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

Рис. 8.4. Лопаточные решетки и треугольники скоростей (чисел Маха) в СА и РК турбинной ступени

Относительное число Маха

Рис. 8.5. Распределение статического давления по профилю турбинной лопатки

8.1. Общие вопросы проектирования турбин

температуры торможения рабочего тела в сечении 41-Г 4*, и отношения полных давлений перед и за турбиной (степени расширения) - К / К - -

где к и ср - соответственно средние (в процессе расширения) показатель адиабаты и удельная теплоемкость рабочего тела.

Из уравнения Эйлера можно определить мощ­ ность на валу турбины, используя расходы рабо­ чего тела на входе (<?,) и выходе (G2) из РК (в об­ щем случае они неодинаковы):

N = GXCWUX+ G2C2UU2.

Тогда первичный КПД турбины (так называе­ мый КПД на окружности колеса - без утечек в за­ зорах и дополнительных потерь) будет опреде­ ляться как

К =мт/(с41ьн:}

Для охлаждаемой турбины в определении КПД используется мощность, получаемая на ва­ лу турбины и отнесенная к мощности, которую можно получить в изоэнтропическом процессе - для удельной работы расширения при темпера­ туре и расходе газа на входе в ротор турбины (сечение 41, рис. 8.3). Такой (наиболее простой в определении) КПД охлаждаемой турбины в отечественной практике называется первич­ ным и используется наиболее часто.

Возможны усложненные варианты определе­ ния мощности на валу турбины (в том числе до­ полнительный учет мощности на прокачку охла­ ждающего воздуха через ротор, на трение в под­ шипниках), и располагаемой изоэнтропической мощности (включение в нее дополнительно по­ тенциальной работы каждого потока охлаждаю­ щего воздуха). Такой КПД с учетом потенциаль­ ной работы охлаждающего воздуха в отечествен­ ной практике называют эффективным - он на несколько процентов меньше первичного КПД Вариантов расчета может быть много, поэтому для охлаждаемых турбин сравнить КПД турбин различных производителей (даже если они пуб­ ликуют эти сведения) достаточно трудно.

Потери энергии в турбине

Чем более отклоняется процесс расширения от изоэнтропического, тем ниже КПД турбины. Отклонение от изоэнтропического процесса оп­ ределяется уровнем потерь энергии. Потери

стенки. У торцевой поверхности образуется так называемый «подковообразный» вихрь, резуль­ татом которого является ядро значительных по­ терь (вторичных потерь), хорошо различимое на рис. 8.7 у обеих ограничивающих поверхностей. Основной вихрь способствует закрутке потока в углу между спинкой лопатки и торцевой по­ верхностью межлопаточного канала и образова­ нию дополнительного встречного вихря. Все эти вихри тормозят поток и генерируют потери пол­ ного давления (кинетической энергии), называе­ мые вторичными потерями.

Дополнительными потерями считаются поте­ ри, связанные с охлаждающим воздухом - поте­ ри энергии основного потока от втекания возду­ ха в проточную часть и смешения его с основным потоком, а также потери мощности на прокачку охлаждающего воздуха через ротор.

Для цилиндрической проточной части (£/, = U2), без охлаждения (G4I = Gx= G2) и с ис­ пользованием условной адиабатической скоро­ сти газа, вычисленной по перепаду на турбине,

с;= (2 ая *)1/2=/(л',/р;5)

уравнение для КПД может быть приведено

кудобному для анализа виду

К=2и(С ш +С2и)/с ;п.

8.1. Общие вопросы проектирования турбин

Исторически на практике КПД турбины чаще соотносят не с £//С^, а с £//Сад, где Сзд определя­ ется по статическому давлению на выходе, то есть является функцией отношения давлений Р*\Л 45• Зависимость КПД турбины от параметра £//Сад показана на рис. 8.9. Использование U/Cu вместо С//Сад не меняет принципиально характе­ ра изменения КПД от параметра нагрузки.

