книги из ГПНТБ / Пономарев Б.А. Двухконтурные турбореактивные двигатели

ствие особой важности увеличения температуры газа перед турбиной в Д Т Р Д и ДТРДФ и необходимости применения в этих двигателях охлаждаемых турбин рассмотрим подробнее эту особен­

предназначенных для дозвуковых пассажирских самолетов, были применены высокие'для своего времени Г* и, как следствие этого, охлаждаемые турбины [16], [21].

Имеется большая необходимость в охлаждении турбин в дви­ гателях, предназначенных для сверхзвуковых самолетов, у кото­ рых для поддержания удельной тяги двигателя на приемлемом:

пенью двухконтурности с очень высокими значениями Т* на взлете для дозвуковых тяжелых самолетов также предопределяет приме­ нение охлаждаемых турбин.

В настоящее время практически на всех Д Т Р Д и ДТРДФ при­ меняются охлаждаемые турбины, причем число охлаждаемых вен­ цов турбины может достигать пяти.

Несмотря на то что в горячей части двигателя имеется много различных деталей и узлов, изготовленных из жаропрочных и жа­ ростойких материалов, в основном прогресс двигателестроения определяется успехами в развитии и улучшении свойств сплавов именно для лопаток и дисков турбин.

Улучшение лопаточных сплавов выражается в повышении допу­ стимой рабочей температуры материала без потери его прочности.

(примерно 220°К). Улучшились также дисковые материалы, проч­ ность которых за эти годы удвоилась.

Улучшение материалов произошло с введением вакуумной плав­ ки и литья, обеспечивших возможность более точного управления составом и устранения вредных примесей. Кроме того, для изме­ нения структуры кристаллов и их ориентации в настоящее время используется регулируемая кристаллизация, позволяющая приме­ нять материалы, которые в условиях обычной плавки и литья слишком быстро окисляются.

50

Некоторое улучшение эксплуатационных свойств сплавов дости­ гается при применении покрытий. Металлургические присадки, способствующие повышению прочности и стабильности высокотем­ пературных лопаточных и дисковых сплавов, иногда обладают по­ ниженной стойкостью к внешним воздействиям, в частности к окислению. В результате покрытия на поверхности лопаток обра­ зуется стойкая оксидная пленка, препятствующая проникновению кислорода в сплав. Покрытие никелевых сплавов повышает их стойкость к сере, находящейся в продуктах сгорания топлива. В частности, известно покрытие алюминидами в газовой фазе спла­ вов типа Rene, давшее некоторый положительный эффект [21].

Работоспособность турбины при высоких 7* достигается тепло­ защитой элементов газового тракта двигателя от горячих газов воздухом, отбираемым из компрессора, т. е. применением способов локального охлаждения наиболее теплонапряженных деталей тур­ бины двигателя до температур, соответствующих допустимым тем­ пературам материалов при обеспечении необходимой прочности.

В настоящее время в авиационных ГТД применяется открытая схема воздушного охлаждения, в которой воздух после отбора теп­ ла от охлаждаемых элементов выпускается в проточную часть двигателя. Существуют три основных метода воздушного охлаж­ дения: внутреннее конвективное, пленочное (или заградительное) и пористое. Наибольшее распространение получило внутреннее кон­ вективное, а в последнее время — и пленочное охлаждение [21].

При конвективном охлаждении турбинных лопаток охлаждаю­

При таком способе охлаждения в пере лопатки для прохода охлаж­

а именно: точное литье из высокопрочных никелевых сплавов с расплавлением в вакууме, электрохимическая или эрозионная обра­ ботка и др. Подвод охлаждающего воздуха к лопатке всегда осу­ ществляется в замковой части, а выпуск использованного воздуха возможен на периферии лопатки, через выходную кромку или вбли­ зи нее на вогнутой поверхности лопатки. Существуют многочислен­ ные конструкции таких охлаждаемых лопаток с различными схе­ мами движения воздуха, обеспечивающими наиболее эффективное использование охлаждающего воздуха (радиальная, петлевая, многоходовая и т. п.). Подобные конструкции применены в турби­ нах двухконтурных двигателей RB 211, «Спей», JT9D, TF30, во вто­ рой ступени турбины высокого давления TF 39 и т. д. (рис. 26).

Степень охлаждения рабочей и сопловой лопаток турбины с конвективным охлаждением зависит от величины теплового пото­ ка, проходящего через стенку лопатки, и величины коэффициента теплоотдачи. Тепловой поток в свою очередь определяется теплофизическими параметрами охлаждающего воздуха и скоростью его

движения. Интенсификация теплоотдачи со стороны охладителя может существенно увеличить эффективность системы конвектив­ ного охлаждения.

