Анализ теплового состояния температурно-нагруженных элементов ГТД на основе трехмерного моделирования тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Гомзиков, Леонид Юльевич

• Гомзиков, Леонид Юльевич
• кандидат технических наук
• 2012

Оглавление диссертации кандидат технических наук Гомзиков, Леонид Юльевич

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

Цель работы

Достоверность

Научная новизна

Практическая ценность

Внедрение результатов

Глава 1. Анализ современного состояния проблемы

1.1 Моделирование турбулентных течений

1.1.1 Проблемы прямого моделирования

1.1.2 Метод крупных вихрей

1.1.3 Методы на основе уравнений Рейнольдса

1.1.4 Комбинированный подход. Метод отсоединенных вихрей

1.2 Моделирование процессов турбулентного горения

1.2.1 Прямое моделирование переноса

1.2.2 Модель распада турбулентного вихря 3

1.2.3 Модель тонкого фронта пламени 38 Выводы по главе 1

Глава 2. Верификация и уточнение подходов к моделированию 42 теплопереноса и теплогенерации

2.1 Выбор модели турбулентности

2.1.1 Гипотеза турбулентной вязкости

2.1.2 Описание моделей турбулентности

2.1.3 Методика сравнения моделей турбулентности

2.1.4 Результаты расчета тестовой задачи

2.2 Оценка влияния явного учета ТЗП на эффективность 53 пленочного охлаждения КС

2.3 Разработка дополнительных инструментов для моделирования 59 процессов горения

2.3.1 Модель тонкого фронта пламени

2.3.2 Модель тонкого фронта пламени в приближении 64 диффузионного горения

2.3.3 Определение состава смеси

2.3.4 Взаимодействие процесса диффузионного горения с 72 процессами турбулентного переноса

2.3.5 Модель тонкого фронта пламени в приближении горения 73 частично перемешанной смеси

2.3.6 Определение скорости фронта пламени

2.4 Оценка влияния явного учета течения во внутренних каналах на 83 тепловое состояние стенок рабочей лопатки ТВД

Выводы по главе 2

Глава 3. Анализ теплового состояния температурно-нагруженных 88 элементов ГТД

3.1 Описание моделей

3.2 Экспериментальная установка

3.3 Анализ теплового состояния стенок камеры сгорания

3.4 Анализ теплового состояния рабочих лопаток ТВД

3.4.1 Статор-ротор взаимодействие

3.4.2 Сопряженная постановка

3.4.3 Влияние способа задания граничного условия

3.5 Совместное моделирование КС и первой ступени ТВД

3.6 Учет ламинарно-турбулентного перехода

3.7 Идентификация методики на режиме с подогревом 130 Выводы по главе 3

Заключение

Список использованных источников Справка о внедрении результатов работы

133

134

«All models are wrong, but some models are useful»1

—George E.P. Box

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Анализ теплового состояния температурно-нагруженных элементов ГТД на основе трехмерного моделирования»

Введение

В последние десятилетия область применения газотурбинных двигателей (ГТД) все время расширялась. Помимо авиационных двигателей они нашли свое применение в силовых установках практически всех типов средств передвижения (вертолеты, корабли и т.д), наземных энергетических и газоперекачивающих установках, генераторах и силовых приводах различного назначения, постепенно вытесняя другие типы двигателей внутреннего сгорания. Обусловлено это, прежде всего, высоким КПД по сравнению с другими типами двигателей и более широким диапазоном условий применения ГТД.

Причем с расширением применения увеличивается и объем средств, затрачиваемых в мире на производство и эксплуатацию ГТД, а, как следствие, растут и требования по экономичности и надежности работы проектируемых двигателей.

Для того, чтобы удовлетворить современным высоким требованиям к КПД проектируемых двигателей, необходимо обеспечить надежную работу турбины высокого давления (ТВД) при температуре газа на входе выше, чем выдерживают материалы, применяемые в производстве турбин. Причем выше рабочей температуры материала лопатки часто оказывается уже средняя температура газа на входе в ТВД, достигающая величин, порядка 1700 К.

1 Все модели неверны, но некоторые вполне пригодны

Важно отметить, что существенное влияние на надежность работы турбины оказывает также неравномерность поля температур на входе в ТВ Д. И вот тут проявляется новая проблема с обеспечением надежности работы ГТД. Дело в том, что для создания более-менее равномерного поля температуры на выходе из КС нужно перемешать воздух с уже догоревшими продуктами сгорания первичной зоны, поскольку коэффициент избытка воздуха а и температура после перемешивания не предполагают возможности горения. А это означает, что средняя температура в первичной зоне КС будет значительно выше, чем средняя на входе в сопловой аппарат (СА) турбины. Учитывая, что нужно еще соблюсти требования по ограничению эмиссии вредных веществ, -то есть с одной стороны нельзя создавать чрезмерно горячие зоны (ограничение по Ж)х), а с другой нужно обеспечить догорание СО, - процессы горения проходят почти во всей первичной зоне, в том числе в непосредственной близости к внутренним стенкам КС. Таким образом, температура газа вблизи стенок КС может достигать 2400 К.

Более того, в последнее десятилетие, под влиянием ужесточающихся требованиям к эмиссии вредных веществ, кардинально изменилось представление об облике камеры сгорания для перспективных разрабатываемых двигателей. Первичная зона камер сгорания будет становиться все беднее, воздуха в нее будет уходить все больше и, соответственно, все меньше будет оставаться воздуха, который можно было бы использовать для охлаждения [13], как в самой камере, так и в первой ступени турбины высокого давления.

Как следствие, актуальными являются все подходы к решению проблемы эксплуатации ГТД при росте температуры и одновременном уменьшением расхода охлаждающего воздуха. Первое направление заключается в разработке новых жаростойких и жаропрочных материалов, таких как легированные никелевые сплавы с содержанием редкоземельных металлов, а также керамические и металлокерамические материалы [20].

Второе направление заключается в совершенствовании технологического процесса, позволяющее повысить стойкость и прочность деталей из существующих материалов за счет качественного изменения внутренней структуры с помощью управляемой кристаллизации. А, также, последующего упрочнения материала с помощью различных методов воздействия [32].

Оба описанных метода, по сути, являются пассивными методами повышения эксплуатационных характеристик деталей ГТД, поскольку не изменяют саму деталь и структуру потока в рабочем теле.

Тем не менее, в истории эволюции газотурбинных двигателей темпы роста температуры перед турбиной существенно превышают темпы роста жаропрочности материалов. Это достигается за счет развития активных методов охлаждения элементов ГТД. Современные схемы охлаждения как элементов ТВД, так и элементов камер сгорания, представляют собой сложно организованные системы каналов, отводящих тепло от материала к охлаждающему воздуху, а также формирующих тонкую воздушную пленку закрывающую поверхность от горячих газов.

