книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства

Глава S. Турбины ГТД

8.2.16.Moustapha S.H., Каскег S.C., Tremblay В. An Im­ proved Incidence Losses Prediction Method for Turbine Air­ foils. Presented at the Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exposition. June 4-8,1989, Toronto, Ontario, Canada.

8.2.17.Богод А.Б., Грановский A.B., Карелин A.M. По­ вышение точности и сокращение времени при численном исследовании трансзвуковых течений газа в решетках турбомашин. Теплоэнергетика. № 8,1986, с. 48-52.

8.2.18.Mathematical Models of Gas Turbine Engines and their components. AGARD Lecture Series, AGARD-LS-198,1994.

8.2.19.Denton G.D. The Use o f Distributed Body Force to Simulate Viscouse Flows in 3-D Flow Calculations. ASME Pa­ per #86-GT-144, 1986.

8.2.20.Dunn M.G. Convective Heat Transfer and Aerody­ namics in Axial Flow Turbines. 2001-GT-0506. Proceedings of ASME TURBOEXPO 2001

8.2.21.NASA/PWA Energy Efficient Engine. Low Pressure Turbine Subsonic Cascade Component Development and Inte­ gration Program. NASA CR-165592,1982.

8.2.22.NASA/PWA Energy Efficient Engine. High Pres­ sure Turbine Supersonic Cascade Technology Report. NASA CR-165567, 1981.

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

8.2.24.Карелин A.M. Построение решетки турбинных профилей на основе рациональных параметрических кри­ вых. ЦИАМ. Труды №1234, с.79-89.

8.2.25.Безье П. Геометрические методы. Мир, 1989.

8.2.26.An organization with legs (International Aero En­ gines). Air Transport World, October 2002.

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

8.2.28.Malzacher F.J., Gier J., Lippi F. Aerodesign and Testing of an Aero-Mechanically Highly Loaded LP Turbine. GT2003-38338, ASME TURBO EXPO 2003.

8.2.29.Haselbach F., Shieffer H.-P., Horsman M., Dressen S. The Application of Ultra High Lift Blading in the B715 LP Turbine. 2001-GT-0436. ASME Turbo Expo 2001, New Orleans, USA.

8.2.30.Schlegel J.C., Liu H.C., Waterman W.F. Reduction of End-Wall Effects n a Small, Low Aspect-Ratio turbine by Ra­ dial Work Redistribution. ASME International Gas Turbine Conference. Houston, 1975.

8.2.31.Дейч M.E., Филиппов Г.А., Лазарев Л.Я. Атлас профилей решеток осевых турбин. Москва, 1965.

8.2.32. Sharma О.Р., Коррег F.C. Stetson G.M., Magge S.S., Price F.R., Ni R. A Perspective on the Use of Physi­ cal and Numerical Experiments in the Advancement of Design Technology for Axial Flow Turbines. ISABE 2003-1035.

8.2.33.Morgan S. Low Aspect Ratio Turbine Design at Rolls-Royce. Von Karman Institute Lecture Series 1984-05. 1984.

8.2.34.Flaherty T.C., Gominho A.C. Air Turbine Test Results for Three Turbine Stages with Varying Radial Distribution of Camber. A IAA -1467,1986.

8.2.35. Technology Development Key to GE's Future Engine Strategy. Aviation Week & Space Technology, July 29,

2002.

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

8.2.37. Harvey, N.W., Brennan, G., Newman, D.A.,

Rose, M.G. Improving Turbine Efficiency Using NonAxisymmetric End Walls: Validation in the Multi-Row Environ­ ment and with Low Aspect Ratio Blading. GT-2002-30337, ASME Turbo Expo 2002.

8.3. Охлаяедение деталей турбины

Система охлаждения является в настоящее время неотъемлемой частью конструкции любой современной турбины. В ТВД охлаждаются все лопатки, роторы, корпуса, в ТНД - роторы, корпуса и достаточно часто - лопатки пер­ вых ступеней. Непрерывное совершенствование и усложнение технологий охлаждения является обязательным условием реализации конкуренто­ способной конструкции турбины - конструкции, в которой при увеличении температуры перед турбиной расход воздуха на охлаждение не пере­ крывает выигрыш в удельных параметрах двига­ теля, а ресурс деталей турбины соответствует требованиям заказчиков.

8.3.1. Тепловое состояние элементов турбин

На современных гражданских ТРДД большой тяги уровень температуры газа перед турбиной практически сравнялся с уровнем температуры перед турбиной военных ТРДД. Максимальная температура газа перед ротором ТВД достигает 1700.. .1850 К.

