Глава 8 - Турбины ГТД

лирование для многоступенчатой турбины в целом (включая входные и выходные устройства, переходные каналы, стойки и спрямляющие аппараты) позволяет автоматически и наиболее точ- но моделировать граничные условия для каждой отдельной лопаточной решетки турбины и оценивать ее характеристики (обтекание и потери) наиболее точно.

При неудовлетворительных характеристиках и необходимости дальнейшей оптимизации происходит возвращение к 2D-проектированию профилей и построению венцов.

Ограничения

Практическое применение технологии 2D-про- ектирования связано с использованием конструктивных и технологических ограничений.

Во-первых, это выбор количества лопаток. Для унификации типа применяемого елочного замка с существующим (что всегда предпочтительнее с точки зрения сохранения оснастки и уменьшения риска) количество рабочих лопаток уточняется с учетом применяемого замка. Тогда новое количество лопаток (ZÍ) может быть определено на основе существующего у прототипа (ZÏ) с учетом отношений средних диаметров замков новой конструкции (DÍ) и конструкции прототипа (DÏ) -

(ZÍ = ZÏDÍ/DÏ).

В качестве среднего диаметра принимается указываемый в чертеже диаметр так называемой «базовой плоскости замка» - базового диаметрального размера замка. Отклонение от полученного числа в сторону увеличения/уменьшения количе- ства лопаток приводит, соответственно, к утонению хвостовика лопатки/утолщению выступа диска или к утолщению хвостовика/утонению выступа диска.

Во-вторых, это прочностные ограничения. На основании расчетной оптимизации массы профильной части лопатки задаются конструктивные ограничения:

-требуемое распределение площади сечения металла по длине профиля (обеспечение прочности по напряжениям растяжения);

-требуемое распределение минимального момента инерции по длине профиля (обеспечение прочности по напряжениям изгиба и динамическим напряжениям).

В-третьих, это производственные ограниче- ния. Производственная база для производства лопаток определяет технологические ограничения:

-минимальная толщина выходной кромки;

-минимальная толщина стенок у охлаждае-

мой лопатки;

-минимальный угол заострения выходной кромки;

-прямоугольная полка для корневого сечения лопатки (сумма абсолютных максимальных ординат выходной кромки и спинки должна быть меньше шага решетки);

У охлаждаемых и полых лопаток дополнительно задаются минимальная толщина стенки (у выходной и выходной кромки и в месте максимальной толщины в каждом сечении) и минимальные радиусы входной и выходной кромки внутренней полости.

8.2.9 - Методы управления пространственным потоком в турбине

Формирование лопаточного венца представляет собой эффективное средство управления распределением аэродинамической нагрузки и потерь энергии по длине лопатки с целью уменьшения суммарных профильных и вторичных потерь и повышения к.п.д. ступени. Однако применение таких методов управления потоком должно быть экономически оправдано с точки зрения соотношения стоимости реализации и получаемого эффекта.

Синтез лопаточного венца (из оптимизированных в плоской постановке базовых профилей на цилиндрических поверхностях) проводится с помощью сплайн-функции и задаваемых характеристик пространственной формы венца. Формируется точечно-заданная поверхность профиля лопатки - геометрическая модель, используемая на всех следующих стадиях аэродинамического анализа.

К конструктивным методам реализации пространственной формы венца относятся следующие.

Местное открытие выходной кромки (увеличение эффективного угла выхода).

Местное открытие выходной кромки в концевых сечениях сопловых и рабочих лопаток способствует уменьшению аэродинамической нагрузки в этих сечениях и уменьшению генерации вторич- ных потерь, а также увеличению степени реактивности в корневых сечениях рабочих лопаток.

Открытие корневых сечений сопловых лопаток ТНД (до 6 градусов) наиболее эффективно для уменьшения вторичных потерь в наиболее нагруженных корневых сечениях сопловых и рабочих лопаток. В малоразмерных турбинах может быть эффективно открытие обоих концевых сечений сопловых лопаток с перенесением основной аэро-

431

Глава 8 - Турбины ГТД

динамической нагрузки в середину лопатки и уменьшением угла поворота и вторичных потерь в концевых сечениях [8.2.11.29].

Меридиональное сужение проточной части СА 1 ступени

Меридиональное сужение проточной части практически применимо для первого соплового аппарата и имеет целью уменьшение вторичных потерь за счет реализации большей части поворота потока с меньшей скоростью, а затем разгона потока, преимущественно, в прямом канале.

Различные варианты профилирования наружной ограничивающей поверхности были исследованы еще Дейчем [8.2.11.30], но результаты последующих исследований, в том числе с использованием численных методов расчета, показали, что наиболее оптимальной является коническая форма наружной поверхности. При этом наибольшее уменьшение потерь имеет место, как показывает эксперимент, у корневого сечения лопатки. Эксперименты в составе ступени показали, что не всегда уменьшение потерь в сопловом аппарате приводит

êувеличению к.п.д. ступени.

Âнастоящее время меридиональное сужение проточной части применяется практически на всех первых сопловых аппаратах ТВД (см. Рис. 8.1.2.5_1, 8.1.2.5_4, 8.1.2.6_1).

