CC BY
23Шепломассообменные процессы в конструкциях ЯЛ, энергетических.установоки систем жизнеобеспечения
3. Альтшуль А. Д., Киселев П. Г. Гидравлика и аэродинамика. М., 1965. 270 с.
4. Чеботарев В. Е., Косенко В. Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения : учеб. пособие / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. 488 с.
5. Нариманов Г. С., Тихонравов К. К. Основы теории полета космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1972. 608 с.
References
1. Vshivkov A. Yu., Golovenkin E. N. Me-todologichiskie aspekti organizatsii nazemnoi eksperimentalrnoi termovakuumnoi otrabotki perspektivnix negermetichnix KA v OAO «ISS» imeni akadevika Reshetneva [Methodological aspects of the organization of the terrestrial experimental thermal vacuum testing
promising leaky spacecraft by the JSC "ISS" named after academician Reshetnev] // Proceedings of the International Scientific and Technical Conference. Zheleznogorsk, 2012. P. 51-57.
2. Mixeev M. A. Osnovi teploperedachi [Heat transfer foundation]. M., State Energy edition, 1949. 396 p.
3. Alrtshulr A. D., Kiselev P. G. Gidravlika i aerodi-namika [Hydraulics and aerodynamics]. Moscow, 1965. 270 p.
4. Chebotarev V. E., Kosenko P. G. Osnovi proikti-rovaniya kosmicheskix apparatov informatsionnogo obe-specheniya [Bases of designing spacecraft information support]. Krasnoyarsk, SibGAU, 2011. 488 p.
5. Narimanov G. S., Tixonravov K. K. Osnovi teorii poleta kosmicheskix apparatov [Basics of spacecraft flight theory]. Moscow, 1972. 608 p.
© Вшивкова H. Ю., Вшивков А. Ю., 2016
УДК 536.24
УПРАВЛЕНИЕ ПАРАМЕТРАМИ ТЕПЛООТВОДА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИМИ РАВНОПРОЧНОЕ НАПРЯЖЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ОБОЛОЧКОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ТУРБОМАШИН
М. С. Гринкруг, И. К. Андрианов*
Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет Российская Федерация, 681013, г. Комсомольск-на-Амуре, просп. Ленина, 27
*E-mail: [email protected]
Разработан подход к оптимизации теплообмена в элементах авиационных газотурбинных двигателей, позволяющего реализовать равнопрочное напряженное состояние элемента, в условиях неравномерного тепло-подвода и силового нагружения.
Ключевые слова: оболочковый элемент, температурное поле, теплота, теплопроводность, газовая турбина.
THE CONTROL OF THE HEATSINK PARAMETERS PROVIDING THE EQUAL STRESS STATE OF THE TURBOMACHINERY SHELL COMPONENTS
M. S. Grinkrug, I. K. Andrianov*
Komsomolsk-na-Amure State Technical University 27, Lenina Av., Komsomolsk-na-Amure, 681013, Russian Federation *E-mail: [email protected]
The paper deals with an approach to the optimization of the heat exchange elements in aircraft gas turbine engines, which allows to implement full-strength state of the element stress in a non-uniform heat supply and power load.
Keywords: shell element, temperature field, heat, thermal conductivity, gas turbine.
Введение. Одним из ведущих научно-технических направлений в области газотурбиностроения сегодня является разработка методов и моделей, позволяющих управлять тепловым состоянием рабочих элементов, подвергаемых воздействию высокотемпературных газовых сред. Безусловно, данный вопрос обретает особую важность при исследовании теплового состояния элементов газотурбинных двигателей, применяемых в авиакосмической промышленности, в особенности турбинных лопаток оболочкового типа, имеющих внутреннюю систему охлаждения. Акту-
альность данного исследования обусловлена стремлением современной производственной сферы к повышению рабочих температур газовых потоков при минимизации затрат и потерь на нецелесообразное охлаждение. В связи с этим разрабатываются новые подходы к развитию систем охлаждения элементов турбомашин, которые отражены в работах [1; 2].
Описание подхода. Разработанный авторами подход представляет собой поэтапный расчет основных теплофизических параметров внутренней системы охлаждения оболочковых элементов. На первом этапе
<Тешетневс^ие чтения. 2016
определяется тепловое состояние на наиболее термо-нагруженной поверхности оболочкового элемента по заданной зависимости предела длительной прочности от температуры и информации о текущем напряженном состоянии в зависимости от действия различных силовых факторов. В качестве результирующего напряжения могут быть использованы суммарные или эквивалентные напряжения. Максимизация температуры проводится на основании условия прочности, в качестве которого может быть выбрана любая из гипотез, удовлетворяющая схеме нагружений.