Двигатели для ближне-среднемагистральных самолетов (CFM56, V2500) имеют существенно меньший уровень температуры.

Рабочие и сопловые лопатки турбины работа­ ют в непосредственном соприкосновении с высо­ котемпературным газом, при этом допустимая температура лопаточных сплавов ниже рабочих температур газа перед каждым венцом на 200.. .500 °С. Наибольшую трудность представ­ ляет обеспечение надежности рабочих лопаток, особенно в турбине высокого давления. Они на­ ряду с сопловыми лопатками подвержены терми­ ческой усталости, вибрации, газовой коррозии и эрозии, действию газовых нагрузок. Кроме того, рабочие лопатки подвергаются действию центробежных сил. С учетом всего этого для надежной работы средняя температура металла лопаток не должна превышать 900... 1000 °С, а максимальный уровень - 1100 °С. Уровень до­ пустимых рабочих температур непосредственно

214

зависит от характеристик применяемого мате­ риала лопаток.

Непосредственному воздействию газа под­ вержены также некоторые роторные и статорные детали турбины: корпуса, ободная часть дисков, лабиринты и другие, менее нагруженные детали. Для обеспечения их надежной работы в течение заданного ресурса применяются:

-специальные жаропрочные, жаростойкие

икоррозионно-стойкие сплавы, способные со­ противляться сульфидно-оксидной коррозии;

-изготовление лопаток методом направлен­ ной кристаллизации или из монокристалла;

-покрытия для повышения жаростойкости материала (например, из окиси алюминия);

-металлические многокомпонентные по­ крытия для повышения коррозионной жаростой­ кости материала, например, покрытие из четырех компонентов (никель - хром - алюминий - ит­ трий);

-теплозащитные покрытия из керамических материалов с низкой теплопроводностью - для снижения теплового потока в металл лопатки;

-различные схемы воздушного (для про­ мышленных турбин иногда даже парового) охла­ ждения.

Оптимальная с точки зрения стоимости жиз­ ненного цикла двигателя конструкция турбины подразумевает оптимальное сочетание всех пе­ речисленных выше основных способов обеспе­ чения работоспособности. Применение дорого­ стоящих жаропрочных сплавов увеличивает стоимость материала, но уменьшает потребность

вохлаждении. Применение более сложной и эф­ фективной системы охлаждения турбинной ло­ патки увеличивает ее себестоимость, но позволя­ ет использовать менее дорогие материалы.

Проектирование оптимальной системы охла­ ждения предполагает последовательное нахож­ дение обоснованного компромисса на всех ста­ диях реализации проекта.

8.З.1.1. Принципы охлаждения

Наиболее популярной системой охлаждения современных турбин является схема открытого (с выпуском охладителя в проточную часть тур­ бины) воздушного охлаждения. Для охлаждения турбины может использоваться воздух, отбирае­ мый за КВД или за одной из его ступеней. Для наружного охлаждения корпусов турбины (и управления радиальными зазорами) использу­ ется воздух из-за КНД или из-за вентилятора.

С точки зрения общей эффективности турбины

вдвигателе обычно необходимо проектировать систему охлаждения во-первых, с минимальным расходом охлаждающего воздуха, а во-вторых,

8.3.Охлаждение деталей турбины

сиспользованием по мере возможности отбора воздуха из-за промежуточных ступеней компрес­ сора.

Уменьшение расхода воздуха на охлаждение турбины может быть достигнуто:

-формированием оптимальной радиальной эпюры температуры газа за КС;

-уменьшением окружной неравномерности температуры за КС;

-применением аппарата закрутки для за­ крутки воздуха в направлении вращения диска на входе в ротор ТВД (при этом снижается темпера­ тура охлаждающего воздуха);

- предварительным охлаждением воздуха в воздухо-воздушном теплообменнике, установ­ ленном в наружном контуре ТРДД (такая схема реализована на двигателях Д-30Ф6 и АЛ-31Ф) или (в случае промышленного двигателя) выве­ денном за пределы двигателя и обдуваемого электровентилятором;

-уменьшением утечек охлаждающего возду­ ха в проточную часть турбины;

-увеличением эффективности системы ох­ лаждения лопаток;

-уменьшением потерь давления охлаждаю­ щего воздуха при подводе к лопаткам (это позво­ ляет сохранить и эффективно использовать по­ тенциал давления охлаждающего воздуха непо­ средственно в лопатках).