В охлаждаемых лопатках турбин современных Д Т Р Д и ДТРДФ применяются различные способы интенсификации теплообмена. Од­ ним из способов является лобовое натекание струек охлаждаю­ щего воздуха на внутреннюю поверхность охлаждаемой лопатки. В такой конструкции охлаждающий воздух поступает внутрь пу­

способ интенсификации охлаждения широко применяется в сопло­ вых лопатках турбин многих двухконтурных двигателей (RB211, «Спей», JT9D и др.).

Влопатке наиболее трудно обеспечить охлаждение входной и выходной кромок. Обычно для охлаждения входной кромки осу­ ществляется интенсивное оребрение внутренней поверхности этой кромки, в результате чего увеличивается площадь теплоотдающей поверхности этой части лопатки. В других случаях оказывается возможным расположить радиальные каналы для прохода охлаж­ дающего воздуха вблизи входной кромки, благодаря чему обеспе­ чивается необходимое охлаждение. Охлаждение выходной кромки, как правило, осуществляется при выпуске охлаждающего воздуха из лопатки в проточную часть турбины. Вследствие того что эта кромка слишком тонка, а изготовление радиальных каналов в ней сопряжено с чрезвычайными технологическими сложностями, обыч­ но применяют выпуск охлаждающего воздуха из полости лопатки на вогнутую поверхность лопатки вблизи выходной кромки через ряд отверстий или через щель в самой выходной кромке. Труд­ ность охлаждения выходной кромки заключается еще и в том, что воздух, применяемый для ее охлаждения, обычно уже бывает использован для охлаждения других поверхностей этой же лопат­ ки и имеет пониженный хладоресурс.

Вдвухконтурных двигателях с температурой газа перед тур­ биной, превышающей 1500—1600° К, применяется пленочное охлаж­

дение, при котором на поверхности лопатки создается защитный слой охлаждающего воздуха, отделяющий поток газа от наруж­ ной стенки лопатки. В такой конструкции охлаждающий воздух выводится на поверхность лопатки через специальные щели или мелкие отверстия. Вследствие того что поток газа размывает за­ щитный пристеночный воздушный слой, его необходимо подпиты­ вать, подавая через последующие по потоку щели (отверстия) до­ полнительное количество охлаждающего воздуха. В настоящее время пленочное охлаждение применяется в сочетании с конвектив­ ным, что позволяет увеличить эффект охлаждения при умеренных расходах охлаждающего воздуха; так, в частности, сделано на первой ступени турбины высокого давления Д Т Р Д TF39 (рис. 27).

Теоретически наибольший эффект охлаждения можно получить, применяя пористое охлаждение, при котором охлаждающий воздух

54

6

Рис. 27. Схема лопатки с конвективно-пленочным охлаждением. Первая ступень турбины высокого давления TF 39:

а — сопловая лопатка; б — рабочая лопатка

из внутренней полости лопатки проникает через пористые стенки и создает теплоизолирующий слой между газом и поверхностью лопатки. При такой схеме охлаждения можно получить темпера­ туру лопатки, близкую к температуре охлаждающего воздуха. Однако сложность и дороговизна изготовления пористых материа­ лов и лопаток, трудности обеспечения надежной и экономичной работы такой системы охлаждения препятствуют ее применению в авиационных двигателях, и в настоящее время эта система нахо­ дится в стадии экспериментального исследования.

55

Температура лопатки зависит от ее геометрических параметров (формы и размеров) и параметров газового потока, причем тепло­ отдача при турбулентном процессе переноса тепла от газа к ло­ патке в основном определяется числом Рейнольдса. Температура материала охлаждаемой лопатки неравномерна, что объясняется следующими причинами [21]:

— температура газового потока на выходе из камеры сгорания

врадиальном направлении неравномерна;

—охлаждающий воздух, продвигаясь вдоль лопатки, нагре­ вается и постепенно становится все менее эффективным охлади­ телем;

—в средней части пера лопатки размещается больше охлаж­ дающих каналов, чем во входной и выходной кромках;

—интенсивность теплоотдачи от газа к лопатке на внешней

Существенно усложняет проблему охлаждения сопловых и ра­ бочих лопаток высокая температура охлаждающего воздуха.

Высокий уровень температуры охлаждающего воздуха особен­ но типичен для ДТРД, так как применяемые в этих двигателях общие степени повышения давления обусловливают большие ве­ личины подогрева воздуха в компрессоре. В частности, при общей степени повышения давления около 25 температура воздуха за компрессором превышает 810°К (на режиме взлета). В условиях сверхзвукового крейсерского полета температура охлаждающеговоздуха также весьма высока. Кроме того, охлаждающий воздух дополнительно подогревается в трубопроводах перед поступлением его в лопатку.