Из уравнения для первичного КПД видна зави­ симость КПД от окружной скорости U(и парамет­ ра нагрузки и/Сга). С увеличением £//Сад от нуля КПД монотонно увеличивается, но затем, как вид­ но из рис. 8.9, начинает сказываться уменьшение проекции Сш которая меняет знак и с дальней­ шим увеличением окружной скорости U полно­ стью компенсирует проекцию Сш. Когда алгеб­ раическая сумма Cw + Cw сравняется с нулем, КПД тоже станет равным нулю. Эту зависимость можно отнести к наиболее часто используемым.

В практике проектирования наиболее часто используются корреляция КПД с двумя парамет­ рами: удельной аэродинамической нагрузкой АН/U2(величина, обратная £//Сад) и относитель­ ной осевой скоростью CJU. Са является средней величиной из С1а и С2а (см. рис. 8.6). Увеличение CJU уменьшает углы поворота потока в решет­ ках, то есть снижает потери в них и увеличивает КПД - но до некоторого предела, так как затем КПД падает из-за уменьшения основных состав­ ляющих удельной работы Схии Cw.

Рис. 8.9. Изменение КПД различных турбин при

испытаниях в зависимости от параметра нагрузки

U/Cu

Таким образом, уровень аэродинамических потерь в лопаточных решетках, оказывающий основное влияние на КПД, зависит прежде всего от угла поворота потока в лопатке (аэродинами­ ческой нагрузки турбины AH/U2), относительной длины лопаток (относительной осевой скорости потока в ступени CJU), уровня чисел Маха (от­ ношения полных давлений Р4* /Р4*5), потерь охла­ ждения (расхода охлаждающего воздуха).

График, изображающий КПД турбины в зави­ симости от AH/U2 и CJU, называется «диаграм­ мой Смита». Оригинальная диаграмма Смита (рис. 8.10) построена по экспериментально изме­ ренным КПД различных турбин и позволяет оце­ нить влияние удельной аэродинамической на­ грузки и относительной осевой скорости на КПД ступени.

Диаграмма Смита используется также для проверки различных методик расчета потерь в турбине. В более современной форме (с исполь­ зованием более полных и современных экспери­ ментальных данных) эта диаграмма по-прежне­ му активно используется в проектировании.

Тенденции развития турбин

Общими тенденциями в развитии газовых турбин можно считать увеличение аэродинами­ ческой нагрузки на ступень и увеличение темпе­ ратуры газа на входе в турбину. Обе эти тенден­ ции отражают общее направление развития авиа­ ционных и наземных двигателей - увеличение термического КПД (за счет увеличения темпера­ туры газа и степени сжатия) и улучшение удель­ ных параметров (за счет уменьшения габаритов, массы, сокращения количества ступеней и лопа­ ток).

Относительная скорость CJU

Рис. 8.10. Диаграмма Смита [8.2]

Недостаточная величина располагаемой ок­ ружной скорости - для требуемой удельной рабо­ ты - приводит к увеличению аэродинамической нагрузки. В ТВД окружная скорость ограничива­ ется массой и прочностью диска, а в ТНД - часто­ той вращения вентилятора и габаритами/массой самой ТНД. Недостаточная величина окружной скорости в ТНД приводит к существенному сни­ жению степени расширения, которую можно реа­ лизовать в одной ступени. Поэтому количество ступеней в ТНД (у гражданских двигателей с боль­ шой степенью двухконтурности) существенно вы­ ше, чем в ТВД. ТВД может быть одноступенчатой или двухступенчатой. ТНД может иметь до восьми ступеней.

Военные двигатели обычно имеют одноили двухступенчатые ТВД и ТНД.

Недостаток окружной скорости - в соответст­ вии с треугольниками скоростей - приводит

кувеличению углов поворота потока в лопатке, более изогнутым профилям и увеличенным поте­ рям в них. Влияние коэффициента аэродинами­ ческой нагрузки AHIU2 и относительной осевой скорости CJU на потери в лопатках и, в конеч­ ном счете на КПД, хорошо отражено в «диаграм­ ме Смита». Сх - это средняя величина между осе­ выми скоростями газа в СА - С1а и в РК - С2а.

