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

Глава 8. Турбины ГТД

ТНД является уменьшение отрицательного влия­ ния скачков уплотнения за выходными кромками рабочих лопаток ТВД (особенно одноступенча­ той ТВД) - на КПД ТНД (рис. 8.151). Уменьше­ ние КПД ТНД за счет этого фактора в CFM56 достигает двух процентов [8.11.10]. Полное ис­ ключение влияния взаимодействия (то есть по­ вышение КПД ТНД на 2 %) нельзя считать реаль­ ным, однако даже возможность частичного ис­ пользования этого потенциала для повышения эффективности ТНД привела к интенсивным ис­ следованиям в этой области.

Высокие числа Маха за рабочими лопатками приводят к скачкам уплотнения, взаимодейст­ вие которых с сопловыми лопатками ТНД при­ водит к возникновению отраженных скачков (рис. 8.151). Эти скачки значительно снижают КПД ТНД. Моделирование этих явлений воз­ можно с помощью моделирования нестационар­ ных аэродинамических процессов в проточной части сразу двух турбин. Оно может быть необ­ ходимой базой для отработки технологии про­ ектирования, позволяющей уменьшать влияние взаимодействия ТВД и ТНД на аэродинамиче­ скую эффективность, а также на аэродинамиче­ ское возбуждение лопаток.

Экспериментальное исследование этой пробле­ мы составляет одно из главных направлений про­ граммы разработки новой технологии ТЕСН56 - для чего был специально построен двухкаскадный стенд. В ходе работ по ТЕСН56 было исследовано несколько конфигураций рабочих лопаток и сни­ женана50 % интенсивность скачковуплотненияза рабочими лопатками ТВД [8.11.1].

Рис. 8.152. Изменение КПД современных турбин с уменьшением числа Рейнольдса

(с увеличением высоты полета) [8.11.11]. Показана и потенциальная эффективность усовершенствованной технологии проектирования

Профили лопаток ТНД, эффективные при малых числах Рейнольдса. Перспективным направлением в численной аэродинамике тур­ бин является моделирование работы лопаток в условиях низких чисел Рейнольдса, характер­ ных для авиационных ТНД на крейсерском ре­ жиме полета. Снижение КПД ТНД из-за увели­ чения профильных потерь может достичь двух и более процентов (рис. 8.152). Оптимизация профилей для этих условий работы может по­ требовать создания соответствующих моделей для прямого численного моделирования потока. Решение этой задачи находится пока на началь­ ной стадии.

Теоретически возможность моделировать влияние числа Рейнольдса позволит проводить проектную оптимизацию профилей со снижени­ ем этого влияния и скомпенсировать хотя бы часть проигрыша в КПД. Однако, даже при ус­ пешном решении задачи о моделировании влия­ ния чисел Рейнольдса (так же, как и задачи о мо­ делировании «отраженных скачков») результаты применения их в проектной практике не обяза­ тельно будут положительными.

Оптимальная форма лопаток, которая сможет парировать эти эффекты, еще должна быть най­ дена. А это при используемых сегодня аэродина­ мически совершенных профилях является очень сложной задачей, и успешная борьба с вышеупо­ мянутыми явлениями может сопровождаться ухудшением характеристик вобычных условиях. Фактически уже сейчас известно, что так назы­ ваемые «передненагруженные» профили (в отли­ чие от «задненагрузенныех») гораздо более ус­ тойчивы к малым числам Рейнольдса. Однако их эффективность существенно ниже, что и обусло­ вило низкий интерес к их применению. На рис. 8.152 эти профили показаны в виде «турбу­ лентных» профилей, которые слабо подвержены влиянию числа Рейнольдса, но имеют неприем­ лемо большие потери при больших числах Рей­ нольдса.

Оптимизация взаимного углового располо­ жения лопаточных решеток. Для повышения КПД многоступенчатой турбины может быть ис­ пользован нестационарный эффект снижения профильных потерь при натекании на лопатку вихревого следа вышележащего по потоку про­ филя. Если аэродинамический след профиля пре­ дыдущей ступени проходит в середине межлопа­ точного канала, то профильные потери макси­ мальны. Если это след попадает на профиль следующей ступени, то суммарные потери уменьшаются - вероятно, в связи с возникающей при этом нестационарностью в пограничном слое на профиле. Осредненные по времени поте-

ри на профиле оказываютсяменьше, чемв случае стационарного потока. Этот эффект был сначала обнаружен аналитическина основаниимодели­ рования нестационарного потока в проточной части турбины (рис. 8.153).

