книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства
.pdfГлава S. Турбины ГТД
дух располагает более высоким потенциалом по давлению и, соответственно, по уровню теплоот дачи в каналах охлаждения);
- усовершенствование аппарата закрутки с целью снижения температуры охлаждающего воздуха для ротора;
-уменьшение непроизводительных утечек
ипотерь давления охлаждающего воздуха в ком муникациях системы охлаждения для использо вания дополнительного потенциала по давлению
ирасходу непосредственно в лопатках;
- корректировка |
температурного |
поля газа |
в проточной части |
(корректировка |
радиальной |
иуменьшение окружной неравномерности за КС);
-уменьшение температуры газа перед тур биной за счет комплекса мероприятий по двига телю, включая увеличение расхода воздуха через газогенератор;
-улучшенное управление эксплуатацией
двигателя.
Местное увеличение расхода охлаждающего воздуха (в основном, за счет дополнительных от верстий пленочного охлаждения) является обыч ным на стадии доводки или первых этапах экс плуатации, когда необходимо откорректировать систему охлаждения лопатки по результатам ре альных испытаний.
Применение монокристаллических материа лов для лопаток ТВД гражданских двигателей ста ло уже общим правилом со второй половины 1980-х гг., когда монокристаллические рабочие лопатки были впервые применены Pratt& Whitney в ТВД PW2000 (сертифицирован в 1983 г.) и PW4000 (сертифицирован в 1987 г.). Монокри сталлические сопловые лопатки были впервые применены GE Aircraft Engines в ТВД CFM56-5A (сертифицирован в 1988 г.) и позволили сущест венно повысить долговечность лопаток по сравне нию с CFM56-3C1. В начале 1990-х Pratt&Whitney начала внедрение монокристаллических материа лов так называемого второго поколения, в том числе для повышения долговечности лопаток су ществующих двигателей.
При решении проблем с долговечностью ло паток ТВД PW4000 [8.10.1] было использовано сразу несколько подходов из перечисленного вы ше списка.
Для решения проблем с прогаром спинки 1СА ТВД PW4000-112” был добавлен расход воздуха на спинку лопатки.
Рабочие лопатки ТВД PW4000 моделей 94”/100” у большинства операторов нарабатыва ют по 2500.. .3000 циклов между ремонтами. Од нако у операторов, работающих преимуществен но в условиях жаркого климата и высокой запы ленности воздуха, рабочие лопатки первой
ступени выходили из строя ранее этого срока. Для решения этих проблем была разработана но вая лопатка «с увеличенным расходом», появив шаяся в эксплуатации с 1997 г. Рабочие лопатки второй ступени ТВД подвержены коррозии
итрещинам. Для исключения дефектов была вне дрена новая лопатка из монокристаллического материала с улучшенными свойствами. Кроме того, для общего снижения теплонапряженности ТВД PW4000 был внедрен пакет мероприятий («Phase 3») по снижению температуры перед тур биной (снижение температуры за турбиной со ставило около 15 °С).
В1994 г. Pratt&Whitney сертифицировала па кет мероприятий по увеличению долговечности лопаток ТВД PW2000 [8.10.4]. Модифицирован ная модель двигателя была названа PW2000-RTC (Reduced Temperature Configuration - Конфигура ция уменьшенной температуры), и в ней был реа лизован целый ряд мероприятий:
-уменьшение температуры газа перед тур биной на 44 °С за счет перепроектирования КНД
иувеличения расхода воздуха через газогенера тор (уменьшение температуры металла 1РЛ - 25 °С);
-увеличение расхода охлаждающего возду ха для 1РЛ (уменьшение температуры металла 1РЛ -28 °С);
-внедрение новой петлевой схемы охлажде ния 1РЛ (см. рис. 8.98 - уменьшение температу ры металла 1РЛ на 46 °С) и 2РЛ;
-применение монокристаллического мате риала 2-го поколения для 1РЛ и 2РЛ (увеличива ет стойкость материала к высокой температуре
исохраняет его свойства при увеличении темпе ратуры на 27 °С);
-применение теплозащитного покрытия на 1CА, 1РЛ и 2СА (уменьшение температуры ме
талла 1РЛ -28 °С).
Таким образом, применение вышеперечис ленных мероприятий снизило температуру ме талла лопатки на 127 °С. Одновременно допусти мая температура материала увеличена на 27 °С, что в сумме увеличило запас по превышению до пустимого уровня температуры лопатки над дей ствительным уровнем на 154 °С.