Увеличение степени расширения (степени по­ нижения полного давления) в ступени приводит

кросту скоростей на поверхности профилей до

уровня скорости звука и выше, появлению скач­ ков уплотнения и увеличению потерь. Принци­ пиальное влияние степени понижения полного давления на КПД одноступенчатой и двухсту­ пенчатой турбин видно на рис. 8.11 (центр гра­ фика соответствует степени расширения 4,0).

В одноступенчатой турбине уровень скоро­ стей газа существенно выше и уровень КПД ее ниже. С увеличением степени расширения рост уровня скоростей в лопаточных решетках одно­ ступенчатой турбины идет гораздо более высо­ ким темпом и КПД ее падает гораздо быстрее.

Увеличение температуры на входе в турбину является одним из параметров, наиболее сильно влияющих на КПД. Высокие температуры дела-

Рис. 8.11. Влияние степени расширения по полному давлению на относительный уровень КПД [8.1.3]

8.1. Общие вопросы проектирования турбин

ют необходимым применение охлаждения. Оно влияет на КПД как непосредственно - уменьше­ ние КПД при прокачке охлаждающего воздуха, выпуске воздуха из лопаток, утечках в проточ­ ную часть, так и косвенно - увеличение толщины выходных кромок для выпуска воздуха, конст­ руктивные ограничения для размещения каналов охлаждающего воздуха в лопатках, корпусе и т.д. Уменьшение КПД турбины с охлаждением мо­ жет достигать 2.. .4 % и более.

Изменение КПД ТВД по мере увеличения тем­ пературы газа перед турбиной по опыту по опыту Rolls-Royce [8.1.4] представлено на рис. 8.12.

Достигнутый уровень аэродинамической эффективности турбин

В целом КПД авиационных турбин в первую очередь определяется теми условиями, в которых должна быть реализована конструкция. Это же­ сткие ограничения по количеству ступеней, мас­ се, по габаритным размерам, по прочности рабо­ чих лопаток и дисков, необходимость интенсив­ ного охлаждения, как следствие, высоких степеней сжатия и двухконтурности - малая дли­ на лопаток и т.д.

Авиационные турбины можно разделить на несколько групп, каждая из которых характери­ зуется своими конструктивными особенностями

иреально достижимым значением КПД.

Кпервой группе могут быть отнесены свобод­ ные силовые турбины ГТУ для механического

Глава S. Турбины ГТД

привода и электроэнергетики, созданные на базе авиационных двигателей. Силовой турбиной (СТ) называется турбина, передающая всю свою мощность какому-либо внешнему устройству (например, генератору или винту). Если СТ не имеет механической связи с компрессором, то ее называют свободной. При проектировании сво­ бодной турбины конструктивные ограничения обычно минимальны. КПД этих неохлаждаемых многоступенчатых турбин находится на уровне 92...94% .

Ко второй группе могут быть отнесены авиа­ ционные многоступенчатые ТНД, создаваемые в условиях жестких ограничений по массе и по располагаемой окружной скорости. Основной проблемой для КПД этих турбин является высо­ кая аэродинамическая нагрузка (нехватка окруж­ ной скорости, приводящая к большим углам по­ ворота потока в лопаточных решетках). Эти тур­ бины обычно имеют КПД на уровне 89...93 %. Например, КПД четырехступенчатой ТНД CFM56-5B/P составляет 88,5 % [8.1.5] прежде всего из-за высокой удельной нагрузки. Пятисту­ пенчатый вариант ТНД (разработка MTU) наибо­ лее современного ТРДД GP7200 имеет КПД 92,4% [8.1.6]. Для двигателя с очень высокой степенью двухконтурности (то есть очень высо­ кой нагрузкой на ТНД) эта величина считается значительным достижением.