Проектирование и доводка таких систем является одной из важнейших задач современного двигателестроения, и, если раньше, когда температуры перед турбиной были значительно меньше, систему охлаждения, как турбины, так и камеры сгорания, можно было довести путем экспериментальных приближений, то на современном этапе экспериментальная доводка становится чрезмерно затратной и применяется лишь на конечных шагах проектирования. Другими словами, еще на этапе подготовки к производству нужно сделать все, чтобы быть уверенным в работоспособности двигателя, а путем эксперимента и эксплуатации уже устранять только то, что невозможно устранить с использованием численного моделирования на современном уровне.

То есть, для проектирования современного двигателя, требуются расчетные методики, позволяющие выполнять оценку теплового состояния горячей части с высокой степенью точности. Тем не менее, достоверная оценка

теплового состояния как лопаток ТВД, так и стенок КС до сих пор является сложной научной задачей. Связанно это, прежде всего, с большим количеством разнородных факторов, влияющих на тепловое состояние: турбулентность, характер течения в пограничном слое, воздействие инерционных сил, нестационарность, неоднородность распыла и испарения топлива, неравномерность вдува воздуха, пространственный характер течения взаимодействие процессов горения и процессов смешения с турбулентностью, радиационный отток тепла к стенкам, взаимодействие пересекающихся потоков и струй. Развитие таких расчетных методов, ввиду чрезвычайной сложности описания всех эффектов и явлений, также происходит несколькими путями.

Первый путь строится на обобщении экспериментальных данных с помощью критериальных зависимостей, связывающих средний коэффициент теплоотдачи аср или среднее число Нуссельта Шср с числом Рейнольдса Яе для

разных типов геометрии при различных факторах течения. Учет многофакторности процесса производится методом суперпозиции с помощью поправочных коэффициентов, учитывающих влияние соответствующих факторов. Аналогично, на основе критериальных зависимостей, связывающих геометрические и газодинамические параметры, определяются коэффициенты расхода и коэффициенты сопротивления различных элементов конструкции. И, хотя такой подход дает существенный, в 1.5-2 раза, разброс результатов [20], вследствие трудностей при распространении условий, для которых были получены зависимости, на новые расчетные условия, подобные методы используются на начальном этапе проектирования, когда еще только формируется геометрический облик и параметры режимов работы.

Более точные результаты можно получить на основе полуэмпирических интегральных зависимостей, связывающих геометрические, газодинамические параметры и уже местные коэффициенты с местным числом Рейнольдса. В основе этих методов лежит использование интегральных соотношений импульса и энергии, которые получаются почленным интегрированием

уравнений движения и энергии двумерного пограничного слоя в пределах толщины пограничного слоя с учетом уравнения неразрывности [20].

Но наиболее полно учесть все факторы позволяют расчетные подходы, в которых расчетный анализ теплового состояния выполняется с учетом трехмерных и нестационарных эффектов течения газа на основе решения основных уравнений газовой динамики - уравнений Навье-Стокса. Расчетные подходы в такой постановке развивались в двух взаимосвязанных направлениях, которые можно обозначить как эволюционное и революционное. Эволюционный путь развития тесно связан с историей вычислительной техники, а революционный - с развитием понимания происходящих в газе процессов. Причем можно сказать, что эволюционный путь все время следует за революционным, постоянно поглощая, а часто и нивелируя его достижения.

Проиллюстрировать это можно на примере асимптотической концепции пограничного слоя Л.Прандтля [109]. В соответствии с этой концепцией, при больших числах Рейнольдса уравнения Навье-Стокса пораболизуются, что делает возможной постановку с начальными данными. Параметры на границе пограничного слоя определяются течением во внешнем потоке, за пределами пограничного слоя. Более поздняя работа Ф.Клаузера [14] завершила в основных чертах формирование современного представления о структуре пограничного слоя, как о пятислойном образовании, включающем внутреннюю область, состоящую из вязкого подслоя, переходной области и области логарифмического профиля скоростей и внешнюю область, состоящую из области с постоянной турбулентной вязкостью и области перемежаемости.

За счет такого упрощения задачи теория пограничного слоя получила широкое распространение [21,37] и применение в прикладных задачах [1,26], особенно в стационарных постановках. Реальное применение трехмерной теории пограничного слоя для турбомашин сильно усложнило задачу, что привело к значительному увеличению времени, необходимому для численного решения.

Трехмерный пограничный слой значительно более неустойчив к возникновению локальных отрывных зон, что приводит к усложнению алгоритма. Кроме этого, для решения трехмерного нестационарного пограничного слоя необходимо знать нестационарное распределение параметров на границе пограничного слоя с основным «невязким» потоком, для чего необходимо предварительно выполнить нестационарный расчет течения во «внешней» области на основе решения трехмерных нестационарных уравнений Эйлера, что также увеличивает время, необходимое для получения окончательного решения.

Наконец в начале этого века вычислительная техника достигла такого уровня, что решать задачу в более сложной постановке - с решением осредненных уравнений Навье-Стокса (уравнений Рейнольдса) стало, по времени подготовки и проведения расчета, вначале, сравнимо, а затем и более выгодно для решения прикладных задач, чем использование теории пограничного слоя.

Аналогично развиваются и прочие подходы к решению прикладных задач численной газовой динамики. При сохранении темпов развития вычислительной техники на уровне последних пятидесяти лет, уже в ближайшие 10-15 лет будет возможно решать уравнения Навье-Стокса без использования осреднения, поскольку детализация сеточных моделей охватит уровень мелкомасштабных вихрей, гасимых вязкостью. А еще через 5-10 лет такая методика твердо войдет в практику прикладных расчетов небольших объектов. Собственно, если следовать современным оценкам [1], для моделирования типичных турбулентных течений без использования осреднения нужно 105 точек на 1 см\ Переводя в линейные размеры, это ~5 точек на миллиметр. Так что, представление всей расчетной области, например межлопаточного канала одной ступени ТВД, в такой размерности на вычислительных мощностях ведущих разработчиков газотурбинных двигателей уже реализуемо. Хотя явно пока не является прикладным инженерным

подходом, тем более, что еще не преодолены проблемы неустойчивости такого решения. Масштабные задачи, вроде расчета обтекания самолета, согласно оценке Ф.Спаларта [124] можно будет решать прямым моделированием к 2080 году.

Масштабы процессов горения, проходящих в камере сгорания, мельче турбулентных масштабов на два-три порядка (в зависимости от параметров режима), соответственно, на решение проблемы прямого моделирования турбулентного горения эволюционным путем развития уйдет значительно больше времени.

Все это перспективы отдаленного будущего, но проблема в том, что решать прикладные задачи моделирования требуется уже сейчас. Научная мысль в этом направлении шла, в основном, по революционному пути, создавая под решение конкретных прикладных задач наборы моделей, позволяющих получать распределение осредненных параметров на сравнительно небольших сеточных моделях. Это касается как разнообразных моделей турбулентности, основанных на различных гипотезах, так и моделей горения, также использующих ряд приближений для различных типов пламени.

