Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / 8-2-Aerodinamicheskoje_projektirovanije

цели GE при совершенствовании двигателя GE90 [8.26].

Но на практике переход на одноступенчатую ТВД связан с большим риском из-за вполне вероятной необходимости увеличения затрат на доводку и достижение конкурентоспособности новой одноступенчатой ТВД с уже имеющейся двухступенча- той.

Применение одноступенчатой ТВД (с отношением полных давлений на входе и выходе 4.0 и более) означает:

-трансзвуковой и сверхзвуковой уровень чи- сел Маха в проточной части (необходимость решения проблемы проектирования охлаждаемых профилей, эффективных в диапазоне чисел Маха от 1.0 до 1.4); с увеличением скорости потока в трансзвуковой области уровень потерь энергии в решетке профилей существенно возрастает и в большинстве случаев увеличивается далее и в трансзвуковой области; это приводит к уменьшению к.п.д. турбины с увеличением степени расширения выше 2.5…3.0;

-образование системы скачков уплотнения

âпроточной части и возможность возникновения дополнительных потерь от нестационарного взаимодействия этих скачков в системе неподвижных (СА ТВД и СА ТНД) и вращающейся (РК ТВД) решеток; на Рис. 8.48 показана волновая структура течения в решетке рабочих лопаток при числе Маха за решеткой 1.25;

-относительно высокий уровень напряжений

âроторе (диске и дефлекторе) из-за высокого (необходимого для обеспечения приемлемой аэродинамической нагрузки) уровня окружной скорости (500…600 м/с) – потенциальные проблемы с обеспечением циклического ресурса ротора при проектировании;

-высокий уровень механических и терми- ческих (возникающих вследствие температурных напряжений) напряжений в рабочей лопатке (25…40 кгс/мм2) – потенциальные проблемы с обеспечением ее долговечности и надежности;

-повышенный уровень аэродинамических сил, возбуждающих динамические напряжения в рабо- чей лопатке;

-в целом более низкий, чем в двухступенча- той турбине, уровень аэродинамической эффективности ТВД.

Только после надежного овладения соответствующими технологиями и достижения надежности, хотя бы равной надежности двухступенчатой ТВД, можно рассчитывать на эффективность применения одноступенчатой турбины. Эффективно работающие в настоящее время одноступенчатые

Рисунок 8.48 – Система скачков уплотнения в плоской решетке турбинных лопа-

ток при осредненном числе Маха 1.25 [8.21].

Теневая фотография (шлирен-фо- тография) при визуализации потока с помощью окрашенного масла

ТВД (CFM56, F119) прошли достаточно длительную доводку и эмпирическим путем были найдены некоторые оптимальные решения, которые в новом проекте необходимо найти аналитически.

8.2.7.1 - Выбор количества ступеней ТНД

Выбор количества ступеней авиационных ТНД определяется располагаемой окружной скоростью

èтребуемой степенью расширения. Располагаемая окружная скорость зависит от частоты вращения

èвыбранного диаметра проточной части. Оптимальное решение находится с учетом к.п.д., массы

èстоимости. Хотя эти параметры в различных двигателях выбираются с учетом множества факторов, оказалось, что в реализованных конструкциях количество ступеней находится в достаточно узкой зависимости от степени расширения в ТНД.

Фирма MTU построила такую зависимость для спроектированных ею ТНД (см. Рис. 8.49). Резкий переход к меньшему более чем в два раза количеству ступеней осуществляется только с по-

Рисунок 8.49 - Изменение количества ступеней в ТНД в зависимости от степени расширения по полному давлению для турбин MTU [8.27]

Рисунок 8.50 – Выбор количества ступеней СТ

мощью использования редуктора между вентилятором и ТНД для повышения частоты вращения турбины.

Сравнение и выбор оптимального варианта для конкретного применения производится в системе двигателя на основе сравнения прямых эксплуатационных расходов для каждого варианта. С использованием программ одномерного расчета турбины по среднему диаметру определяется к.п.д. ТНД и оценивается необходимый расход охлаждающего воздуха, система вторичных потоков. Затем после оценок массы и стоимости проводится сравнение вариантов турбины в системе двигателя по прямым эксплуатационным расходам.

На Рис. 8.50 приведена иллюстрация выбора количества ступеней в свободной СТ для привода электрогенератора.

