Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.2.6_3 – Построение лопаточного венца на основе трех базовых сечений а) соединение сплайнами соответствующих координат базовых профилей; б) получение интерполяцией дополнительных промежуточных сечений

положение промежуточных узлов многогранников обеспечивающие гладкое протекание кривизны.

Данная двухуровневая система управления процессом профилирования позволяет создавать турбинные решетки с высоким аэродинамическим качеством, при обеспечении прочностных и конструктивных ограничений.

После проектирования и оптимизации всех базовых профилей осуществляется построение лопаточного венца (см. Рис. 8.2.6_3). По спрофилированным базовым сечениям с помощью специального алгоритма формируется внешняя поверхность лопатки. В результате образуется точечно-заданная поверхность, которая является геометрической моделью поверхности лопаточного венца.

Программа позволяет изгибать спроектированную лопатку или отдельные ее части в различ- ных направлениях, смещать вдоль проточной части и поворачивать вокруг оси на необходимый угол.

При построении венца базовые профиля могут быть несколько деформированы и это должно учитываться на следующей итерации проектирования.

Гибкость применяемого метода построения профиля играет важнейшую роль в получении профиля, характеристики которого удовлетворяют требованиям проекта. От этой гибкости непосредственно зависит количество итераций построения геометрии, которые будут использованы и иногда даже сама возможность получения требуемых характеристик.

8.2.7 - Одномерное проектирование турбины

Как отмечено выше, правильные решения на этапе одномерного проектирования определяют конкурентоспособность турбины в течение всего жизненного цикла. Кроме того, эти решения предопределяют подавляющую часть стоимости жизненного цикла турбины. Стоимость этих решений очень велика и от них зависит эффективность всего проекта для самого производителя.

8.2.7.1 - Выбор количества ступеней ТВД

Авиационные ТВД фактически представляют собой отдельный класс турбин, для которого характерно сочетание:

-степени расширения в одной ступени (по полному давлению) от 2.0 до 4.0…4.5;

-температуры газа, требующей обязательного охлаждения всех лопаток;

-высокого (15…40 кгс/мм2) уровня напряжений в профильной части рабочих лопаток.

Для ТВД авиационного двигателя основной выбор состоит в применении одной или двух ступеней. Одноступенчатая ТВД имеет несколько преимуществ, к числу которых относится существенно меньшее число деталей и более простая конструкция, а так же меньший расход охлаждающего воздуха. В то же время двухступенчатая ТВД способна обеспечить значительно более высокий (на 2…4%) к.п.д. и более стабильное значение к.п.д. в эксплуатации (вследствие более медленного износа).

В современных авиационных ТВД может применяться одна ступень при отношении полных давлений 3.0…4.5. Такие одноступенчатые ТВД используются в семействах гражданских двигателей Trent (Rolls-Royce), CFM56 (GE/SNECMA), PW6000 (Pratt&Whitney). Двухступенчатые ТВД

ñотношением полных давлений 4.0…5.5 применены в CF6-80C2, GE90, PW2000, PW4000, V2500 (International Aero Engines). При этом такие преимущества двухступенчатой ТВД, как более высокая аэродинамическая эффективность и более стабильные параметры в эксплуатации [8.2.11.25], позволяют ей частично сохранять свои позиции даже в военном двигателестроении. Об этом свидетельствует продолжающаяся конкуренция все новых версий двигателей F100 (Pratt&Whitney)

ñдвухступенчатой ТВД и F110 (GE Aircraft Engines) - с одноступенчатой.

423

Глава 8 - Турбины ГТД

Тем не менее, преимущества одноступенча- той ТВД в отношении себестоимости и стоимости обслуживания (из-за меньшего количества деталей) достаточно очевидны. Поэтому даже консорциум International Aero Engines (Pratt&Whitney, RollsRoyce, MTU и японские фирмы) – производитель одного из наиболее успешных двигателей (V2500), изучает возможность применения в своем двигателе одноступенчатой ТВД вместо двухступенча- той [8.2.11.25]. И делает это под влиянием очевидных успехов основного конкурента – семейства CFM56. Одноступенчатая ТВД (с отношением давлений 5.5) объявлена также в качестве перспективной цели GE при совершенствовании двигателя GE90 [8.2.11.26].

Но на практике переход на одноступенчатую ТВД связан с большим риском из-за вполне вероятной необходимости увеличения затрат на доводку и достижение конкурентоспособности новой одноступенчатой ТВД с уже имеющейся двухступенча- той.