Актуальность работы. Автору потребовалось столь заострить внимание на эволюционном пути для того, чтобы обозначить главные причины написания этой работы. На данный момент существует достаточно много детальных исследований для каждого узла двигателя в отдельности, но современный этап развития вычислительной техники позволяет уже учитывать в расчетах взаимовлияние различных узлов двигателя, а также связывать в одном расчете задачу конвективного теплопереноса в газе и теплопроводности в металле, что дает возможность существенно уточнить результаты, получаемые при численном исследовании. Меняется сама база для проведения анализа, меняется методология подхода к численному моделированию [28]. Но при объединении узлов в расчете возникают сложности, связанные именно с

и

совместимостью, проработанных для каждого узла двигателя в отдельности, математических моделей и приближений. Более того, многие методы изначально разрабатывались для конкретных целей расчета каких либо параметров определенной части двигателя. Эти методы оказываются неприспособленными для моделирования этой части в совместной постановке с предыдущей или последующей частью по тракту двигателя. Поэтому, актуальными являются на данный момент работы по ревизии математических моделей тепломассообмена, а также уточнения методик учета различных факторов, влияющих на возможность расширения границ применения этих моделей. Без этой работы невозможен переход на качественно новый уровень моделирования процессов, протекающих в газотурбинных двигателях.

Целью работы, таким образом, является разработка метода расчета теплового состояния наиболее температурно-нагруженных узлов двигателя -камеры сгорания и рабочих лопаток первой ступени ТВД с использованием максимально общего подхода на основе решения осредненных уравнений Навье-Стокса в трехмерной постановке с учетом теплопроводности в металле. А, также, идентификация этого метода на основе достоверных экспериментальных данных. Для достижения этой цели были поставлены и решены следующие задачи:

- проанализировано современное состояние вопроса по моделированию тепломассообмена в КС и ТВД ГТД, выбраны набор основных моделей, требующих верификации, уточнения и обобщения, подобраны экспериментальные данные;

- проведен сравнительный анализ различных математических моделей явлений протекающих в КС и ТВД, на основе доступного в современных коммерческих газодинамических пакетах набора моделей;

- разработан ряд программ для существенного расширения возможностей коммерческого программного обеспечения по моделированию процессов горения в камере сгорания;

- предложена методика поэтапного численного моделирования теплового состояния стенок КС, учитывающая влияние всех основных факторов (теплопроводность, радиационный теплообмен, диффузию, горение вблизи стенки) на тепловой поток к стенке;

- предложена комплексная методика расчета теплового состояния рабочей лопатки (РЛ) первой ступени ТВД, учитывающая связь инерциальных эффектов во внутренних каналах системы охлаждения с тепловым состоянием внешней поверхности РЛ, а также предложен метод анализа теплового состояния, основанного на математическом маркировании воздуха;

- Оценены погрешности результатов численного моделирования, вызванные невозможностью реализации в современных коммерческих продуктах нестационарного моделирования с учетом теплопроводности в металле.

проведено сравнения результатов, получаемых в одинаковой математической постановке, но при расширении границ модели (совместный расчет теплового состояния РЛ первой ступени ТВД с моделированием процессов горения в КС);

Достоверность получаемых результатов достигается за счет:

- Использования общих фундаментальных законов сохранения массы, импульса и энергии;

применения сертифицированного коммерческого программного комплекса, верифицированного на основе экспериментальных данных, а также апробированного на ОАО «Авиадвигатель» при проектировании и доводке узлов газотурбинных двигателей и силовых установок.

- Сравнения результатов работы программ собственной разработки по моделированию горения с опубликованными экспериментальными данными других авторов [ 130,131,139].

- согласованием расчетных данных, получаемых с использованием предложенной методики, с экспериментальными данными полученным при испытаниях двигателей ГТУ25П и ПС-90А2 разработанных на ОАО «Авиадвигатель».

Научная новизна результатов заключается в следующем:

- на основе трехмерной сопряженной постановки с учетом детальной химической кинетики исследованы основные факторы, формирующие температурное поле стенок камеры сгорания, оценено влияние этих факторов на достоверность численного определения теплового состояния. Результаты обобщены в виде требований к математической модели, при которых достигается точность в пределах 6%;

- оценено влияние основные факторов, формирующих температурное поле стенок охлаждаемых лопаток турбины, на достоверность численного определения теплового состояния. Показана зависимость точности результатов численного анализа не только от вида математической модели для рабочего колеса турбины, но и от расширения модели на расчет со статорным венцом и с камерой сгорания. На основе полученных результатов сформулированы дифференцированные критерии выбора математической модели для обеспечения получения точности в пределах 6% при численном определении температурного поля;

- предложен метод анализа распределения потоков на основе математического маркирования воздуха. Показана его эффективность при определении факторов, влияющих на тепловое состояние в конкретной точке профиля лопатки.

Практическая ценность работы состоит в следующем:

- разработанные программы, позволяют получать зависимости состава реагирующей смеси и скорости фронта пламени от ряда параметров, используемых в приближении тонкого фронта, является универсальным и применимым не только для определения теплового состояния. Он также уже применяется при разработке моделей горения, позволяющих уточнить численную оценку эмиссии ИОх[2], СО, а также моделей для нестационарного моделирования бедного срыва пламени [9,17,78,79,80];

- разработанные методы расчета теплового состояния повышают точность численной оценки распределения температуры в материале, а метод анализа на основе математического маркирования, расширяет понимание распределения потоков воздуха и газа, что позволяет улучшить качество проектирования двигателей;

- применение предложенной методики позволило определить причины появления ряда горячих зон в существующих двигателях различных моделей, а также дать рекомендации по оптимизации теплового состояния. На основе этой методики внесены изменения в конструкцию ряда двигателей;

предложенные критерии выбора математической модели дифференцированы, соответственно для получения различной точности анализа необходим различный вычислительный ресурс. Это позволяет использовать метод как для быстрого получения результата при небольших вычислительных ресурсах, так и повысить точность за счет расширения границ модели и объема вычислительных мощностей.

Внедрение результатов:

- методика определения теплового состояния внедрена в практику расчетных работ на ОАО «Авиадвигатель» и используется при проектировании систем охлаждения камер сгорания и турбины высокого давления;

- разработанный программный комплекс, позволяющий получать зависимости состава реагирующей смеси и скорости фронта пламени от ряда параметров смешения, используемых в приближении тонкого фронта, внедрен в практику расчетных работ на ОАО «Авиадвигатель» и используется при подготовке флэймлет и флэймфронт библиотек горения.

Апробация работы.

