книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства
.pdf8.5. Статоры турбин
Рис. 8.115. Конструкция охлаждаемого 2СА ТВД проекта Е3 General Electric [8.5.2]:
1 - наружный корпус; 2 - фланец корпуса; 3 - зацеп; 4 - фланец полки; 5 - фланец корпуса; 6 - болт; 7 - наружная полка; 8 - нижняя полка; 9 - фланец; 10- сотовое уплотнение; 11 - болт; 12 - кольцевой фланец; 13 - кольцевая полость; 14 - пластинчатый дефлектор; 15 - полость дефлектора лопатки;
16 - полость между дефлектором и стенкой; 17- охлаждающий канал; 18 - пазы; 19 - отверстия в полке; 20 - соты
та 6. Наружная полка лопатки 7 образует «внут |
Значительная часть воздуха из внутренней |
ренний корпус» и одновременно наружный кон |
полости дефлектора через отверстия 19 в ниж |
тур проточной части. Нижняя (внутренняя) полка |
ней полке поступает в полость под лопаткой для |
8 лопатки образует нижний контур проточной |
наддува осевого зазора и охлаждения сотового |
части и к заднему фланцу 9 этой полки крепится |
уплотнения 20 и соответствующего ему лаби |
сотовое уплотнение 10 с помощью болта 11. |
ринта ротора ТВД. К типичным особенностям |
В наружном корпусе 1 имеется кольцевой |
систем охлаждения 2СА следует отнести ис |
фланец 12, в который через трубы подводится ох |
пользование воздуха промежуточной ступени |
лаждающий воздух в кольцевую полость 13 над |
КВД (с более низкой температурой и давлением, |
сопловыми лопатками. Часть этого воздуха через |
чем на выходе из КВД), что допустимо по давле |
пластинчатый дефлектор 14 охлаждает струй |
ниям в проточной части и выгодно для термоди |
ным натеканием внутреннюю поверхность на |
намики двигателя. В приведенном случае ис |
ружных полок, а основная часть входит во внут |
пользуется воздух седьмой (из десяти) ступени |
реннюю полость 15 дефлектора лопатки и реали |
компрессора. |
зует струйное охлаждение стенок лопатки через |
Указанный на рис. 8.115 расход воздуха для |
отверстия в дефлекторе. Воздух после охлажде |
высокотемпературной турбины будет сущест |
ния полок и стенок лопатки собирается в полости |
венно выше (до 4,0...4,5 %). Следует отметить, |
16 между дефлектором и стенкой и через щеле |
что приведенный на рисунке уровень утечек яв |
вой канал 17 в выходной кромке вытекает в про |
ляется достаточно оптимистичным и представля |
точную часть через пазы 18 на корыте перед вы |
ет собой скорее требования к утечкам, чем их ре |
ходной кромкой. |
альный уровень. |
261
Глава 8. Турбины ГТД
Design Report / Е.Е. Halila, D.T. Lenahan, T.T. Thomas //
NASA CR-167955, 1982.
8.5.3.The Jet Engine. Rolls-Royce pic, 1997.
8.6.Радиальные зазоры в турбинах
Радиальные зазоры между ротором и стато ром турбины необходимы для нормальной рабо ты и оказывают значительное влияние на ее эф фективность. Это влияние увеличивается при увеличении как абсолютного, так и относитель ного (по отношению к длине лопатки) значения радиального зазора.
8.6.1. Влияние радиального зазора на КПД турбины
Протекающее через радиальный зазор над ра бочей лопаткой и через радиальный зазор под со пловой лопаткой рабочее тело не вносит своего вклада в мощность турбины. В радиальном зазо ре эти утечки теряют свой потенциал по давле нию и сохраняют свою температуру, т.е. энер гию, не отдавая ее в полезную работу турбины.
Величина утечек достаточно надежно опреде ляется на базе эмпирических формул, обобщаю щих многочисленные экспериментальные иссле дования.
Для турбины с лопатками без бандажных полок можно рекомендовать достаточно простое соотно шение из работы [8.6.1]. Согласно этой работе, от носительное уменьшение КПД ступени турбины (по параметрам торможения) за счет радиального зазора равно удвоенной относительной величине радиального зазора (величине зазора, отнесенной к средней высоте проточной части, которая вклю чает лопатку и радиальный зазор). Авторы обоб щили экспериментальные результаты по измене нию КПД для относительных величин зазора до 5 %. Важен для конструирования лопаток вывод о том, что величины утечек практически не зависят от конструкции торца лопатки (практически оди наковы для плоского торца и торца с канавкой, в том числе с выпуском охлаждающего воздуха).
