Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / 8-10-KHarakternyje_defekty_v_turbinah_i_puti_ih_predotvrashhenija

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

Отверстия пленочного или струйного охлаждения в лопатках ТВД должны быть спроектированы или скорректированы для учета условий постоянной работы в гораздо более запыленной среде, чем системы охлаждения турбин авиационных двигателей. Они должны иметь увеличенный диаметр (ведущие разработчики турбин наземного применения имеют основанные на опыте эксплуатации ограничения на минимальный диаметр отверстия).

Перечень использованной литературы

8.1GEAircraft Engines: LM6000 Gas Turbine: Simply the World’s Most Efficient. AE-3248. USA, 1995.

8.2LM6000 rated 45 MW shaft output and 42.6% simple cycle efficiency. Gas Turbine World, NovemberDecember 1995.

8.3Closing the loop. International Power Generation, March 1996.

8.4LM6000 PC. Generator Drive/Mechanical Drive. Gas Turbine World, March-April 1996.

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 какойлибо неисправности.

При стендовых испытаниях и в эксплуатации неисправности в турбине могут быть выявлены средствами диагностики двигателя (например, повышение температуры за турбиной) или при техни- ческом обслуживании, с использованием специальных средств и методов контроля. Такими средствами служат оптические эндоскопы (для осмотра деталей проточной части), приборы для ультразвукового и токовихревого контроля дефлекторов и дисков. Для облегчения проведения диагностики в корпусах турбины выполняют лючки, обеспечи- вающие доступ для средств контроля.

Турбина, как самый теплонапряженный узел двигателя, является и наиболее частым источником неисправностей, приводящим к отправке в ремонт и ограничивающим ресурс. Например, при средней межремонтной наработке 11000 часов в двух из каждых трех случаев отправки в ремонт двигателей семейства PW4000 (всех моделей) причиной являются проблемы (прогары и трещины) с лопатками ТВД [8.1].

Двигатель CFM56-3 при средней межремонтной наработке (на второй и последующие ремонты) около 10000 часов отправляется в ремонт из-

за достижения ограничения по циклическому ресурсу (35%), из-за превышения ограничения по температуре за турбиной (31%) и из-за проблем с долговечностью лопаток ТВД (прогары и трещины 1СА, осевые и радиальные трещины 1РЛ) [8.2].

На Рис. 8.134 приведена средняя наработка новых двигателей CF6-80C2 (GE Aircraft Engines) на «снятие с крыла» по причине выхода из строя лопаток турбины и по всем дефектам, вместе взятым [8.3]. Из графика следует, что именно дефекты лопаток турбины в подавляющем большинстве слу- чаев являются причиной вывода двигателей из эксплуатации и отправки их в ремонт.

8.10.1 - Прогары и трещины лопаток ТВД

В то время как проблемы с лопатками ТВД составляют основную часть проблем с двигателями, подавляющую часть дефектов самих лопаток составляют прогары, термоусталостные трещины, высокотемпературные окисление, коррозия и эрозия. На Рис. 8.135 и 8.136 показаны характерные дефекты сопловых лопаток первой ступени ТВД.

Основные мероприятия по увеличению долговечности лопаток включают:

-местное увеличение расхода охлаждающего воздуха за счет введения дополнительного пленоч- ного охлаждения;

-увеличение расхода охлаждающего воздуха для уменьшения общей теплонапряженности лопатки;

-применение материала с более высокими характеристиками при высоких температурах (с направленной кристаллизацией и монокристаллических);

-теплозащитные покрытия;

-замена общей схемы охлаждения лопатки на более эффективную (и соответственно более технологически сложную);

-изменение (если это возможно) источника отбора охлаждающего воздуха на ступень компрессора с более высоким давлением (такой воздух располагает более высоким потенциалом по давлению и, соответственно, по уровню теплоотдачи в каналах охлаждения);

-усовершенствование аппарата закрутки с целью снижения температуры охлаждающего воздуха для ротора;

-уменьшение непроизводительных утечек

èпотерь давления охлаждающего воздуха в коммуникациях системы охлаждения для использования дополнительного потенциала по давлению

èрасходу непосредственно в лопатках;

-корректировка температурного поля газа в п- роточной части (корректировка радиальной

èуменьшение окружной неравномерности за КС);

-уменьшение температуры газа перед турбиной за счет комплекса мероприятий по двигателю, включая увеличение расхода воздуха через газогенератор;

-улучшенное управление эксплуатацией двигателя.

Местное увеличение расхода охлаждающего воздуха (в основном, за счет дополнительных отверстий пленочного охлаждения) является обыч- ным на стадии доводки или первых этапах эксплуатации, когда необходимо откорректировать систему охлаждения лопатки по результатам реальных испытаний.