Существует общепринятая характеристика эф­ фективности системы охлаждения - относитель­ ная эффективность охлаждения, оценивающая со­ вершенство системы и позволяющая определить температуру лопатки при известном расходе воз­ духа. Относительная эффективность охлаждения является отношением реального понижения тем­ пературы металла лопатки Тлотносительно газа Тг

кмаксимально возможному понижению - до тем­ пературы охлаждающего воздуха Тъ. Соответст­ венно, относительная эффективность охлаждения определяется по формуле:

Я=(Т- тжт- Т.).

На рис. 8.62 представлен прогресс в области эффективности охлаждения (за счет конструк­ тивного совершенствования схем охлаждения).

На рис. 8.63 приведены приближенные зависи­ мости средней (по сечению лопатки) относитель­ ной эффективности охлаждения для конвективно­ го и конвективно-пленочного охлаждения. Для больших расходов воздуха конвективная схема реализуется с трудом (из-за ограничений по про­ пускной способности лопатки). При малых расхо­ дах воздуха трудно реализовать пленочное охлаж­ дение (из-за нехватки воздуха на пленку).

215

чения конвективного съема тепла со стенки в по­ лости между дефлектором и стенкой.

Увеличение интенсивности теплоотдачи за счет турбулизации потока в канале с помощью массива штырьков (см. рис. 8.64, 8.66) применя­ ется как в сопловой, так и в рабочей лопатках. Недостатком штырьковой матрицы является от­ носительно высокое гидравлическое сопротивле­ ние, так как она обеспечивают высокую теплоот­ дачу за счет создания гидравлического сопротив­ ления для всего потока в охлаждающем канале.

Однако наибольшее сопротивление теплооб­ мену воздуха со стенкой лопатки оказывает по­ граничный слой, который имеет наименьшую скорость за счет торможения у стенки и, соответ­ ственно, наибольшее термическое сопротивле­ ние. Поэтому столь широкое распространение в лопатках получил такой способ увеличения ин­ тенсивности конвективного теплообмена, как разрушение пограничного слоя с помощью при­ стеночных поперечных ребер (см. рис. 8.65). По­ ток воздуха вдоль стенки 1 охлаждающего кана­ ла натекает на ребра-турбулизаторы 2 с отрывом потока в точке 3 и образованием зоны возвратно­ го течения 4. Поток вновь присоединяется к стен­ ке в точке 5 и повторяет цикл отрыва на следую­ щем ребре. Экспериментально установлены оп­ тимальные соотношения высоты ребер h и шага ребер t для различной высоты канала и парамет­ ров потока (числа Рейнольдса).

Основной поток при этом не затрагивается, и увеличение гидравлического сопротивления для всего потока вполне приемлемо. Максималь­ но (судя по экспериментам на круглых трубах) коэффициент теплоотдачи может возрасти в 3 раза за счет пристеночной интенсификации. Следует иметь в виду, что во всех случаях коэф­ фициент гидравлического сопротивления для по­ тока в канале возрастет в большей степени, чем коэффициент теплоотдачи.

Ребра обычно выполняют под углом 30.. .45 гра­ дусов к направлению потока для уменьшения коэффициента гидравлического сопротивления (при этом реализуется наиболее выгодное соот­ ношение между увеличением теплоотдачи и уве­ личением гидравлического сопротивления). Су­ ществуют оптимальные величины высоты и шага ребер для различной высоты канала и различных чисел Рейнольдса.

В основной на сегодняшний день схеме охла­ ждения рабочих лопаток - петлевой с многочис­ ленными «ходами» охлаждающего воздуха (под­ робно рассмотренными в следующем разделе) используются оба основных способа конвектив­ ного охлаждения. Это струйное охлаждение внутренней поверхности входной кромки через

8.3. Охлаждение деталей турбины

литые отверстия во внутренней стенке и течение в длинных (с многочисленными поворотами на 180 градусов) внутренних каналах (рис. 8.67) с поперечными пристеночными ребрами.

Пленочное охлаждение деталей подразумева­ ет вторичное использование воздуха после кон­ вективного охлаждения - выпуск его на омывае­ мую газом поверхность лопатки для создания за­ щитной пленки между газом и металлом. Пленочное охлаждение наиболее эффективно при выпуске воздуха на наиболее нагретые по­ верхности лопатки - входную кромку, вогнутую поверхность рабочей лопатки и так далее. Вы­ пуск воздуха в эти зоны требует сохранения дос­ таточно высокого потенциала по давлению, т.е. умеренного использования его запаса по давле­ нию конвективного охлаждения.