Отдельные результаты разделы и материалы работы докладывались автором и обсуждались на: международной научно-технической конференции «Рабочие процессы и технология двигателей» (КГТУ, г.Казань, 23-27 мая 2005 г.); всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии 2005» (ПГТУ, г.Пермь, 22-24 июня 2005 г.); международной научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения" (СГАУ, г.Самара, 21-23 июня 2006; научно-техническом конгрессе по двгателестроению НТКД-2010 (АССАД, г.Москва 14-17 апреля. 2010); ЬУШ научно-технической сессии по проблемам газовых турбин и парогазовых установок на тему: «Научно-техническое обеспечение производства и эксплуатации газотурбинных и парогазовых установок» (ОАО «ВТИ», Москва, 20-23 сентября 2011), где работа была признана лучшей научной работой среди молодых специалистов.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Гомзиков, Леонид Юльевич

Выводы по главе

1) Применение метода анализа течения, на основе математически маркированного газа, позволяет наиболее полно оценить распределение потоков охлаждающего воздуха и разобраться в структуре взаимодействия вихревых потоков в межлопаточном канале.

2) Применение полной постановки в совокупности с использованием разработанного комплекса программ построения библиотек горения позволяет с высокой степенью точности определять тепловое поле стенок камеры сгорания.

3) Включение в расчет объектов, находящихся выше по тракту двигателя, таких как КС и CAI, хотя и увеличивает время расчета, позволяет существенно повысить точность определения температурного поля PJI1.

4) Вклад нестационарных эффектов в температуру спинки невелик -для исследованной лопатки составил в среднем 15К. Со стороны корыта повышение температуры значительнее в среднем вдвое.

5) Учет лпминарно-турбулентного перехода существенно увеличивает время расчета вследствие более продолжительного гистерезиса в переходных зонах, но позволяет на 30-50К уточнить распределение температуры в среднем сечении лопатки. В верхнем и нижнем сечениях, где больше влияние вторичных вихрей, использование модели перемежаемости изменяет результаты несущественно.

Заключение

1) Сформулированы требования к сеточной модели, достаточные для представления о распределении тепловых потоков: у+ < 3; 20 ячеек на диаметр канала перфорации; не менее 40 ячеек поперек внутреннего канала; скорость роста ячеек не более 1.3; соотношения максимальной и минимальной сторон, даже вблизи стенки, не более 30

2) Разработанный комплекс программ позволяет с высокой степенью точности определять состав смеси и скорость пламени. Как показано в исследовании. Это является одним из ключевых моментов при определении теплового поля не только КС, но и РЛ ТВД и расширяет возможности по исследованию процессов горения.

3) Разработанный метод анализа распределения течения, на основе математически маркированного газа, позволяет наиболее достоверно исследовать взаимодействие вихревых потоков в межлопаточных каналах турбомашин.

4) Разработанный комплекс программ получения библиотек горения дает возможность более гибкого применения модели тонкого фронта пламени и ее модификаций для анализа течения в камерах сгорания ГТД, Что в перспективе позволяет существенно повысить точность моделирования процессов горения.

5) Расчеты в СНТ-постановке всей КС с соблюдением всех требований к сеточной модели являются слишком громоздкой задачей для инженерного подхода. Расчет на субмодели с «погружением» ее в результаты. Полученные на редуцированной сеточной модели. Но в полной математической постановке позволяют определять температуру стенки с погрешностью в пределах 6%

6) Использование неполных экспериментальных данных может привести к существенной (до 10%-15% на различных режимах) погрешности в определении теплового поля. Поскольку неравномерность поля на входе в диффузор КС практически не влияет на входное поле в СА, расчет совместно с камерой сгорания позволяет значительно повысить точность расчета и избежать возможных ошибок. Погрешность в определении поля температуры РЛ с моделированием течения в КС и ламинарно-турбулентного перехода составляет менее 6%

7) Появилась возможность проведения комплексных расчетов теплового состояния основных узлов двигателя с доверительной точностью, что позволяет значительно снизить затраты при проектировании и доводке.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Гомзиков, Леонид Юльевич, 2012 год

Список использованных источников

1. Андерсон В., Таннехилл Дж., Плетчер Р. Вычислительная гидромеханика и теплообмен, в 2 т., М.:Мир, - 1990, 728 с.

2. Андрюков Н.А., Медведев А.В., Гомзиков Л.Ю., Куценко Ю.Г. Применение численных методов газовой динамики для анализа процесса образования оксида азота и выбора конструкции камеры сгорания газотурбинного двигателя. // Сборник тезисов международной научно-технической конференции «Рабочие процессы и технология двигателей» Казань, КГТУ, - 2005, С. 21-22.

3. Армистед Р., Кейс И., Изучение пристеночной турбулентности с помощью термоанемометра с пленочным датчиком. // Теплопередача. - 1968 -№1,-С. 13-21,

4. Бредшоу П. Введение в турбулентность и ее измерение, М.: Мир, - 1974. 278 с.

5. Тепловая защита лопаток турбин. // Под ред. Галицейского Б.М.-М.:МАИ,- 1996,356 с.

6. Гомзиков Л.Ю. Анализ теплового состояния рабочих лопаток турбин в совместной постановке с учетом течения в камере сгорания // ЬУШ научно-техническая сессия по проблемам газовых турбин и парогазовых установок «Научно-техническое обеспечение производства и эксплуатации газотурбинных и парогазовых установок». М: ОАО «ВТИ», -2011. С. 247-249.

7. Гомзиков Л.Ю., Куценко Ю.Г., Разработка программы для определения скорости распространения фронта ламинарного пламени и состава продуктов сгорания // Сборник тезисов международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения» Самара, СГАУ, - 2006. С. 76-77.

8. Гомзиков Л.Ю., Куценко Ю.Г., Решение задачи расчета скорости распространения фронта ламинарного пламени. // Сборник тезисов

международной научно-технической конференции «Рабочие процессы и технология двигателей». Казань, КГТУ, - 2005, С. 23-24.

9. Гомзиков Л.Ю., Куценко Ю.Г., Онегин С.Ф., Моделирование явления бедного срыва в камере сгорания газотурбинного двигателя // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королева, Самара, - 2007- Вып.2 - С. 67-71.

10. Гомзиков Л.Ю, Сипатов A.M., Гладышева Н.В., Трехмерное численное исследование теплового состояния рабочей лопатки турбины высокого давления. // Сборник трудов научно-технического конгресса по двигателестроению (НТКД2010). - М.: ЦИАМ, - 2010. - С. 46-47.

11. Гуляев А.Н., Козлов В.Е., Секундов А.Н., К созданию универсальной однопараметрической модели для турбулентной вязкости. // М. .-Известия АН СССР, МЖГ, - 1993, - № 4 - С. 69-81.

12. Зысина-Моложен Л.М., Зысин Л.В., Поляк М.П., Теплообмен в турбомашинах // Л.: Машиностроение, - 1974. 336 с.

13. Иноземцев A.A., Сандрацкий В.Л., Газотурбинные двигатели // Пермь, ОАО «Авиадвигатель», - 2006, 1204с.

