Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.10.2_1 – Обрыв верхней половины профильной части рабочей лопатки второй ступени ТВД и последующие повреждения бандажных полок других лопаток

Каждый из двух методов показал возможность снижения резонансных напряжений примерно в два раза, но перепроектирование спинки СА было сочтено во всех отношениях (себестоимость, новая оснастка, необходимость новых деталей) более приемлемым.

Несмотря на все принятые во время проектирования и доводки меры, во время эксплуатации может измениться частота и амплитуда возбуждающих сил (например, за счет засорения форсунок, прогара части лопаток) и собственная частота колебаний лопаток (в случае потери натяга по бандажным полкам во время эксплуатации – из-за износа или перегрева лопатки, перекоса демпфера). В этом случае обычно и возникают поломки, последствия одной из которых показаны на Рис. 8.10.2_1.

Для предотвращения потери натяга при длительной эксплуатации используются:

-нанесение на контактные поверхности полок износостойких покрытий или напайка твердосплавных пластинок;

-оптимизация угла наклона контактной площадки бандажной полки лопатки;

-снижение рабочей температуры бандажных полок за счет охлаждения.

Применяется также контроль натяга по бандажным полкам в эксплуатации.

8.10.3 - Недостаточный циклический ресурс и поломки роторных деталей

Основной проблемой роторных деталей турбины (диски, дефлекторы, валы) является обеспе-

чение циклического ресурса. Установление этого ресурса (по допустимому количеству циклов) производится в зависимости от теплового и напряженного состояния детали.

Диск может быть сертифицирован на определенный циклический ресурс как при вводе в эксплуатацию, так и постепенно по мере накопления наработки в эксплуатации. Аналитическая оптимизация конструкции по циклическому ресурсу с использованием метода конечных элементов обычно предшествует любым конструктивным изменениям и модификациям диска.

Практика эксплуатации показывает, что достижимый циклический ресурс детали зависит от уровня теплонапряженности турбины в эксплуатации. Например, для переднего дефлектора ТВД CFM56-3 в зависимости от температуры газа перед турбиной в эксплуатации допустимое количе- ство циклов изменяется от 15100 до 20000 (температура газа перед турбиной при этом изменяется примерно на 70îÑ) [8.10.5.2].

Поэтому уменьшение теплонапряженности детали является одним из способов увеличения ее циклического ресурса.

Поломки роторных деталей турбины

Поломки роторных деталей турбины чаще всего возникают в ходе достаточно длительной эксплуатации. На Рис. 8.10.3_1 представлена конст-

Рисунок 8.10.3_1 - Рабочие колеса второй ступени ТВД двигателя Д-30 а) с односторонним натягом по

ободу; б) с двухсторонним натягом по ободу 1 – диск; 2 - дефлектор; 3 - натяг; 4 – зазор

518

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.10.3_2 – Роторы турбины MS7001F/FA/ MS9001F/FA до и после модификации

1 – диск первой ступени; 2 – диск второй ступени; 3 – диск третьей ступени; 4, 5 – промежуточные диски; 6 – место контакта лабиринта и диска; 7 – стяжной болт 2 диска; 8 – стяжной болт 3 диска; 9 – утолщенный промежуточный диск; 10 – фланец промежуточного диска; 11, 12 – передний и задний фланцы наружного уплотнения

рукция рабочего колеса второй ступени ТВД Д-30. Особенностью конструкции является крепление к диску 1 дефлектора 2 в ободной части с помощью «пушечного» замка. В первоначальном варианте конструкции (см. Рис. 8.10_6а) при сборке колеса, после заведения выступов «пушечного» замка дефлектора за выступы диска и затяжки винтов крепления его к диску, создается натяг слева по торцу 3 и зазор 4 между выступами дефлектора и диска.

При таком соединении дефлектора с диском из-за износа сопрягаемых поверхностей могут возникать повышенные вибрационные напряжения в дефлекторе. Это может привести к возникновению радиальной усталостной трещины между выступами «пушечного» замка и поломке дефлектора. Для исключения вибрационных напряжений был обеспечен постоянный контакт дефлектора с диском по ободу за счет применения конструкции дефлектора с «двухсторонним» натягом 3 по ободу (см. Рис. 8.10.3_1б) – как между ободом диска и дефлектором, так и между выступами диска и дефлектора.

Проблемы с роторами турбин двигателей GE MS7001F/FA и MS9001F/FA(полезной мощностью соответственно 167 и 240 МВт) возникли после пяти лет эксплуатации и 150000 часов общей наработки (на более чем 40 машинах) [8.10.5.9]. Конструкции роторов были идентичны и масштабированы на разную мощность. Конструкция самого большого из изготовленных GE роторов турбин (массой 85 тонн) состояла из дисков 1, 2 и 3 (см. Рис. 8.10.3_2) с промежуточными дисками 4 и 5, верхняя часть которых представляла собой лабиринты. Общими для всего парка проблемами по

турбине стали износ (с выкрашиванием материала) лабиринта 6 промежуточного диска 5, а также возникновение трещин на диске 5 и в стяжных болтах 7 и 8 – за счет переменных напряжений от изгиба ротора при нормальном вращении – под действием силы тяжести.

