Численный анализ аэроупругих колебаний лопаточного венца турбомашины с учетом деформации диска

Abstract

Нестационарные явления, вызванные колебаниями лопаток под действием возмущающих сил, характеризуются обменом энергией между потоком газа и колеблющимися лопатками и составляют основу физического механизма самовозбуждающихся колебаний, которые могут или затухать (аэродемпфирование), или проявляться в устойчивой форме автоколебаний, или в неустойчивой форме флаттера, который может привести к разрушению конструкции. Поэтому аэроупругое поведение лопаток представляет важную проблему надежности и безопасности газо- и паротурбинных двигателей с высокими аэродинамическими показателями и соответственно высоко нагруженными лопатками. Одним из подходов к повышению устойчивости колебаний лопаток является расстройка собственных форм, связанная с деформацией диска. Представлен численный анализ влияния деформации диска на аэроупругие колебания лопаток рабочего колеса турбомашины. Деформация диска характеризуется количеством узловых диаметров, что определяет межлопаточный угол сдвига по фазе колебаний соседних лопаток (МЛФУ), который влияет на нестационарные аэродинамические нагрузки и амплитуды колебаний лопаток. В работе показано, что уменьшение межлопаточного угла сдвига по фазе колебаний лопаток приводит к повышению аэроупругой устойчивости, т. е. к снижению амплитуд колебаний лопаток. Предложенный численный метод решения связанной аэроупругой задачи в трехмерном транзвуковом потоке идеального газа позволяет прогнозировать аэроупругое поведение лопаток, включая вынужденные, самовозбуждающиеся колебания и автоколебания с целью повышения экономичности и надежности лопаточных аппаратов турбомашин.The unsteady phenomena caused by blades oscillations by action of forced forces are characterized with energy change between gas flow and oscillating blades and formulate the base of physical mechanism of self-excited oscillations that can or to attenuate (aerodamping), or to be displayed in stable form of autooscillations, or in unstable form of flutter, which can activate to the structure destruction. Therefore aeroelastic blades behaviour represents the important problem of reliability and safety of gas and steam turbines with high aerodynamic indicators and high loaded blades. One of approaches to increase the stable blades oscillations is detuning of natural forms bound to disc deformation. There presented the numerical analysis of effect of disc deformation on aeroelastic blades oscillations of turbomachine blade row. The disc deformation is characterized by disc nodal diameters number that defines the interblade phase angle of blades oscillations shift (IBPA), and impacts on unsteady aerodynamic loads and blades oscillations amplitudes. In paper there shown that decrease of IBPA causes to increase of aeroelastic stability that is to reduction of blades oscillations amplitudes.The proposed numerical method of coupled aeroelastic problem solution for threedimensional transonic ideal gas flow allows to predict aeroelastic behaviour of blades including the forced, self-excitation oscillations and autooscillations with purpose to increase the efficiency and reliability of turbomachines blades devices.