14. Клаузер Ф. Турбулентный пограничный слой: Проблемы механики, вып. 2. // М.: ИЛ, - 1959, С. 297-340.

15. Колмогоров А.Н., Локальная структура турбулентности в несжимаемой вязкой жидкости при очень больших числах Рейнольдса. // М.:ДАН СССР, -1941 - т. 30, № 4. - С. 299-303.

16. Колмогоров А.Н. Уравнения турбулентного движения несжимаемой жидкости.// Изв. АН СССР, теор.физ. - 1942, - т. 6, № 1-2. - С.56-58

17. Куценко Ю.Г. Методология проектирования малоэмиссионных камер сгорания газотурбинных двигателей на основе математических моделей физико-химических процессов.// Пермь. Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук. - 2010.

18. Куценко Ю.Г. Процесс радиационного теплообмена в газотурбинных двигателях и его моделирование при проектировании камер сгорания. // Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Пермь, -1999.

19. Лапин Ю.В., Статистическая теория турбулентности: прошлое и настоящее (краткий очерк идей).// Научно-технические ведомости. СПб.: Издательство Политехнического ун-та, - 2004 -№2(36), - С. 7-19.

20. Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок. // Под редакцией А.И. Леонтьева. - М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, - 2004, 592 с.

21. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. Изд.6-е. М.:Наука, - 1987, 736 с.

22. Локай В .И., Бодунов М.Н., Жуйков В.В., Щукин A.B., Теплопередача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей летательных аппаратов // М. Машиностроение, - 1985, 216 с.

23. Локай В .И., Максутова М.К., Стрункин В. А., Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет. // М.: Машиностроение. - 1991, 448 с.

24. Ляпилин И.И., Введение в теорию кинетических уравнений. Учебное пособие. // Екатеринбург: УГТУ-УПИ, - 2004, 332 с.

25. Монин A.C., Яглом A.M. Статистическая гидромеханика. // М.: Наука, 1967.-638 с.

26. Роуч П. Вычислительная гидромеханика // М.:Мир, - 1978, 612 с.

27. Самарский A.A. Теория разностных схем. 3-е изд., //М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит. - 1989, 616 с.

28. Сипатов A.M., Методология расчетного анализа нестационарных трехмерных процессов в авиационных двигателях.// Диссертация на соискание

ученой степени доктора технических наук. Пермь. 2010.

29. Сипатов A.M., Гомзиков Л.Ю., Оценка теплового состояния рабочей лопатки турбины высокого давления на основе трехмерного моделирования. // Известия самарского научного центра РАН. - Самара: СНЦ РАН, 2010. - Вып. 4.-С.215-226

30. Сипатов A.M., Гомзиков Л.Ю., Усанин М.А., Низкодиссипативная фильтрация в разностных методах вычислительной газовой динамики. // Вычислительная механика сплошных сред - Computational continuum mechanics, Пермь, - 2011. - т4. №3. - С. 96-109.

31. Стренг Г., Фикс Дж., Теория метода конечных элементов.// М.: Мир, -1977,351 с.

32. Сулима A.M., Носков A.A., Подзерей A.B., Основы технологии производства воздушно-реактивных двигателей. Учебник для студентов авиационных специальностей вузов // М.: Машиностроение - 1993, С.230-255.

33. Усанин М.В., Синер A.A., Сипатов A.M., Гомзиков Л.Ю., Августинович В.Г., Применение методов высокого порядка точности для решения задач вычислительной газовой динамики и аэроакустики. // Казань, Известия вузов. Авиационная техника, - 2011, - №1,- С.27-32.

34. Ферицигер Дж.Х., Численное моделирование крупных вихрей для расчета турбулентных течений. //Ракетная техника и космонавтика, - 1997,-т.15, № 9, - С.56-66

35. Чупин П.В., Разработка метода расчета внешнего теплообмена лопаток газовых турбин, основанного на решении осредненных уравнений Навье-Стокса и модели ламинарно-турбулентного течения газа.// Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук, РГАТА, Рыбинск,-2010.

36. Швец И.Т., Дыбан Е.П., Воздушное охлаждение деталей газовых турбин. // Киев: Наукова думка, - 1974, 688 с.

37. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя // М.: Наука, - 1974, 711 с.

38. Щёлкин К.И. Теория горения и детонации // Механика в СССР за 50 лет. - М., 1970. - Т. 2. - С. 344-422

39. Эдварде Д.К., Балакришнан А., Радиационное охлаждение турбулентного фронта пламени. // Труды амер. об-ва инж.-мех.,сер., Теплопередача, - 1973, - 94, № 4, - С. 1-7,

40. Abu-Ghannam В., Shaw R., Natural Transition of Boundary Layers - The Effectsof Turbulence, Pressure Gradient, and Flow History // J. of Mech. Eng. Science. - 1980, - v.22, - P. 213-228,

41. Amaya J., Unsteady coupled convection, conduction and radiation simulations on parallel architectures for combustion applications.// Doctorat these, INP Toulouse. 2010.

42. Antoine С. Tensions des vapeurs; nouvelle relation entre les tensions et les températures // Comptes Rendus des Séances de l'Académie des Sciences 1888 - № 107-PP. 681-684, 778-780, 836-837.

43. Arts T., Duboue J.M., Rollin G., Aero-thermal performance measurements and analysis of a two-dimensional high turning rotor blade // ASME Journal of Turbomachinery. - 1998. - v. 120. - P. 494-499.

44. Barlow R.S., Frank J.H., Effects of Turbulence on Species Mass Fractions in Methane/Air Jet Flames. // Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute, Pittsburgh, -1998, - v.27 - P. 1087-1095/

45. Barlow R., Frank J., Piloted CIVAir Flames C, D, E, and F - Release 2.1 // Sandia National Laboratories, Livermore, CA 94551-0969, - 2007. 12 p.

46. Bhattacharjee S., William L.G., Effect of Radiative Heat Transfer on Combustion Chamber Flows.// Combustion and Flame, - 1989 - v. 77, № 3-4, P. 347-357.

47. Borghi R., Turbulent Combustion Modelling. // Prog. Energy Combustion

and Science, - 1988, - v. 14,- P. 245-292.

48. Boudier G., Gicquel L., Poinsot T., Bissiéres D., Bérat C., Comparison of LES, RANS and experiments in an aeronautical gas turbine combustion chamber.// Proc. Combust. Inst.,- 2007, - v.31, - P. 3075-3082

49. Boyle R., Giels P., Three-dimensional Navier-Stokes heat transfer predictions for turbine blade rows // AIAA -1992-3068. - 1992,15 p.

50. Bunker R.S., Gas turbine heat transfer: Ten remaining hot gas path challenges.//Journal of Turbomachinery, - 2007, - v. 129, - P. 193-201.

