Глава 8 - Турбины ГТД

позиционный вариант). Недостатком полученного варианта можно считать несколько увеличенный радиальный зазор на взлетном режиме, однако непродолжительность взлетного режима и уменьшенный риск врезания делают результат вполне приемлемым.

Подобный же анализ должен быть проведен и для остальных радиальных зазоров ТВД (2РЛ, 2СА, верхний и нижний лабиринты аппарата закрутки) и ТНД.

8.6.5 - Перечень использованной литературы

8.6.5.1Hourmouziadis J., Albrecht G. An Integrated Aero/Mechanical Performance Approach to High Technology Turbine Design. MTU, 1988.

8.6.5.2NASA/PWA Energy Efficient Engine. High Pressure Turbine Detailed Design Report. NASA CR165608, 1984.

8.6.5.3NASA/GE E3 Flight Propulsion System Final Design and Analysis. NASA CR-168219, 1985.

8.6.5.4Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин. - М.: Машиностроение, 1979.

8.6.5.5Lattime S.B., Steinetz B.M. High-Pressure- Turbine Clearance Control Systems: Current Practices and Future Directions. Journal of Propulsion and Power, Vol.20, No.2, March-April 2004.

8.7 - Герметизация проточной части

Ликвидация непроизводительных утечек газа и охлаждающего воздуха представляет собой одну из наиболее важных и наиболее значительных по полу- чаемому эффекту задач при проектировании турбины. Утечка каждого процента расхода газа в радиальный зазор (как рабочего колеса, так и соплового аппарата) приводит к равному по величине (в процентах) уменьшению к.п.д. ступени турбины.

Утечка в проточную часть турбины каждого процента охлаждающего воздуха, отбираемого за компрессором высокого давления (для двигателя типа ПС-90А) приводит к увеличению удельного расхода топлива на 0,3% и увеличению температуры газа перед ротором ТВД на 10îС. Кроме того, сама утечка охлаждающего воздуха в основной поток, особенно в область больших скоростей (например, в осевой зазор между СА и РК), способна привести к дополнительным потерям к.п.д. – до 1,5% к.п.д. ступени на каждый процент утечки охлаждающего воздуха.

8.7.1 - Герметизация ротора и статора от утечек охлаждающего воздуха

На Рис. 8.7.1_1 приведена схема проточной части ТВД, ротор и статор которой имеют практи- чески все виды уплотнений, которые применяются в современных турбинах.

Для герметизации стыков деталей ротора и статора от утечек охлаждающего воздуха в проточную часть используются (см. Рис. 8.7.1_1):

-Конусные упругие кольца 1 – для уплотнения значительных осевых зазоров.

-Гофрированные W-образные кольца 2 – уплотнение стыков между деталями статора, в которых необходим зазор по условиям сборки для компенсации температурных перемещений в рабочих условиях.

-Так называемые «перьевые» уплотнения 3 между верхними и нижними полками сопловых лопаток – для уплотнения воздушной полости над СА и под СА от утечек в проточную часть и уте- чек газа и воздуха между нижними полками 2СА.

«Перьевые» уплотнения состоят из тонкой (примерно 0,3 мм) гибкой металлической полоски, помещаемой одновременно в две параллельные канавки, прорезанные в смежных деталях (торцах полок лопаток). Разница давлений между полостями сверху и снизу полок прижимает пластинки к стенкам канавок и уплотняет зазор. Из принципа действия «перьевых» уплотнений ясно, что чем более

499

Глава 8 - Турбины ГТД

гибкой является пластинка и чем более ровной является поверхность канавок, тем лучше прилегание и уплотнение. Поэтому канавки изготавливают методом шлифования и имеют они преимущественно прямолинейную форму.

-Кольцевые пазы с вставленной в них проволокой 4 - для уплотнения стыков деталей ротора (в переднем и заднем дефлекторах и промежуточ- ном диске – на поверхностях, прилегающих к боковым поверхностям 1 и 2 дисков). Под действием центробежной силы проволока уплотняет стык роторных деталей.

-Деформируемая трубка 5 – для уплотнения полости внутри лабиринтного уплотнения за рабочей лопаткой 1 ступени использована сжатая при сборке трубка.

8.7.2 - Уплотнения между ротором и статором

Лабиринтные уплотнения (ЛУ).

ЛУ (см. Рис. 8.7.2_1) традиционный вид уплотнения между ротором и статором. Вращающемуся роторному лабиринту обычно противостоит прирабатываемое (срезаемое) статорное покрытие. Обычно на статоре крепятся соты – за исключением высокотемпературных уплотнений в проточной части ТВД, в которых используется керамическое покрытие.