По данным об изменении температуры на наиболее нагруженной поверхности оболочки и информации об условиях подвода теплоты к ограждающей поверхности определяется плотность теплового потока на граничной поверхности, охлаждаемой теплоот-водящим потоком. Кроме того, рассчитывается температурное поле на граничной поверхности, позволяющее провести оценку изменения температуры по толщине стенки оболочки.
На основании суммарного количества подведенного тепла к оболочке и данных об изменении температуры охлаждающего потока определяется массовый расход охлаждающей газовой среды в канале тепло-отвода согласно численным схемам в работе [3]. Функциональные закономерности строятся из условия равенства количества подведенного и отведенного тепла в последовательных приближениях с корректировкой и пересчетом на основании данных о температуре хладагента, определяемой на следующих шагах расчета. В качестве нулевого приближения используются данные о температуре охладителя на выходе из канала, соответствующие тепловому состоянию нагревающей газовой среды.
На втором этапе исследования рассчитывается изменение коэффициентов теплоотдачи от стенки оболочки к хладагенту с помощью уравнения теплового баланса, учитывая необходимый расход охлаждающей газовой среды и плотность теплового потока на границе раздела охлаждающей газовой среды и стенки оболочки в соответствии с методом, описанным в работе [4]. Изменение температуры охлаждающего потока рассматривается в одномерной постановке и оценивается с помощью данных о распределении коэффициентов теплоотдачи на основании граничного условия теплопроводности третьего рода применительно к поверхности охлаждения. Используя данные о температуре охлаждающей среды, проводится повторный пересчет массового расхода, распределения коэффициентов теплоотдачи и теплового состояния хладагента до тех пор, пока разность между значениями температуры на двух последних этапах расчета не удовлетворит заданной точности.
Определенная температурная конфигурация охлаждающей газовой среды позволяет построить математическую модель течения газового потока с целью исследования основных динамических параметров, при которых будет обеспечен максимальный температурный потенциал охлаждаемого элемента. На основании уравнений движения и теплопереноса определяется кинематическая картина течения путем решения системы нелинейных уравнений теплообмена [5].
В результате последовательно определяются поля скоростей и давлений в каналах течения охлаждающей газовой среды.
На основании условия постоянства массового расхода охлаждающей среды в канале течения определяется геометрический параметр, позволяющий варьировать шириной поперечного сечения канала тепло-отвода, тем самым увеличивая и уменьшая интенсивность теплообмена на тех поверхностях, где должен быть обеспечен соответствующий теплоотвод.
Таким образом, в данном исследовании реализован подход, обеспечивающий температурную неоднородность на граничной поверхности оболочкового элемента, при которой действующие напряжения удовлетворяют максимальному прочностному запасу. В рамках исследования получены закономерности, создающие температурную неравномерность, обусловленную неравномерностью напряженного состояния, действующего в точках максимально термонагружен-ной поверхности. В результате предложенный подход позволит повысить экономичность и эффективность работы системы охлаждения оболочковых элементов турбомашин.
Библиографические ссылки
1. Осипов М. И., Байбузенко И. Н. Численный анализ теплообмена и потерь давления при течении во внутренних оребренных каналах и на участках поворота систем охлаждения лопаток газовых турбин // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2010. № 3. С. 31-39.
2. Тихомиров Б. А., Лыонг Л. К. Сравнение эффективности охлаждения газовой турбины воздухом и паром в комбинированных газопаротурбинных установках // Энергетические машины и установки. 2008. № 1-2. С. 10-19.
3. Андрианов И. К., Гринкруг М. С. Параметрическая идентификация математической модели тепло-обменного процесса для тонкостенных криволинейных оболочек турбомашин. Математическое моделирование и численные методы. 2016. № 2 (10). C. 24-38.
4. Андрианов И. К., Гринкруг М. С. Численный метод расчета теплоотдачи для требуемого температурного поля на поверхности контакта лопатки и теплозащитного покрытия при поперечной схеме охлаждения // Вестник Моск. гос. областного ун-та. Сер. «Физика-математика». 2015. № 2. C. 34-44.
5. Гринкруг М. С., Андрианов И. К. Численный подход к расчету параметров охлаждающего потока в каналах оболочковых элементов турбомашин для заданных условий на поверхности теплоотвода // Науковедение : интернет-журнал. 2016. Т. 8, № 1. URL: http://naukovedenie.ru/PDF/25TVN116.pdf1.