Реальныйэффектизмеряетсявнесколькихде­ сятыхдолях процента, но онвполнереален иуже используется во вновь разрабатываемых конст­ рукциях. Пока новая технология внедряется на основе экспериментальной отработки. Напри­ мер, фирмаMTU в ТНД GP7200 эксперименталь­ но на турбинном стенде подобрала взаимное уг­ ловое смещение сопловых лопаток для увеличе­ ния КПД и планирует провести такую же работу для оптимизации взаимного углового положения рабочих лопаток [8.11.13].

Несмотря намалыймасштабэффекта, затраты на внедрение этой технологии кажутся не очень значительными. Поэтому эту технологию можно считать перспективной.

8.11.5. ЗП-аэродинамика: эффективные формы лопаточных венцов

ЗБ-аэродинамика лопаточных венцов (1СА и 2СА ТВД, сопловых аппаратов ТНД) активно используется в настоящее время при разработке турбин. Новые эффективные ЗБ-формы венцов (несимметричная проточная часть, местноеутол­ щение профиля по высоте, наклон и изгиб лопат­

ки в осевом ирадиальномнаправлениях и так да­ лее) активно исследуются. Усложненные формы лопаточных венцов остаются достаточно эффек­ тивнымнаправлениемувеличения КПД турбины и, по-видимому, будут оставаться таковыми и в будущем.

Характерными особенностями всех техноло­ гий пространственного проектированиялопаточ­ ных венцов и проточной части являются:

-моделирование основной идеи и всех осо­ бенностей новой технологии на ЗБ-аэродинами- ческих моделях;

-экспериментальная проверка каждого на­ правления и отработка всех особенностей новой технологии.

Работа на обоих этапах (моделирование и экс­ перимент) идет параллельно. Особенности чис­ ленных и физических экспериментов при разра­ ботке новой технологии продемонстрированы

вработе специалистов Pratt&Whitney [8.11.14], посвященной разработке пространственной фор­ мы (изгиб в сторону спинки) сопловых лопаток второй ступени ТВД. Такая же детальнаячислен­ наяи экспериментальная отработка новой техно­ логии проведена Rolls-Royce при внедрении ме­ стного утолщения профиля ТНД для подавления вторичных потерь [8.11.15] - в ТНД Trent 500

ипроводится в настоящее время в отношении несимметричной проточной части для ТВД

Trent 500 [8.11.16].

Глава 8. Турбины ГТД

Все эти усовершенствования существенно ус­ ложняют и удорожают систему регулирования зазоров и систему электронного управления дви­ гателем.

Условия работы систем регулирования зазо­ ров тоже усложняются - например, массивные диски одноступенчатых турбин из-за своей теп­ ловой инерции существенно усложняют задачу минимизации зазоров в условиях многорежим­ ного полета.

Кроме того, сами возможности управления за­ зорами за счет охлаждения корпуса достаточно ограничены. Поэтому достигаемые системами регулирования зазоров результаты по-прежнему могут быть улучшены - преимущественно в от­ ношении обеспечения минимальных зазоров не только на крейсерском, но и на других рабочих режимах, в том числе на взлетном режиме.

С учетом всего вышесказанного весьма акту­ ально новое направление в регулировании ради­ альных зазоров - создание конструкций с управ­

сниженной стоимостью) системой регулирова­ ния зазоров. Эта технология может считаться лишь относительно новой (такая технология при­ менялась на двигателях Rolls-Royce в 1970-х и 1980-х гг. - без системы охлаждения корпусов).

Эта технология была применена и в самой со­ временной ТВД - GP7200. В конструкции обеспе­ чено соответствие тепловой инерции ротора и ста­ тора ТВД и ТНД, что позволило оптимизировать зазоры на всех эксплуатационных режимах.

8.11.9. Развитие средств и методов проектирования

Совершенствование ЗБ-моделирования пото­ ка в турбине.

Наиболее актуальными направлениями совер­ шенствования ЗБ-моделирования являются сле­ дующие:

- Повышение достоверности ЗБ-Навье-Сто- кса (сходимости с экспериментом) и надежности (устойчивости) расчета уровня потерь в одиноч­ ном венце; несмотря на отдельные успехи в этом направлении, о которых можно узнать на конфе­ ренциях, общая картина, особенно в отношении коммерческих пакетов, оставляет желать много лучшего. Во многом это обусловлено ограничен­ ностью самого подхода, основанного на исполь­ зовании моделей турбулентности. В долгосроч­ ной перспективе новые технологии (такие, как прямое численное моделирование турбулентно­ сти) должны снять многие из вышеупомянутых ограничений.

