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

Рис. 8.125. Щеточное уплотнение для аппарата

закрутки в ТВД PW4048

(Pratt&Whitney)

ченного пучка проволочек является главным дос­ тоинством ЩУ и позволяет ему обеспечивать ми­ нимальный зазор и минимальные утечки на всех режимах работы. Лабиринтные уплотнения по­ лучают максимальное врезание на переходных режимах работы (сбросе или наборе режима), по­ этому на стационарных (и наиболее важных для турбины) режимах работы эти уплотнения рабо­ тают с увеличенным зазором и утечками. Посто­ янный контакт и стабильно минимальные утечки дают ЩУ значительное преимущество - пример­ но в 20 % (в некоторых источниках до 40 %) ве­ личины утечки.

Характеристики ЩУ зависят от износа (окруж­ ной скорости и качества покрытия на противолежа­ щей поверхности ротора). Оптимальное покрытие (нанесенный с помощью плазмы карбид хрома) в два раза уменьшает износ [8.7.1]. ЩУ достаточно хорошо показали себя в эксплуатации в стационар­ ных турбинах GE Power Systems [8.7.2].

В авиационных турбинах условия работы по многорежимности и особенно по цикличности значительно жестче, чем у стационарных энерго­ установок.

ЩУ уже внедрены в эксплуатацию и на авиа­ ционных турбинах (например, на двигателе PW4084 для уплотнения верхнего и нижнего диа­ метров аппарата закрутки ТВД) (рис. 8.125). Максимальный диаметр 620 мм, окружная ско­ рость 350 м/с, перепад до 11 кг/см2 [8.7.1]. Эти уплотнения успешно прошли 3000 циклов стен­ довых испытаний на двигателе.

8.8. Материалы основных деталей турбины

Однако первые сведения о результатах их длительной эксплуатации в авиакомпаниях были не очень благоприятны. При разборке несколь­ ких двигателей PW4084 после примерно 5000 ча­ сов эксплуатации в авиакомпании United Airlines [8.7.3] оказалось, что ЩУ ТВД вышли из строя и нуждаются в замене. GE Aircraft Engines в 2001 г. сообщила о хороших результатах стен­ довых испытаний и планах проведения длитель­ ных эксплуатационных испытаний щеточных уп­ лотнений на CFM56 [8.7.4].

От результатов совершенствования техноло­ гии ЩУ по долговечности в условиях реальной эксплуатации зависят темпы внедрения этих уп­ лотнений в практику.

В разработке находятся и другие виды уплот­ нений между ротором и статором (аспирацион­ ные, пластинчатые...). Более подробно об уплот­ нениях см. главу 18.

Список литературы

8.7.1.Mahler F. The Application of Brush Seals in Large Commercial Jet Engines / F. Mahler, E. Boyes. AIAA-95-2617 (UTC, Pratt&Whitney), 1995.

8.7.2.Chupp R. Advanced Seals for Industrial Turbine Ap­ plications / R. Chupp [et al.]. AIAA 2001-3626. 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Ex­ hibit, 2001.

8.7.3.Soditis S.M. Commercial Aircraft Maintenance Expe­

8.8. Материалы основных деталей турбины

Конструкции современных турбин базируют­ ся на самых высоких технологиях в области мате­ риаловедения. Прогресс в области жаропрочных сплавов в значительной степени определяет па­ раметры газовых турбин.

Типичные материалы для турбины авиацион­ ного двигателя характеризуются высокой удель­ ной прочностью при высоких температурах и удовлетворительной воспроизводимостью ме­ ханических свойств в производстве. Все эти ма­ териалы должны быть одобрены государствен­ ными сертифицирующими организациями.

В конструкцию газовой турбины входит четы­ ре основные группы деталей, определяющих на­ дежность работы двигателя:

-диски, кольца и другие вращающиеся ро­ торные детали;

-лопатки;

-валы;

Глава 8. Турбины ГТД

- корпусные детали.

Ниже рассмотрены материалы, применяемые для каждой группы.

8.8.1. Диски и роторные детали турбины

Выбираемый для диска материал должен от­ вечать следующим требованиям:

-высокая статическая и динамическая проч­ ность при температурах до 750 °С;

-оптимальные характеристики по малоцик­ ловой усталости;

-трещиностойкость (стойкости к развитию возникших в материале трещин);

-достаточный объем базы данных по конст­ рукционной прочности;

-низкая чувствительность к дефектам;

-опыт применения в эксплуатации;

-опыт изготовления в производстве;

-гарантия отсутствия металлургических де­ фектов в заготовках;

-возможность контроля внутренних и внеш­ них дефектов;

-приемлемая стоимость.