Некоторое снижение температуры охлаждающего воздуха пе­ ред поступлением его в лопатку достигается в конструкциях со­ временных охлаждаемых турбин благодаря предварительной за­ крутке воздуха. В этом случае перед подводом потока воздуха на вращающийся диск рабочего колеса турбины ему придается закрутка, соответствующая окружной скорости входных каналов для воздуха на диске. Этот способ позволяет снизить температуру воздуха, поступающего в рабочие лопатки, на 50—80° и способ­ ствует уменьшению относительного расхода охлаждающего воз­ духа. При применении предварительной закрутки особенно необ­ ходимо обеспечить высококачественное уплотнение обода диска,, препятствующее утечке воздуха в проточную часть турбины.

Отбор некоторого количества воздуха на охлаждение турбины связан с уменьшением удельной тяги двигателя и увеличением удельного расхода топлива, вследствие чего необходимо использо­ вать все возможности для уменьшения расхода охлаждающего' воздуха.

Воздух, использованный для охлаждения элементов турбины (лопаток, диска, корпуса и др.), выпускается в проточную часть, турбины двигателя и смешивается с газовым потоком, чтобы участ­ вовать в работе на последующих ступенях турбины и в создании-

56

тяги. При этом вследствие разности скоростей и давлений смеши­ ваемых потоков воздуха и газа возникают гидравлические потери на смешение. Очевидно, следует добиваться, чтобы потери давле­ ния, сопутствующие процессу смешения, были минимальными и эффективность работы турбины ухудшилась незначительно.

Д Т ) Т

о

-0 , 0 0 2

-0,00 4

-0,00 6

-0,008

-0,010

охлаждающего воздуха в газовый поток, в значительной мере зави­ сят от места его подачи. В частности, эффективность работы тур­ бины почти не изменяется при выдуве охлаждающего воздуха в сопловом аппарате, после которого этот воздух совершает полез­ ную работу, расширяясь в межлопаточных каналах рабочего ко­ леса и в последующих ступенях. Турбина, и особенно малоступен­ чатая, весьма чувствительна к выдуву охлаждающего воздуха в

дуве его в различных местах рабочей лопатки влияет на умень­ шение к. п. д. двухступенчатой турбины при охлаждаемой первой ступени [21]. Из рисунка видно, что наименее удачным местом выдува охлаждающего воздуха в рабочих лопатках является спин­ ка профиля, а наиболее удачным — выходная кромка лопатки.

Неизбежные утечки охлаждающего воздуха через уплотнения в местах подвода, стыков и других неплотностей сказываются на тяговых и экономических характеристиках двигателя аналогичноотбору воздуха от компрессора.

В некоторых случаях выдувом охлаждающего воздуха можно компенсировать потери давления, возникающие в проточной части турбины. В частности, при сверхзвуковых перепадах давлений вы­ дув охлаждающего воздуха в заднюю кромку сопловой лопатки может способствовать уменьшению профильных потерь, благодаря чему компенсируются потери давления на смешение. При правиль-

57

Г л а в а I I I

ДВУХКОНТУРНЫЕ ДВИГАТЕЛИ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ НА САМОЛЕТАХ КАПИТАЛИСТИЧЕСКИХ СТРАН

Успехи аэродинамики, преимущества, обеспечиваемые примене­ нием двухконтурных двигателей, улучшение свойств авиационных материалов и совершенствование конструкцииявляются основой •непрерывного и очень быстрого развития авиационной техники.

В иностранной печати сообщается, что в ВВС, ВМФ и армии США и других стран НАТО в 70-х годах будет производиться мо­ дернизация самолетного парка в основном путем разработки и принятия на вооружение новых самолетов и частично путем модер­ низации существующих самолетов.

Предполагается поступление на вооружение стратегической бомбардировочной авиации некоторого количества бомбардировщи­ ков FB-111 с крылом изменяемой стреловидности. Для замены до­ звукового самолета В-52 на базе проектировавшегося ранее само­ лета AMSA 1 разрабатывается стратегический сверхзвуковой бом­ бардировщик В-1А.

Для авиации ПВО разрабатывается самолет системы AWACS2 , фактически являющийся «летающим штабом», офицеры которого в воздухе могут принимать оперативные решения на основе сведе­ ний о передвижении самолетов противника, обнаруженных борто­ выми радиолокаторами.

Решение задач борьбы с подводными лодками (ПЛО) возла­ гается на проектируемый самолет S-3A.

На смену современным самолетам тактической авиации должны поступить новые истребители F-15 для ВВС и F-14A и F-14B для ВМФ 3 , предназначенные для завоевания превосходства в воздухе. Д л я непосредственнойподдержки наземных войск планируется применение самолета-штурмовика АХ, который, по сообщениям печати, будет иметь исключительно высокую маневренность и по­ вышенную живучесть.

59