51. Buriko Yu.Ya., Kuznetsov V.R., Volkov D.V., Zaitsev S.A., Uryvsky A.F., A test of a flamelet model for turbulent nonpremixed combustion // Combustion and Flame, - 1994, - v.96, i. 1 -2,- P. 104-120.

52. Cabrit O., Nicoud F., Direct numerical simulation of a reacting turbulent channel flow with thermo-chemical ablation.// Journal of Turbulence, - 2010, - v.l 1, №44,-P. 1-33.

53. Dryer F.L., Glassmann I., High Temperature Oxidation of CO and CH4, 14th Symposium (International) Combustion // The Combustion Institute, Pittsburgh, Pennsylvania, - 1973, P. 987-1003.

54. Duchaine F., Corpron A., Pons L., Moureau V. Nicoud F., Poinsot T., Development and assessment of a coupled strategy for conjugate heat transfer with large eddy simulation. Application to a cooled turbine blade.// International Journal of Heat and Fluid Flow, - 2009, - v.30(6), - P. 1129-1141.

55. Duchaine F., Mendez S., Nicoud F., Corpron A., Moureau V., Poinsot T., Conjugate heat transfer with large eddy simulation for gas turbine components.//Comptes Rendus de l'Académie des Sciences - Mécanique, - 2009, -v. 337(6-7),-P. 2623-2633.

56. Dunn M.G. Convective heat transfer and aerodynamics in axial flow turbines. // Journal of Turbomachinery, - 2001, - v!23, - P. 637-686.

57. Dufour G., Gourdan N., Duchaine F., Vermorel O., Gicquel L.Y.M., Boussuge J.-F., Poinsot T., Numerical Investigations in Turbomachinery: A State of the Art. Large Eddy Simulation Applications. // VKI Lecture Series, 2009, 40 p.

58. Egolfopolous, F.N., Cho, P., and Law, C.K., Laminar Flame Speeds of Methane-Air Mixtures under Reduced and Elevated Pressures.// Combust. Flame, -1989, - v.76, - P. 375-391.

59. Ferreira J.C. Flamelet Modelling of Stabilization in Turbulent Non-Premixed Combustion// A dissertation for the degree of Doctor of Technical Sciences, Diss.ETH Nr. 11984, Zürich, - 1996.

60. Fujikawa M., Kato C., Guo Y., Numerical predictions of heat transfer coefficients on gas turbine blade using LES. // IGTC2007 Paper TS-121. - 2007.

61. Gomes R. A. and Niehuis R. Film cooling effectiveness measurements with periodic unsteady inflow on highly loaded blades with main flow separation.// Proceedings of ASME Turbo Expo 2009, GT2009-59791, Orlando, Florida, USA, June 2009.

62. Gibson C.H., Libby P.A., On turbulent flows with fast chemical reaction. Part II - the distribution of reactants and products near a reacting surface // Combustion Science and Technology, v.6, pp.29-35, 1972

63. Gicquel O., Darabiha N., Thevenin D., Laminar premixed hydrogen/air counterflow flame simulation using flame prolongation of ILDM with differential diffusion // Proc. 28th Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute, 2000.

64. Gillespie D., Wang Z., Ireland P.T., Kohler S., Full Surface Local Heat Transfer Coefficient Measurements in a Model of an Integrally Cast Impingement Cooling Geometry // Trans. Of ASME: Journal of Turbomachinery. Vol.120, pp.92-99,1998.

65. Gran I. R., Magnussen B. F. A numerical study of a bluff-body stabilized diffusion flame, part 2. influence of combustion modeling and finite-rate chemistry. //

Combustion Science and Technology, 119:191, 1996.

66. Hah C., Selva R.J., Navier-Stokes analysis of flow and heat transfer inside high pressure-ratio transonic turbine blade rows // Journal of Propulsion and Power. -1991. - Volume 7. - №6. - PP. 56-60.

67. Han J.-C., Rallabandi A.P., Turbine Blade Film Cooling Using PSP Technique. // Frontiers in Heat and Mass Transfer. V. 1.1.3001, 2010

68. Han Z., Reitz R.D., Turbulence Modeling of internal Combustion Engines Using RNG k-e Models.// Combust. Sci. and Tech., Vol. 106, pp. 267-295., 1995

69. Han Z., Uludogan A., Hampson G.J., Reitz R.D., Mechanism of Soot and NOx Emission Reduction Using Multiple-Injection in a Diesel Engine.// ERC's SAE paper SAE960633, 1996.

70. Harlock J.H. and Denton J.D., A Review of Some Early Design Practice Using Computational Fluid Dynamics and a Current Perspective. //Journal of Turbomachinery, 127(1):5-13, 2005.

71. Haselbach F., Schiffer P., Aiteb - an European research project on aero-thermodynamics of turbine endwalls and blades.// International Journal of Thermal Science, 13(2): 97-108, 2007.

72. Hawkes E.R., Chen J.H., Comparison of direct numerical simulation of lean premixed methane-air flames with strained laminar flame calculations // Combustion and Flame, 144(1-2): 112-125,2006.

73. Heinz A., Kowalczyk P., Grzhibovskis R., Fast numerical method for the Boltzmann equation on non-uniform grids // Journal of computational physics, Vol.227, pp. 6681-6695, 2008.

74. Hermanson K., Kern S., Picker G., Parnaix S., Prediction of External Heat Transfer for Turbine Vanes and Blades with Secondary Flow Fields. // ASME Paper GT-2002-30206, 2002.

75. Homeier L. and Haselbach F. Film cooling of highly loaded blades. // XVIII

International Symposium on Air Breathing Engines (ISABE), number AIAA-2005-1114, Munich, Germany, September 2005.

76. Jiang L.-Y., Campbell I., REYNOLDS ANALOG IN COMBUSTOR MODELING.// Proceedings of ASME Turbo Expo 2007, May 14-17, 2007, Montreal, Canada. Paper GT2007-27017

77. Kee R.J., Grcar J.F., Smooke M., Miller J.A., A Fortran program for modeling steady laminar one dimensional flames // SAND85-8240, Sandia National Laboratories, 1985.

78. Kutsenko Yu.G., Inozemtsev A.A., Gomzikov L.Y., Modeling of Turbulent Combustion Process and Lean Blowout of Diffusion and Premixed Flames Using a Combined Approach.// Proc. Of ASME Turbo Expo 2009. Orlando, Florida, USA, GT2009-60131,2009.

79. Kutsenko Yu.G., Onegin S.F., Gomzikov L.Y., Belokon' A., Zakharov V., Modeling Approach for Lean Blowout Phenomenon// Proc. Of GT2007, May 14-17, 2007, Montreal, Canada, GT2007-27699. 2007.

80. Kutsenko Yu.G., Onegin S.F., Gomzikov L.Y., Modeling of Turbulent Combustion Process and Lean Blow Out Using Combined Approach.// Proc. Of ASME Turbo Expo 2008. June 9-13, 2008, Berlin, Germany, GT2008-50289, 2008.