Для уменьшения массы турбины стремятся вы­ брать материалы для дисков с более высокой крат­ ковременной и длительной прочностью. Однако при повышении статической прочности материа­ ла падает его пластичность, что приводит к ухуд­ шению характеристик малоцикловой усталости и трещиностойкости. В настоящее время, учиты­ вая тенденцию к увеличению циклического ре­ сурса, основными критериями выбора материала дисков наряду с прочностью служат малоцикло­ вая усталость и сопротивление росту трещин.

В 1960-х гт. в отечественном двигателестроении широкое применение для дисков турбин по­ лучили сплавы на никелевой основе ЭИ437БУ-ВД (улучшенный, вакуумно-дуговой выплавки) и ЭИ698ВД. Эти диски производились традици­ онным методом деформации из слитков (двигате­ ли Д-30, Д-30КУ/КП, НК-8 и другие). Вследствие большого (до 80 %) содержания никеля стоимость этих сплавов довольно высока.

За рубежом в этот период наибольшее распро­ странение получил сплав IN718. Максимальная температура применения для упомянутых спла­ вов составляет 600...650 °С.

Следующим поколением отечественных дис­ ковых сплавов стали разработанные ВИАМ спла­ вы ЭП742ИД, ЭК79У, ЭК151ИД, ЭП962. Это вы­ сокопрочные никелевые сплавы, получаемые из слитков с применением изотермической штам­ повки. Однако при производстве заготовок слож­ ной формы из этих сплавов появляются техноло­ гические проблемы - их трудно деформировать.

Для решения данной проблемы разработана уникальная технология получения заготовок для дисков методом металлургии гранул (порошко­ вой металлургии). Возможность реализации вы­ соких свойств материала в сочетании с сущест­ венной экономией материала за счет снижения веса заготовки (до 35 % по сравнению с весом традиционной заготовки) привела к широкому использованию гранульных (порошковых) спла­ вов для дисков турбин.

Эти преимущества гранульных сплавов полу­ чены за счет существенного (примерно в два раза) удорожания материала.

В России успешно эксплуатируются диски из ЭП741НП (разработки ОАО «ВИЛС») в турбинах двигателей РД-33 и ПС-90А, а из сплава с наибо­ лее высокими характеристиками - ЭП962П - из­ готовлены диски для экспериментального двига­ теля АЛ-41Ф.

За рубежом применяются гранульные сплавы IN 100, RENE95, MERL 76 (двигатели V2500, PW2000), которые можно отнести к сплавам пер­ вого поколения.

Сплав R88DT (используемый в ТВД двигате­ ля GE90) можно отнести к сплавам 2-го поколе­ ния. R88DT обладает более высоким (чем у спла­ вов первого поколения), сопротивлением ползу­ чести (примерно на 30...50 °С), более высокими кратковременной прочностью и трещиностойкостью. Характеристики R88DT достигнуты опти­ мизацией химического состава и процесса изго­ товления (повышение чистоты, оптимизация раз­ мера гранул и так далее).

В настоящее время размер гранул для изготов­ ления дисковых отечественных сплавов, состав­ ляет 50... 140 мкм. В сплаве IN100 размер гранул оценивается величиной 60 мкм. Кроме того, за рубежом после горячего изостатического прессо­ вания добавляют операцию деформирования, что позволяет иметь более равномерную безде­ фектную структуру сплава и повышает чувстви­ тельность ультразвукового контроля.

Стоимость базового сплава IN718 в 2000 г. со­ ставляла около $22/кг [8.8.1]. Стоимость порош­ ковых сплавов с температурой применения до 730 °С примерно в четыре раза выше.

Диски турбин промышленных двигателей, созданных на базе авиационных, могут работать в условиях более низких температур и напряже­ ний. Кроме того, уменьшение массы для про­ мышленных двигателей не является первосте­ пенной задачей. Поэтому материал для дисков выбирается прежде всего с учетом стоимости. Например, для дисков ТВД ГТУ-12П, ГТУ-16П, ГТУ-25П ОАО «Авиадвигатель» (мощность ме­ ханического привода соответственно 12, 16,

розии. Такие свойства материалу придает увели­ ченное содержание хрома.