Указанная зависимость выглядит слишком простой, так как не включает даже степень реак тивности. Но ее авторы указывают, что в безбан дажной лопатке основную роль играет перетека ние газа на торце со стороны давления (корыта) на сторону разрежения (спинку), которое не за висит от степени реактивности. Кроме того, зави симость [8.6.1] удовлетворительно подтвержда ется и другими данными [8.6.2, 8.6.3].
Таким образом, можно сделать важный для практики вывод о равнозначности с точки зрения
утечек двух основных вариантов конструкции торца - сплошного (плоского) и с канавкой. Этот вывод в принципе подтверждается и практикой - использованием в серийных конструкциях лопа ток ТВД как торца с канавкой (ПС-90A, CFM56, CF6-80C2), так и плоского торца (PW2000, PW4000, V2500).
Для лопаток с бандажными полками целесо образно использовать обычные формулы для оп ределения расхода газа через лабиринтные уп лотнения [8.6.4].
Эффективность лабиринтного уплотнения увеличивается:
-с заострением верхней части зубца уплот нения;
-с увеличением размеров воздушной камеры между зубцами (с увеличением отношения пло щадей радиального зазора и межзубцовой камеры увеличивается гидравлическое сопротивление);
-с введением ступенек между соседними па рами уплотнений зубец - соты;
-с наклоном зубцов против направления утечки.
8.6.2. Изменение радиальных зазоров турбины в работе
Изменение радиальных зазоров вследствие износа
Износ концевой (торцевой) поверхности ра бочей лопатки ТВД является основной причиной увеличения радиального зазора между ротором и статором. Износ ротора (который может иметь место на одном из переходных режимов) приво дит к увеличению рабочего зазора и снижению КПД на всех остальных, в том числе основных рабочих режимах двигателя. Износ корпуса чаще всего бывает местным (обусловленным неиде альной формой детали) и обычно не имеет столь значительных последствий для эффективности турбины.
Основными причинами износа торца рабочей лопатки являются трение (врезание в корпус) и эрозионный износ. Эрозионный износ торца лопаток (а также и корпусных вставок над этими лопатками) в процессе эксплуатации становится главной причиной неконтролируемого увеличе ния радиального зазора для первой (и в опреде ленной степени во второй) ступени ТВД [8.6.5].
Изменение радиального зазора от темпа прогрева деталей турбины
Темп прогрева характеризуется величиной, называемой постоянной времени,
т= mcl(aF),
264
где т - масса; с - удельная теплоемкость материала;
а - коэффициент теплоотдачи; F - площадь поверхности.
Более массивные или имеющие меньшую ин тенсивность теплоотдачи детали (например, дис ки) нагреваются и остывают медленнее, а детали с меньшей массой или с большим коэффициен том теплоотдачи быстрее (например, корпус).
Как показывает анализ, изменения размеров деталей во время работы вызваны в основном влиянием температуры. Влияние центробежных нагрузок (для ротора) в несколько раз менее зна чительно.
Корпус в пределе представляет собой быстро реагирующую на изменение режима двигателя тонкую оболочку и обычно достаточно быстро изменяет свою температуру (и, соответственно, размер) при изменении температуры потока газа в проточной части. Ротор представляет собой массивную (за счет дисков) конструкцию, к тому же находящуюся преимущественно в среде охла ждающего воздуха (который гораздо медленнее газа реагирует на изменение режима двигателя). Поэтому тепловая инерционность ротора суще ственно выше. При увеличении режима отстава ние ротора ведет к увеличению радиального зазо ра, а при уменьшении (сбросе) режима - к его уменьшению.
Многое в этих процессах зависит от темпа из менения режима двигателя и соотношения тепло вой инерционности ротора и корпуса. При недос таточном радиальном зазоре в сборке или небла гоприятном сочетании тепловой инерционности ротора и статора могут возникнуть контакт и не допустимый износ как на сбросе режима, так и при быстром увеличении режима (например, на взлете).
Влияние, которое оказывает увеличение ради альных зазоров турбины в работе на ее эффектив ность, привело к появлению на двигателе систем управления радиальными зазорами.
8.6.3. Управление радиальными зазорами
Целями при управлении зазорами турбины яв ляются:
-обеспечение минимально возможного ра бочего зазора на основном рабочем режиме (ре жиме крейсерского полета) или нескольких ос новных режимах, обеспечивающего максималь ный КПД турбины;
-исключение неприемлемого износа корпу са и особенно ротора при возможном контакте на переходных режимах, которое приводит к увели чению радиальных зазоров на величину износа на всех стационарных рабочих режимах.