81. Lakshminarayana B. Fluid Dynamics and Heat Transfer of Turbomashinery. // John Wiley & Sons, Inc., New York, 1996.

82. Lamarque N., Schémas numériques et conditions limites pour la simulation aux grandes échells da la combustion diphasique dans les foyers d'hélicoptère.// Phd thesis, INP Touluse 2007.

83. Langtry, R.B., Menter, F.R., Likki, S.R., Suzen, Y.B., Huang, P.G., and Vôlker, S., A Correlation based Transition Model using Local Variables Part 2 - Test Cases and Industrial Applications. // ASME-GT2004-53454, ASME TURBO EXPO 2004, Vienna, Austria.

84. Langtry R.B., A Correlation-Based Transition Model using Local Variables

for Unstructured Parallelized CFD codes.// De.-Ing. thesis. Institut fur Thermische Stromungsmaschinen und Maschinenlaboratorium Universität Stuttgart 2006.

85. Langtry R.B., Menter F.R., Transition Modeling for General CFD Applications in Aeronautics // AIAA paper 2005-522, 2005.

86. Launder B.E., Spalding D.E., The Numerical Computation of Turbulent Flows // Computation Methods in Applied Mechanics and Engineering. 1974. Volume 4. pp. 269-289.

87. Le Clercq P., Schlieper M., Noll В., Aigner M., Liquid fuel flameless combustion RANS simulation., // ASME Paper GT2008-50552, 2008

88. Lefebvre A.H. Gas Turbines Combustion. // Philadelphia, Taylor & Francis, 1999.

89. Lefebvre M., Arts Т., Numerical aero-thermal predictions of laminar/turbulent flows in a two-dimensional high pressure turbine linear cascade // VKI Lecture Series. - Reprint 1997-50. - 1997.

90. Libby P.A., Bray K.N.C., Implications of the Laminar Flamelet Model in Premixed Turbulent Combustion// Combustion and Flame v.39 pp.33-41. 1980.

91. Lilleberg В., Christ D. A comprehensive implementation of the Eddy Dissipation Concept for turbulent combustion simulation. // URL:

http://web.student.chalmers.se/groups/ofw5/Presentations/BiornLillebergSlidesOFW 5.pdf (ссылка проверена 11.10.2011)

92. Li S.C., Mongia H.C., An Improved Method for Correlation of Film-Cooling Effectiveness of Gas Turbine Combustor Liners // 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Salt Lake City, 2001, AIAA Paper 20013268.

93. Lodefier K., Merci В., De Langhe С., Dick E., Transition Modeling with the SST Turbulence Model and Intermittency Transport Equation.//ASME Paper GT2003-38282, 2003.

94. Magnussen B.F., Hjertager B.H. On mathematical models of turbulent combustion with special emphasis on soot formation and combustion. // 16th Symp. (Intl.) on Combustion. The Combustion Institute, 1976

95. Magnussen B.F., Hjertager B.H., Olsen J.G., Bhaduri, D., Seventeenth Symposium (International) on Combustion // The Combustion Institute, Pittsburgh, 1978, pp. 1383-1393

96. Mahesh K., Constantinescu G., Moin P., A numerical method for large-eddy simulation in complex geometries.// Journal of Computational Physics 197(1): 215240, 2004

97. Masi M., Gobbato P., Toffolo A., Lazzaretto A., Numerical and experimental analysis of the temperature distribution in a hydrogen fuelled combustor for a 10 MW gas turbine.// ASME Paper GT2010-23272. 2010.

98. Menter F.R., Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications. // AIAA-Journal., 32(8), pp. 1598-1605, 1994.

99. Menter F.R., Zonal Two-Equation k-co Turbulence Model for Aerodynamic Flows. // AIAA Paper 93-2306, Jun.1993

100. Metghalchi M., Keck J.C., Burning Velocities of Mixtures of Air with Methanol, iso-octane and indolene at High Pressure and Temperature. // Combustion and Flame, v.48, pp.191-210, 1982.

101. Modest M., Radiative Heat Transfer, 2nd edition,// Academic Press, 2003.

102. Moureau V., Lartigue G., Sommerer Y., Angelberger C., Colin O., Poinsot T., Numerical methods for unsteady compressible multi-component reacting flows on fixed and moving grids.// Journal of Computational Physics , 202(2):710-736, 2005.

103. Peeters. T., Numerical Modeling of Turbulence Natural-Gas Diffusion Flames.// PhD thesis, Delft Technical University, Delft, The Netherlands, 1995, p.263

104. Peigang Y., Zhenfeng W., Wanjin H., Conjugate Heat Transfer Numerical Validation and PSE Analysis of Transonic Internally-Cooled Turbine Cascade.//

ASME Paper GT2010-23251, 2010.

105. Perkovic L., Baburic M., Priesching P., Duic N., CFD Simulation of Methane Jet Burner. // Proceedings of the European Combustion Meeting, 2009.

106. Peters N. Laminar diffusion flamelet models in non-premixed turbulent combustion// Prog. Energy Combust. Sei., 1984, v. 10, pp.319-339.

107. Pitsch H., Large-Eddy Simulation of Turbulent Combustion. // Ann. Rev. Fluid Mech., 38, pp 453-483, 2006.

108. Poinsot T., Veynante D., Theoretical and Numerical Combustion. 2nd ed. // Philadelphia, Edwards, 2005.

109. Prandtl L. "Ueber Flussigkeitsbewegung Bei Sehr Kleiner Reibung.// Third International Mathematical Congress. Heidelberg, Germany, 1904.

110. Prandtl L., Wighardt K., Über ein neues formelsystem für die ausgebildete turbulenz.//Nachr. Akad. Wiss., Math.-Phys, Kl., 6. 1945.

111. Rai M.M., A Direct Numerical Simulation of Transition and Turbulence in a Turbine. //AIAA, 47th Aerospace Sciences Meeting, Reno, number AIAA Paper 2009-0584,2009.

112. Rai M.M., A Direct Numerical Simulation of Turbine Rotor-Stator interaction. // 39th AIAA Fluid Dynamics Conference, San Antonio, Texas, number AIAA Paper 2009-3685, 2009.

113. Roux S., Lartigue G., Poinsot T., Meier U., Berat C., Studies of mean and unsteady flow in swirled combustor using experiments, acoustic analysis, and large eddy simulations.// Combustion and Flame v. 141 pp.40-54. 2005

114. Roy R.P., Squires K.D., Gerenades M., Song S., Howe W.J., Ansari A., Flow and Heat Transfer at the Hub Endwall of Inlet Vane Passage - Experiment and Simulations. // ASME Paper № 2000-GT-198, 2000.

115. Rubensdorffer F.G., Fransson T.H., Numerical and Experimental Investigation of Nozzle Guide Vane Endwall Heat Transfer.// ISABE Paper ISABE-

2005-1118, 2005.