Функцией цели служит стоимость приобретения и прямые эксплуатационные расходы для данного варианта конструкции за определенный (обозримый для заказчика) период времени. В п- риведенном примере при выборе количества сту-

пеней для силовой турбины учитывается изменение к.п.д., себестоимости (затрат на приобретение), затрат на эксплуатацию (стоимости топлива) в течение одного года (этот срок выбран как приемлемый для заказчика в качестве срока окупаемости любого рассматриваемого изменения конструкции).

На Рис. 8.50 видно, что стоимость приобретения монотонно растет вследствие роста себестоимости при увеличении количества ступеней. Подобным же образом растет и реализуемый к.п.д. как следствие снижения нагрузки на ступень. Затраты на эксплуатацию (топливо) падают с ростом к.п.д. Однако суммарные затраты имеют четкий минимум при четырех ступенях в СТ.

Во всех этих расчетах очень важно учитывать собственный опыт и опыт других фирм для достоверности проведенных оценок, иначе дальнейшие сравнения и выводы могут не иметь реальной основы.

8.2.7.3 - Аэродинамическое проектирование и к.п.д. турбины

Схема процроцесса одномерного проектирования турбины показан на Рис. 8.51.

Детальное аэродинамическое проектирование на среднем диаметре заключается в выборе оптимального распределения удельной работы и реактивности по ступеням для предварительно выбранных осевых и диаметральных размеров проточной части. В процессе оптимизации допустима корректировка любых размеров.

Целью оптимизации является выбор сочетания параметров, обеспечивающих минимальную величину прямых эксплуатационных расходов.

Примерная схема определения к.п.д. турбины в одномерном аэродинамическом расчете для типичных ступеней (одноступенчатой охлаждаемой ТВД с высоким отношением давлений и для

одной из ступеней неохлаждаемой многоступен- чатой ТНД) приведена в таблице 8.1. Из таблицы следует, что главную роль в определении к.п.д. играют потери энергии в проточной части турбины. Они включают потери кинетической энергии потока газа в лопаточных венцах и потери мощности (к.п.д.) из-за функционирования системы охлаждения.

Следует иметь в виду, что оптимальные параметры не могут быть окончательно выбраны в одномерном расчете, так как одномерная модель только с определенной степенью приближения отражает реальные процессы в турбине.

8.2.8 - Аэродинамическое проектирование лопаточных венцов

Общая схема процесса

Общая схема процесса проектирования лопаточных венцов представлена на Рис. 8.52.

Содержание процесса проектирования венца

Предварительная аэродинамическая оптимизация лопаточной решетки в 2D-постановке проводится непосредственно в программе профилирования в диалоговом режиме по распределению приведенной адиабатической скорости (или статического давления) по обводам профиля. Обтекание решетки оценивается моделированием по 2D-Эйлеру (моделированием сжимаемого дозвукового, трансзвукового и сверхзвукового потока в решетке по уравнениям Эйлера для невязкого потока).

Критериями оптимального распределения скорости являются:

-Обеспечение относительно низких (на уровне, близком к средней приведенной скорости на входе в решетку) значений приведенной скорости на начальном участке профиля спинки (непосредственно после окончания разгона потока на входной кромке от точки торможения). Наиболее эффективным средством для этого является отрицательный угол атаки (разница между конструктивным углом и углом потока на входе в решетку).

-Равномерное ускорение потока до точки максимальной скорости вблизи или за точкой горлового сечения межлопаточного канала.

-Плавное торможение потока от точки максимума скорости на спинке до выходной кромки

(оптимальный темп снижения приведенной скорости составляет 0.05…0.10 на 10% периметра профиля). Очевидно, что чем меньше этот темп, тем лучше. Значительные отрицательные градиенты скорости на спинке (в пределе переходящие в скач- ки уплотнения) могут привести к отрыву потока

èзначительному увеличению потерь.

-Минимально возможная степень перерасширения потока на спинке (отношение максимальной скорости к средней скорости на выходе из решетки). Приемлемым уровнем перерасширения на практике можно считать 1.05…1.20.

-Исключение местных всплесков скорости в месте схода потока с окружности входной кромки на спинку и корыто после разгона от точки торможения. Эти всплески оказывают неблагоприятное влияние на развитие пограничного слоя

èспособствуют увеличению местных коэффициентов теплоотдачи от газа к корыту лопатки.

Уровень этих местных всплесков может быть снижен уменьшением диаметра входной кромки (около 0.6 мм в современных ТНД) или переходом к описанию входной кромки не окружностью, а эллипсом.