8.6. Радиальные зазоры в турбинах
Управление радиальными зазорами подразу мевает:
-конструктивное обеспечение минимально допустимых радиальных зазоров - так называемое пассивное регулирование радиальных зазоров;
-конструктивное обеспечения минимально го износа деталей ротора (лопаток и лабиринтов)
истатора (корпуса и уплотнений) во время экс плуатации;
-применение систем активного управления радиальными зазорами (САУРЗ) во время рабо чего цикла двигателя.
Существуют исследовательские работы, по священные экономической эффективности регу лирования радиальных зазоров в турбомашинах двухконтурных авиационных двигателей [8.6.5]. Они показывают, что выигрыш в стоимости жиз ненного цикла двигателя от внедрения мероприя тий по управлению радиальным зазором в ТВД в два раза больше, чем в КВД и в четыре раза больше, чем в ТНД.
Пассивное регулирование радиальных зазоров
Пассивное управление радиальными зазорами основано на выборе материалов и конструкции ротора и статора турбины, обеспечивающих ми нимальное относительное перемещение.
В конструкциях авиационных турбин, создан ных до начала 1980-х гг. и до сих пор находящих ся в эксплуатации, применялось только пассив ное регулирование радиальных зазоров. Наруж ные корпуса турбины снаружи не охлаждались или охлаждались только постоянным потоком воздуха наружного контура (в двухконтурных двигателях).
Конструктивные меры по управлению радиаль ными зазорами турбины в основном заключаются в увеличении тепловой инерционности корпуса турбины. Это вызвано тем, что геометрические па раметры ротора и его материалы определяются в основном по условиям прочности и обеспечения требуемого ресурса.
На рис. 8.87 приведена конструкция корпуса ТВД PW6000, которая использует различные спо собы увеличения тепловой инерционности кор пуса:
- применение двухслойного корпуса (коль цевого наружного, удаленного от проточной час ти, и внутреннего - из отдельных сегментов, со ставляющего проточную часть); при этом холод ный наружный корпус определяет радиальное перемещение статора;
- введение двух областей концентрации мас сы (фланцев) со специальным их охлаждением на наружном корпусе;
265
Глава S. Турбины ГТД
- струйное охлаждение вставок через специ альные отверстия и их термобарьерное покрытие для уменьшения теплового потока в корпус.
Конструктивное обеспечение минимальных радиальных зазоров
Для облегчения местной приработки корпуса без износа ротора сопряженные с ротором детали корпуса делают из мягкого материала или покры вают их таким материалом.
Для сплошного плоского торца лопатки ис пользуется наплавка или напайка частичек абра зивного материала, который работает совместно со вставками (в корпусе) из прирабатываемого материала. Такая конструкция позволяет ком пенсировать неизбежные колебания местной ве личины зазора за счет отклонения от правильной окружности конструкции корпуса и эксцентри ситета ротора. Локальная приработка мягкого ке рамического материала (наносимого на вставки в корпусе) позволяет сохранить торец рабочей лопатки и, соответственно, радиальный зазор
востальной части рабочего колеса.
Всохранении величины радиального зазора
впроцессе эксплуатации наиболее важную роль играет предотвращение эрозии, окисления и кор розии торцевой поверхности рабочей лопатки первой ступени ТВД и корпусных вставок над ней. Главную роль в этом процессе играет приме нение пленочного охлаждения торца (способы которого рассмотрены в подразд. 8.4.2) и вста вок. Еще один доказавший свою эффективность способ замедления процессов эрозии и корро зии - изготовление лопаток и вставок из монокристаллического литья. Монокристаллический материал обладает существенно более высокой устойчивостью к высокотемпературному окис лению и коррозии.
Активное регулирование радиальных зазоров
Активное регулирование зазоров предназна чено для уменьшения рассогласования темпов прогрева роторных и статорных частей турбины. На рис. 8.120 и 8.121 приведено изменение ради ального зазора рабочей лопатки первой ступени ТВД в полетном цикле двигателя за счет приме нения САУРЗ. САУРЗ управляет тепловой инер ционностью статора с помощью управляемого его охлаждения (управления расходом охлаж дающего воздуха на корпус).
На практике активное и пассивное регулиро вание зазоров обычно используются совместно. На рис. 8.89 приведена система обдува корпусов ТВД и ТНД CF6-80C2, которая обеспечивает не только обдув через трубопроводы, но и с помо щью специальных кожухов прижимает исполь
зованный воздух к корпусу ТВД для улучшения теплообмена.