Наклон лопаток на корыто

Наклон лопаток на корыто на величину до 15…20 градусов уменьшает потери у корневого сечения лопатки и увеличивает их у периферии, как следует из большинства известных экспериментов. Наклон лопаток считается также средством уменьшения градиента реактивности ступени по радиусу. Однако в некоторых из известных экспериментов (по крайней мере в двух) наклон лопаток на корыто не оказал влияния на градиент реактивности. Современные методы аэродинамического проектирования позволяют достаточно точно оценить влияние наклона на распределение давления и потери в лопаточных венцах.

Изгиб средней части лопаток в сторону корыта и спинки

Так же, как наклон лопаток на корыто уменьшает потери у корневого сечения, наклон верхней части на спинку уменьшает потери у верхнего се- чения лопатки. На этом базируется идея так называемых саблевидных лопаток, средняя часть которых смещена в сторону корыта. Идея таких лопаток известна давно и первые исследования таких лопаток проведены в паротурбостроении (см. Рис. 8.2.9_1).

Однако в реальной конструкции впервые нашли применение лопатки с изгибом в сторону

Рисунок 8.2.9_1 – Сопловые лопатки с изгибом профиля в сторону корыта (саблевидные) и с изгибом профиля в сторону спинки

Рисунок 8.2.9_2 – Изгиб лопаток в сторону спинки в конструкции сопловой лопатки 2 ступени ТВД двигателя PW4168

спинки (см. Рис. 8.2.9_2). Вопрос об эффективности применения лопаток с изгибом исследован

âработе специалистов Pratt&Whitney [8.2.11.31]. Изгиб в сторону спинки (в отличие от саблевидных лопаток) показал реальный выигрыш в к.п.д. двухступенчатой ТВД (на турбинном стенде)

â0.5%.

Дугообразная выходная кромка сопловой лопатки

Дугообразная форма выходной кромки сопловой лопатки (1 ступени) при практически плоских поверхностях корыта и спинки является достаточ- но распространенным видом пространственной формы венца.

Впервые такая форма лопатки была исследована Морганом [8.2.11.32], экспериментально получившим увеличение к.п.д. на 0.8%. Из работы Моргана не следует, что такого значительного выигрыша

432

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.2.9_3 – Пространственная форма сопловых и рабочих лопаток в турбине двигателя Trent 700

Рисунок 8.2.9_4 – Рабочая лопатка ТНД, спроектированная Rolls-Royce/ITP в ходе реализации одной из европейских технологических программ (ANTLE) [8.2.11.5]

можно ожидать в любых условиях. Тем не менее, лопатки с различной степенью дугообразности выходной кромки применены в реальных конструкциях, например, в ТВД RB211-535E4 (Rolls-Royce)

– Ðèñ. 8.3.2_3.

Следует иметь в виду, что применение любого вида пространственной формы венца должно быть обосновано с использованием численных расчетов аэродинамики турбины и венца. Любой из упомянутых методов может быть эффективным только в определенных условиях - например, саблевидные лопатки получили первое признание в паровых турбинах с относительно низким исходным к.п.д. Их

применение в газовых турбинах не всегда позволяет получить ожидаемый выигрыш, так как исходная база (использованная в экспериментах) могла быть достаточно низкой.

Таким же образом перераспределение работы вдоль радиуса не является универсально эффективным. Имеется в виду увеличение угла поворота потока в среднем сечении (в котором отсутствуют вторичные потери) и уменьшение его в корневом и периферийном сечениях – т.е. перераспределение работы в область среднего диаметра с меньшим уровнем потерь энергии. Если в известной работе Шлегеля [8.2.11.29] в малоразмерной турбине удалось получить 1.8% увеличе- ния к.п.д., то в работе специалистов General Electric [8.2.11.33] все испытанные варианты пространственного проектирования турбинной ступени оказались хуже исходного.

Тем не менее, элементы пространственного проектирования явно видны в некоторых современных конструкциях – например, в ТНД семейства Trent (Rolls-Royce) – Рис. 8.2.9_3.

Применение достаточно сложной пространственной формы венца неизбежно приводит к технологическим сложностям при его производстве. Поэтому необходима оценка целесообразности применения пространственной формы с учетом увеличения себестоимости производства, т.е. по критерию стоимость-эффективность.

433

Глава 8 - Турбины ГТД

8.2.10 - Экспериментальное обеспечение аэродинамического проектирования

Развитие экспериментальной базы

Основные рабочие инструменты для проектирования – одномерное моделирование и многомерное численное моделирование невязкого и вязкого потока в проточной части – не обеспечивают необходимой точности результатов. Это следствие приближенности самих моделей (все они сохраняют большой потенциал совершенствования) и использования в них имеющегося экспериментального опыта. Применение их за пределами имеющегося опыта и экспериментальной базы все еще представляет собой значительный риск.