Очевидно, что такой комплексный подход да ет наибольший эффект. По свидетельству изда ваемого Pratt&Whitney журнала Customer Service [8.10.5], межремонтная наработка турбины и двигателей в целом после внедрения этого па кета в авиакомпании Delta Airlines возросла с 5000 часов более чем в два раза и имеет пер спективы дальнейшего увеличения.
Окружная неравномерность температуры за КС тоже может стать причиной прогара рабочей
282
8.10. Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения
В производстве применяются следующие мето ды обеспечения усталостной прочности лопаток:
-повышение усталостной прочности «елоч ного» замка лопаток путем обработки (упрочне ния) его микрошариками;
-контроль частоты собственных колебаний бесполочных лопаток;
-контроль усталостной прочности лопаток при их изготовлении.
Однако надежность аналитических методов еще не настолько высока, чтобы полностью ис ключить возможность возникновения резонанса или обеспечить безопасный уровень вибронапря жений. Поэтому при доводке турбины проводит ся тензометрирование (измерение вибрационных напряжений на лопатках) на основе предвари тельного расчетного анализа наиболее опасных мест. В случае обнаружения недопустимо высо кого уровня напряжений или необходимости снизить риск их увеличения проводится выбор наиболее надежных, приемлемых по себестоимо сти и срокам реализации мероприятий для борь бы с потенциальным дефектом.
Уменьшение резонансных напряжений без до рогостоящего и длительного перепроектирования рабочей лопатки возможно за счет увеличения уровня демпфирования или за счет уменьшения уровня возбуждающих сил. Такая ситуация, воз никшая при доводке одноступенчатой ТВД на Pratt&Whitney, рассмотрена в [8.10.8]. Были про анализированы две возможности уменьшения уровня нестационарного давления на рабочих ло патках - несимметричное размещение лопаток СА по окружности и перепроектирование спинки СА для уменьшения колебания (стационарного) стати ческого давления в осевом зазоре между СА и РК.
Каждый из двух методов показал возмож ность снижения резонансных напряжений при мерно в два раза, но перепроектирование спинки СА было сочтено во всех отношениях (себестои мость, новая оснастка, необходимость новых де талей) более приемлемым.
Несмотря на все принятые во время проекти рования и доводки меры, во время эксплуатации могут измениться частота и амплитуда возбуж дающих сил (например, за счет засорения форсу нок, прогара части лопаток) и собственная часто та колебаний лопаток (в случае потери натяга по бандажным полкам во время эксплуатации - из-за износа или перегрева лопатки, перекоса демпфера). В этом случае обычно и возникают поломки, последствия одной из которых показа ны на рис. 8.141.
Для предотвращения потери натяга при дли тельной эксплуатации используются следующие меры:
-нанесение на контактные поверхности по лок износостойких покрытий или напайка твер досплавных пластинок;
-оптимизация угла наклона контактной пло щадки бандажной полки лопатки;
-снижение рабочей температуры бандажных полок за счет охлаждения.
Применяется также контроль натяга по бан дажным полкам в эксплуатации.
8.10.3. Недостаточный циклический ресурс и поломки роторных деталей
Основной проблемой роторных деталей тур бины (диски, дефлекторы, валы) является обес печение циклического ресурса. Установление этого ресурса (по допустимому количеству цик лов) производится в зависимости от теплового и напряженного состояния детали.
Диск может быть сертифицирован на опреде ленный циклический ресурс как при вводе в экс плуатацию, так и постепенно по мере накопления наработки в эксплуатации. Аналитическая опти мизация конструкции по циклическому ресурсу с использованием метода конечных элементов обычно предшествует любым конструктивным изменениям и модификациям диска.
Практика эксплуатации показывает, что дос тижимый циклический ресурс детали зависит от уровня теплонапряженности турбины в эксплуа тации. Например, для переднего дефлектора ТВД CFM56-3 в зависимости от температуры газа пе-
Рис. 8.142. Рабочие колесавторой ступени ТВД двигателя Д-30: а- с односторонним натягом поободу; б- с двухсторонним натягом поободу: 1- диск; 2- дефлектор; 3- натяг; 4 - зазор
285
8.11. Перспективы развития конструкций иметодов проектирования турбин
двигателестроения, свидетельствует о том, что ос новным путем исключения потенциальных де фектов является увеличенный объем испытаний. По заявлению президента «Двигательного альян са GE - Pratt&Whitney» (созданного для разработ ки двигателя GP7200), «альянс планирует за счет экстенсивных испытаний выявить все потенци альные проблемы» до сертификации [8.10.10].
GE Aircraft Engines установила три основных направления работ в целях повышения надежно сти, сокращения риска и стоимости разработки новых конструкций.