- Повышение достоверности моделирования многоступенчатых турбин по ЗБ-Эйлеру и ЗБ-На- вье-Стоксу. Моделирование многоступенчатой проточной части подразумевает использование определенной технологии осреднения потока ме­ жду лопаточными венцами. Это осреднение и вводимые при нем допущения должны в макси­ мальной степени сохранять реальные характери­

между венцами. Уже поэтому многоступенчатое моделирование вынужденно является прибли­ женным и межвенцовое осреднение является од­ ной из основных проблем для этого моделирова­ ния. Одной из возможностей для обоснования ре­ шений этой проблемы является использование эксперимента.

- Правильный учет таких вторичных эффек­ тов, как втекания охлаждающего воздуха, утеч­ ки в радиальные зазоры и присоединенные по­ лости. Важность учета этих вторичных потоков на генерацию потерь в турбине стала в послед­ нее время более очевидной. Например, утечка

врадиальный зазор одного венца входит в сле­ дующий венец с большим углом атаки и увели­ чивает профильные и вторичные потери в этом венце. Присоединенные полости (рис. 8.157 [8.11.23]) существенно меняют картину течения

впроточной части около ее ограничивающих поверхностей и вносят дополнительные потери, которые возрастают с увеличением радиального зазора.

Вмоделировании этих явлений, как указано

в[8.11.24], большую роль играют модели турбу­ лентности, которые нуждаются в дальнейшем улучшении для придания результатам численно­ го моделирования большей достоверности не только в качественном, но и в количественном отношении.

Аэродинамика лопаточных решеток с пле­ ночным охлаждением.

При проектировании лопаток ТВД, особенно лопаток с большими числами Маха на профиле, важное значение приобретает учет выпуска охла­ ждающего воздуха в проточную часть. Как пока­ зывает опыт Pratt&Whitney в программе Е3 [8.11.25], управление выпуском воздуха может в два раза снизить волновые потери и на 20 % - суммарные потери в трансзвуковой решетке (рис. 8.158).

Повышение эффективности методов аэро­ динамического проектирования лопаток.

Повышение эффективности средств аэроди­ намического проектирования остается одним из наиболее действенных способов повышенияпроизводительности инженерных работ. Повыше-

Глава 8. Турбины ГТД

увеличения количества проектных итераций за располагаемое время.

В частности, руководители инжиниринга GE Aircraft Engines считают, что повышение эффек­ тивности программного обеспечения и уровня организации инженерных разработок позволили компании за пять лет в несколько раз увеличить производительность при профилировании неохлаждаемых лопаток ТНД [8.11.26]. Повышение производительности и эффективности проект­ ных работ вносит свой вклад и в сокращение вре­ мени доводки турбины.

Моделирование нестационарного потока

Моделирование нестационарного потока яв­ ляется в настоящее время очень затратным по времени и может быть использовано для ограни­ ченного круга задач - моделирования нестацио­ нарного (вибрационного) нагружения лопаток и для моделирования оптимального окружного углового смещения лопаток в многоступенчатой турбине. В обоих этих случаях уровень важности получаемой информации пока не является крити­ чески важным для проектирования.

Использование нестационарного моделирова­ ния для лучшего расчета уровня потерь в реальной турбине и реальных граничных условий для венцов находится пока на начальной стадии. Правильное моделирование нестационарных процессов в ре­ альной турбине должно быть обосновано экспери­ ментальными данными очень высокого уровня.

Контрольные вопросы

1.С решением каких проблем связано умень­ шение числа ступеней при разработке перспек­ тивных турбин высокого давления?

2.За счет чего повышается эффективность турбин двухвальных двигателей при противопо­ ложном вращении роторов ТВД и ТНД?

3.В чем идея оптимизации взаимного углово­ го расположения лопаточных решеток многосту­ пенчатой турбины?

4.Назовите перспективные материалы для из­ готовления дисков и лопаток турбин.

5.Назовите перспективные направления со­ вершенствования систем активного управления радиальными зазорами в турбинах.

Список литературы

8.11.1.Benzakein MJ. Propulsion Strategy for the 21st Century - A Vision into the Future. ISABE-2001-1005.

8.11.2.Haselbach F., Schieffer H., Horsman M , Harvey N. The Application o f Ultra High Lift Blading in the BR715 LP Turbine. 2001-GT-0436.

8.11.3.Thrust for Change. Flight International, 26 June - 2

July 2001.