Сопловые лопатки 1-й ступени ТВД обладают наиболее развитой системой конвективно-пле­ ночного охлаждения. В конструкции сопловой лопатки использованы все типы конвективного охлаждения (рис. 8.66):

-струйное охлаждение стенок через дефлек­ торы 1 в передней и задней полостях;

-штырьковая матрица 2 в районе выходной кромки;

-поперечные пристеночные ребра 3 в цен­ тральном канале;

атакже пленочное охлаждение входной кром­ ки 4, корыта 5 и нижних полок 6.

На рис. 8.67 показано развитие системы охла­ ждения рабочих лопаток Rolls-Royce от однохо­ довой конвективной схемы 1 к одноходовой кон­ вективно-пленочной 2 (с пленкой на входной кромке и на корыте выходной кромки) и затем к многоходовой конвективной 3 с интенсивным пленочным охлаждением.

Пленочное охлаждение дополнительно ин­ тенсифицирует отвод тепла от металла за счет создания дополнительных поверхностей охлаж­ дения в отверстиях для выпуска воздуха на по­ верхность лопатки. В сопловых лопатках первых ступеней высокотемпературных турбин приме­ няется практически сплошное пленочное охлаж­ дение. При этом дополнительный эффект от уве­ личения поверхности теплообмена за счет отвер­ стий пленочного охлаждения может быть очень значительным (снижение температуры за счет этого фактора достигает 100 °С и более).

Наибольший эффект от увеличения поверхно­ сти теплообмена теоретически может быть дос­ тигнут при пористом охлаждении лопаток. Пористая стенка подразумевает большую внут­ реннюю поверхность охлаждения и создание равномерной пленки на наружной поверхности. Реализация такой схемы в ее классическом пони-

219

Глава 8. Турбины ГТД

СПИНКА

_ Канал у спинки

- Охлаждающий поток ограничен горячими стенками - Уменьшенные потери на поворот потока

- Пленочное охлаждение поверхности корыта

- Подача вдоль хорды в выходную кромку

из-за КВД

Рис. 8.68. Перспективная схема охлаждения «лопатка с охлаждаемыми стенками» фирмы Rolls-Royce [8.3.2]

мании вряд ли возможна из-за трудностей изго­ товления и более чем вероятного засорения рабо­ чих каналов в стенках лопатки.

Поэтому в настоящее время реализуются бо­ лее простые варианты пористого охлаждения - так называемый «ламиллой» (Rolls-Royce- Allison) и так называемая схема проникающего охлаждения или «лопатка с охлаждаемыми стен­ ками» (схемы таких лопаток опубликованы, на­ пример, Rolls-Royce [8.3.1] - рис. 8.68 и ЦИАМ [8.3.2]-рис. 8.69).

8.3.3. Гидравлический расчет систем охлаждения

Эффективность и надежность системы охлаж­ дения турбины могут быть обеспечены только применением достоверных идентифицирован­ ных методов аналитического моделирования ее гидравлических характеристик.

Расчет системы охлаждения сводится к опре­ делению расходов, давлений и температур охла­ ждающего воздуха во всех элементах системы. На стадии проектировочных расчетов решается обратная задача, заключающаяся в выборе гео­ метрических размеров каналов охлаждения,

обеспечивающих требуемые расходы и давления

инаиболее рациональное их распределение по элементам системы охлаждения.

Основные расчетные методы основаны на по­ ложениях гидравлики, в которой движение сре­ ды рассматривается в одномерной постановке, без учета пространственной структуры течения,

ив качестве расчетных параметров фигурируют интегральные параметры потока.

Система охлаждения газовой турбины состо­ ит из разветвленной сети каналов, по которым протекает охлаждающий воздух. Поэтому ее можно представить в виде графа, ветви которого соответствуют характерным частям охлаждаю­ щих каналов, а узлы - местам соединения отдель­ ных каналов в единую систему.

На рис. 8.70 показан пример построения графа для системы охлаждения корпуса ТВД. Каждый кружок означает полость в системе воздушных коммуникаций, соединенную рядом гидравличе­ ских сопротивлений с соседними полостями. Двойными кружками обозначены источники по­ дачи охлаждающего воздуха и конечные элемен­ ты гидравлической сети (полости, в которые сбрасывается охлаждающий воздух, проточная часть или окружающая среда).

220