Глава 8 - Турбины ГТД

но ниже, что и обусловило низкий интерес к их применению. На Рис. 8.11.4_3 эти профиля показаны в виде «турбулентных» профилей, которые слабо подвержены влиянию числа Рейнольдса, но имеют неприемлемо большие потери при больших числах Рейнольдса.

Оптимизация взаимного углового расположения лопаточных решеток

Для повышения к.п.д. многоступенчатой турбины может быть использован нестационарный эффект снижения профильных потерь при натекании на лопатку вихревого следа вышележащего по потоку профиля. Если аэродинамический след профиля предыдущей ступени проходит в середине межлопаточного канала, то профильные потери максимальны. Если это след попадает на профиль следующей ступени, то суммарные потери уменьшаются – вероятно, в связи с возникающей при этом нестационарностью в пограничном слое на профиле. Осредненные по времени потери на профиле оказываются меньше, чем в случае стационарного потока. Этот эффект был сначала обнаружен аналитически – на основании моделирования нестационарного потока в проточной части турбины.

Реальный эффект измеряется в нескольких десятых долях процента, но он вполне реален и уже используется во вновь разрабатываемых конструкциях. Пока новая технология внедряется на основе экспериментальной отработки. Например, фирма MTU в ТНД GP7200 экспериментально на турбинном стенде подобрала взаимное угловое смещение сопловых лопаток для увеличения к.п.д. и планирует провести такую же работу для оптимизации взаимного углового положения рабочих лопаток [8.11.10.13].

Несмотря на малый масштаб эффекта, затраты на внедрение этой технологии кажутся не очень значительными. Поэтому эту технологию можно считать перспективной.

8.11.5 - 3D-аэродинамика: эффективные формы лопаточных венцов

3D-аэродинамика лопаточных венцов (1СА и 2СА ТВД, сопловых аппаратов ТНД) активно используется в настоящее время при разработке турбин. Новые эффективные 3D-формы венцов (несимметричная проточная часть, местное утолщение профиля по высоте, наклон и изгиб лопатки в осевом и радиальном направлениях и так далее) активно исследуются. Усложненные формы

лопаточных венцов остаются достаточно эффективным направлением увеличения к.п.д. турбины и, по-видимому, будут оставаться таковыми и в будущем.

Характерными особенностями всех технологий пространственного проектирования лопаточ- ных венцов и проточной части являются:

-моделирование основной идеи и всех особенностей новой технологии на 3D-аэродинамических моделях;

-экспериментальная проверка каждого направления и отработка всех особенностей новой технологии.

Работа на обоих этапах (моделирование и эксперимент) идет параллельно. Особенности численных и физических экспериментов при разработке новой технологии продемонстрированы в работе специалистов Pratt&Whitney [8.11.10.14], посвященной разработке пространственной формы (изгиб в сторону спинки) сопловых лопаток второй ступени ТВД. Такая же детальная численная и экспериментальная отработка новой технологии проведена Rolls-Royce при внедрении местного утолщения профиля ТНД для подавления вторичных потерь [8.11.10.15] - в ТНД Trent 500 и проводится

âнастоящее время в отношении несимметричной проточной части для ТВД Trent 500 [8.11.10.16].

8.11.6 - Новые материалы и покрытия для лопаток и дисков

Новые материалы являются одним из наиболее действенных средств повышения эффективности и надежности турбины. Они позволяют непосредственно увеличивать способность турбины работать при более высокой температуре - с сохранением к.п.д. и расхода охлаждающего воздуха.

Определяющее значение для долговечности и надежности турбины имеют прочностные характеристики материалов дисков (и других роторных деталей), а также лопаточных материалов.

Дисковые сплавы

На Рис. 8.11.6_1 приведена оценка пределов применимости дисковых материалов различного типа для авиационных турбин [8.11.10.17]. Как следует из этих данных, увеличение рабочей температуры современных никелевых сплавов возможно в перспективных сплавах за счет применения тугоплавких добавок и использования методов порошковой металлургии при их изготовлении. Прогресс в разработке новых сплавов продолжается – для дисков ТВД двигателя GP7200 (разработка GE Aircraft Engines и Pratt & Whitney) получен совершенно новый сплав МЕ3 [8.11.10.5].