Помимо этих общих критериев, необходимо иметь в виду частные случаи проектирования:

-В случае появления зоны сверхзвуковых скоростей на спинке целесообразно максимально снизить как общий уровень сверхзвуковых скоростей, так и протяженность этой зоны, даже за счет некоторого повышения уровня скоростей в нача- ле спинки.

-Для охлаждаемых лопаток целесообразно добиваться исключения или снижения местных забросов скорости в начале корыта, так как это способствует увеличению местных коэффициентов теплоотдачи от газа.

-Для лопаток последних ступеней авиационных турбин может быть существенным влияние числа Рейнольдса на полетных режимах. Поэтому целесообразно исключать значительные градиенты потока в конце спинки (характерные для так называемых задненагруженных профилей), которые имеют тенденцию к отрыву потока при уменьшении числа Рейнольдса.

Однако целевое распределение скорости в двумерной постановке при проектировании сечений может отличаться от вышеизложенного, так как эта задача является промежуточной. Распределение скорости в сечении должно быть таковым, чтобы оптимальное распределение имело место в окон- чательной постановке – многоступенчатом расче- те по 3D-модели (Эйлера или Навье-Стокса). Характер изменения распределения скорости при

Рисунок 8.53 – Расчет турбинной решетки по 2D-Навье-Стоксу, показывающий возможность распознавания отрывных зон с областями обратного те- чения газа (зона на спинке профиля около выходной кромки)

Рисунок 8.54 – Сравнение уровней скорости на поверхности профилей для обычного профиля, профилей с «высокой подъемной силой»

(«High Lift») и «очень высокой подъемной силой»

(«Ultra High Lift»), спроектированных в Rolls-Royce [8.28]

переходе от двумерной к пространственной постановке не может быть универсальным и определяется опытным путем.

На следующем этапе спроектированная решетка оценивается на уровень потерь (кинетической энергии или полного давления), на чувствительность к углу атаки (к изменению угла атаки на входе) и изменению режима работы по числу Маха. Последние характеристики очень важны для многорежимных турбин (ТНД и СТ). Моделирование проводится по 2D-Навье-Стоксу (моделирование вязкого потока в решетке по уравнениям НавьеСтокса). Помимо изменения уровня потерь и его изменения с числом Маха и углом атаки, оценивается вероятность отрыва потока на профиле (см. Рис. 8.53).

2D-аэродинамическое проектирование является основой в получении эффективной аэродинамики турбины. Как уже говорилось, необычайную важность имеет наличие гибкого и эффективного математического обеспечения для проектирования лопаточных решеток.

В современной практике совершенствование методов проектирования профилей используется не для повышения к.п.д., а для поддержания достигнутого уровня эффективности при уменьшении себестоимости и стоимости обслуживания турбины – за счет сокращения количества лопаток [8.5].

Так называемые профили с «высокой подъемной силой» («High Lift») и с «ультра-высокой подъемной силой» («Ultra High Lift») [8.28] позволяют сократить количество лопаток на величину до 20% - при сохранении уровня аэродинамической эффективности. Такие профили интенсивно исследуются и начинают использоваться в первую очередь в авиационных турбинах (см. Рис. 8.54).

Окончательная аэродинамическая оценка

èоптимизация профилей (решеток) и лопаточных венцов турбины – определение граничных условий, характеристик обтекания и потерь - проводится в системе более высокого уровня, которую представляет собой численная модель сквозного течения потока в многоступенчатой турбине (3DЭйлер или 3D-Навье-Стокс). Сквозное 3D-моде- лирование для многоступенчатой турбины в целом (включая входные и выходные устройства, переходные каналы, стойки и спрямляющие аппараты) позволяет автоматически и наиболее точ- но моделировать граничные условия для каждой отдельной лопаточной решетки турбины и оценивать ее характеристики (обтекание и потери) наиболее точно.

При неудовлетворительных характеристиках

èнеобходимости дальнейшей оптимизации проис-

ходит возвращение к 2D-проектированию профилей и построению венцов.

Ограничения

Практическое применение технологии 2D-про- ектирования связано с использованием конструктивных и технологических ограничений.