Применение одноступенчатой ТВД (с отношением полных давлений на входе и выходе 4.0 и более) означает:

-трансзвуковой и сверхзвуковой уровень чи- сел Маха в проточной части (необходимость решения проблемы проектирования охлаждаемых профилей, эффективных в диапазоне чисел Маха от 1.0 до 1.4); с увеличением скорости потока в трансзвуковой области уровень потерь энергии в решетке профилей существенно возрастает и в большинстве случаев увеличивается далее и в трансзвуковой области; это приводит к уменьшению к.п.д. турбины с увеличением степени расширения выше 2.5…3.0;

-образование системы скачков уплотнения

âпроточной части и возможность возникновения дополнительных потерь от нестационарного взаимодействия этих скачков в системе неподвижных (СА ТВД и СА ТНД) и вращающейся (РК ТВД) решеток; на Рис. 8.2.7.1_1 показана волновая структура течения в решетке рабочих лопаток при числе Маха за решеткой 1.25;

-относительно высокий уровень напряжений

âроторе (диске и дефлекторе) из-за высокого (необходимого для обеспечения приемлемой аэродинамической нагрузки) уровня окружной скорости (500…600 м/с) – потенциальные проблемы с обеспечением циклического ресурса ротора при проектировании;

-высокий уровень механических и терми- ческих (возникающих вследствие температурных напряжений) напряжений в рабочей лопатке (25…40 кгс/мм2) – потенциальные проблемы с обес-

Рисунок 8.2.7.1_1 – Система скачков уплотнения в плоской решетке турбинных

лопаток при осредненном числе Маха 1.25 [8.2.11.21].

Теневая фотография (шлиренфотография) при визуализация потока с помощью окрашенного масла

печением ее долговечности и надежности;

-повышенный уровень аэродинамических сил, возбуждающих динамические напряжения в рабо- чей лопатке;

-в целом более низкий, чем в двухступенча- той турбине, уровень аэродинамической эффективности ТВД (см. Рис. 8.1.10).

Только после надежного овладения соответствующими технологиями и достижения надежности, хотя бы равной надежности двухступенчатой ТВД, можно рассчитывать на эффективность применения одноступенчатой турбины. Эффективно работающие в настоящее время одноступенчатые ТВД (CFM56, F119) прошли достаточно длительную доводку и эмпирическим путем были найдены некоторые оптимальные решения, которые в новом проекте необходимо найти аналитически.

8.2.7.2 - Выбор количества ступеней ТНД

Выбор количества ступеней авиационных ТНД определяется располагаемой окружной скоростью и требуемой степенью расширения. Располагаемая

424

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.2.7.2_1 - Изменение количества ступеней в ТНД в зависимости от степени расширения по полному давлению для турбин MTU [8.2.11.27]

Рисунок 8.2.7.2_2 – Выбор количества ступеней СТ

окружная скорость зависит от частоты вращения

èвыбранного диаметра проточной части. Оптимальное решение находится с учетом к.п.д., массы

èстоимости. Хотя эти параметры в различных двигателях выбираются с учетом множества факторов, оказалось, что в реализованных конструкциях количество ступеней находится в достаточно узкой зависимости от степени расширения в ТНД.

Фирма MTU построила такую зависимость для спроектированных ею ТНД (см. Рис. 8.2.7.2_1). Резкий переход к меньшему более чем в два раза количеству ступеней осуществляется только с помощью использования редуктора между вентилятором и ТНД для повышения частоты вращения турбины.

Сравнение и выбор оптимального варианта для конкретного применения производится в системе двигателя на основе сравнения прямых эксплуатационных расходов для каждого варианта. С использованием программ одномерного расчета турбины по среднему диаметру определяется к.п.д. ТНД

èоценивается необходимый расход охлаждающего воздуха, система вторичных потоков. Затем после оценок массы и стоимости проводится сравнение вариантов турбины в системе двигателя по прямым эксплуатационным расходам.

425

Глава 8 - Турбины ГТД

На Рис. 8.2.7.2_2 приведена иллюстрация выбора количества ступеней в свободной СТ для привода электрогенератора.

Функцией цели служит стоимость приобретения и прямые эксплуатационные расходы для данного варианта конструкции за определенный (обозримый для заказчика) период времени. В п- риведенном примере при выборе количества ступеней для силовой турбины учитывается изменение к.п.д., себестоимости (затрат на приобретение), затрат на эксплуатацию (стоимости топлива) в те- чение одного года (этот срок выбран как приемлемый для заказчика в качестве срока окупаемости любого рассматриваемого изменения конструкции).

На Рис. 8.2.7.2_2 видно, что стоимость приобретения монотонно растет вследствие роста себестоимости при увеличении количества ступеней.

Подобным же образом растет и реализуемый к.п.д. как следствие снижения нагрузки на ступень. Затраты на эксплуатацию (топливо) падают с ростом к.п.д. Однако суммарные затраты имеют четкий минимум при четырех ступенях в СТ.

Во всех этих расчетах очень важно учитывать собственный опыт и опыт других фирм для достоверности проведенных оценок, иначе дальнейшие сравнения и выводы могут не иметь реальной основы.