На рис. 8.90 приведена конструкция системы наружного обдува корпусов ТВД и ТНД PW6000. Для улучшения реакции корпуса на нем выпол нены дополнительные ребра, к которым непо средственно приближена система обдува.
Влияние САУРЗ на характеристики турбины зависит от:
-эффективности охлаждения корпусов;
-закона управления работой системы, кото рый в свою очередь может быть:
•двухпозиционным (включено-выключено);
•управляющим расходом воздуха в трубо проводах обдува по заранее установленной моде ли (откалиброванной в процессе доводки);
-использующим систему обратной связи (управляющий расходом воздуха в системе на ос новании информации о реальной температуре корпуса и сравнении ее с данными в управляю щей модели). Идеальным вариантом было бы ис пользование информации о величине зазора, но
вусловиях эксплуатации получить такую инфор мацию пока не представляется возможным.
8.6.4. Выбор радиального зазора при проектировании
Задача выбора радиального зазора решается при проектировании турбины и САУРЗ. На первом эта пе устанавливается минимально необходимый ра диальный зазор, обеспечивающий возможность сборки и работоспособность конструкции на базо вых режимах работы турбины (чаще всего их три - малый газ, взлетный и крейсерский режимы).
После проектирования ротора, корпуса
иСАУРЗ оптимизируются системы охлажде ния ротора, корпуса и логика управления систе мой в процессе аналитического моделирования зазоров в течение рабочего цикла. Конструктив ные особенности, материалы, система охлажде ния ротора и корпуса определяют скорость и ве личину изменения размеров ротора и корпуса.
Итогом расчетов становится выбор радиаль ного зазора в холодном состоянии (для сборки)
иоптимального варианта логики управления.
Минимально необходимый радиальный зазор
На первом этапе должен быть определен ми нимальный радиальный зазор, обеспечивающий исключение врезания роторных деталей (прежде всего рабочих лопаток) в корпус. На последую щих стадиях проектирования врезание ротора в корпус, особенно в сотовые уплотнения и при рабатываемые вставки, вполне может быть при-
266
Радиальные перемещения, см
|
Время, сек. |
я |
:. 8.120. Изменение радиального зазора для 1РЛ ТВД на режимах запуска, взлета, набора высоты |
|
и крейсерского полета (без включения и с включением САУРЗ) [8.6.3] |
Радиальные перемещения, см
Рис. 8.121. Изменение радиального зазора для 1РЛ ТВД на режимах крейсерского полета, полетного малого газа
и при «горячем запуске» (повторном выходе на крейсерский режим) [8.6.3]
267
Глава 8. Турбины ГТД
знано допустимым и даже необходимым после детального моделирования радиальных зазоров в рабочем цикле.
Следует иметь в виду, что минимально необ ходимый зазор определяется отдельно для трех основных режимов работы двигателя - малого газа, взлетного и крейсерского.
Минимальный зазор должен учитывать (для примера взята турбина авиационного двухкон турного двигателя тягой около 20 тонн) следую щие факторы:
- производственные допуски на изготовле ние деталей турбины и эксцентриситет (отклоне ние от идеального круга) ротора. Изменение за зора по этой причине может составить 0,15...0,40 мм (меньшая величина относится к ТВД, большая - к ТНД, физические размеры которой обычно больше). Такая величина зазора обеспечивает сборку конструкции;
- изгиб ротора при работе за счет номиналь ных (допустимых) значений дисбаланса. Измене ние зазора по этой причине может составить 0,05...0,15 мм.
Изменение зазора по этим двум причинам действительно на всех основных режимах.
Маневренные нагрузки на корпуса и ротора, ко торые приводят к деформациям деталей и требуют дополнительного зазора, необходимого для совме стной работы деталей в двигателе. Этот дополни тельный зазор достигает на взлетном режиме 0,05.. .0,10 мм, в несколько раз меньше на крейсер ском режиме, а на малом газе пренебрежимо мал.
Возможность запуска двигателя через 1...2 часа после выключения с учетом эффекта «термического изгиба ротора». Этот изгиб имеет место из-за диаметрального термического гради ента (накапливания оставшегося в роторных де талях тепла в верхней части турбины). Термиче ский изгиб ротора может привести к временному заклиниванию роторов ТВД и ТНД (на несколько часов) примерно через час после выключения. Для исключения эффекта «термического изгиба» может потребоваться дополнительное увеличе ние радиального зазора на 0,50 мм и более. Это увеличение необходимо для малого газа.
