Расчетное исследование характеристик модели трансзвукового одноступенчатого осевого компрессора двигателя JT8D в контексте тестового эксперимента

Совершенствование турбореактивных двухконтурных двигателей зависит от возможностей методик моделирования трехмерных вязких течений в проточной части турбомашин в сопряжении с внешним обтеканием. Такие методики могут давать информацию, дополняющую экспериментальные данные. Ключевым этапом разработки методики является ее валидация во всем диапазоне режимов на основе тестовых экспериментов. Создана рациональная методика и проведено расчетное исследование полей течения в уменьшенной модели трансзвукового одноступенчатого осевого компрессора двигателя JT8D с сопоставлением расчетных и экспериментальных данных. Моделирование укороченной области компрессора показало хорошее согласие расчета с экспериментом по массовому расходу воздуха и степени повышения полного давления вентилятором. Относительная погрешность в основном не превышала 1 %. Сформулированы базовые требования к компонентам методики и направления ее совершенствования. Выполнен анализ распределения полных параметров и составляющих скорости потока в проточной части компрессора для последующего моделирования его работы в воздухозаборнике.

Литература

[1] Шляхтенко С.М., ред. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1987. 568 с.

[2] Mattingly J.D., Heiser W.H., Pratt D.T. Aircraft engine design. American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2002. 684 p.

[3] Biollo R., Benini E. Recent advances in transonic axial compressor aerodynamics. Progress in Aerospace Sciences, 2013, vol. 56, pp. 1–18.

[4] Mileshin V.I. Challenges in fan and high pressure compressor development. 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences (ICAS), 2014, paper 2014_1026.

[5] Shivayogi A.K., Nagpurwala Q.H., Deshpande M.D. Numerical studies on the effect of slotted casing treatment on the performance of a transonic axial flow compressor. SASTECH Journal, 2009, vol. 8, no. 2, pp. 63–70.

[6] Qizar M.A., Mansour M.L., Goswami S. Study of steady state and transient blade row CFD methods in a moderately loaded NASA transonic high-speed axial compressor stage. Proceedings of the ASME Turbo Expo, 2013, vol. 6B, paper GT2013-94739.

[7] Moore R.D., Kovich G., Tysl E.R. Aerodynamic performance of 0.4066-scale model of JT8D refan stage. NASA TM X-3356, 1976. 156 p.

[8] Compression and gas moving. ANSYS, Inc. URL: https://www.ansys.com/solutions/solutions-by-industry/industrial-equipment-and-rotating-machinery/compression-and-gas-moving (дата обращения 15 мая 2018).

[9] Терещенко Ю.М., Кулик Н.С., Ластивка И.А., Волянская Л.Г., Дорошенко Е.В., Терещенко Ю.Ю. Аэродинамические следы в компрессорах газотурбинных двигателей. Киев, НАУ, 2012. 232 с.

[10] Epsipha P., Mohammad Z., Kamarul A.A. CFD investigation of transonic axial compressor rotor blade at various off-design conditions. Pertanika Journal of Science and Technology, 2016, vol. 24, pp. 451–463.

[11] Kim D., Kim K., Choi J., Son C. A comparative study of numerical methods on aerodynamic characteristics of a compressor rotor at near-stall condition. International Journal of Aeronautical and Space Sciences, 2015, vol. 16, no. 2, pp. 157–164.

[12] Godard B., De Jaeghere E., Nasr N.B., Marty J., Barrier R., Gourdain N. A review of inlet-fan coupling methodologies. Proceedings ASME Turbo Expo, 2017, vol. 2B, paper GT2017-63577.

[13] Mileshin V.I., Orekhov I.K., Shchipin S.K., Startsev A.N. New 3D inverse Navier-Stokes based method used to design turbomachinery blade rows. Proceedings of the ASME Heat Transfer/Fluids Engineering Summer Conference, HT/FED 2004, vol. 2B, 2004, pp. 881–889.

[14] Ma S.-B., Heo M.-W., Kim K.-Y., Choi J. Aerodynamic investigation of a single-stage axial compressor with a casing groove and tip injection using fluid-structure interaction analysis. Proceedings of the ASME Turbo Expo, 2015, vol. 2B, paper GT2015-42121.

[15] Rajendran A.K., Shobhavathy M.T., Kumar R.A. CFD analysis to investigate the effect of vortex generators on a transonic axial flow compressor stage. ASME 2015 Gas Turbine India Conference, 2015, paper GTINDIA2015-1313. 8 p.

[16] Cinnella P., Michel B. Toward improved simulation tools for compressible turbomachinery: assessment of residual-based compact schemes for the transonic compressor NASA Rotor 37. International Journal of Computational Fluid Dynamics, 2014, vol. 28, no. 1-2, pp. 31–40.

[17] Блинов В.Л. Разработка принципов параметрического профилирования плоских решеток осевых компрессоров ГТУ на основании результатов многокритериальной оптимизации. Дис. … канд. техн. наук. Екатеринбург, Уральский федеральный университет, 2015. 168 с.