Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / Glava8-8-1-Turbiny_GTD-Obshhije_voprosy_projektirovanija

нами называют центростремительные радиальные турбины.

Центростремительные радиальные турбины применяются, в основном, для малых объемных расходов газа. Это турбонасосы, турбостартеры, электрогенераторы мощностью 30…250 кВт (например, фирмы Capstone). Известна серия промышленных двигателей мощностью 1,5…1,8 МВт с радиальными турбинами OP16 (см. Рис. 8.15) голландской компании OPRA [8.8].

Двигатель ОР16 выполнен с радиальной турбиной 1 и центробежным компрессором 2. Газ че- рез канал 3 радиально входит в рабочее колесо 4. Турбина (степень расширения около 6) состоит из рабочего колеса, корпуса 5 и выходного патрубка 6. Температура газа перед турбиной – около 1000îÑ.

Основные преимущества радиальной турбины

– отсутствие СА, малые габариты, простота, малая масса. Малая длина позволяет использовать консольную подвеску ротора относительно подшипников. Преимуществом является и возможность полу- чения степени расширения около 6 в одной ступени с к.п.д. на уровне 90%. Однако значительны и недостатки радиальной турбины, ограничившие ее

применение – ограниченность степени расширения (количество ступеней ограничено одной), ограничение температуры газа из-за трудностей охлаждения больших поверхностей и сложных геометрических форм.

Осевые газовые турбины различаются прежде всего по своему назначению – промышленные наземные и авиационные. Различное назначение определяет и различие конструктивных схем.

Промышленные наземные турбины, в свою очередь, включают две основные группы.

Первая из них – стационарные газовые турбины для энергоустановок (привода электрогенератора) и механического привода (в основном перекачки газа). Конструктивной особенностью стационарных наземных конструкций является их массивность èç-çà отсутствия ограничений по массе. В наземных конструкциях чаще используются более простые одновальные схемы и предусматривается возможность частичной разборки и ремонта на месте эксплуатации.

Вторая группа – это так называемые «авиапроизводные» конструкции, созданные на базе авиационных двигателей и применяемые для выработки электроэнергии, механического привода

èдля транспортных нужд (полезная мощность «авиапроизводных» установок до настоящего времени не превышает 50 МВт). Авиапроизводные конструкции вследствие своих особенностей (более высокий к.п.д. и относительно небольшая масса) нашли наибольшее применение в ГТУ в каче- стве силового привода ГПА и на транспорте в качестве двигателей судов, танков. Практически во всех своих наземных применениях эти турбины вынуждены конкурировать с дизелями, всегда проигрывая по цене и стоимости эксплуатации. Поэтому применение авиапроизводных конструкций всегда обосновано их конкретным преимуществом.

При перекачке газа этим преимуществом является меньшая масса, обеспечивающая удобство транспортировки и замены в труднодоступных местностях, где чаще всего располагают газопроводы,

èтопливо - газ. На военных судах – это высокая удельная мощность и быстрота запуска. На круизных судах – менее шумная по сравнению с дизелями работа. Выгодность применения авиапроизводных конструкций для выработки электроэнергии очевидна на нефтяных морских платформах.

Реализованная мощность стационарных наземных турбин (до 725 МВт) значительно превышает мощность авиационных. В самом большом по тяге – 52 тонны – современном авиационном двигателе GE90-115B (см. Рис. 8.20, 8.21) суммарная мощность ТВД и ТНД составляет около 190 МВт.

Âследующих разделах подробно рассмотрены конструкции авиационных газовых турбин. «Авиапроизводные» конструкции рассмотрены в отдельном разделе 8.8.

8.1.2.2 – Основные факторы, определяющие конструкцию турбины

1. Место расположения роликового подшипника ТВД и способы обеспечения герметичности и защиты от перегрева его масляной полости.

Возможны три базовых варианта размещения подшипника и его опоры - перед ТВД, между ТВД и ТНД, за ТНД. Каждое решение имеет свои преимущества и недостатки с точки зрения себестоимости, надежности, опыта эксплуатации, а также обеспечения необходимых условий работы для масляной полости. Все они рассмотрены ниже на примере реальных конструкций.