8.2.7.3 - Аэродинамическое проектирование и к.п.д. турбины

Детальное аэродинамическое проектирование на среднем диаметре заключается в выборе оптимального распределения удельной работы и реактивности по ступеням для предварительно выбран-

Рисунок 8.2.7.3_1 – Схема процесса одномерного проектирования турбины

426

Глава 8 - Турбины ГТД

			Таблица 8.2.7.3_1
Приближенный анализ потерь и к.п.д. типичных ступеней турбины
	ÒВД		ÒНД
	(îäíî-		(одна ступень
Потери / к.п.д.	ступенчатая)		многосту-
			ïåíчàòîé
			турбины)
Перепад полного давления		4	1.55
Параметр нагрузки U/Сàä	0.48		0.407
Углы входа венцов СА / РК, град	90.0	/ 42.7	43.7	/ 43.0
Углы выхода венцов СА / РК, град	10.3	/ 17.8	20.6	/ 20.6
Приведенная изоэнтропическая скорость за	0.98	/ 1.30	0.70	/ 0.72
ÑÀ / ÐÊ
Профильные потери СА / РК, %	2.31	/ 4.06	5.19	/ 5.34
Вторичные потери СА / РК, %	1.85	/ 4.24	1.32	/ 1.03
Аэродинамические потери СА / РК, %	4.16	/ 8.30	6.51	/ 6.37
к.п.д. (аэродинамический, без	92.4		91.6
охлаждения), %
Охлаждение (относительный расход	11.3	/ 3.95		-
воздуха) статора/ротора, %
Потери от охлаждения венцов СА/ РК, %	3.00	/ 0.93		-
Суммарные потери венцов СА / РК, %	7.16	/ 9.23	6.51	/ 6.37
Коэффициенты скорости в СА / РК	.9635	/ .9527	.9669	/ .9677
к.п.д. (аэродинамический с учетом	91.4		91.6
охлаждения лопаток), %
Охлаждение осевого зазора (расход воздуха	0.59			-
в осевой зазор), %
∆к.п.д. (потери из-за охлаждение ротора	-0.95			-
через аппарат закрутки), %
∆к.п.д. (осевой зазор), %	-0.63			-
к.п.д. с охлаждением, %	89.8			-
Радиальный зазор СА / РК, мм	0 / 0.53		0.50	/ 0.50
Относительный (к длине лопатки)	0 / 0.84		0.30	/ 0.30
радиальный зазор СА / РК, %
∆ê.ï.ä. (радиальный зазор) ÑÀ/ÐÊ, %	-1.68		-0.60	/ -0.73
Первичный к.п.д. турбины, %	88.1		90.3

427

Глава 8 - Турбины ГТД

ных осевых и диаметральных размеров проточной части. В процессе оптимизации допустима корректировка любых размеров.

Целью оптимизации является выбор сочетания параметров, обеспечивающих минимальную величину прямых эксплуатационных расходов.

Примерная схема определения к.п.д. турбины в одномерном аэродинамическом расчете для типичных ступеней (одноступенчатой охлаждаемой ТВД с высоким отношением давлений и для одной из ступеней неохлаждаемой многоступен- чатой ТНД) приведена в таблице 8.2.7.3_1. Из таблицы следует, что главную роль в определении к.п.д. играют потери энергии в проточной части турбины. Они включают потери кинетической энергии потока газа в лопаточных венцах и потери мощности (к.п.д.) из-за функционирования системы охлаждения.

Следует иметь в виду, что оптимальные параметры не могут быть окончательно выбраны в одномерном расчете, так как одномерная модель только с определенной степенью приближения отражает реальные процессы в турбине.

8.2.8 - Аэродинамическое проектирование лопаточных

венцов

Общая схема процесса

Общая схема процесса проектирования лопаточных венцов представлена на Рис. 8.2.8_1).

Содержание процесса проектирования венца

Предварительная аэродинамическая оптимизация лопаточной решетки в 2D-постановке проводится непосредственно в программе профилирования в диалоговом режиме по распределению приведенной адиабатической скорости (или стати- ческого давления) по обводам профиля. Обтекание решетки оценивается моделированием по 2D-Эй- леру (моделированием сжимаемого дозвукового, трансзвукового и сверхзвукового потока в решетке по уравнениям Эйлера для невязкого потока).

Критериями оптимального распределения скорости являются:

- Обеспечение относительно низких (на уровне, близком к средней приведенной скорости на входе в решетку) значений приведенной скорости на начальном участке профиля спинки (непосредственно после окончания разгона потока на входной кром-

ке от точки торможения). Наиболее эффективным средством для этого является отрицательный угол атаки (разница между конструктивным углом и углом потока на входе в решетку).