527

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.11.6_1 - Сравнительная оценка способности дисковых материалов турбины работать при высокой температуре охлаждающего воздуха за компрессором

Рисунок 8.11.6_2 - Сравнение потенциала монокристаллических сплавов на основе никеля – 1 поколение (PW1480); 2 поколение (PW1484); тугоплавкие сплавы [8.11.10.17]

Наиболее перспективные сплавы на основе интерметаллидов (алюминидов титана) очень чувствительны к повреждениям при низких температурах и трудны в обработке. Только решение этих проблем в будущем снимет препятствия к их применению.

Лопаточные сплавы

Темп эволюции свойств современных монокристаллических лопаточных сплавов замедляется, так как он ограничен температурой плавления никеля. Революционного прорыва можно добить-

ся только при использовании тугоплавких сплавов на основе молибдена (см. Рис. 8.11.6_2). Однако применению молибдена препятствует низкая его стойкость к окислению. Поэтому молибденовые сплавы разрабатываются в виде комплексной системы сплав-покрытие и перспективы их считаются обнадеживающими.

Для лопаток наземных установок, созданных на базе авиационных двигателей, прогресс в области применения новых материалов идет гораздо быстрее, чем на авиационных прототипах (учитывая, что наземные установки, особенно используемые при выработке электроэнергии, часто постоянно работают на максимальных режимах). В частности, в ТВД LM6000 для рабочих лопаток применен монокристаллический сплав Rene N5, в то время как на авиационном прототипе CF6-80C2 – «равноосный» сплав Rene 80H.

В конце 1990-х годов возрос интерес к интерметаллическому материалу – TiAl (алюминиду титана). Этот материал отличается низкой плотностью и увеличенной (по отношению к обычным титановым сплавам) стойкостью к высоким температурам. Основная проблема материала – хрупкость при низких температурах – постепенно решается оптимизацией состава и процесса изготовления. Лопатки из TiAl планируется использовать в ТНД и они обещают быть примерно на 40% легче, чем лопатки из обычного никелевого сплава. Как сообщается в работе специалистов MTU, такие лопатки уже нарабатывают необходимый опыт на двигателях [8.11.10.18].

Определяющее значение для внедрения конкретной технологии материала имеет ее эффективность – соотношение экономии на увеличенном ресурсе с дополнительными затратами на разработку и в производстве (здесь важное значение имеет процент выхода годных деталей). Производственные проблемы представляют собой наиболее сложное препятствие для материалов самой высокой эффективности.

Покрытия для лопаток

Прогресс в области теплозащитных покрытий на базе керамических материалов (на опыте компании GE Aircraft Engines) отражен на Рис. 8.11.6_3. Работы в области ТЗП сосредоточе- ны на увеличении долговечности покрытий и на дальнейшем уменьшении коэффициента теплопроводности.

Pratt&Whitney планирует исключить необходимость в подслое, требуемом для крепления керамического ТЗП на поверхности лопатки. За счет использования монокристаллического материала нового поколения на базе иттрия можно будет ис-

528

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.11.6_3 – Результаты работ компании GE Aircraft Engines [8.11.10.1] по разработке лопаточных сплавов и теплозащитных покрытий (ТВС)

ключить достаточно тяжелое вспомогательное покрытие [8.11.10.19]. Кроме теплозащитных покрытий, совершенствуются (особенно в турбинах промышленных установок) многокомпонентные металлические покрытия для повышения стойкости основного металла лопаток к окислению. Прогресс в их развитии выражается, в основном, в увеличении долговечности, так как сохранение покрытия фактически определяет долговечность самой лопатки.

8.11.7 - Совершенствование конструкций охлаждаемых лопаток

В самых современных высокотемпературных двигателях как военного (F119, F135), так и гражданского назначения (Trent-900, PW4098, GE90115B, GP7200) лопатки ТВД имеют систему многоходового конвективно-пленочного охлаждения. Наиболее сложной является система охлаждения рабочей лопатки, количество радиальных каналов в которой достигло 9 (GE90, PW4084). Такие лопатки – из монокристаллических сплавов, с теплозащитным покрытием – обеспечивают в условиях максимальных рабочих температур перед ротором ТВД до 1800…1900К (двигатели для широкофюзеляжных самолетов) расчетный ресурс эксплуатации до 15000 часов или до 3000 циклов (Trent 500, GE90-115B, GP7200).