Каждый ротор турбины должен иметь две опоры. Одна из них может быть совмещена с опорой компрессора (то есть этой опорой служит общий вал турбины и компрессора). В опоре компрессо-

ра обычно устанавливается шариковый подшипник исключающий осевые перемещения ротора и воспринимающий его осевые усилия.

Âопоре турбины устанавливается роликовый подшипник. Он воспринимает только радиальные усилия и допускает относительные осевые перемещения ротора и корпуса. Эти перемещения неизбежны как следствие действия осевых аэродинамических сил и разности температурных расширений ротора и корпуса. Величина осевых перемещений от холодного состояния в сборке к рабочему увеличивается с удалением шарикового подшипника от турбины. Эти перемещения от «холодного» состояния к «горячему» обязательно учитываются при проектировании.

2. Количество роторов (валов) – одновальная, двухвальная или трехвальная схемы.

Количество роторов оказывает очевидное

èзначительное влияние на сложность конструкции. Дополнительный ротор означает дополнительную подшипниковую опору и необходимость решения проблемы ее размещения. В современных авиационных двигателях турбина является как минимум двухвальной и состоит из ТВД и ТНД. В трехвальной авиационной турбине между ТВД

èТНД появляется ТСД, служащая для привода отдельного каскада компрессора. В промышленных двигателях третий ротор может быть свободным от механической связи с компрессором и иметь свободную турбину, являющуюся одновременно СТ для привода устройств-потребителей мощности.

3. Конструктивная схема ТВД (одноступенча- тая или двухступенчатая, наличие бандажных полок на рабочих лопатках ТВД).

Âсовременных авиационных двигателях главную роль играет ТВД, которая служит для привода КВД. ТВД работает в условиях наиболее высоких температур и в большинстве случаев является охлаждаемой. Охлаждение и высокие напряжения существенно усложняют конструкцию ТВД и вынуждают применять дорогостоящие высокотемпературные сплавы для лопаток и дисков.

Одноступенчатая ТВД при одинаковой степени расширения с двухступенчатой (для современных ТВД типичная степень расширения - 4,0…5,5) должна иметь окружную скорость на среднем диамет-

ре в 1,4 раза больше, чем при одинаковой по U/Ñ*àä нагрузке. Увеличение окружной скорости приводит к возрастанию центробежных сил и, соответственно, увеличению массы конструкции для обеспече- ния напряжений приемлемого уровня.

Увеличение массы роторных деталей (в первую очередь диска) влечет также повышение инерционности ротора и усложняет проблемы регули-

рования радиального зазора, контроля качества изготовления диска и дефлектора из порошковых сплавов.

Сокращение вдвое количества решеток увели- чивает степень расширения и уровень скоростей в каждой решетке. Возрастают потери энергии и газовые нагрузки на все элементы конструкции.

Применение бандажной полки на рабочей лопатке ТВД означает увеличение уровня напряжений, усложнение конструкции и увеличение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения полки. Выигрыш от полки в виде увеличения к.п.д. должен перевешивать увеличение расхода воздуха

èпотенциальные проблемы с долговечностью.

4.Уровень температуры газа перед ротором турбины и эффективность системы охлаждения.

Уровень температуры газа перед ротором

èтребуемая эффективность системы охлаждения оказывают решающее влияние на сложность применяемых технологий охлаждения лопаточных венцов и на конструкцию системы охлаждения турбины. Под уровнем температуры газа понимается максимальный уровень температуры (для среднего нового двигателя) в жаркий день (при температуре +30OС). Уровень температуры на режиме «Redline» будет выше в зависимости от имеющегося запаса по температуре газа. Конструкция должна обеспечить все охлаждаемые лопаточные венцы и охлаждаемые элементы необходимым объемом воздуха минимально возможной температуры с запасом по давлению (по отношению к давлению газа). Запас давления воздуха необходим для предотвращения проникновения газа в охлаждаемые детали, выпуска его в проточную часть.

