Глава 1. Конструкция деталей и

СБОРОЧНЫХ ЕДИНИЦ ГТД.

1.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ГТД.

Газотурбинные двигатели (ГТД) широко используются в авиации. В ГТД можно получить весьма большую силу тяги при малом весе. Установка ГТД на самолете обеспечивает высокие скорости полета. В ходе развития появились различные типы ГТД, которые по своим показателям достигли большого совершенства [1, 2]. ГТД можно разделить на следующие группы: турбореактивные (ТРД), турбовинтовые (ТВД) и промежуточные турбореактивные двухконтурные двигатели (ДТРД). В настоящее время ТРД имеют вполне установившиеся элементы (рисунок 1.1).

1. входное устройство;

2. компрессор;

3. камера сгорания;

4. силовой корпус, связывающий турбину и компрессор;

5. турбина;

6. система выхлопа;

7. корпус приводов агрегатов;

8. топливная, масляная и др. системы.

Для ТРД имеется также один из основных элементов - редуктор.

В ТРД и ТВД применяются в настоящее время исключительно осевые компрессоры вследствие того, что они позволяют получить большую степень повышения давления, имеют высокий КПД, малый вес и малые поперечные габаритные размеры. Компрессор, камера сгорания, турбина и реактивное сопло в ГТД располагаются так, чтобы получить промежуточный тракт, при котором имеют место малые гидравлические потери. Газовые турбины для двигателей большой тяги применяются исключительно осевого типа. Для форсирования ТРД широко применяются фарсажные камеры, расположенные за турбиной. Представленная схема турбореактивного двухконтурного двигателя с фарсажной камерой (рисунок 1.1) является наиболее характерной для современных ДТРД.

К числу основных параметров, характеризующих качественные технические показатели и степень совершенства ГТД, относятся тяга, удельная масса двигателя, габаритные размеры, удельный расход топлива, ресурс и др. параметры.

Сравнительная оценка двигателей с различной тягой определяется удельной массой, под которой понимается отношение массы двигателя к его номинальной тяге. Этот показатель в процессе развития конструкции и технологии производства двигателей постоянно снижается. Так для ТРД с осевым компрессором первых и современных конструкций этот показатель соответственно составляет 1,1 и 0,05. Малая удельная масса является важнейшим требованием для авиационных двигателей.

Габаритные размеры двигателя характеризуются площадью миделя F и длиной L . Наибольшее значение имеет площадь миделя F, т. к. она определяет лобовое сопротивление самолета. В ходе развития ГТД обратная величина удельной лобовой площади (1/ f лоб.= R/F, где R - тяга двигателя), существенно увеличена. В начале развития ГТД она имела значения 2000 - 2500 дан/м2 для ТРД, в настоящее время она повысилась до 12000 дан/м2 и более.

Удельный расход топлива СеR, определяемый для ТРД отношением расхода топлива в кг к величине тяги R, в дан. за час, постоянно уменьшается. Так для стендовых испытаний он на первых ГТД составлял 1,3 - 1,5 кг топлива /дан тяги час.

В настоящее время для ТРД он равен 0,7 и менее кг. топлива /дан тяги час, а для ДТРД менее 0,5 кг. топлива/дан тяги час. Этот показатель важен для современных ГТД. Удельный расход топлива зависит от конструкции ГТД и в большой степени от качества исполнения деталей и сборочных единиц.

Увеличение относительного радиального зазора (отношение радиального зазора к длине лопатки) на 1% приводит к уменьшению КПД компрессора до 3%,что вызывает увеличение расхода топлива до 10% [1].