ТВД гражданских авиационных двигателей могут быть как одноступенчатыми (как правило, сильно нагруженными - со степенью расширения по полному давлению 2,8.. .4,5), так и двухступен­ чатыми (с умеренной нагрузкой - степенью рас­ ширения на ступени от 2,0 до 2,5 и общей степе­ нью понижения полного давления 4,0...5,5). Пер­ вичный (отнесенный к расходу газа на выходе из 1CА) КПД одноступенчатых турбин зависит от степени расширения (то есть уровня чисел Маха в проточной части) и составляет 87...90 %. Пер­ вичный КПД двухступенчатых турбин в меньшей степени зависит от степени расширения и нахо­ дится на уровне 88.. .92 %.

Увеличение степени расширения приводит к увеличению разницы в реализованных значени­ ях КПД (см. рис. 8.11). Это различие достигает 4 % при степени понижения полного давления на уровне 4,0. Сокращение этой разницы - при об­ щей тенденции к сокращению количества ступе­ ней - является одной из наиболее актуальных за­ дач в проектировании турбин.

Влияние КПД турбины на удельный расход то­ плива двигателя с большой степенью двухконтур­ ности (5...8) можно приближенно выразить сле­ дующими цифрами: 1 % изменения КПД ТВД или ТНД изменяет расход топлива на 0,60.. .0,80 %.

Для ТВД газогенераторов со свободной СТ (для механического привода или привода газоге­ нератора) коэффициент влияния составляет 1,0... 1,5 % расхода топлива на 1 % КПД ТВД. Для свободных СТ этих установок каждый про­ цент изменения КПД означает относительное из­ менение КПД и мощности установки на такую же величину.

Для турбин стационарных энергетических установок, мощность которых делится между ком­ прессором и потребителем, коэффициент влияния больше 1 - и тем больше, чем больше выходная мощность превышает мощность компрессора. Обычно каждый процент увеличения КПД турби­ ны увеличивает мощность турбины (или уменьша­ ет расход топлива) на 2.. .2,5 %.

8.1.1. Требования, предъявляемые к конструкции турбин

Турбина - часть ГТД и к ней предъявляются те же общетехнические требования, что и ко все­ му двигателю (см. подразд. 2.3). Конкретные тре­ бования к конструкции турбины можно сформу­ лировать следующим образом:

1. Максимальный КПД.

Важность обеспечения максимально возмож­ ной аэродинамической эффективности (КПД) турбины в ходе проектирования видна из рас­ смотренного в подразд. 8.1 влияния турбины на удельные параметры двигателя.

2. Минимальный расход охлаждающего воз­ духа.

Расход охлаждающего воздуха имеет факти­ чески столь же важное значение для удельных параметров двигателя, как и КПД турбины. Кро­ ме того, увеличение расхода на охлаждение ухудшает КПД турбины и затрудняет получение таких экологических характеристик двигателя, как низкая эмиссия в КС.

В современных авиационных турбинах рас­ ход охлаждающего воздуха может достичь 30 % от расхода воздуха через КВД.

Следует различать расход охлаждающего воз­ духа на 1СА турбины (от сечения 4 до сечения 41, см. рис. 8.3) и расход воздуха, поступающего в проточную часть за сечением 41, то есть на ро­ тор турбины, с которого и происходит непосред­ ственный отбор мощности. Расход на 1СА (10... 12 % от расхода через КВД) в термодинами­ ческом смысле может считаться частью КС и не­ посредственно влияет не на удельные параметры двигателя, а на уровень температуры газа за КС (в сечении 4) и потери энергии в 1СА. Разница температур газа в сечении 4 и 41 составляет от 80 до 120 К.

Глава 8. Турбины ГТД

(10'lbs)

Рис. 8.14. Запас по температуре газа за турбиной

в зависимости от располагаемой тяги для

двигателей семейств CFM56-5A и СМ56-5В [8.1.5]

личаться в зависимости от того, кокой уровень тяги необходим в конкретном применении. На рис. 8.14 приведен пример запасов для ТВД CFM56-5A и CFM56-5B в зависимости от тяги, с которой двигатель будет использоваться. Дви­ гатели в пределах каждого семейства полно­ стью унифицированы.