Во-первых, это выбор количества лопаток. Для унификации типа применяемого елочного замка с существующим (что всегда предпочтительнее с точки зрения сохранения оснастки и уменьшения риска) количество рабочих лопаток уточняется с учетом применяемого замка. Тогда новое количество лопаток (ZÍ) может быть определено на основе существующего у прототипа (ZÏ) с учетом отношений средних диаметров замков новой конструкции (DÍ) и конструкции прототипа (DÏ) -

(ZÍ = ZÏDÍ/DÏ).

В качестве среднего диаметра принимается указываемый в чертеже диаметр так называемой «базовой плоскости замка» - базового диаметрального размера замка. Отклонение от полученного числа в сторону увеличения/уменьшения количе- ства лопаток приводит, соответственно, к утонению хвостовика лопатки/утолщению выступа диска или к утолщению хвостовика/утонению выступа диска.

Во-вторых, это прочностные ограничения. На основании расчетной оптимизации массы профильной части лопатки задаются конструктивные ограничения:

-требуемое распределение площади сечения металла по длине профиля (обеспечение прочности по напряжениям растяжения);

-требуемое распределение минимального момента инерции по длине профиля (обеспечение прочности по напряжениям изгиба и динамическим напряжениям).

В-третьих, это производственные ограниче- ния. Производственная база для производства лопаток определяет технологические ограничения:

-минимальная толщина выходной кромки;

-минимальная толщина стенок у охлаждаемой лопатки;

-минимальный угол заострения выходной кромки;

-прямоугольная полка для корневого сечения лопатки (сумма абсолютных максимальных ординат выходной кромки и спинки должна быть меньше шага решетки);

У охлаждаемых и полых лопаток дополнительно задаются минимальная толщина стенки (у выходной и выходной кромки и в месте макси-

мальной толщины в каждом сечении) и минимальные радиусы входной и выходной кромки внутренней полости.

8.2.9 - Методы управления пространственным потоком в турбине

Формирование лопаточного венца представляет собой эффективное средство управления распределением аэродинамической нагрузки и потерь энергии по длине лопатки с целью уменьшения суммарных профильных и вторичных потерь и повышения к.п.д. ступени. Однако применение таких методов управления потоком должно быть экономически оправдано с точки зрения соотношения стоимости реализации и получаемого эффекта.

Синтез лопаточного венца (из оптимизированных в плоской постановке базовых профилей на цилиндрических поверхностях) проводится с помощью сплайн-функции и задаваемых характеристик пространственной формы венца. Формируется точечно-заданная поверхность профиля лопатки - геометрическая модель, используемая на всех следующих стадиях аэродинамического анализа.

К конструктивным методам реализации пространственной формы венца относятся следующие.

Местное открытие выходной кромки (увеличение эффективного угла выхода).

Местное открытие выходной кромки в концевых сечениях сопловых и рабочих лопаток способствует уменьшению аэродинамической нагрузки

âэтих сечениях и уменьшению генерации вторич- ных потерь, а также увеличению степени реактивности в корневых сечениях рабочих лопаток.

Открытие корневых сечений сопловых лопаток ТНД (до 6 градусов) наиболее эффективно для уменьшения вторичных потерь в наиболее нагруженных корневых сечениях сопловых и рабочих лопаток. В малоразмерных турбинах может быть эффективно открытие обоих концевых сечений сопловых лопаток с перенесением основной аэродинамической нагрузки в середину лопатки и уменьшением угла поворота и вторичных потерь

âконцевых сечениях [8.29].

Меридиональное сужение проточной части СА 1 ступени

Меридиональное сужение проточной части практически применимо для первого соплового аппарата и имеет целью уменьшение вторичных потерь за счет реализации большей части поворота потока с меньшей скоростью, а затем разгона потока, преимущественно, в прямом канале.

Различные варианты профилирования наружной ограничивающей поверхности были исследова-

ны еще Дейчем [8.30], но результаты последующих исследований, в том числе с использованием численных методов расчета, показали, что наиболее оптимальной является коническая форма наружной поверхности. При этом наибольшее уменьшение потерь имеет место, как показывает эксперимент, у корневого сечения лопатки. Эксперименты

âсоставе ступени показали, что не всегда уменьшение потерь в сопловом аппарате приводит к увели- чению к.п.д. ступени.

Âнастоящее время меридиональное сужение проточной части применяется практически на всех первых сопловых аппаратах ТВД (см. Рис. 8.22, 8.25, 8.26).