Применение монокристаллических материалов для лопаток ТВД гражданских двигателей стало уже общим правилом со второй половины 1980-х годов, когда монокристаллические рабочие лопатки были впервые применены Pratt&Whitney в ТВД PW2000 (сертифицирован в 1983 году) и PW4000 (сертифицирован в 1987году). Монокристаллические сопловые лопатки были впервые применены GE Aircraft Engines в ТВД CFM56-5A (сертифицирован в 1988 году) и позволили существенно повысить долговечность лопаток по сравнению с CFM56-3C1. В начале 1990-х Pratt&Whitney на- чала внедрение монокристаллических материалов так называемого второго поколения, в том числе

– для повышения долговечности лопаток существующих двигателей.

При решении проблем с долговечностью лопаток ТВД PW4000 [8.1] было использовано сразу несколько подходов из перечисленного выше 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 нарабатывают по 2500…3000 циклов между ремонтами. Однако у операторов, работающих преимущественно в условиях жаркого климата и высокой запыленности воздуха, рабочие лопатки первой ступени выходили из строя ранее этого срока. Для решения этих проблем была разработана новая лопатка «с увеличенным расходом», появившаяся в эксплуатации с 1997 года. Рабочие лопатки второй ступени ТВД подвержены коррозии и трещинам. Для исключе- ния дефектов была внедрена новая лопатка из монокристаллического материала с улучшенными свойствами. Кроме того, для общего снижения теплонапряженности ТВД PW4000 был внедрен па-

1СА, 1РЛ и 2СА (уменьшение температуры металла 1РЛ - 28îÑ).

Таким образом, применение вышеперечисленных мероприятий снизило температуру металла лопатки на 127îС. Одновременно допустимая температура материала увеличена на 27îС, что в сумме увеличило запас по превышению допустимого уровня температуры лопатки над действительным уровнем на 154îÑ.

Очевидно, что такой комплексный подход дает наибольший эффект. По свидетельству издаваемого Pratt&Whitney журнала Customer Service [8.5], межремонтная наработка турбины и двигателей в - целом после внедрения этого пакета в авиакомпании Delta Airlines возросла с 5000 часов более чем в два раза и имеет перспективы дальнейшего увеличения.

Окружная неравномерность температуры за КС тоже может стать причиной прогара рабочей лопатки. В работе [8.5] подробно рассмотрено влияние окружной неравномерности за КС на распределение температуры газа по профильной части 1РЛ ТВД.

Одномерная оценка треугольников скоростей для «горячих» и «холодных» струй показывает, что горячие струи направляются на корыто лопатки, а холодные – на спинку (см. Рис. 8.137). Аналити- ческое моделирование распространения «горячей струи» газа в проточной части ТВД (в пространственной нестационарной постановке) более детально показывает на концентрацию горячего газа на верхней части корыта лопатки (см. Рис. 8.137).

Измеренное непосредственно в двигателе распределение температуры поверхности 1РЛ подтверждает вышеприведенные оценки, так же как и характер повреждений лопатки в эксплуатации (см. Рис. 8.138).

Предложенный в [8.6] способ управления окружной неравномерностью температурного поля (исключения ее влияния на 1РЛ) заключается в размывании горячих струй путем размещения в горя- чих зонах хорошо охлаждаемых лопаток 1СА ТВД. Этот метод подтвердил свою эффективность для снижения местных температур газа.

Еще ряд характерных проявлений дефектов на 1РЛ ТВД приведен на Рис. 8.139 и 8.140. Эти дефекты проявились на ТВД двигателя LM2500 (морского применения) GE Aircraft Engines [8.7] после соответственно 8700 и 11700 часов эксплуатации.

Характерными дефектами рабочей лопатки являются коррозия и эрозия торца лопатки (на всех лопатках), повреждения металла входной кромки (обе лопатки на Рис. 8.140), корыта (левая лопатка на Рис. 8.140) и верхней части корыта (лопатка на Рис. 8.139).

8.10.2 - Усталостная поломка рабо- чих лопаток

На рабочие лопатки турбины при работе двигателя действуют периодически изменяющиеся силы. Если частота возбуждающих колебаний совпадает с частотой собственных колебаний лопаток, возникает резонанс. В этом случае напряжения в лопатках резко увеличиваются, и может произойти поломка лопаток по перу или по замковой части.