При перепроектировании ротора был внедрен утолщенный диск 9 с укороченным фланцем 10, а также утолщены фланцы 11 и 12 лабиринта на промежуточном диске 9. Кроме того, при общем увеличении тепловой инерции ротора, была уменьшена скорость снижения режима двигателя при выключении и остывании. Таким образом, был исключен прогиб ротора и рабочие нагрузки, приводящие к трению лабиринта и диска, а также уменьшены местные напряжения за счет утолщения фланцев 11 и 12 лабиринта диска 9.

8.10.4 - Устранение дефектов турбины в ходе доводки

Доводка турбины по надежности осуществляется сначала на экспериментальных установках, а затем в системе двигателя – как в процессе стендовых и летных испытаний, так и в эксплуатации. Несмотря на прогресс в аналитических методах, экспериментальная доводка остается основным способом устранения дефектов в турбине и, соответственно, в двигателе.

Опыт разработки новых конструкций турбин, накопленный ведущими компаниями в области двигателестроения, свидетельствует о том, что основным путем исключения потенциальных дефектов является увеличенный объем испытаний. По

519

Глава 8 - Турбины ГТД

заявлению президента «Двигательного альянса GE - Pratt&Whitney» (созданного для разработки двигателя GP7200), «альянс планирует за счет экстенсивных испытаний выявить все потенциальные проблемы» до сертификации [8.10.5.10].

GE Aircraft Engines установила три основных направления работ в целях повышения надежности, сокращения риска и стоимости разработки новых конструкций.

Первым направлением является экспериментальная отработка каждой новой технологии (конструкции) на стадии исследовательских разработок – еще до начала разработки новой конструкции двигателя и турбины. Каждая новая технология должна «созреть» - то есть наработать достаточ- ное количество времени на экспериментальных установках и в натурных условиях на двигателяхдемонстраторах – как на стендах, так и в эксплуатации. По мнению руководства GE, «необходимо быть уверенным в технологии еще до начала ка- ких-либо конструкторских работ» [8.10.5.11].

Вторым направлением является увеличение циклической наработки на двигателях до ввода

âэксплуатацию. С 1998 года установлено, что двигатели новой модели должны наработать до ввода

âэксплуатацию не менее 14000…15000 циклов (примерно в два раза больше, чем двигательных программах, реализованных ранее) [8.10.5.12]. На GP7200 к моменту ввода в эксплуатацию планируется достигнуть не менее 20000 циклов, причем с особым упором на наработку в наиболее тяжелых по температуре условиях [8.10.5.13].

Третьим направлением является продолжение длительных испытаний нескольких экземпляров двигателя для опережающего выявления дефектов с наработкой до 10000 циклов и более. Например,

âпрограмме GE90-115B был выделен специальный двигатель для испытания турбины, который должен в течение трех лет наработать 10500 циклов [8.10.5.14]. Эта жесткая проверка уже сертифицированного двигателя должна обеспечить выявление всех возможных дефектов задолго до их возможного проявления в эксплуатации.

8.10.5 – Перечень используемой литературы

8.10.5.1PW4000 engine focus. Aircraft Technology Engineering & Maintenance. August/September 2002.

8.10.5.2The CFM56 in service. Aircraft Technology Engineering & Maintenance. June/July 2001.

8.10.5.3years later, the CF6 is still rising to meet new challenges. SKYlines, Paris Air Show 1997 Special Edition. GE Commercial Aircraft Engines. 1997.

8.10.5.4United Technologies/Pratt & Whitney:

PW2000. The New Standard in Turbine Durability.

USA, 1994.

8.10.5.5DeltaAchieves Lower Maintenance costs with MMP. Customer Service Quarterly, 1/1999, Pratt & Whitney.

8.10.5.6Sharma O.P., Stetson G.M. Impact of Combustor Generated Temperature Distortions on the Performance, durability and Structural Integrity of Turbines. Blade Row Interference Effects in Axial Turbomachinery Stages. Von Karman Institute for Fluid Dynamics. Lecture Series 1998-02, 1998.

8.10.5.7Driscoll M., McFetridge E., Arseneau W. Evaluation of at Sea Tested LM2500 Rainbow Rotor Blade Coatings. GT-2002-30263. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002.

8.10.5.8Clark J.P., Aggrawala A.S., Velonis M.A., Gacek R.E., Magge S.S., Price F.R. Using CFD to Reduce Resonant Stresses on a Single-Stage, HighPressure Turbine Blade. GT-2002-30320. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002.

8.10.5.9Advanced gas turbine teething troubles were no great shakes. Modern Power Systems, September 1996.

8.10.5.10GP7200’s to Be ‘Mature’ on Service Entry. Aviation Week Show News, Farnborough 2004, July 19, 2004.

8.10.5.11Flight International. October 29-November

4, 2002.

8.10.5.12General Electric Aims At 18-Month Engine. Aviation Week & Space Technology. October 21, 2002.

8.10.5.13GP7200 – power for the A380. Aircraft Technology Engineering & Maintenance – Paris 2003 Special.

8.10.5.14Zero in-flight events. Engine Yearbook 2004. Aviation Industry Press, 2004.

520