение между передней частью бассейна для листьев и выходом задней части листа. 90% секция на задней кромке лезвия создает значительную утечку из-за зазора наконечника Vortex. А из-за сверхзвуковой скорости на выходе из сопла на передней кромке ротора имеется диагональ. Волны и позитивные шоки также вызывают большие дополнительные потери. Сверхзвуковое воздействие большие потери в канале каскада ротора в основном связаны с разделением воздуха и ударная волна и пограничный слой мешают друг другу.  Рисунок 6: Окружное положение входа ротора распределено по разным окружным направлениям.  Рисунок 7 Трехмерная структурная схема области расчета  Рисунок 8 Число Маха различной позиции входного канала 3 Влияние закона изменения канала лопатки ротора Большинство каскадов ударного ротора имеют симметричный тип лопасти, угол установки равен 0, а площади входного и выходного проходов ротора равны. В конструкции турбины в этой статье форма лопасти ротора трех различных изменений площади канала получается путем регулировки поверхности всасывания и линии поверхности давления, и выполняется численное моделирование. Это: схема A - это канал сжатия-сжатия, горловина расположена в середине лопатки, схема B - конструкция канала равной площади, схема C - канал расширения-сжатия, а вход и выход - положение горловины, как показано на рисунке 9.  Рис. 9 Форма лопасти ротора и изменение площади канала различных схем На рисунке 10 показаны различные варианты для 50% расширенного положения зоны приема. Существуют определенные различия в распределении H-номеров. Из рисунка 10 можно видеть, что эти три схемы присутствуют как на переднем крае лопасти, так и на входе в канал. Замедление в косой ударной волне и положительной ударной волне и на входе в канал в окрестностях есть местная область с высоким числом Маха, и нет та же степень разделения воздуха. При ближайшем рассмотрении раскрывается поток сценария А. Динамическое состояние превосходит сценарий C, а сценарий B - промежуточный. Для схема А, постепенно сужающаяся от входного до среднего сечения горла, ультразвуковое исследование скорость воздушного потока постепенно снижается почти до скорости звука, и воздушный поток вращается с низкой скоростью. Значительно уменьшите разделение воздушного потока возле створки назад, а затем ускорьте в секции расширения для сверхзвуковой скорости. Поток сценария C является прямо противоположным. Следовательно, из приведенного выше анализа, для сверхзвукового потока на входе рабочего колеса, секция канала должна избегать канала расширения-сжатия схемы C, и в конструкции должна быть принята схема канала сжатия-сжатия A или схема B канала равного сечения, но должна Например, принимая во внимание конструктивные требования, предъявляемые к способу обработки лезвия, для EDM требуется минимальная ширина прохода лезвия.  Рисунок 10 Число Маха 50% позиции пролета во входной зоне различных схем Распределение температуры поверхности лопасти было извлечено, и было обнаружено, что разность температур поверхности лопасти ротора, разработанная по схеме A, была немного ниже, чем у схемы C, главным образом потому, что скорость воздушного потока на входе низкая, соответствующая температура воздушного потока выше, а разница между температурой застоя передней кромки лопасти выше. маленький. Температура газа на входе в турбину двигателя открытого цикла, как правило, высокая, и напряжение разности температур оказывает большое влияние на прочность лопасти, поэтому уменьшение разности температур поверхности лопасти полезно для расчета прочности колеса. Для сверхзвукового каскадного потока с большим числом Маха, помимо изменения канала лопасти, изменение формы лопасти оказывает большое влияние на распределение ударно-волновой системы. Распределение хорошо спроектированной ударно-волновой системы может в некоторой степени снизить потери движущегося лопасти. 4 Заключение В соответствии с частичным впуском, сверхзвуковой и ударной одноступенчатой осевой турбиной, разработанной в статье, посредством расчета и анализа трехмерного моделирования, получены следующие выводы:
3) Изменение площади различных роторных каскадов мало влияет на общую производительность турбины. Однако канал сжатия-расширения может снизить скорость потока и облегчить разделение воздушного потока, что полезно для уменьшения разности температур в лопасти. |