Периодичность сил, вызывающих вынужденные колебания лопаток, объясняется неоднородностью потока в проточной части, связанной с конеч- ным числом статорных деталей, за которыми имеются аэродинамические и термические следы. Это форсунки и жаровые трубы камеры сгорания, сопловые лопатки, стойки в промежуточной или задней опоре, лопатки спрямляющего аппарата за турбиной и так далее.

Излом в лопатках при этом носит усталостный характер. Поломка одной лопатки обычно приводит к повреждению и разрушению остальных лопаток в рабочем колесе и даже лопаток следующих ступеней – Рис. 8.141.

Возможность возникновения резонанса обыч- но анализируется и исключается при проектировании за счет:

-изменения количества форсунок, стоек, количества сопловых лопаток и других элементов проточной части, способных возбудить колебания лопаток;

-оптимизации площадей и моментов инерции основных сечений профильной части и ножки лопатки – как за счет изменения формы профиля, так

èза счет введения специальных ребер и других элементов во внутреннюю полость лопатки;

-применения демпферов под нижними полками рабочих лопаток;

-применения бандажных полок с зигзагообразными гранями, имеющими монтажный натяг по контактным поверхностям в рабочем колесе – Рис. 8.94;

В производстве применяются следующие методы обеспечения усталостной прочности лопаток:

-повышение усталостной прочности «елочного» замка лопаток путем обработки (упрочнения) 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 исключить возможность возникновения резонанса

или обеспечить безопасный уровень вибронапряжений. Поэтому при доводке турбины проводится тензометрирование (измерение вибрационных напряжений на лопатках) на основе предварительного расчетного анализа наиболее опасных мест. В случае обнаружения недопустимо высокого уровня напряжений или необходимости снизить риск их увеличения проводится выбор наиболее

Рисунок 8.139 – Состояние 1РЛ ТВД LM2500 после 8700 часов эксплуатации [8.10.5.7]. Вид на входную кромку и корыто

надежных, приемлемых по себестоимости и срокам реализации мероприятий для борьбы с потенциальным дефектом.

Уменьшение резонансных напряжений без дорогостоящего и длительного перепроектирования рабочей лопатки возможно за счет увеличения уровня демпфирования или за счет уменьшения уровня возбуждающих сил. Такая ситуация, возникшая при доводке одноступенчатой ТВД на Pratt&Whitney, рассмотрена в [8.8]. Было проанализировано две возможности уменьшения уровня нестационарного давления на рабочих лопатках – несимметричное размещение лопаток СА по окружности и перепроектирование спинки СА для уменьшения колебания (стационарного) статического давления в осевом зазоре между СА и РК.

Каждый из двух методов показал возможность снижения резонансных напряжений примерно в два раза, но перепроектирование спинки СА было сочтено во всех отношениях (себестоимость, новая оснастка, необходимость новых деталей) более приемлемым.

Рисунок 8.141 – Обрыв верхней половины профильной части рабочей лопатки второй ступени ТВД и последующие повреждения бандажных полок других лопаток

Несмотря на все принятые во время проектирования и доводки меры, во время эксплуатации может измениться частота и амплитуда возбуждающих сил (например, за счет засорения форсунок, прогара части лопаток) и собственная частота 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 показаны на Рис. 8.141.

Для предотвращения потери натяга при длительной эксплуатации используются:

-нанесение на контактные поверхности полок износостойких покрытий или напайка твердосплавных пластинок;

-оптимизация угла наклона контактной площадки бандажной полки лопатки;

-снижение рабочей температуры бандажных полок за счет охлаждения.

Применяется также контроль натяга по бандажным полкам в эксплуатации.

8.10.3 - Недостаточный циклический ресурс и поломки роторных деталей

Основной проблемой роторных деталей турбины (диски, дефлекторы, валы) является обеспе- чение циклического ресурса. Установление этого ресурса (по допустимому количеству циклов) производится в зависимости от теплового и напряженного состояния детали.

Диск может быть сертифицирован на определенный циклический ресурс как при вводе в эксп-

луатацию, так и постепенно по мере накопления наработки в эксплуатации. Аналитическая оптимизация конструкции по циклическому ресурсу с использованием метода конечных элементов обычно предшествует любым конструктивным изменениям и модификациям диска.

Практика эксплуатации показывает, что достижимый циклический ресурс детали зависит от уровня теплонапряженности турбины в эксплуатации. Например, для переднего дефлектора ТВД CFM56-3 в зависимости от температуры газа перед турбиной в эксплуатации допустимое количе- ство циклов изменяется от 15100 до 20000 (температура газа перед турбиной при этом изменяется примерно на 70îÑ) [8.2].

Поэтому уменьшение теплонапряженности детали является одним из способов увеличения ее циклического ресурса.