При более низких максимальных температурах перед ротором ТВД (1600…1700К), которые

применяются в двигателях узко-фюзеляжных самолетов (Боинг 737, Боинг 757, А320) расчетный ресурс рабочей лопатки ТВД составляет свыше 10000 циклов (PW2000, PW6000). Эти цифры свидетельствуют о уже достигнутой высокой эффективности и надежности этой лопаточной технологии. По-видимому, она способна удовлетворить все существующие и потенциальные потребности авиационных и наземных применений.

Однако проработки более эффективных схем охлаждения ведутся непрерывно. Примером перспективной системы является, например, «Supercooling» Pratt & Whitney [8.11.10.20] или лопатка с «охлаждаемыми стенками» Rolls-Royce [8.11.10.21]. Судя по имеющейся информации, результаты испытаний в ТВД военных газогенераторов были достаточно успешными, так как в дальнейшем система «Supercooling» планировалась к применению в новых гражданских разработках [8.11.10.22] (ТВД для двигателя самолета 7Е7). Однако стоимостная эффективность этих технологий еще должна быть подтверждена в эксплуатации реальных конструкций гражданских двигателей.

8.11.8 - Оптимизированные системы управления радиальными зазорами

По мере роста степени сжатия в двигателях и уменьшения длины лопаток в турбинных ступенях растет влияние радиальных зазоров. Существующие системы управления радиальными зазорами непрерывно усложняются – преимущественно за счет введения многопозиционного управления расходом охлаждающего воздуха в систему наружного охлаждения корпусов, управления источниками отбора – за счет переключения между разными ступенями компрессора, учета внешних условий и режима работы двигателя, введения систем обратной связи.

Все эти усовершенствования существенно усложняют и удорожают систему регулирования зазоров и систему электронного управления двигателем.

Условия работы систем регулирования зазоров тоже усложняются – например, массивные диски одноступенчатых турбин из-за своей тепловой инерции существенно усложняют задачу минимизации зазоров в условиях многорежимного полета.

Кроме того, сами возможности управления зазорами за счет охлаждения корпуса достаточно

529

Глава 8 - Турбины ГТД

ограничены. Поэтому достигаемые системами регулирования зазоров результаты по-прежнему могут быть улучшены – преимущественно в отношении обеспечения минимальных зазоров не только на крейсерском, но и на других рабочих режимах,

âтом числе на взлетном режиме.

Ñучетом всего вышесказанного весьма актуально новое направление в регулировании радиальных зазоров – создание конструкций с управляемой тепловой инерцией корпуса и ротора и с существенно упрощенной (с существенно сниженной стоимостью) системой регулирования зазоров. Эта технология может считаться лишь относительно новой (такая технология применялась на двигателях Rolls-Royce в 1970-х и 1980-х годах - без системы охлаждения корпусов).

Эта технология была применена и в самой современной ТВД - GP7200. В конструкции обеспечено соответствие тепловой инерции ротора и статора ТВД и ТНД, что позволило оптимизировать зазоры на всех эксплуатационных режимах.

8.11.9 - Развитие средств и методов проектирования

Совершенствование 3D-моделирования потока в турбине.

Наиболее актуальными направлениями совершенствования 3D-моделирования являются следующие:

-Повышение достоверности 3D-Навье-Стокса (сходимости с экспериментом) и надежности (устойчивости) расчета уровня потерь в одиночном венце; несмотря на отдельные успехи в этом направлении, о которых можно узнать на конференциях, общая картина, особенно в отношении коммерческих пакетов, оставляет желать много лучшего. Во многом это обусловлено ограниченностью самого подхода, основанного на использовании моделей турбулентности. В долгосрочной перспективе новые технологии (такие, как прямое численное моделирование турбулентности) должны снять многие из вышеупомянутых ограничений.

-Повышение достоверности моделирования многоступенчатых турбин по 3D-Эйлеру и 3D-На- вье-Стоксу. Моделирование многоступенчатой проточной части подразумевает использование определенной технологии осреднения потока между лопаточными венцами. Это осреднение и вводимые при нем допущения должны в максимальной степени сохранять реальные характеристики потока (например, скачки уплотнения) и учитывать нестационарное взаимодействие между венцами. Уже

поэтому многоступенчатое моделирование вынужденно является приближенным и межвенцовое осреднение является одной из основных проблем в для этого моделирования. Одной из возможностей для обоснования решений этой проблемы является использование эксперимента.