8.1.2. Конструктивные схемы турбин

Рассмотренные ниже конструктивные схемы газовых турбин являются в основном осевыми (в соответствии с подавляющим большинством реализованных конструкций) и авиационными (наиболее конструктивно сложными). Стацио­ нарные наземные газовые турбины рассмотрены в минимальном объеме.

8.1.2.1. Классификация газовых турбин

Конструктивно турбины различаются по на­ правлению течения газа - осевые и радиальные турбины.

В ГТД, за редким исключением, применяются осевые турбины. Газ в осевой турбине движется по проточной части параллельно оси вращения ротора. В радиальной турбине газ движется не только в осевом направлении (это необходимо для обеспечения расхода газа через турбину), но и в радиальном направлении - перпендикулярно оси вращения ротора турбины.

Радиальные турбины могут быть, в свою оче­ редь, центростремительными (газ движется к центру ступени) и центробежными (газ движет­ ся от центра ступени).

Центробежные турбины встречаются очень редко, поэтому на практике радиальными турби­

нами называют центростремительные радиаль­ ные турбины.

Центростремительные радиальные турбины применяются в основном для малых объемных расходов газа. Это турбонасосы, турбостартеры, электрогенераторы мощностью 30...250 кВт (на­ пример, фирмы Capstone). Известна серия про­ мышленных двигателей мощностью 1,5... 1,8 МВт с радиальными турбинами ОР16 (рис. 8.15) гол­ ландской компании OPRA) [8.1.8].

Двигатель ОР16 выполнен с радиальной тур­ биной 1 и центробежным компрессором 2. Газ через канал 3 радиально входит в рабочее колесо 4. Турбина (степень расширения около 6,0) со­ стоит из рабочего колеса, корпуса 5 и выходного патрубка 6. Температура газа перед турбиной - около 1000 °С.

Основные преимущества радиальной турби­ ны: отсутствие СА, малые габариты, простота, малая масса. Малая длина позволяет использо­ вать консольную подвеску ротора относительно подшипников. Преимуществом является и воз­ можность получения степени расширения около 6,0 в одной ступени с КПД на уровне 90 %. Одна­ ко значительны и недостатки радиальной турби­ ны, ограничившие ее применение: ограничен­ ность степени расширения (количество ступеней ограничено одной), ограничение температуры газа из-за трудностей охлаждения больших по­ верхностей и сложных геометрических форм.

Осевые газовые турбины различаются прежде всего по своему назначению - промышленные наземные и авиационные. Различное назначение определяет и различие конструктивных схем.

Промышленные наземные турбины, в свою очередь, включают две основные группы.

Первая из них - стационарные газовые тур­ бины для энергоустановок (привода электроге­ нератора) и механического привода (в основном перекачки газа). Конструктивной особенностью стационарных наземных конструкций является их массивность из-за отсутствия ограничений по массе. В наземных конструкциях чаще использу­ ются более простые одновальные схемы и преду­ сматривается возможность частичной разборки и ремонта на месте эксплуатации.

Вторая группа - это так называемые «авиа­ производные» конструкции, созданные на базе авиационных двигателей и применяемые для вы­ работки электроэнергии, механического привода и для транспортных нужд (полезная мощность «авиапроизводных» установок до настоящего времени не превышает 50 МВт). Авиапроизвод­ ные конструкции вследствие своих особенностей (более высокий КПД и относительно небольшая масса) нашли наибольшее применение в ГТУ

Глава S. Турбины ГТД

В опоре турбины устанавливается роликовый подшипник. Он воспринимает только радиаль­ ные усилия и допускает относительные осевые перемещения ротора и корпуса. Эти перемеще­ ния неизбежны как следствие действия осевых аэродинамических сил и разности температур­ ных расширений ротора и корпуса. Величина осевых перемещений от холодного состояния в сборке к рабочему увеличивается с удалением шарикового подшипника от турбины. Эти пере­ мещения от «холодного» состояния к «горячему» обязательно учитываются при проектировании.

2. Количество роторов (валов) - одновальная, двухвальная или трехвальная схемы.