В России в турбинах наземных «авиапроиз­ водных» двигателей применяются коррозион­ но-стойкие сплавы ЧС70ВИ, ЧС80, ЦНК-7НК. ВИАМ разработаны перспективные коррозион­ но-стойкие сплавы нового поколения ЖСКС-1 и ЖСКС-2. По жаропропрочности ЖСКС-1 пре­ восходит существующие сплавы ЦНК-7НК, ЧС80 и зарубежные аналоги GTD-111, IN738LC, не уступая им по сопротивлению горячей корро­ зии. Безуглеродистый сплав ЖСКС-2, легирован­ ный 2 % тантала и 1 % рения и предназначенный для литья монокристаллических лопаток, по жаропрочности не уступает авиационным спла­ вам направленной кристаллизации ЖСЗОНК и ЖС26ВНК, значительно превосходя последние по сопротивлению солевой коррозии.

8.8.3. Покрытия лопаток

Для лопаток турбин применяются покрытия двух видов.

Металлические покрытия (состоящие из не­ скольких компонентов) защищают основной ме­ талл лопатки от окисления и коррозии и являют­ ся главным средством обеспечения рабо­ тоспособности лопаток в агрессивной рабочей среде (рис. 8.129).

Для наружной поверхности и внутренней по­ лости лопаток ТВД, в том числе отверстий на входной кромке, обычно используют для защи­ ты от окисления диффузионное алитирование. На наружной поверхности дополнительно нано­ сится конденсированное металлическое покры­ тие Ni-Co-Cr-Al-Y методом вакуумно-плаз­ менного напыления. Толщина этого покрытия 0,10...0,25 мм.

Особенно сильно процессы окисления и корро­ зии сказываются в турбинах наземного примене­ ния. В двигателях для морских судов защитные покрытия являются, фактически, единственным средством обеспечения долговечности лопаток турбины. Как свидетельствует опыт GE [8.8.4], первые испытания двигателя LM2500 (наземного варианта авиационного двигателя TF39) в мор­ ском применении показали беспрецедентное ухудшение характеристик из-за солевой коррозии лопаток турбины. Решить проблему удалось толь­ ко срочной разработкой нового покрытия.

Теплозащитные (керамические) покрытия (ТЗП) обеспечивают уменьшение теплового по­ тока в детали за счет уменьшенной теплопровод­ ности защитного слоя. Уменьшение максималь­ ной температуры металла составляет от 30 до 90 °С (в зависимости от толщины покрытия, его

8.8. Материалы основных деталей турбины

свойств и градиента температур между газом и стенкой лопатки). Широкое применение по­ крытий для лопаток ТВД началось в 1990-х гг. на высокотемпературных двигателях большой тяги (PW4084, GE90), а затем прогресс в технологии стал оправдывать их применение на двигателях более массового применения с более низким уровнем температур (PW2000, V2500, PW6000).

Применение ТЗП существенно снижает рас­ ход охлаждающего воздуха, увеличивает эффек­ тивность турбины и долговечность лопаток.

Первый вид ТЗП (керамика с низкой теплопро­ водностью из стабилизированного иттрием цирко­ ния - Zr02-Y20 3) применяется с 1980-х гг. Это по­ крытие наносится плазменным напылением и при­ годно только для статорных деталей. Для него необходим внутренний слой (подслой) в виде 4-, 5-компонентного покрытия типа M-Cr-Al-Y (где М - это Ni, Со, Fe или их сочетания), которое обес­ печивает защиту от окисления и переход к имею­ щему более низкий коэффициент температурного расширения ТЗП. Внешнее покрытие играет роль теплового барьера, снижая температуру металла лопатки на 20...50 °С. Покрытие имеет вид гори­ зонтальных слоев с однородной структурой и обла­ дает недостаточно высокой стойкостью к термиче­ ской усталости в эксплуатации - в покрытии воз­ никают микротрещины и оно отслаивается.

Второй вид ТЗП (того же состава) имеет столбчатую структуру, получаемую испарением под воздействием электронного луча с после­ дующим осаждением на поверхность лопатки. Это покрытие может использоваться как на ста­ торных, так и на роторных лопатках. Оно имеет хорошую стойкость к термической усталости и не закрывает отверстия пленочного охлажде­ ния при нанесении. Отслоение покрытия может возникнуть из-за окисления на стыке с подслоем. Для использования этого вида ТЗП необходимо очень дорогое оборудование.