- Правильный учет таких вторичных эффектов, как втекания охлаждающего воздуха, утечки в радиальные зазоры и присоединенные полости. Важность учета этих вторичных потоков на генерацию потерь в турбине стала в последнее время более очевидной. Например, утечка в радиальный зазор одного венца входит в следующий венец с большим углом атаки и увеличивает профильные и вторич- ные потери в этом венце. Присоединенные полости (см. Рис. 8.11.9_1 [8.11.10.23]) существенно меняют картину течения в проточной части около ее ограничивающих поверхностей и вносят дополнительные потери, которые возрастают с увеличением радиального зазора.

Âмоделировании этих явлений, как указано

â[8.11.10.24], большую роль играют модели турбулентности, которые нуждаются в дальнейшем улучшении для придания результатам численного моделирования большей достоверности не только в качественном, но и в количественном отношении.

Аэродинамика лопаточных решеток с пленочным охлаждением.

При проектировании лопаток ТВД, особенно лопаток с большими числами Маха на профиле, важное значение приобретает учет выпуска охлаждающего воздуха в проточную часть. Как показывает опыт Pratt&Whitney в программе Е3 [8.11.10.25], управление выпуском воздуха может в два раза снизить волновые потери и на 20% - суммарные потери в трансзвуковой решетке.

Повышение эффективности методов аэродинамического проектирования лопаток.

Повышение эффективности средств аэродинамического проектирования остается одним из наиболее действенных способов повышения производительности инженерных работ. Повышение гибкости и возможностей программных средств синтеза лопаточных решеток и профилей, автоматизация подготовки и проведения аэродинамического анализа, повышение точности и надежности 2D/3D-Эйлера, 2D/3D-Навье-Стокса, объединение этих программных средств в единый комплекс – позволяет существенно повысить качество разработок. В том числе – за счет увеличения количе- ства проектных итераций за располагаемое время.

Âчастности, руководители инжиниринга GE Aircraft Engines считают, что повышение эффек-

530

Глава 8 - Турбины ГТД

Рисунок 8.11.9_1 – Структура течения и относительный уровень энтропии в присоединенных полостях [8.11.10.23] а) под нижней полкой сопловой лопатки; б) над верхней полкой рабочей лопатки

Рисунок 8.11.9_2 – Результаты аналитического моделирования вязкого течения около выходной кромки турбинной решетки

тивности программного обеспечения и уровня организации инженерных разработок позволили компании за пять лет в несколько раз увеличить производительность при профилировании неохлаждаемых

лопаток ТНД [8.11.10.26]. Повышение производительности и эффективности проектных работ вносит свой вклад и в сокращение времени доводки турбины.

531

Глава 8 - Турбины ГТД

Моделирование нестационарного потока

Моделирование нестационарного потока является в настоящее время очень затратным по времени и может быть использовано для ограниченного круга задач – моделирования нестационарного (вибрационного) нагружения лопаток и для моделирования оптимального окружного углового смещения лопаток в многоступенчатой турбине. В обоих этих случаях уровень важности получаемой информации пока не является критически важным для проектирования.

Использование нестационарного моделирования для лучшего расчета уровня потерь в реальной турбине и реальных граничных условий для венцов находится пока на начальной стадии. Правильное моделирование нестационарных процессов в реальной турбине должно быть обосновано экспериментальными данными очень высокого уровня.

8.11.10 – Перечень использованной литературы

8.11.10.1Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st Century – A Vision into the Future. ISABE-2001- 1005.

8.11.10.2Haselbach F., Schieffer H., Horsman M., Harvey N. The Application of Ultra High Lift Blading in the BR715 LP Turbine. 2001-GT-0436.

8.11.10.3Thrust for Change. Flight International, 26 June – 2 July 2001.

8.11.10.4Mari C. Trends in the Technological Development of Aeroengines: An Overview. ISABE- 2001-1012, 2001.

8.11.10.5GP7200: Quiet Power for the A380. Engine Yearbook 2003. Aviation Industry Press, 2003.