Количество роторов оказывает очевидное и значительное влияние на сложность конструк­ ции. Дополнительный ротор означает дополни­ тельную подшипниковую опору и необходи­ мость решения проблемы ее размещения. В со­ временных авиационных двигателях турбина является, как минимум, двухвальной и состоит из ТВД и ТНД. В трехвальной авиационной турбине между ТВД и ТНД появляется ТСД, служащая для привода отдельного каскада компрессора. В промышленных двигателях третий ротор мо­ жет быть свободным от механической связи с компрессором и иметь свободную турбину, яв­ ляющуюся одновременно СТ для привода уст­ ройств-потребителей мощности.

3. Конструктивная схема ТВД (одноступенча­ тая или двухступенчатая, наличие бандажных полок на рабочих лопатках ТВД).

В современных авиационных двигателях глав­ ную роль играет ТВД, которая служит для приво­ да КВД. ТВД работает в условиях наиболее высо­ ких температур и в большинстве случаев является охлаждаемой. Охлаждение и высокие напряжения существенно усложняют конструкцию ТВД и вы­ нуждают применять дорогостоящие высокотем­ пературные сплавы для лопаток и дисков.

Одноступенчатая ТВД при одинаковой степе­ ни расширения с двухступенчатой (для совре­ менных ТВД типичная степень расширения - 4,0...5,5) должна иметь окружную скорость на среднем диаметре в 1,4 раза больше, чем при оди­ наковой по U/C*^ нагрузке. Увеличение окруж­ ной скорости приводит к возрастанию центро­ бежных сил и, соответственно, увеличению мас­ сы конструкции для обеспечения напряжений приемлемого уровня.

Увеличение массы роторных деталей (в пер­ вую очередь диска) влечет также повышение инерционности ротора и усложняет проблемы регулирования радиального зазора, контроля ка­ чества изготовления диска и дефлектора из по­ рошковых сплавов.

Сокращение вдвое количества решеток уве­ личивает степень расширения и уровень скоро­ стей в каждой решетке. Возрастают потери энергии и газовые нагрузки на все элементы конструкции.

Применение бандажной полки на рабочей ло­ патке ТВД означает увеличение уровня напряже­ ний, усложнение конструкции и увеличение рас­ хода охлаждающего воздуха для охлаждения полки. Выигрыш от полки в виде увеличения КПД должен перевешивать увеличение расхода воздуха и потенциальные проблемы с долговеч­ ностью.

4. Уровень температуры газа перед ротором турбины и эффективность системы охлаждения.

Уровень температуры газа перед ротором и требуемая эффективность системы охлажде­ ния оказывают решающее влияние на сложность применяемых технологий охлаждения лопаточ­ ных венцов и на конструкцию системы охлажде­ ния турбины. Под уровнем температуры газа по­ нимается максимальный уровень температуры (для среднего нового двигателя) в жаркий день (при температуре +30 °С). Уровень температуры на режиме «Redline» будет выше в зависимости от имеющегося запаса по температуре газа. Кон­ струкция должна обеспечить все охлаждаемые лопаточные венцы и охлаждаемые элементы не­ обходимым объемом воздуха минимально воз­ можной температуры с запасом по давлению (по отношению к давлению газа). Запас давления воздуха необходим для предотвращения проник­ новения газа в охлаждаемые детали, выпуска его в проточную часть.

8.1.2.З. Наиболее успешные конструкции газовых турбин

Несмотря на многочисленность реализован­ ных в металле газовых турбин, количество дейст­ вительно успешных конструкций не так уж вели­ ко. К успешным (рассмотренным ниже) конст­ рукциям турбин отнесены:

-представляющие собой целое семейство конструкций;

-реализованные серией или имеющие пер­ спективу реализации (хотя бы в масштабах се­ мейства) достаточно значительной серии - не­ сколько тысяч штук;

-доказавшие надежность и долговечность

вэксплуатации;

-обеспечивающие прибыльность в произ­ водстве и обслуживании.

Для ОАО «Авиадвигатель» это турбина двига­ теля ПС-90А2, являющаяся современным разви­ тием турбины двигателя ПС-90А и конструктив­ ной схемы турбин, реализованной в семействе