8.8.4. Корпусы турбин

Корпус турбины входит в общую силовую схе­ му двигателя. Он представляет собой цилиндри­ ческую или коническую оболочку с фланцами. Обычно корпус выполняется с поперечными разъ­ емами между всеми ступенями. Во время работы двигателя корпус испытывает большие напряже­ ния за счет значительных градиентов температур газа в проточной части (окружная неравномер­ ность температур за камерой сгорания) и разницы температур в проточной части и воздушной среды над корпусом. В связи с этим материал для корпу­ садолжен иметь высокие прочностные характери­ стики, хорошо обрабатываться, допускать воз­

Глава S. Турбины ГТД

можность заварки дефектов и удовлетворитель­ ную коррозионную стойкость. В настоящее время корпуса турбин изготовляют из сплавов ЭП609, ЭП648-ВИ, ЭИ437Б, ЭП718-ИД.

К корпусным деталям также относятся вставки (разрезные кольца) над рабочими лопатками. Раз­ резные кольца работают в «жестких» условиях газового потока проточной части: высокая темпе­ ратура, большие скорости течения газа. Для раз­ резных колец наибольшее распространение полу­ чили материалы ЭИ437Б, ЭИ868. Для увеличения долговечности для вставок над рабочими лопатка­ ми ТВД часто используют монокристаллические сплавы (например, ТВД PW2000).

Одним из способов уменьшения радиального зазора между рабочими лопатками и статором в турбине является нанесение истираемых по­ крытий на вставки разрезных колец. Истираемые уплотнительные материалы должны удовлетво­ рять следующим требованиям:

-удовлетворительная прирабатываемость, то есть незначительный износ лопаток относи­ тельно покрытия (не менее чем 1:5); при этом ма­ териал уплотнения не должен наволакиваться на лопатки и свариваться с лопатками или с гребеш­ ками их бандажных полок;

-стойкость к окислению;

-сохранение адгезии к металлической осно­ ве корпуса;

-эрозионная стойкость;

-технологичность изготовления и нанесения. Для нанесения на вставки применяются кера­

мические уплотнительные материалы типа NiCr+Zr02.

Контрольные вопросы

1.Назовите требования, предъявляемые к ма­ териалам дисков турбин.

2.В чем достоинства и недостатки гранули­ руемых материалов для изготовления дисков турбин?

3.Какими соображениями определяется тре­ бование жаростойкости к материалам рабочих

исопловых лопаток турбин?

4. Чем определяются преимущества сплавов с направленной кристаллизацией и монокристаллических для изготовления рабочих лопаток тур­ бин?

5. С какой целью применяют металлические по­ крытия лопаток турбин, керамические покрытия?

Список литературы

8.8.2.Altman R.L. Gas Turbine Technology Benefits for Commercial Airplane Operators / R.L. Altman. Pratt&Whitney, United Technologies, USA, 1991.

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

8.8.4.Garvin R. The Commercial Emergence o f GE Aircraft Engines / R. Garvin. AIAA, 1998.

8.9.Особенности конструкции турбин двигателей наземного применения

Для эксплуатации в промышленных двигате­ лях могут использоваться авиационные турбины без принципиальных изменений проточной час­ ти (и это можно считать идеальным вариантом применения) или новые СТ, присоединяемые к газогенератору. Для привода потребителей час­ тота вращения выходного вала СТ должна совпа­ дать с частотой вращения вала потребителя. В энергетике это 3000.. .3600 об/мин, а для меха­ нического привода различных компрессоров - от 4000 до 7500 (и даже до 9000) об/мин. Универ­ сальным вариантом решения этой проблемы яв­ ляется применение редуктора. Однако этого все­ гда стремятся избежать из-за дополнительных потерь мощности, проблем со стоимостью, на­ дежностью, необходимостью дополнительных систем обеспечения маслом и т.д.

Ниже рассмотрены примеры успешной разра­ ботки турбин промышленных двигателей на базе авиационных конструкций.

Турбина LM6000PA/PB (GE Aircraft Engines) [8.9.1]. В конструкции 41-мегаваттной энергоустановки LM6000PA/PB ТВД и ТНД пол­ ностью сохранены с авиационного двигателя CF6-80C2 (рис. 8.130, 8.131). Проточная часть турбин сохранена без изменений. ТНД продол­ жает обеспечивать привод КНД и стала одновре­ менно СТ. Вал 1 ТНД получил дополнительный вывод назад с фланцем 2 для отбора полезной мощности. Для компенсации осевой силы ТНД (ранее компенсируемой вентилятором) создана дополнительная разгрузочная полость 3, для чего на вал установлен дополнительный лабиринт 4.