8.1.2.3 – Наиболее успешные конструкции газовых турбин

Несмотря на многочисленность реализованных в металле газовых турбин, количество действительно успешных конструкций не так уж велико. К успешным (рассмотренным ниже) конструкциям турбин отнесены:

-представляющие собой целое семейство конструкций;

-реализованные серией или имеющие перспективу реализации (хотя бы в масштабах семейства) достаточно значительной серии– несколько тысяч штук;

-доказавшие надежность и долговечность в эксплуатации;

-обеспечивающие прибыльность в производстве и обслуживании.

Для ОАО «Авиадвигатель» это турбина дви-

гателя ПС-90А2, являющаяся современным развитием турбины двигателя ПС-90А и конструктивной схемы турбин, реализованной в семействе двигателей Д-30 (Д-30, Д-30КУ/КП, Д-30Ф6). На базе турбин ПС-90А и ПС-90А2 создано семейство турбин для авиационных и промышленных СУ.

Базовые характеристики конструкции турбины ПС-90А2 (см. Рис. 8.16, 8.17):

-двухвальная схема (двухступенчатая ТВД + четырехступенчатая ТНД);

-роликовый подшипник и опора ТВД расположены под КС;

-двухступенчатая высоконагруженная (степень расширения выше 5,0) ТВД с бесполочной первой рабочей лопаткой и полочной второй;

-высокий уровень максимальной температуры газа перед ротором (оценочно 1700К).

Для GE Aircraft Engines, а также фирмы Snecma, принимающей значительное участие во многих разработках с GE, в том числе 50% - в программе CFM56это турбины трех семейств – CF6, GE90 и CFM56. Современная модель CF6-80С2 представляет семейство CF6, находящееся в производстве с середины 1960-х годов (TF39, CF6-6, CF6-50, CF6-80A, CF6-80C2/E1). Многие модели конвертированы в успешные промышленные двигатели (TF39 – в LM2500, CF6-80C2 – в LM6000). Базовые характеристики конструкции турбины (см. Рис. 8.84, 8.89) [8.9; 8.10]:

-двухвальная схема (двухступенчатая ТВД + пятиступенчатая ТНД);

-роликовый подшипник и опора ТВД под КС;

-двухступенчатая умеренно нагруженная (степень расширения около 4.0) ТВД с бесполочными рабочими лопатками;

-умеренный уровень максимальной температуры газа перед ротором (оценочно 1650 К).

Самая современная турбина GE90. Является основой для новых разработок (GE90-115B, GP7200). Производится серийно с 1995 года. Базовые характеристики конструкции (см. Рис. 8.20

è8.21) [8.11; 8.12]:

-двухвальная схема (двухступенчатая ТВД + шестиступенчатая ТНД);

-роликовый подшипник и опора ТВД между ТВД и ТНД; стойки опоры в переходном канале между турбинами;

-двухступенчатая высоконагруженная (степень расширения около 5,5) ТВД с бесполочными рабочими лопатками;

-высокий уровень температуры газа перед ротором (оценочно 1850К).

CFM56 является самой успешной и массовой моделью в современном авиационном двигателес-

троении - в 2003 году в эксплуатации находилось свыше 13000 двигателей. Базовые характеристики конструкции турбины CFM56-5B (см. Рис. 8.22

è8.23) [8.13; 8.14; 8.15]:

-двухвальная схема (одноступенчатая ТВД + четырехступенчатая ТНД);

-опоры ТВД и ТНД совмещены, силовые стойки проходят через заднюю опору турбины; роликовый подшипник ТВД – межвальный (размещен между валами ТВД и ТНД);

-одноступенчатая высоконагруженная (степень расширения около 4,2) ТВД с бесполочной РЛ;

-умеренный уровень температуры перед ротором ТВД (оценочно 1500…1650К в зависимости от модели).

