К постановке граничных условий при расчетах турбомашин в 3-d компьютерных пакетах

В растущем числе публикаций результатов исследования турбомашин в ANSYS и других пакетах, к сожалению, не уделяется должного внимания выбору модели течения (абсолютное или относительное) и постановке граничных условий в областях, прилегающих к вращающемуся рабочему колесу: надбандажное, диафрагменное (концевое) уплотнения, зазор над безбандажными лопатками, рагрузочные отверстия в диске и др.

Как правило, эти области содержат такие элементы геометрии как «уступ», «выступ», «гребень», обтекание которых, а, следовательно, и их сопротивление зависит от угла натекания линии тока на преграду. В ступенях турбомашин в сечениях за неподвижными лопаточными аппаратами угол α1 между вектором скорости течения (в абсолютном движении) и окружной скоростью составляет 10°÷25° (для ступеней паровых турбин), 20°÷35° (для ступеней газовых турбин) и 40°÷75° ((для осевых ступеней компрессоров). Показано (на примере вязкого обтекания системы «уступ + выступ»), что изменение угла в диапазоне 15°÷90° изменяет сопротивление почти в 2 раза.

Выбор для домена того или иного типа модели течения (абсолютное или относительное) прежде всего предопределяет значение угла взаимодействия линий тока с препятствием: он остаётся близким к α1, либо, близким к β1 = α1 + 20°÷70°, что существенно изменяет и качественную картину вязкого обтекания характерных элементов геометрии («уступ», «выступ», «гребень»), и значения интегральных параметров (расход, мощность, КПД). Отсутствие рекомендаций по правильному выбору граничных условий неминуемо приведёт не только к невозможности сравнивать результаты различных публикуемых исследований, но и к их объективной ценности. Поэтому необходимость в обосновании предложений по выбору моделей течения в областях лабиринтных уплотнений, разгрузочных отверстий в дисках, зазоров над безбандажными рабочими лопатками и др. является весьма актуальной. 

1. Release 18.2 – © SAS IP, Inc. Chapter 11: CFX Best Practices Guide for Turbomachinery. 11.4. Frame Change Models. 11.5. Domain Interface Setup. cadfem-cis.ru

2. Андросович И. В. Математическое моделирование и оптимизация лабиринтного уплотнения газотурбинного двигателя с учётом прочностных свойств // Вестник Московского Авиационного института 2022; 29(2): 107–117. DOI: 10.34759/vst-2022-2-107-117. Original article.

3. Čížek M., Klír V., Steinbauer P., Vampola T. Labyrinth seal cfd calculation and temperature measurement investigation. AVIATION ISSN: 1648-7788 / eISSN: 1822-4180. 2022. Volume 26 Issue 2: 96–103. https://doi.org/10.3846/aviation.2022.16886.

4. Xinlong Ye and Zhenggui Zhou. Effects of the Shock Wave Structure on the Tip Clearance Leakage Flow in Transonic Compressor Rotors. Hindawi. International Journal of Aerospace Engineering. Volume 2023, Article ID 1477251,1 8 pages. https://doi.org/10.1155/2023/1477251

5. Разработка безбандажной рабочей лопатки второй ступени турбины ГТЭ-65.1 А. В. Грановский, И. В. Афанасьев, В. К. Костеж, Н. И. Фокин, М. Г. Черкасова © 2023 г. Теплоэнергетика 2023; 7: 51–57.

6. Живирихин М. Л., Ремизов А. Е. Оптимизационное исследование винглета небандажированной рабочей лопатки. Рыбинск: ВЕСТНИК РГАТУ 2019; 1(48): 5.

7. Сохайлa М. У., Хамдани Х. Р., Первез Х. Численный анализ влияния радиального зазора между лопатками и корпусом на характеристики трансзвукового осевого компрессора // Известия РАН. Механика жидкости и газа 2020; 1: 136–150.

8. Лазарев Л. Я., Фадеев В. А. Методика экспериментальных и расчетных исследований надбандажных лабиринтных уплотнений турбомашин. Теплоэнергетика 2020; 5: 14–24.

9. Лазарев Л. Я., Фадеев В. А. Сравнение эффективности использования регулируемых (поворотных) сопловых лопаток в ступенях турбин различного типа // Вестник МЭИ 2024; 4: 46–53. (принято к публикации).

10. Вятков В. В., Тощаков А. М. Исследование биротативной схемы каскада турбин малоразмерного ТРДД. Рыбинск: ВЕСТНИК РГАТУ 2020; 3(54): 4.