Первым направлением является эксперимен тальная отработка каждой новой технологии (конструкции) на стадии исследовательских раз работок - еще до начала разработки новой конст рукции двигателя и турбины. Каждая новая тех нология должна «созреть», то есть наработать достаточное количество времени на эксперимен тальных установках и в натурных условиях на двигателях-демонстраторах как на стендах, так и в эксплуатации. По мнению руководства GE, «необходимо быть уверенным в технологии еще до начала каких-либо конструкторских работ»
[8.10.11].
Вторым направлением является увеличение циклической наработки на двигателях до ввода в эксплуатацию. С 1998 г. установлено, что дви гатели новой модели должны наработать до вво да в эксплуатацию не менее 14000... 15000 цик лов (примерно в два раза больше, чем двигатель ных программах, реализованных ранее) [8.10.12]. На GP7200 к моменту ввода в эксплуатацию пла нируется достигнуть не менее 20 000 циклов, причем с особым упором на наработку в наибо лее тяжелых по температуре условиях [8.10.13].
Третьим направлением является продолжение длительных испытаний нескольких экземпляров двигателя для опережающего выявления дефектов с наработкой до 10000 циклов и более. Например, в программе GE90-115B был выделен специаль ный двигатель для испытания турбины, который должен в течение трех лет наработать 10500 цик лов [8.10.14]. Эта жесткая проверка уже сертифи цированного двигателя должна обеспечить выяв ление всех возможных дефектов задолго до их возможного проявления в эксплуатации.
Контрольные вопросы
1. Назовите общие особенности конструкции турбин двигателей наземного применения по сравнению с авиационными.
2. Поясните основные причины прогаров ло паток турбин и назовите основные направления по исключению таких дефектов.
3.В каких случаях в лопатках турбин могут возникать трещины термоусталости, и какие ме роприятия применяются для их исключения?
4.В каких случаях в лопатках турбин могут воз никать трещины многоцикловой усталости, и какие мероприятия применяются для их исключения?
5.Поясните основные направления повышения циклического ресурса деталей ротора турбины.
Список литературы
8.10.1.PW4000 engine focus. Aircraft Technology Engi neering & Maintenance. August/September 2002.
8.10.2.The CFM56 in service. Aircraft Technology Engi neering & Maintenance. June/July 2001.
8.10.3.«25 years later, the CF6 is still rising to meet new challenges». SKYlines, Paris Air Show 1997 Special Edition. GE Commercial Aircraft Engines. 1997.
8.10.4.United Technologies/Pratt&Whitney: PW2000. The New Standard in Turbine Durability. USA, 1994.
8.10.5.Delta Achieves Lower Maintenance costs with MMP. Customer Service Quarterly, 1/1999, Pratt & Whitney.
8.10.6.Sharma O.P., Stetson G.M. Impact of Combustor Gen erated Temperature Distortions on the Performance, durability and Structural Integrity of Turbines. Blade Row Interference Effects in Axial Turbomachinery Stages. Von Karman Institute for Fluid Dy namics. Lecture Series 1998-02, 1998.
8.10.7.Driscoll M., McFetridge E., Arseneau W. Evaluation of at Sea Tested LM2500 Rainbow Rotor Blade Coatings. GT-2002-30263. Proceedings o f ASME Turbo Expo 2002.
8.10.8. Clark J.P., Aggrawala A.S., Velonis M.A., Gacek R.E., Magge S.S., Price F.R. Using CFD to Reduce Reso nant Stresses on a Single-Stage, High-Pressure Turbine Blade. GT-2002-30320. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002.
8.10.9.Advanced gas turbine teething troubles were no great shakes. Modem Power Systems, September 1996.
8.10.10.GP7200’s to Be ‘Mature’ on Service Entry. Avia tion Week Show News, Famborough 2004, July 19,2004.
8.10.11.Flight International. October29-November4,2002.
8.10.12.General Electric Aims At 18-Month Engine. Avia tion Week & Space Technology. October 21, 2002.
8.10.13.GP7200 - power for the A380. Aircraft Technology Engineering & Maintenance - Paris 2003 Special.
8.10.14.Zero in-flight events. Engine Yearbook 2004. Avia
tion Industry Press, 2004.
8.11. Перспективы развития конструкций и методов проектирования турбин
Основные направления развития конструкций турбин связаны с прогрессом в ряде наиболее перспективных (по соотношению стоимости и эффективности) технологий, которые должны обеспечить разработку конкурентоспособных турбин в будущем (рис. 8.144).
287