Наклон лопаток на корыто

Наклон лопаток на корыто на величину до 15…20 градусов уменьшает потери у корневого сечения лопатки и увеличивает их у периферии, как следует из большинства известных экспериментов. Наклон лопаток считается также средством уменьшения градиента реактивности ступени по радиусу. Однако в некоторых из известных экспериментов (по крайней мере в двух) наклон лопаток на корыто не оказал влияния на градиент реактивности. Современные методы аэродинамического проектирования позволяют достаточно точно оценить влияние наклона на распределение давления и потери в лопаточных венцах.

Изгиб средней части лопаток в сторону корыта и спинки

Так же, как наклон лопаток на корыто уменьшает потери у корневого сечения, наклон верхней части на спинку уменьшает потери у верхнего се- чения лопатки. На этом базируется идея так называемых саблевидных лопаток, средняя часть которых смещена в сторону корыта. Идея таких лопаток известна давно и первые исследования проведены

âпаротурбостроении (см. Рис. 8.55).

Однако в реальной конструкции впервые нашли применение лопатки с изгибом в сторону спинки (см. Рис. 8.56). Вопрос об эффективности применения лопаток с изгибом исследован в работе специалистов Pratt&Whitney [8.31]. Изгиб в сторону спинки (в отличие от саблевидных лопаток) показал реальный выигрыш в к.п.д. двухступенча- той ТВД (на турбинном стенде) в 0.5%.

Дугообразная выходная кромка сопловой лопатки

Дугообразная форма выходной кромки сопловой лопатки (1 ступени) при практически плоских поверхностях корыта и спинки является достаточ- но распространенным видом пространственной формы венца.

Впервые такая форма лопатки была исследо-

Рисунок 8.55 – Сопловые лопатки с изгибом профиля в сторону корыта (саблевидные) и с изгибом профиля в сторону спинки

Рисунок 8.56 – Изгиб лопаток в сторону спинки в конструкции сопловой лопатки 2 ступени ТВД двигателя PW4168

вана Морганом [8.32], экспериментально получившим увеличение к.п.д. на 0.8%. Из работы Моргана не следует, что такого значительного выигрыша можно ожидать в любых условиях. Тем не менее, лопатки с различной степенью дугообразности выходной кромки применены в реальных конструкциях, например, в ТВД RB211-535E4 (Rolls-Royce)

– Ðèñ. 8.66.

Следует иметь в виду, что применение любого вида пространственной формы венца должно быть обосновано с использованием численных расчетов аэродинамики турбины и венца. Любой из упомянутых методов может быть эффективным только в определенных условиях - например, саблевидные лопатки получили первое признание в паровых турбинах с относительно низким исходным к.п.д. Их применение в газовых турбинах не всегда позволяет получить ожидаемый выигрыш, так как исход-

Рисунок 8.58 – Рабочая лопатка ТНД, спроектированная Rolls-Royce/ITP в ходе реализации одной из европейских технологических программ (ANTLE) [8.5]

ная база (использованная в экспериментах) могла быть достаточно низкой.

Таким же образом перераспределение работы вдоль радиуса не является универсально эффективным. Имеется в виду увеличение угла поворота потока в среднем сечении (в котором отсутствуют вторичные потери) и уменьшение его в корневом и периферийном сечениях – т.е. перераспределение работы в область среднего диаметра с меньшим уровнем потерь энергии. Если в известной работе Шлегеля [8.29] в малоразмерной турбине удалось получить 1.8% увеличения к.п.д., то в работе специалистов General Electric

[8.33] все испытанные варианты пространственного проектирования турбинной ступени оказались хуже исходного.

Тем не менее, элементы пространственного проектирования явно видны в некоторых современных конструкциях – например, в ТНД семейства Trent (Rolls-Royce) – Рис. 8.57, 8.58

Применение достаточно сложной пространственной формы венца неизбежно приводит к технологическим сложностям при его производстве. Поэтому необходима оценка целесообразности применения пространственной формы с учетом увеличения себестоимости производства, т.е. по критерию стоимость-эффективность.

8.2.10 - Экспериментальное обеспечение аэродинамического проектирования

Основные рабочие инструменты для проектирования – одномерное моделирование и многомерное численное моделирование невязкого и вязкого потока в проточной части – не обеспечивают необходимой точности результатов. Это следствие приближенности самих моделей (все они сохраняют большой потенциал совершенствования) и использования в них имеющегося экспериментального опыта. Применение их за пределами име-