-Равномерное ускорение потока до точки максимальной скорости вблизи или за точкой горлового сечения межлопаточного канала.

-Плавное торможение потока от точки максимума скорости на спинке до выходной кромки (оптимальный темп снижения приведенной скорости составляет 0.05…0.10 на 10% периметра профиля). Очевидно, что чем меньше этот темп, тем лучше. Значительные отрицательные градиенты скорости на спинке (в пределе переходящие в скач- ки уплотнения) могут привести к отрыву потока

èзначительному увеличению потерь.

-Минимально возможная степень перерасширения потока на спинке (отношение максимальной скорости к средней скорости на выходе из решетки). Приемлемым уровнем перерасширения на практике можно считать 1.05…1.20.

-Исключение местных всплесков скорости в месте схода потока с окружности входной кромки на спинку и корыто после разгона от точки торможения. Эти всплески оказывают неблагоприятное влияние на развитие пограничного слоя

èспособствуют увеличению местных коэффициентов теплоотдачи от газа к корыту лопатки.

Уровень этих местных всплесков может быть снижен уменьшением диаметра входной кромки (около 0.6 мм в современных ТНД) или переходом к описанию входной кромки не окружностью, а эллипсом.

Помимо этих общих критериев, необходимо иметь в виду частные случаи проектирования:

-В случае появления зоны сверхзвуковых скоростей на спинке целесообразно максимально снизить как общий уровень сверхзвуковых скоростей, так и протяженность этой зоны, даже за счет некоторого повышения уровня скоростей в нача- ле спинки.

-Для охлаждаемых лопаток целесообразно добиваться исключения или снижения местных забросов скорости в начале корыта, так как это способствует увеличению местных коэффициентов теплоотдачи от газа.

-Для лопаток последних ступеней авиационных турбин может быть существенным влияние числа Рейнольдса на полетных режимах. Поэтому целесообразно исключать значительные градиенты потока в конце спинки (характерные для так называемых задненагруженных профилей), которые имеют тенденцию к отрыву потока при уменьшении числа Рейнольдса.

428

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.2.8_1 – Схема процесса проектирования лопаточных венцов турбины

429

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.2.8_2 – Расчет турбинной решетки по 2D-Навье-Стоксу, показывающий возможность распознавания отрывных зон с областями обратного течения газа (зона на спинке профиля около выходной кромки)

Рисунок 8.2.8_3 – Сравнение уровней скорости на поверхности профилей для обычного профиля, профилей с «высокой подъемной силой» («High Lift») и «очень высокой подъемной силой»

(«Ultra High Lift»), спроектированных в Rolls-Royce [8.2.11.28]

Однако целевое распределение скорости в двумерной постановке при проектировании сечений может отличаться от вышеизложенного, так как эта задача является промежуточной. Распределение скорости в сечении должно быть таковым, чтобы оптимальное распределение имело место в окон- чательной постановке – многоступенчатом расче- те по 3D-модели (Эйлера или Навье-Стокса). Характер изменения распределения скорости при переходе от двумерной к пространственной постановке не может быть универсальным и определяется опытным путем.

На следующем этапе спроектированная решетка оценивается на уровень потерь (кинетической энергии или полного давления), на чувствительность к углу атаки (к изменению угла атаки на входе) и изменению режима работы по числу Маха. Последние характеристики очень важны для многорежимных турбин (ТНД и СТ). Моделирование проводится по 2D-Навье-Стоксу (моделирование вязкого потока в решетке по уравнениям НавьеСтокса). Помимо изменения уровня потерь и его изменения с числом Маха и углом атаки, оценивается вероятность отрыва потока на профиле (см. Рис. 8.2.8_2).

2D-аэродинамическое проектирование является основой в получении эффективной аэродинамики турбины. Как уже говорилось, необычайную важность имеет наличие гибкого и эффективного математического обеспечения для проектирования лопаточных решеток.

В современной практике совершенствование методов проектирования профилей используется не для повышения к.п.д., а для поддержания достигнутого уровня эффективности при уменьшении себестоимости и стоимости обслуживания турбины – за счет сокращения количества лопаток [8.2.11.5].

Так называемые профили с «высокой подъемной силой» («High Lift») и с «ультра-высокой подъемной силой» («Ultra High Lift») [8.2.11.28] позволяют сократить количество лопаток на величи- ну до 20% - при сохранении уровня аэродинами- ческой эффективности. Такие профили интенсивно исследуются и начинают использоваться в первую очередь в авиационных турбинах.

Окончательная аэродинамическая оценка и оптимизация профилей (решеток) и лопаточных венцов турбины – определение граничных условий, характеристик обтекания и потерь - проводится в системе более высокого уровня, которую представляет собой численная модель сквозного течения потока в многоступенчатой турбине (3DЭйлер или 3D-Навье-Стокс). Сквозное 3D-моде-

430