References
1. Osipov M. I., Baybuzenko I. N. Chislennyy analiz teploobmena i poter davleniya pri techenii vo vnutrennikh orebrennykh kanalakh i na uchastkakh povorota sistem okhlazhdeniya lopatok gazovykh turbin // Vestnik MGTU im. N. E. Baumana. Seriya: Mashinostroenie. 2010. № 3. P. 31-39.
Шепломассообменные процессы в конструкциях, ЯЛ, энергетическихустановоки систем жизнеобеспечения
2. Tikhomirov B. A., Lyong L. K. Sravnenie effektivnosti okhlazhdeniya gazovoy turbiny vozdukhom i parom v kombinirovannykh gazoparoturbinnykh ustanovkakh // Energeticheskie mashiny i ustanovki. 2008. № 1-2. Р. 10-19.
3. Andrianov I. K., Grinkrug M. S. Parametricheskaja identifikacija matematicheskoj modeli teploobmennogo processa dlja tonkostennyh krivolinejnyh obolochek turbomashin // Matematicheskoe modelirovanie i chislennye metody. 2016. № 2 (10). Р. 24-38.
4. Andrianov I. K., Grinkrug M. S. Chislennyy metod rascheta teplootdachi dlya trebuemogo temperaturnogo
polya na poverkhnosti kontakta lopatki i teplozashchit-nogo pokrytiya pri poperechnoy skheme okhlazhdeniya // Vestnik Moskovskogo gosudarstvennogo oblastnogo universiteta. Ceriya «Fizika-matematika». 2015. № 2. Р. 34-44.
5. Grinkrug M. S., Andrianov I. K. Chislennyy podkhod k raschetu parametrov okhlazhdayushchego po-toka v kanalakh obolochkovykh elementov turbomashin dlya zadannykh usloviy na poverkhnosti teplootvoda // Internet-zhurnal «Naukovyedyeniye». 2016. Vol. 8, № 1. http://naukovedenie.ru/PDF/25TVN116.pdf1.
© Гринкруг М. С., Андрианов И. К., 2016
УДК 536.2
РАСЧЕТ КОНТУРА С ФАЗОВЫМ ПЕРЕХОДОМ ТЕПЛОНОСИТЕЛЯ СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
А. В. Делков, А. А. Ходенков, А. А. Кишкин, Ю. Н. Шевченко
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: [email protected]
Системы терморегулирования космических аппаратов с применением контуров с фазовым переходом теплоносителя являются в настоящее время одними из перспективных. Синтез и анализ таких систем требует разработки адекватных математических моделей. В настоящей работе рассмотрены вопросы вычислительного моделирования контура с фазовым переходом теплоносителя с насосной циркуляцией теплоносителя, определены основные проблемы, приведен пример расчета.
Ключевые слова: контур с фазовым переходом, система терморегулирования, вычислительное моделирование.
NUMERICAL INVESTIGATION OF PHASE CHANGE LOOP OF THE THERMAL CONTROL SYSTEM
A. V. Delkov, A. A. Khodenkov, A. A. Kishkin, Yu. N. Shevchenko
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]
Space thermal control systems using phase change loops are currently among the most promising. Synthesis and analysis of such systems requires the development of adequate mathematical models. This paper covers the issues of numerical modeling of phase change mechanically pumped loop and example of its calculation.
Keywords: phase change circuit, thermal control system, the numerical simulation.
В настоящей работе рассматриваются вопросы моделирования контура с фазовым переходом теплоносителя системы терморегулирования (СТР) с насосной циркуляцией теплоносителя. Применение таких систем широко распространено в современной космической технике для космических аппаратов (КА) энерговооруженностью свыше 10 кВт. Преимуществами таких контуров являются высокая производительность, повышенные коэффициенты теплоотдачи, возможность термостабилизации объектов охлаждения, снижение удельной массы СТР [1].
Принципиальная схема простейшего контура с фазовым переходом теплоносителя представлена на
рис. 1. Такой контур состоит из двух теплообменных аппаратов - для охлаждения прибора и для сброса тепла в окружающую среду. Для циркуляции теплоносителя в контуре предназначен насос [2].
В процессе работы контура теплоноситель совершает фазовые переходы: при подводе тепла от источника (охлаждаемых приборов) рабочее тело испаряется; при отводе тепла на радиаторе рабочее тело конденсируется. Данная особенность контура обуславливает его преимущества: высокую производительность, повышенные коэффициенты теплоотдачи, возможность термостабилизации объектов охлаждения, снижение удельной массы контура.