8.11.10.6Energy Efficient Engine. Low Pressure Turbine Subsonic Cascade Component Development and Integration Program. P&W/NASA CR-165592, 1982.

8.11.10.7Trent 900. Engine Yearbook 2004. Aviation Industry Press, 2004.

8.11.10.8GE Investing $1 Billion in 7E7’s GEnx Engine. Aviation Week Show News – Farnborough 2004, July 19, 2004.

8.11.10.9Walther R., Zarzalis N., Niehuis R. Designing Advanced Components for High Bypass Engines. ISABE 99-7109, 1999.

8.11.10.10Civil engine makers in for the long haul. INTERAVIA, November/December 2002.

8.11.10.11Ni R.-H. Advanced Modeling Techniques for New Commercial Engines. ISABE Paper 99-7043, 1999.

8.11.10.12Meece C. Gas Turbine Technologies of the Future. ISABE 95-7006, 1995.

8.11.10.13Mega-Rig. MTU Report, 1/2003.

8.11.10.14Sharma O.P., Kopper F.C. Stetson G.M., Magge S.S., Price F.R., Ni R. A Perspective on the Use of Physical and Numerical Experiments in the Advancement of Design Technology for Axial Flow Turbines. ISABE 2003-1035, 2003.

8.11.10.15Gonzalez P., Ulizar I. Advanced Low Pressure Turbine Design for a High By-pass RatioAero Engine. ISABE 2001-1061, 2001

8.11.10.16Harvey N.W., Brennan G., Newman D.A. Improving Turbine Efficiency Using non-axisymmetric End Walls: Validation in the Multi-Row environment and with Low Aspect Ratio Blading. GT-2002-30337, Proceedings of ASME TURBO EXPO 2002.

8.11.10.17Gupta D.K. Materials and Processes for Affordable and High Performance Propulsion Systems. ISABE-2001-1104.

8.11.10.18Steffens K., Wilhelm H. Next Engine Generation: Materials, Surface Technology, Manufacturing Processes. What comes after 2000? MTU Aero Engines, 2000.

8.11.10.19Aviation Week & Space Technology. February 23, 1998.

8.11.10.20Caesar Targets Tech Transfer. Aviation Week & Space Technology, February 9, 1998.

8.11.10.21Dailey G.M. Design and Calculation Issues. Aero-Thermal Performance of Internal Cooling Systems in Turbomachines. Lecture Series 2000-03. Von Karman Institute for Fluid Dynamics, 2000.

8.11.10.22No Surprises. Aviation Week & Space Technology. August 25, 2003.

8.11.10.23Gier J., Stubert B., Brouillet B., De Vito l. Interaction of Shroud Leakage Flow and Main Flow in a Three-Stage LP Turbine. GT2003-38025. Proceedings of ASME Turbo Expo 2003.

8.11.10.24Horlock J.H., Denton J.D. A Review of some design practice using CFD and a current perspective. GT2003-38973. ASME TURBO EXPO 2003.

8.11.10.25Energy Efficient Engine. Component Development and Integration Program. High-Pressure Turbine Supersonic Cascade Technology Report. P&W. NASA CR-165567, 1981.

8.11.10.26General ElectricAims At 18-Month Engine. Aviation Week & Space Technology, October 21, 2002.

532

Глава 8 - Турбины ГТД

8.12 - Англо-русский словарьминимум

Active Clearance Control (ACC) – система активного регулирования радиальных зазоров

airfoil – лопатка

AN2 – (Annulus Area x rpm2) – произведение кольцевой площади на выходе из рабочей лопатки на квадрат оборотов в минуту (величина, прямо пропорциональная напряжениям растяжения в рабо- чей лопатке)

aspect ratio – отношение длины лопатки к ее осевой хорде

backflow margin – перепад давления на отверстии пленочного охлаждения с учетом наихудшего со- четания допусков

bBlade – рабочая лопатка

containment – удержание внутри корпуса оборвавшейся рабочей лопатки

convergence ratio – конфузорность лопаточной решетки (отношение площади сечения для потока на входе лопаточного венца к площади на выходе из венца)

cooling effectiveness – относительная эффективность охлаждения (отношение разницы температур газа и металла лопатки к разнице температур газа и охлаждающего воздуха)