8.11.4.Mari C. Trends in the Technological Development of

Aeroengines: An Overview. ISABE-2001-1012, 2001.

8.11.5.GP7200: Quiet Power for the A380. Engine Year­ book 2003. Aviation Industry Press, 2003.

8.11.6.Energy Efficient Engine. Low Pressure Turbine Sub­ sonic Cascade Component Development and Integration Pro­ gram. P&W/NASA CR-165592,1982.

8.11.7.Trent 900. Engine Yearbook 2004. Aviation Industry Press, 2004.

8.11.8.GE Investing $1 Billion in 7E7’s GEnx Engine. Aviation Week Show News - Famborough 2004, July 19, 2004.

8.11.9.Walther R., Zarzalis N., Niehuis R. Designing Ad­ vanced Components for High Bypass Engines. ISABE 99-7109, 1999.

8.11.10.Civil engine makers in for the long haul. INTERAVIA, November/December 2002.

8.11.11.Ni R.-H. Advanced Modeling Techniques for New Commercial Engines. ISABE Paper 99-7043,1999.

8.11.12.Meece C. Gas Turbine Technologies of the Future. ISABE 95-7006, 1995.

8.11.13.Mega-Rig. MTU Report, 1/2003.

8.11.14.Sharma O.P., Kopper F.C. Stetson G.M., Magge S.S., Price F.R., Ni R. A Perspective on the Use of Physical and Numeri­ cal Experiments in the Advancement o f Design Technology for Axial Flow Turbines. ISABE 2003-1035,2003.

8.11.15.Gonzalez P., Ulizar I. Advanced Low Pressure Tur­ bine Design for a High By-pass Ratio Aero Engine. ISABE 2001-1061,2001

8.11.16.Harvey N.W ., Brennan G., Newman D.A. Improv­ ing Turbine Efficiency Using non-axisymmetric End Walls: Validation in the Multi-Row environment and with Low Aspect Ratio Blading. GT-2002-30337, Proceedings o f ASME TURBO EXPO 2002.

8.11.17.Gupta D.K. Materials and Processes for Afford­

able and High Performance Propulsion Systems. ISA BE -2001-1104.

8.11.18.Steffens K., Wilhelm H. Next Engine Generation: Materials, Surface Technology, Manufacturing Processes. What comes after 2000? MTU Aero Engines, 2000.

8.11.19.Aviation Week & Space Technology. February 23,

1998.

8.11.20.Caesar Targets Tech Transfer. Aviation Week & Space Technology, February 9,1998.

8.11.21.Dailey G.M. Design and Calculation Issues. Aero-Thermal Performance o f Internal Cooling Systems in Turbomachines. Lecture Series 2000-03. Von Karman Institute for Fluid Dynamics, 2000.

8.11.22.No Surprises. Aviation Week & Space Technology. August 25, 2003.

8.11.23.Gier J., Stubert B., Brouillet B., De Vito 1. Interac­

tion o f Shroud Leakage Flow and Main Flow in a Three-Stage LP Turbine. GT2003-38025. Proceedings o f ASME Turbo Expo 2003.

8.11.24.Horlock J.H., Denton J.D. A Review of some de­ sign practice using CFD and a current perspective. GT2003-38973. ASME TURBO EXPO 2003.

8.11.25.Energy Efficient Engine. Component Development and Integration Program. High-Pressure Turbine Supersonic Cascade Technology Report. P&W. NASA CR-165567,1981.

8.11.26.General Electric Aims At 18-Month Engine. Avia­ tion Week & Space Technology, October 21,2002.

Англо-русский словарь-минимум

Active Clearance Control (ACC) - система активного ре­ гулирования радиальных зазоров

airfoil - лопатка

AN2 - (Annulus Area x rpm2) - произведение кольцевой площади на выходе из рабочей лопатки на квадрат оборотов в минуту (величина, прямо пропорциональная напряжениям растяжения в рабочей лопатке)

aspect ratio - отношение длины лопатки к ее осевой хорде

backflow margin - перепад давления на отверстии пле­ ночного охлаждения с учетом наихудшего сочетания до­ пусков