116. Sagaut P., Deck S., Large-Eddy Simulation for Aerodynamics: Status and Perspectives.//Philosophical Transactions of the Royal Society A, 367:2849-2860, 2009.

117. Schiele R., Witting S., Gas turbine heat transfer: Past and future challenges.// Journal of Propulsion and Power, 16(4):583-589, July 2000.

118. Schneider C., Dreizer A., Janicka J., Flow Field Measurments of Stable and Locally Extinguishing Hydrocarbon-Fuelled Jet Flames// Combustion and Flame, 135:185-190. 2003

119. Senoner J.M., Sanjose M., Lederlin T., Jaegle F., Garcia M., Riber E., Cuenot B., Gicquel L., Pitsch H., Poinsot T., Eulerian and Lagrangian Large-Eddy Simulations of an evaporating two-phase flow. // Comptes Rendus Mecanique, 337 (6-7), 458-468, 2009.

120. Sipatov A.M., Gomzikov L.Yu., Latyshev V.G., An Advanced Heat Analysis of Turbine Blades with Transition Modeling.// Proc. Of 20th ISABE conference, Gothenburg, Sweden, September 12-16, ISABE-2011-1701, 2011

121. Sipatov A., Gomzikov L., Latyshev V. Gladysheva N., Three Dimensional Heat Transfer Analysis of High Pressure Turbine Blade // Proceeding of ASME TURBO Expo, June 8-12, 2009, Orlando, Florida, USA. - ASME, paper GT2009-59163, 2009.

122. Sipatov A.M., Latyshev V.G., Gomzikov L.Yu., Gladysheva N.V., Advanced Numerical Heat Analysis of High Pressure Turbine Blade // Proceeding of ISABE conference / September 7-11, 2009, Montreal, Canada. - ISABE paper 20091217, 2009.

123. Sommerer Y., Galley D., Poinsot T., Ducruix S., Lacas F., Veynante D., Large Eddy Simulation and Experimental Study of Flashback and Blow-Off in a Lean Partially Premixed Swirled Burner.// Journal of Turbulence, 5(037), 2004.

124. Spalart P.R. Strategies for turbulence modeling and simulation //

International Journal of Heat and Fluid Flow, 2000, v.21, pp. 252-263.

125. Spalart P.R., Allmaras S.R., A One-Equation Turbulence Model for Aerodynamic Flows. // AIAA Paper 92-0439, 1992.

126. Spalart P.R., Jou W.H., Strelets M., Allmaras S.R., Comments on the feasibility of LES for wings and on a hybrid RANS/LES approach.// Greyden Press, Columbus, OH, 1997. p.137-147.

127. Spalding D. B. Mixing and chemical reaction in steady confined turbulent flames // Proc. of the Combustion Institute - 1971. - Vol.13 - P. 649-657

128. Sreedhara S., Huh K.Y., Assessment of closure schemes in second-order conditional moment closure against DNS with extinction and ignition. //Combustion and Flame, 2005, 143:386-401.

129. Sturm W., Fottner. L. The high-speed cascade wind-tunnel of the German armed forces university Munich.// 8th Symposium on Measuring Techniques for Transonic and Supersonic Flows in Cascades and Turbomachines, Genova, Italy, October 1985.

130. Vagelopoulos C.N., Egolfopoulos F.N., Direct Experimental Determination of Laminar Flame Speeds // Paper WSS/CI97S-022, Western States Section/Combustion Institute Meeting, Livermore, CA, 1997.

131. Vagelopoulos C.N., Egolfopoulos F.N., Law C.K., Further Considerations on the Determination of Laminar Flame Speeds with the Counterflow Twin-Flame Technique. // 25th Symposium (International) on Combustion. P 1341, 1994.

132. Wang F., Leboeuf F., Huang Y., Zhou L.X., Sayma A.I., An algebraic sub-grid scale turbulent combustion model.// Proceedings of ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea and Air., GT2010-22033.

133. Wilcox D.C. A two-equation turbulence model for wall-bounded and free-shear flows// AIAA Paper 93-2905,1993.

134. Williams F.A., Turbulent Combustion. // The Mathematics of Combustion

(ed. By Buckmaster J.D.), pp.197-1318. Society for Industrial & Applied Mathematics. 1985.

135. Williams R.A. Recent advances in theoretical descriptions of turbulent diffusion flames. In S.N.B. Murthy edition // Turbulent Mixing in Nonreactive and Reactive Flows, pp.189-208, Plenum Press, New York, 1975.

136. Wissink J.G. and Rodi W., Direct numerical simulation of flow and heat transfer in a turbine cascade with incoming wakes // Journal of Fluid Mechanics 2006, 569: 209-247.

137. Yakhot V., Orszag S.A., Renormalization Group Analysis of Turbulence. I. Basic Theory. // J. Sci. Comput., 1986.

138. Zimont V.L., Biagioli F., Khawar S., Modelling turbulent premixed combustion in the intermediate steady propagation regime. // Progress in Computational Fluid Dynamics, Vol.1, pp. 14-28, 2001

139. Данные Института Беркли:

URL: http://me.berkelev.edu/gri mech/version30/targets30/f5.html и

URL: http://me.berkelev.edu/gri mech/version30/targets30/f6.html (ссылки проверены 12.10.2011)

140. ANSYS CFX Theory Guide. ANSYS CFX release 13.0. 2010

141. ANSYS Fluent Theory Guide. ANSYS Fluent release 13.0. 2010.

142. Gri-Mech home page URL: http://www.me.berkeley.edu/gri-mech/ (ссылка проверена 11.10.2011)

143. Home page Flowmaster Group: http://www.flowmaster.com/ (ссылка проверена 13.10.2011)

144. URL: http://poweiiab.fsb.hr/mbaburic/CSC.htm (ссылка проверена 12.10.2011)

УТВЕРЖДАЮ Первый заместитель генерального конструктора ОАО «Авиадвигатель» Н.Л. Кокшаров

СПРАВКА

о внедрении результатов диссертационной работы в ОАО "Авиадвигатель"

Результаты диссертационной работы Гомзикова Л.Ю. «Анализ теплового состояния температурно-нагруженных элементов ГТД на основе трехмерного моделирования» используются в ОАО «Авиадвигатель» при проектировании охлаждаемых лопаток турбин и камер сгорания.

Разработанная в работе методика расчета теплового состояния используется при проектировании рабочих лопаток первой ступени турбин и камер сгорания двигателей ПС-90А, ПС-90А2, ГТУ16П, ГТУ25П и ПД-14.

Разработанные программы построения флеймлет и флеймфронт библиотек используются при проведении расчетов с моделированием процессов горения и при разработке методики определения эмиссии вредных веществ.

Начальник отделения турбин (К0-204)

Сычев В.К.

Начальник отдела камер сгорания (К0-203)

Цатиашвили В.В.