Поломки роторных деталей турбины

Поломки роторных деталей турбины чаще всего возникают в ходе достаточно длительной эксплуатации. На Рис. 8.142 представлена конструкция рабочего колеса второй ступени ТВД Д-30. Особенностью конструкции является крепление к диску 1 дефлектора 2 в ободной части с помощью «пушечного» замка. В первоначальном варианте конструкции (см. Рис. 8.143, à) при сборке колеса, после заведения выступов «пушечного» замка деф-

Рисунок 8.142 - Рабочие колеса второй ступени ТВД двигателя Д-30 а) с односторонним натягом по

ободу; б) с двухсторонним натягом по ободу 1 – диск; 2 - дефлектор; 3 - натяг; 4 – зазор

направления работ в целях повышения надежности, сокращения риска и стоимости разработки новых конструкций.

Первым направлением является экспериментальная отработка каждой новой технологии (конструкции) на стадии исследовательских разработок – еще до начала разработки новой конструкции двигателя и турбины. Каждая новая технология должна «созреть» - то есть наработать достаточ- ное количество времени на экспериментальных установках и в натурных условиях на двигателяхдемонстраторах – как на стендах, так и в эксплуатации. По мнению руководства GE, «необходимо быть уверенным в технологии еще до начала ка- ких-либо конструкторских работ» [8.11].

Вторым направлением является увеличение циклической наработки на двигателях до ввода

âэксплуатацию. С 1998 года установлено, что двигатели новой модели должны наработать до ввода

âэксплуатацию не менее 14000…15000 циклов (примерно в два раза больше, чем двигательных программах, реализованных ранее) [8.12]. На GP7200 к моменту ввода в эксплуатацию планируется достигнуть не менее 20000 циклов, причем с особым упором на наработку в наиболее тяжелых по температуре условиях [8.13].

Третьим направлением является продолжение длительных испытаний нескольких экземпляров двигателя для опережающего выявления дефектов с наработкой до 10000 циклов и более. Например,

âпрограмме GE90-115B был выделен специальный двигатель для испытания турбины, который должен в течение трех лет наработать 10500 циклов [8.14]. Эта жесткая проверка уже сертифицированного двигателя должна обеспечить выявление 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 лопаток турбин и назовите основные направления по исключению таких дефектов.

3.В каких случаях в лопатках турбин могут возникать трещины термоусталости, и какие мероприятия применяются для их исключения?

4.В каких случаях в лопатках турбин могут возникать трещины многоцикловой усталости, и какие мероприятия применяются для их исключения?

5.Поясните основные направления повышения циклического ресурса деталей ротора турбины.

Перечень используемой литературы

8.1PW4000 engine focus. Aircraft Technology Engineering & Maintenance.August/September 2002.

8.2The CFM56 in service. Aircraft Technology Engineering & Maintenance. June/July 2001.

8.3years later, the CF6 is still rising to meet new challenges. SKYlines, Paris Air Show 1997 Special Edition. GE Commercial Aircraft Engines. 1997.

8.4United Technologies/Pratt & Whitney: PW2000. The New Standard in Turbine Durability. USA, 1994.

8.5Delta Achieves Lower Maintenance costs with MMP. Customer Service Quarterly, 1/1999, Pratt & Whitney.

8.6Sharma O.P., Stetson G.M. Impact of Combustor Generated Temperature Distortions on the Performance, durability and Structural Integrity of Turbines. Blade Row Interference Effects in Axial Turbomachinery Stages. Von Karman Institute for Fluid Dynamics. Lecture Series 1998-02, 1998.

8.7Driscoll M., McFetridge E., Arseneau W. Evaluation of at Sea Tested LM2500 Rainbow Rotor Blade Coatings. GT-2002-30263. Proceedings of ASME Turbo Expo 2002.

8.8Clark J.P., Aggrawala A.S., Velonis M.A., Gacek R.E., Magge S.S., Price F.R. Using CFD to Reduce Resonant Stresses on a Single-Stage, High-Pressure Turbine Blade. GT-2002-30320. Proceedings ofASME Turbo Expo 2002.

8.9Advanced gas turbine teething troubles were no great shakes. Modern Power Systems, September 1996.

8.10GP7200’s to Be ‘Mature’ on Service Entry. Aviation Week Show News, Farnborough 2004, July 19, 2004.

8.11Flight International. October 29-November 4, 2002.

8.12General Electric Aims At 18-Month Engine. Aviation Week & Space Technology. October 21, 2002.

8.13GP7200 – power for the A380. Aircraft Technology Engineering & Maintenance – Paris 2003 Special.

8.14Zero in-flight events. Engine Yearbook 2004. Aviation Industry Press, 2004.