Blate - рабочая лопатка

containment - удержание внутри корпуса оборвавшейся рабочей лопатки

convergence ratio - конфузорность лопаточной решетки (отношение площади сечения для потока на входе лопаточ­ ного венца к площади на выходе из венца)

cooling effectiveness - относительная эффективность охла­ ждения (отношение разницы температур газа и металлалопат­ ки к разнице температур газа и охлаждающего воздуха)

corrected rotor speed - частота вращения ротора турбины, приведенная к температуре газа перед турбиной или перед ротором турбины (поделенная на квадратный корень из тем­ пературы)

design increments - добавки к температуре газа, охлаж­ дающего воздуха и частоте вращения при проектировании турбины, отражающие вероятные условия эксплуатации и влияние эффектов установки, производственных допусков, износа, точности регулирования и так далее

efficiency - коэффициент полезного действия (КПД) турбины

EGT (Exit Gas Temperature) - температура газа, измеряе­ мая за турбиной двигателя (один из основных параметров, характеризующих износ двигателя и его теплонапряженность в эксплуатации - по отношению к регламентирован­ ным в руководстве по эксплуатации значениям EGT)

expansion ratio - отношение полных давлений перед и за турбиной

firtree - замковое соединение рабочей лопатки «елочно­ го» типа

flow guides - удлинения наружной и внутренней полки лопатки для перекрытия осевого зазора и повышения глад­ кости проточной части

Англо-русский словарь-минимум

flow parameter - приведенный расход газа через турбину (произведение расхода на квадратный корень из температу­ ры, поделенное на полное давление), определяется для сече­ ний на входе в турбину или на входе в ротор

gage point - точка на профиле, соответствующая мини­ мальному сечению межлопаточного канала

hub/tip ratio - отношение внутреннего диаметра лопатки к ее наружному диаметру (измеряемое обычно по выходной кромке)

incidence - угол атаки (разница между углом профиля и углом потока на входе в лопатку)

leaned/bowed (vanes) - сопловые лопатки, выполненные с наклоном или изгибом

loading parameter - параметр нагрузки (удельная работа турбины по параметрам торможения, деленная на удвоен­ ный квадрат окружной скорости). С уменьшением парамет­ ра нагрузки КПД обычно увеличивается

map (turbine тар) - графики характеристик турбины - зависимости ее КПД и приведенного расхода от приведен­ ной частоты вращения и отношения полных давлений

outer air seal - уплотнение (вставка) в проточной части турбины над рабочей лопаткой

pedestais - штырьки (интенсификаторы охлаждения во внутренней полости охлаждаемой лопатки)

pitch - шаг турбинной решетки (расстояние между про­ филями на одном радиусе)

pressure ratio - отношение полных давлений перед и за турбиной (перепад давлений на турбине)

reaction (pressure reaction) - реактивность турбинной ступени по давлению (наиболее часто используется в зару­ бежной практике) - отношение перепада статического дав­ ления на рабочей лопатке к общему перепаду статического давления на ступени

redline (EGT, speed, inlet temperature) - максимальная ве­ личина параметра турбины (температуры газа на выходе, частоты вращения, температуры на входе) турбины с уче­ том добавок (запасов) на производственные допуска, износ и так далее. Превышение этой величины по контролируемо­ му параметру (EGT, speed) обычно приводит к выводу дви­ гателя из эксплуатации

ribs - ребра на внутренней поверхности охлаждаемой лопатки для увеличения интенсивности теплоотдачи.

Rotor Inlet Temperature (RIT, T4.1) - температура газа на входе в ротор ТВД (Tea)

rotorspeed-частота вращения ротора (оборотов в минуту) showerhead - пленочное охлаждение входной кромки

лопатки

shroud - бандажная полка (рабочей) лопатки

solidity - густота решетки профилей (величина, обрат­ ная отношению шага решетки к хорде профиля)

span - длина лопатки

swirl - угол закрутки потока за турбиной (от осевого на­ правления)

stagger - угол установки профиля лопатки (угол между касательной к входной и выходной кромкам профиля и фронтом решетки)

Глава 8. Турбины ГТД

Thermal Barrier Coating (ТВС) - термобарьерное покрытие. TOBI (Tangential On-Board Injection) - устройство пред­ варительной закрутки охлаждающего воздуха перед рото­

ром ТВД

trip strips - мелкие ребра на внутренней поверхности ох­ лаждаемой лопатки, расположенные под углом к направле­ нию потока воздуха

Turbine Entry Temperature - ТЕТ (Turbine Inlet Temperature, T4) - температура газа перед турбиной

turning - угол поворота потока в лопаточной решетке vane - сопловая лопатка

Velocity Ratio (VR) - отношение скоростей на среднем диаметре турбины, отражающее ее аэродинамическую на­ грузку (равняется корню квадратному из суммы квадратов окружных скоростей ступеней, поделенной на удвоенную удельную работу турбины по параметрам торможения). С увеличением УК КПД обычно возрастает