Публикации автора

Цель исследования заключалась в разработке и апробации специализированного программного инструмента для расчета и оптимизации лабиринтных уплотнений газотурбинных двигателей. В работе использован комплексный подход, сочетающий математическое моделирование, методы вычислительной гидродинамики (CFD) и алгоритмы параметрической оптимизации. Материалы и методы исследования включают уравнения гидродинамики и термодинамики, адаптированные для описания течения рабочего тела через систему каналов лабиринтных уплотнений. В расчетах учитывались турбулентность, перепады давления и температурные градиенты. Для верификации результатов использовалось программное обеспечение ANSYS CFX. Результаты показали, что даже незначительное изменение геометрических параметров (зазора, высоты зуба, угла расширения) приводит к существенному изменению характеристик потока. При увеличении высоты зуба с 3 до 7 мм снижается утечка рабочего тела на 12 %, но требуется применение более сложных технологических решений. Программа Genesis 1.3 продемонстрировала возможность эффективной оптимизации уплотнений и интеграции с промышленными CFD-пакетами.

Исследовано влияния угла атаки профиля аппарата предварительной закрутки на термодинамические параметры потока охлаждающего воздуха в системе охлаждения турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя. Предложена математическая модель течения сжимаемого вязкого воздуха, основанная на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса (RANS), замыкаемых двухпараметрической моделью турбулентности SST k - ω, которая обеспечивает высокую точность расчета в пристеночной области и в ядре потока. Уравнения сохранения импульса и энергии представлены в цилиндрической системе координат с учетом вращения элементов конструкции и диссипативных процессов. Особое внимание уделено корректному описанию граничных условий на входе в аппарат предварительной загрузки и на выходе из него. Верификация модели выполнена путем сопоставления численных результатов с экспериментальными данными и результатами расчетов в ANSYS CFX. В ходе параметрического исследования установлены количественные зависимости степени закрутки, коэффициента потерь полного давления, температуры на выходе, скорости потока и степени турбулентности от угла атаки профиля в диапазоне 10-35°. Показано, что увеличение угла атаки свыше 30° приводит к замедлению прироста закрутки и возрастанию диссипативных потерь из-за интенсификации отрывных течений на спинке профиля. Определен оптимальный диапазон углов атаки (20-25°), обеспечивающий баланс между эффективностью закрутки и гидравлическими потерями. Предложены эмпирические соотношения для инженерных расчетов. Полученные результаты могут быть использованы при проектировании и оптимизации систем охлаждения перспективных авиационных двигателей.

Утечки рабочего тела через зазоры между подвижными и неподвижными элементами газотурбинных двигателей снижают их эффективность на 0,5…1,5 %. Щеточные уплотнения обеспечивают более высокую герметичность, чем традиционные лабиринтные конструкции. Однако проектирование таких уплотнений осложняется непростым характером течения через пористую структуру пакета и влиянием прилегающих полостей на распределение параметров потока. В работе представлена математическая модель течения воздуха в зазорах щеточного уплотнения и примыкающих к нему полостях турбореактивного двухконтурного двигателя. Модель основана на представлении пакета щетинок как анизотропной пористой среды. Численная реализация выполнена методом конечных объемов с использованием k - ε модели турбулентности. Проведен параметрический анализ влияния радиального зазора, толщины пакета, плотности упаковки щетинок и угла их наклона на расход утечки. Установлено, что уменьшение зазора с 0,10 до 0,05 мм снижает расход на 34,6 %, а увеличение плотности упаковки с 500 до 800 шт./мм² - на 42,0 %. Построены распределения давления и скорости вдоль уплотнения, выявлены зоны максимальных градиентов. Показано, что щеточные уплотнения обеспечивают снижение утечек на 30…40 % по сравнению с трехзубцовыми лабиринтными аналогами. Результаты применимы при проектировании уплотнительных узлов авиационных двигателей.