Именно поэтому испытания крупномасштабных моделей или полноразмерных турбин на специальных стендах на холодном воздухе не только не сходят с повестки дня, но и приобретают все большие масштабы. Даже для ТНД, испытания которых требуют особенно высоких затрат, строятся полноразмерные натурные стенды. (Из-за высокой пропускной способности и высоких степеней расширения ТНД необходимо обеспечить значительно больший расход воздуха и сжать его до значительно большего давления, чем при испытаниях ТВД).

GE Aircraft Engines, в свое время проведя испытания ТНД проектов E3 и GE90-85B с моделированием соответственно 2/3 и 3/4, в 2002 году построила новый автономный стенд для испытаний полноразмерных ТНД [8.2.11.34]. MTU испытывает полноразмерные ТНД своей разработки (и, в частности, ТНД GP7200) на стенде Штутгартского университета [8.2.11.35]. Компания RollsRoyce испытывает все новые ТВД и ТНД семейства Trent на автономных стендах на холодном воздухе [8.2.11.4]. Такие же испытания проходят все новые турбины семейства двигателей малой тяги BR700 [8.2.11.28].

В качестве дальнейшего развития экспериментальной базы создаются новые стенды – с имитированием переходного канала и первого соплового аппарата ТНД (стенд GE для ТВД GP7200), а также для испытания двухкаскадных турбин. Это стенд GE: для испытаний взаимовлияния ТВД и ТНД CFM56 в технологической программе TECH56 [8.2.11.26] и стенд Rolls-Royce для совместного испытания ТВД и ТСД Trent 500 [8.2.11.36]. Эти стенды позволяют обеспечить наиболее близкие к действительности условия испытания с уче- том взаимодействия турбин.

Процесс разработки новых аэродинамических технологий для турбины, несмотря на активное вторжение в эту область численного эксперимента, продолжает основываться на экспериментальной проверке и отработке.

Рисунок 8.2.10_1 – Турбинный стенд для испытаний турбин на холодном воздухе (испытание ТНД BR715 – Rolls-Royce [8.2.11.28])

434

Глава 8 - Турбины ГТД

Экспериментальное исследование турбины

Экспериментальное исследование турбины на стенде (см. Рис. 8.2.10_1) проводится с целью:

1)Определения реальной аэродинамической эффективности (к.п.д.) и пропускной способности турбины.

2)Определения характеристик турбины в важном для применения диапазоне приведенной окружной скорости и степени расширения.

3)Определения реальной аэродинамической нагрузки отдельных ступеней и венцов, их аэродинамических характеристик и резервов повышения к.п.д.

4)Исследования работы системы охлаждения

èсистемы регулирования радиальных зазоров.

5)Идентификации аэродинамических и тепловых моделей турбины различного уровня для совершенствования математического обеспечения

èиспользования в ходе доводки и разработки других турбин.

Исследование полноразмерных турбин на натурных турбинных стендах является очень дорогостоящим делом. В России такой стенд имеется в ЦИАМ. Он позволяет проводить испытания как охлаждаемых, так и неохлаждаемых турбин.

В ходе доводки двигателя исследование аэродинамических параметров турбины проводится обычно на натурных двигателях и газогенераторах. Хотя область исследуемых режимов при этом ограничена близостью к рабочей точке, эти испытания являются часто единственно возможными по условиям стоимости.

Основные условия моделирования аэродинамических процессов в турбине и зависящих от них процессов теплопередачи сводятся к обеспечению геометрического, кинематического и динамического подобия турбин экспериментального и стандартного двигателей, а именно:

1)Подобия геометрических параметров, определяющих геометрическое подобие проточной части турбины испытываемого и стандартного двигателя.

2)Равенство критериев подобия, характеризующих процесс расширения газа в турбине (чи- сел Маха, Рейнольдса - Re, показателя изоэнтропы расширения K = Cp/Cv).

3)Подобие треугольников скоростей, обеспечи- вающих кинематическое подобие режима турбины.

4)Подобие полей параметров в испытываемой

èстандартной турбинах.

Требование геометрического подобия обеспе- чивается использованием натурных газогенерато-

ров и двигателей с натурным рабочим телом (равенство Ê) на режимах работы, соответствующих реальным или близким к ним по уровню давления газа (равенство Re).

Для обеспечения подобия треугольников скоростей и чисел Маха в проточной части необходимо обеспечение равенства степени расширения по полному давлению на турбине (πÒ* = P0*/PÒ*) и приведенной частоты вращения nÏÐ = n/(Ò0*)0.5.

Равенство этих критериев подобия обеспечи-

âàåò:

-одинаковое относительное распределение удельной работы по лопаточным венцам;

-одинаковые граничные условия по теплоотдаче от газа к деталям проточной части;

-одинаковую рабочую точку по аэродинами- ческим характеристикам для экспериментальной

èстандартной турбины.

Равенство полей параметров обеспечивается за счет равенства критериев подобия и использования камеры сгорания с характеристиками, соответствующим стандартным.

Рисунок 8.2.10_2 – Измерение и приведение (к полному давлению на входе в турбину) статических давлений в осевых зазорах на верхнем

и нижнем диаметрах проточ- ной части [8.2.27]

435