Оптимизация изменения радиального зазора в рабочем цикле
Рабочий цикл двигателя - основные рабочие режимы и типовые переходные процессы между ними определяют рабочие условия, в которых должны обеспечиваться радиальные зазоры. Сле дует отметить, что для основных стационарных режимов работы турбины достаточно достовер ные оценки радиальных размеров ротора и стато ра, а также радиального зазора могут быть сдела
ны на основе одномерных расчетов. Такие оценки очень полезны в начальной стадии.
Основой для аналитического определения ра диального перемещения ротора и статора на базо вых и особенно на переходных режимах работы является осесимметричное моделирование неста ционарного теплового состояния ротора и стато ра. Именно моделирование нестационарных про цессов радиального перемещения ротора и стато ра является одним из важнейших требований при оптимизации системы управления зазорами.
Как показывает практика расчетов, мини мальные значения радиального зазора в переход ных процессах (создающие опасность врезания рабочей лопатки в корпус) обычно имеют место в двух случаях: на режиме взлета (см. рис. 8.120 — 540-я секунда) и при увеличении режима с полет ного малого газа (см. рис. 8.121 - 730-я секунда). Как следует из результатов моделирования зазо ра 1РЛ, приведенных на рис. 8.120 и 8.121, для рассматриваемой ТВД удалось исключить заде вание рабочей лопатки за корпус в обоих опас ных случаях и обеспечить минимальное значение радиального зазора на основном (крейсерском) режиме работы.
Выбранный холодный (монтажный) радиаль ный зазор и отключение САУРЗ (с увеличением температуры и размера корпуса) на опасных пе реходных режимах обеспечили удовлетвори тельные результаты. При этом на всех трех базо вых режимах (малый газ, взлет и крейсерский) полученный радиальный зазор превышает мини мально необходимый зазор (соответственно 0,70, 0,30 и 0,20 мм). Выбранная логика работы наибо лее проста (двухпозиционный вариант). Недос татком полученного варианта можно считать несколько увеличенный радиальный зазор на взлетном режиме, однако непродолжительность взлетного режима и уменьшенный риск врезания делают результат вполне приемлемым.
Подобный же анализ должен быть проведен и для остальных радиальных зазоров ТВД (2РЛ, 2СА, верхний и нижний лабиринты аппарата за крутки) и ТНД.
Список литературы
8.6.1.Hourmouziadis J., Albrecht G. An Integrated Aero/ Me-chanical Performance Approach to High Technology Tur bine Design. MTU, 1988.
8.6.2.NASA/PWA Energy Efficient Engine. High Pressure Turbine Detailed Design Report. NASA CR-165608, 1984.
8.6.3.NASA/GE E3 Flight Propulsion System Final Design and Analysis. NASA CR -168219,1985.
8.6.4.Абианц B.X. Теория авиационных газовых тур бин / В.Х. Абианц. - М.: Машиностроение, 1979.
268
8.7. Ггрметизация проточной части
Рис. 8.122. Проточная часть ТВД:
1 - конусное кольцо; 2 - гофрированные W-образные кольца; 3 - «перьевые
уплотнения»; 4 - проволока; 5 - трубка
8.6.5.Lattime S.B. High-Pressure-Turbine Clearance Con за компрессором высокого давления (для двига
trol Systems: Current Practices and Future Directions / S.B. Lattime, B.M. Steinetz // Journal of Propulsion and Power, Vol.20, No.2, March-April 2004.
8.7. Герметизация проточной части
Ликвидация непроизводительных утечек газа и охлаждающего воздуха представляет собой одну из наиболее важных и наиболее значительных по получаемому эффекту задач при проектировании турбины. Утечка каждого процента расхода газа в радиальный зазор (как рабочего колеса, так и со плового аппарата) приводит к равному по величине (в процентах) уменьшению КПД ступенитурбины.
Утечка в проточную часть турбины каждого процента охлаждающего воздуха, отбираемого
теля типа ПС-90А), приводит к увеличению удельного расхода топлива на 0,3 % и увеличе нию температуры газа перед ротором ТВД на 10 °С. Кроме того, сама утечка охлаждающего воздуха в основной поток, особенно в область больших скоростей (например, в осевой зазор ме жду СА и РК), способна привести к дополнитель ным потерям КПД - до 1,5 % КПД ступени на ка ждый процент утечки охлаждающего воздуха.
8.7.1. Герметизация ротора и статора от утечек охлаждающего воздуха
На рис. 8.122 приведена схема проточной час ти ТВД, ротор и статор которой имеют практиче ски все виды уплотнений, которые применяются в современных турбинах.
269