На последних лопатках ТНД (преимуществен­ но на последней рабочей лопатке) реализуется до­ полнительный перепад давления (ранее создавав­ ший тягу в сопле) и создает полезную мощность, передаваемую потребителю. На профиле послед­ ней рабочей лопатки реализуется сверхзвуковой уровень скоростей, уменьшающий КПД. ТНД

face Technology, Manufacturing Processes / K. Steffens, H. Wil­

helm. What comes after 2000 MTU Aero Engines. - 2001.

эту лопатку. Тем не менее конструкция лопатки обеспечила необходимую прочность.

Глава 8. Турбины ГТД

Отсутствие жестких ограничений по массе, характерных для авиационных турбин. Возмож­ ность использования более массивных конструк­ ций в отдельных случаях упрощает проектирова­ ние корпусов и дисков.

Применение сплавов с более высокой проч­ ностью, стойкостью к окислению и коррозии для рабочих и сопловых лопаток ТВД, в том чис­ ле сплавов направленной кристаллизации и монокристаллических (даже если они не использо­ вались в базовой авиационной конструкции). Например, в ТВД LM6000 рабочие лопатки изго­ товлены из монокристаллического сплава Rene N5 - вместо обычного Rene 80 или сплава с на­ правленной кристаллизацией DSR142 - в базо­ вой авиационной турбине CF6-80C2 [8.9.4].

Это обусловлено, во-первых, необходимостью обеспечения длительной работы на максимальной мощности (хотя и при меньших на 60.. .80 °С мак­ симальных температурах) - в отличие от авиацион­ ных двигателей, у которых взлетный режим с мак­ симальными температурами занимает небольшую часть рабочего цикла. Во-вторых, необходимостью обеспечения значительно более высокой долговеч­ ности (межремонтный ресурс в наземном примене­ нии составляет обычно около 25 000 часов, что в 2.. .3 раза превышает обычные для авиационных турбин межремонтные наработки).

Применение металлических многокомпо­ нентных покрытий, обеспечивающих защиту от окисления и коррозии наружных и внутренних поверхностей. Это особенно актуально для тур­ бин двигателей морского применения, а также для турбин двигателей, работающих на природ­ ном или попутном нефтяном газе, так как их про­ дукты сгорания и возможные примеси гораздо более агрессивны по отношению к металлу, чем продукты сгорания керосина.

Отверстия пленочного или струйного охла­ ждения в лопатках ТВД должны быть спроекти­ рованы или скорректированы для учета условий постоянной работы в гораздо более запыленной среде, чем системы охлаждения турбин авиаци­ онных двигателей. Они должны иметь увеличен­ ный диаметр (ведущие разработчики турбин на­ земного применения имеют основанные на опы­ те эксплуатации ограничения на минимальный диаметр отверстия).

Список литературы

8.9.1.GE Aircraft Engines: LM6000 Gas Turbine: Simply the World’s Most Efficient. AE-3248. - USA, 1995.

8.9.2.LM6000 rated 45 MW shaft output and 42,6 % simple cycle efficiency // Gas Turbine World. - 1995. - November-De- cember.

8.9.3.Closing the loop. International Power Generation. - 1996. - March.

8.9.4.LM6000 PC. Generator Drive/Mechanical Drive. Gas

Turbine World. - 1996. - March-April.

8.10. Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения

Современные двигатели эксплуатируются по техническому состоянию вплоть до исчерпания запаса по параметрам или до возникновения ка­ кой-либо неисправности.

При стендовых испытаниях и в эксплуатации неисправности в турбине могут быть выявлены средствами диагностики двигателя (например, повышение температуры за турбиной) или при техническом обслуживании, с использованием специальных средств и методов контроля. Таки­ ми средствами служат оптические эндоскопы (для осмотра деталей проточной части), приборы для ультразвукового и токовихревого контроля дефлекторов и дисков. Для облегчения проведе­ ния диагностики в корпусах турбины выполняют лючки, обеспечивающие доступ для средств кон­ троля.

Турбина как самый теплонапряженный узел двигателя является и наиболее частым источни­ ком неисправностей, приводящим к отправке в ремонт и ограничивающим ресурс. Например, при средней межремонтной наработке 11 000 ча­ сов в двух из каждых трех случаев отправки в ре­ монт двигателей семейства РЧУ4000 (всех моде­ лей) причиной являются проблемы (прогары и трещины) с лопатками ТВД [8.10.1].

Двигатель СРМ56-3 при средней межремонт­ ной наработке (на второй и последующие ремон-

CF6-80C2

Наработка на ремонт новых двигателей

Рис. 8.134. Средняя наработка новых двигателей CF6-80C2 на снятие с крыла - по дефектам лопаток турбины и по всем дефектам, вместе взятым [8.10.3]