Для Rolls-Royce это турбины семейства RB211/Trent, сохраняющие на протяжении почти тридцати лет все базовые характеристики конструкции. Эти характеристики приведены на примере турбины RB211-535E4 (см. Рис. 8.26 и 8.27) [8.16; 8.17]:

-трехвальная схема: одноступенчатая ТВД + одноступенчатая ТСД + трехступенчатая ТНД;

-роликовый подшипник и опора ТВД совмещены с роликоподшипником и опорой ТСД; общая опора совмещена с сопловыми лопатками ТСД;

-одноступенчатая умеренно нагруженная (степень расширения около 3.0) ТВД с полочной РЛ;

-умеренный уровень температуры газа перед ротором (для RB211-535E4 оценочно 1550К).

Для Pratt&Whitney это модели V2500, PW6000, F119.

Модель V2500 - вторая в мире (после CFM56) по масштабам производства. Принципиально одинаковая c PW2000 и PW4000 схема турбины. Базовые характеристики конструкции турбины (см. Рис. 8.18) [8.18; 8.19; 8.20]:

-двухвальная схема (двухступенчатая ТВД + пятиступенчатая ТНД);

-роликовый подшипник под КС, стойки опоры ТВД совмещены с корпусом КС;

-двухступенчатая высоконагруженная (степень расширения около 5,0) ТВД с бесполочными рабочими лопатками;

-высокий уровень температуры газа перед турбиной (оценочно 1700К).

PW6000 – самая современная разработка, ставшая базой для новых технологий снижения производственной себестоимости и стоимости обслуживания. Особенности – одноступенчатая безбандажная ТВД с высоким перепадом, подшипник ТВД под КС, переходный канал для ТНД. (см. Рис. 8.24). Базовые характеристики конструкции турбины (см. Рис. 8.24) [8.21; 8.22]:

-двухвальная схема (одноступенчатая ТВД + трехступенчатая ТНД);

-роликовый подшипник под КС, стойки опоры ТВД совмещены с корпусом КС;

-одноступенчатая высоконагруженная (степень расширения около 4,0) ТВД с бесполочной РЛ;

-умеренный уровень температуры газа перед турбиной (оценочно 1650…1700 К).

Самая современная военная конструкция и основа для новых разработок (таких, как F135) - модель F119. Базовые характеристики конструкции турбины (см. Рис. 8.25) [8.22]:

-двухвальная схема (одноступенчатая ТВД + одноступенчатая ТНД);

-опоры ТВД и ТНД совмещены, силовые стойки проходят через заднюю опору турбины; роликовый подшипник ТВД – межвальный (размещен между валами ТВД и ТНД);

-одноступенчатая умеренно нагруженная (степень расширения около 3,0) ТВД с бесполоч- ной РЛ;

-высокий уровень температуры газа перед ротором ТВД (оценочно 1950…2000 К).

8.1.2.4 – Конструкции газовых турбин с двухступенчатыми ТВД

Упомянутые реальные конструкции служат далее базой для анализа типовых конструкций газовых турбин.

Турбина двигателя ПС-90А2 (см. Рис. 8.16) – двухвальная, состоит из двухступенчатой ТВД 1

èчетырехступенчатой ТНД 2. Роликовый подшипник 3 ТВД и его масляная полость 4 размещены под КС 5, при этом опора подшипника совмещена с корпусом 6 КС. Таким образом, ротор ТВД расположен консольно по отношению к подшипнику. Роликовый подшипник 7 ТНД размещен за ТНД

èего силовая связь с корпусом осуществляется через заднюю опору 8 турбины и ее стойки 9, проходящие за ТНД.

Система охлаждения подшипника и его масляной полости должна:

-обеспечить изоляцию масляной полости от проникновения окружающей среды с высокой температурой;

-исключить утечки масла;

-обеспечить температуру подшипника на уровне проектной, а температуру стенок масляной полости на уровне, исключающем коксование масла.

Размещение масляной полости подшипника

èопоры ТВД под КС традиционно применяется в турбинах ОАО «Авиадвигатель». Общей проблемой этого варианта является размещение масляной