Прирабатываемое керамическое покрытие в проточной части ТВД на Рис. 8.7.1_1 применено на разрезных вставках над рабочими лопатками, которые работают в среде газа.

Соты применены в трех ЛУ под 2СА, которые работают преимущественно в среде охлаждающего воздуха. Соты применяются и в ЛУ системы охлаждения (вторичной воздушной системе) турбины. В проточной части ТНД (см. Рис. 8.4.1.3_2)

– над рабочими лопатками и под сопловыми аппаратами - применяются сотовые ЛУ. Характерные конструктивные особенности сотовых ЛУ заклю- чаются в обеспечении максимального коэффициента гидравлического сопротивления за счет:

-увеличения размера полостей между зубцами сотового уплотнения (называемых также камерами торможения);

-наклона зубцов уплотнения против направления движения потока;

-ступенчатого расположения зубцов в уплотнении

Для обеспечения работоспособности уплотнения (уменьшения трения при врезании) концы зубцов выполняются как можно более острыми, а сами соты имеют увеличенную высоту.

Щеточные уплотнения (ЩУ).

ЩУ (см. Рис. 8.7.2_2) внедряются в конструкцию турбин с начала 1990-х годов. Они представляют собой пучки проволоки из очень твердого сплава (например, на основе кобальта). Гибкость полученного пучка проволочек является главным достоинством ЩУ и позволяет ему обеспечивать минимальный зазор и минимальные утечки на всех режимах работы. Лабиринтные уплотнения получают максимальное врезание на переходных режимах работы (сбросе или наборе режима), поэтому на стационарных (и наиболее важных для турбины) режимах работы эти уплотнения работают с увеличенным зазором и утечками. Постоянный контакт и стабильно минимальные утечки дают ЩУ значительное преимущество – примерно в 20% (в некоторых источниках – до 40%) величины утечки.

Характеристики ЩУ зависят от износа (окружной скорости и качества покрытия на противолежащей поверхности ротора). Оптимальное покрытие (нанесенный с помощью плазмы карбид хрома) в два раза уменьшает износ [8.7.3.1]. ЩУ достаточно хорошо показали себя в эксплуатации в стационарных турбинах GE Power Systems [8.7.3.2].

Âавиационных турбинах условия работы по многорежимности и особенно по цикличности зна- чительно жестче, чем у стационарных энергоустановок.

ЩУ уже внедрены в эксплуатацию и на авиационных турбинах (например, на двигателе PW4084 для уплотнения верхнего и нижнего диаметров аппарата закрутки ТВД) – Рис. 8.7.2_2. Максимальный диаметр 620 мм, окружная скорость 350 м/с, перепад до 11 кг/см2 [8.7.3.1]. Эти уплотнения успешно прошли 3000 циклов стендовых испытаний на двигателе.

Однако первые сведения о результатах их длительной эксплуатации в авиакомпаниях были не очень благоприятны. При разборке нескольких двигателей PW4084 после примерно 5000 часов эксплуатации в авиакомпании United Airlines [8.7.3.3] оказалось, что ЩУ ТВД вышли из строя и нуждаются в замене. GE Aircraft Engines в 2001 году сообщила о хороших результатах стендовых испытаний и планах проведения длительных эксплуатационных испытаний щеточ- ных уплотнений на CFM56 [8.7.3.4].

От результатов совершенствования технологии ЩУ по долговечности в условиях реальной эксплуатации зависят темпы внедрения этих уплотнений в практику.

Âразработке находятся и другие виды уплот-

500

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.7.1_1 – Проточная часть ТВД

1 – конусное кольцо; 2 – гофрированные W-образные кольца; 3 – «перьевые уплотнения»; 4 – проволока; 5 – трубка

501

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.7.2_1 - Лабиринтное уплотнение

Рисунок 8.7.2_3 – Щеточные уплотнения для аппарата закрутки в ТВД PW4084 (Pratt&Whitney)

Рисунок 8.7.2_2 - Щеточное уплотнение

нений между ротором и статором (аспирационные, пластинчатые…). Более подробно об уплотнениях см. главу 18.

8.7.3 - Перечень использованной литературы

8.7.3.1Mahler F., Boyes E. The Application of Brush Seals in Large Commercial Jet Engines.AIAA-95-2617 (UTC, Pratt & Whitney), 1995.

8.7.3.2Chupp R., Mahmut F., Ghasripoor F., Turnquist N. Advanced Seals for Industrial TurbineApplications. AIAA 2001-3626. 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2001.

8.7.3.3Soditis S.M. CommercialAircraft Maintenance Experience Relating to Current Engine Seal Technology. AIAA-3284, 1998.

8.7.3.4Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st Century –AVision into the Future. ISABE-2001-1005.

502