В данной статье представлены результаты численного анализа аэроупругого поведения колеблющегося лопаточного венца турбинной ступени в трехмерном потоке вязкого газа с учетом неравномерного распределения давления в окружном направлении за лопаточным венцом. Численный метод основан на решении связанной задачи нестационарной аэродинамики и упругих колебаний лопаток в нестационарном пространственном потоке газа через лопаточный венец последней ступени осевой турбины. Трехмерный поток вязкого газа через турбинную ступень с периодичностью на полной окружности описывается нестационарными уравнениями Навье-Стокса в форме законов сохранения, которые интегрируются с использованием явной монотонной конечно-объемной разностной схемы Годунова-Колгана и деформируемой гибридной H-O сетки. Динамический анализ использует модальный подход и трехмерный метод конечных элементов. В результате исследования показано, что неравномерное распределение давления в окружном направлении влияет на нестационарные нагрузки и режимы колебаний лопаток. Представленный метод решения связанной аэроупругой задачи позволяет прогнозировать амплитудно-частотный спектр колебаний лопаток в потоке газа, включая вынужденные колебания и самовозбуждающиеся (флаттер или автоколебания).
Наведено результати чисельного аналізу аеропружної поведінки вібруючого лопаткового вінця турбінного ступеня в тривимірному потоці в’язкого газу з урахуванням нерівномірного розподілу тиску в окружному напрямі за лопатковим вінцем. Чисельний метод ґрунтується на розв’язанні зв’язаної задачі нестаціонарної аеродинаміки та пружних коливань лопаток в нестаціонарному просторовому потоці газу через лопатковий вінець останнього ступеня осьової турбіни. Наведений метод дозволяє прогнозувати амплітудно-частотний спектр коливань лопаток у потоці газу, включаючи вимушені та самозбудні коливання (флатер чи автоколивання).
This paper presents the results of a numerical analysis of the aeroelastic behaviour of the oscillating blade row of a turbine stage in the 3D flow of viscous gas, taking into account the non-uniform pressure distribution in the circumferential direction behind the blade rotor. The numerical method is based upon the solution of the coupled problem of the unsteady aerodynamics and blade elastic oscillations in the unsteady spatial gas flow through the blade row of the axial turbine last stage. 3D viscous gas flow through the turbine stage with periodicity on the whole annulus is described by the unsteady Navier-Stokes equations in the form of conservation laws, which are integrated using the explicit monotonous finite-volume Godunov-Kolgan difference scheme and a moving hybrid H-O grid. The dynamic analysis uses a modal approach and 3D finite element model of a blade. The investigations showed that the unsteady pressure distribution in the circumferential direction affects the unsteady loads and modes of blade oscillations. The presented method for solving the coupled aero-elastic problem makes it possible to predict the amplitude-frequency spectrum of blade oscillations in gas flow including the forced oscillations and self-excited oscillations (flutter or auto-oscillations).