corrected rotor speed – частота вращения ротора турбины, приведенная к температуре газа перед турбиной или перед ротором турбины (поделенная на квадратный корень из температуры)

design increments – добавки к температуре газа, охлаждающего воздуха и частоте вращения при проектировании турбины, отражающие вероятные условия эксплуатации и влияние эффектов установки, производственных допусков, износа, точности регулирования и так далее

efficiency – коэффициент полезного действия (КПД) турбины

EGT (Exit Gas Temperature) – температура газа, измеряемая за турбиной двигателя (один из основных параметров, характеризующих износ двигателя и его теплонапряженность в эксплуатации - по отношению к регламентированным в руководстве по эксплуатации значениям EGT)

expansion ratio – отношение полных давлений перед и за турбиной

firtree – замковое соединение рабочей лопатки «елочного» типа

flow guides – удлинения наружной и внутренней полки лопатки для перекрытия осевого зазора и повышения гладкости проточной части

flow parameter – приведенный расход газа через турбину (произведение расхода на квадратный ко-

рень из температуры, поделенное на полное давление), определяется для сечений на входе в турбину или на входе в ротор

gage point – точка на профиле, соответствующая минимальному сечению межлопаточного канала hub/tip ratio – отношение внутреннего диаметра лопатки к ее наружному диаметру (измеряемое обычно по выходной кромке)

incidence – угол атаки (разница между углом профиля и углом потока на входе в лопатку) leaned/bowed (vanes) – сопловые лопатки, выполненные с наклоном или изгибом

loading parameter – параметр нагрузки (удельная работа турбины по параметрам торможения, деленная на удвоенный квадрат окружной скорости). С уменьшением параметра нагрузки КПД обычно увеличивается.

map (turbine map) – графики характеристик турбины - зависимости ее КПД и приведенного расхода от приведенной частоты вращения и отношения полных давлений.

outer air seal – уплотнение (вставка) в проточной части турбины над рабочей лопаткой

pedestals – штырьки (интенсификаторы охлаждения во внутренней полости охлаждаемой лопатки) pitch – шаг турбинной решетки (расстояние между профилями на одном радиусе)

pressure ratio – отношение полных давлений перед и за турбиной (перепад давлений на турбине) reaction (pressure reaction) – реактивность турбинной ступени по давлению (наиболее часто используется в зарубежной практике) – отношение перепада статического давления на рабочей лопатке к общему перепаду статического давления на ступени

redline (EGT, speed, inlet temperature) – максимальная величина параметра турбины (температуры газа на выходе, частоты вращения, температуры на входе) турбины с учетом добавок (запасов) на производственные допуска, износ и так далее. Превышение этой величины по контролируемому параметру (EGT, speed) обычно приводит к выводу двигателя из эксплуатации

ribs – ребра на внутренней поверхности охлаждаемой лопатки для увеличения интенсивности теплоотдачи.

Rotor Inlet Temperature (RIT, Т4.1) – температура газа на входе в ротор ТВД (Тса)

rotor speed – частота вращения ротора (оборотов в минуту).

showerhead – пленочное охлаждение входной кромки лопатки.

shroud – бандажная полка (рабочей) лопатки solidity – густота решетки профилей (величина, об-

533

Глава 8 - Турбины ГТД

ратная отношению шага решетки к хорде профиля)

span – длина лопатки

swirl – угол закрутки потока за турбиной (от осевого направления)

stagger – угол установки профиля лопатки (угол между касательной к входной и выходной кромкам профиля и фронтом решетки)

Thermal Barrier Coating (TBC) – термобарьерное покрытие.

TOBI (Tangential On-Board Injection) – устройство предварительной закрутки охлаждающего воздуха перед ротором ТВД

trip strips – мелкие ребра на внутренней поверхности охлаждаемой лопатки, расположенные под углом к направлению потока воздуха

Turbine Entry Temperature – TET (Turbine Inlet Temperature, T4) – температура газа перед турбиной

turning – угол поворота потока в лопаточной решетке

vane – сопловая лопатка

Velocity Ratio (VR) – отношение скоростей на среднем диаметре турбины, отражающее ее аэродинамическую нагрузку (равняется корню квадратному из суммы квадратов окружных скоростей ступеней, поделенной на удвоенную удельную работу турбины по параметрам торможения). С увеличением VR КПД обычно возрастает

534