Это объясняется тем, что при больших зазорах увеличивается перетекание воздуха из полости с большим давлением в полость с меньшим давлением и уменьшается напористость компрессора. В тоже время увеличенные прогибы ротора и статора за счет неуравновешенных сил и моментов, как по величине, так и по направлению, а также температурные деформации вынуждают устанавливать увеличенные радиальные зазоры, что приводит к ухудшению КПД компрессора и турбины и снижению диапазона устойчивости работы компрессора. Так увеличение радиального зазора на 1% сужает диапазон устойчивости на 12-14 %. Увеличение стенок и диаметров валов при этом, часто не дает преимущества по массе конструктивной схемы ГТД с малым числом опор. Это условие определяет важность выбора количества опор в ГТД. В тоже время, по мере развития, непрерывно возрастает ресурс работы ГТД. Если в начале развития ТРД ресурс был 15 - 25 часов, то в настоящий момент он значительно вырос. При освоении ГТД в серийном производстве ресурс двигателя меняется от 50 часов в начальный момент до 5000 - 10000 часов и более, а у конверсируемых изделий серии НК ресурс составляет не менее 50000 часов.

Необходимо отметить, что величина ресурса может изменяться в значительных пределах в зависимости от назначения изделия (гражданский или военный варианты, многоразовое или одноразовое использование изделия и другие требования).

Изменение качественных показателей ГТД во времени зависит от конструкторского и в большей степени от технологического совершенствования процессов производства деталей и сборочных единиц.

Кроме вышеперечисленных основных качественных показателей изделий, на передний план могут выдвигаться и другие качественные характеристики ГТД. Например: удобства обслуживания и ремонта двигателя в процессе эксплуатации, модульность конструкции двигателя, стабильность качественных характеристик во времени при эксплуатации в различных климатических условиях и т. д.

1.2. ОСОБЕННОСТИ И ПУТИ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ.

Авиационные двигатели работают в тяжелых условиях при эксплуатации в различных климатических зонах. Требования к надежности изделий постоянно растут. Показатели качества двигателей увеличиваются. Возрастают затраты на изготовление отдельных деталей и сборочных единиц. Эти условия определяют пути совершенствования ГТД:

1. ПРИМЕНЕНИЕ ОБЛЕГЧЕННОЙ, АЖУРНОЙ, СЛОЖНОЙ КОНСТРУКЦИИ ДЕТАЛЕЙ И СБОРОЧНЫХ ЕДИНИЦ ГТД (рисунок 1).

Корпусные детали имеют тонкостенную конструкцию с наличием различных выемок, облегчений, ребер жесткости, фасонных поверхностей рабочих контуров и т.д. Промежуточные кольца корпусов компрессора и турбины имеют значительные диаметры при малой толщине стенки. Рабочий тракт компрессора и турбины выполняется с минимальным отклонением профиля от номинального положения. Лопатки роторов компрессора и турбины, а также спрямляющие и сопловые лопатки имеют сложную пространственную форму с малыми размерами по толщине профиля и высокоточными элементами замковой части. Диски роторов компрессора и турбины имеют облегченную конструкцию (толщина полотна диска компрессора равна 3-5 мм.) с усиленными ступицей и бандажным венцом. Валы ГТД выполняются значительной протяженности при относительно малых диаметрах и толщине стенки. На валах располагается множество рабочих поверхностей в виде шлицевых, резьбовых, шпоночных, а иногда и зубчатых элементов. Камеры сгорания имеют сложную пространственную форму, выполненную из тонколистового материала, обеспечивающего значительные перепады температур и сил при эксплуатации ГТД.

2. СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ГАЗОТУРБИННОГО ТРАКТА ГТД и оптимизации температурной напряженности элементов конструкции и оптимизация температурной напряженности элементов конструкции направлено на повышение КПД турбины и компрессора. Газодинамическое совершенствование тракта является одним из основных путей улучшения качественных показателей ГТД. Незначительное улучшение приводит к существенному сбережению энергоресурсов. Высокотемпературные турбины современных и перспективных ГТД для пассажирских и транспортных самолетов отличает все более интенсивное охлаждение первых ступеней, относительно малые длины их лопаток и высокая газодинамическая нагруженность, приводящая к возникновению сверхзвуковых скоростей и больших углов поворота потока на венцах [3]. Вследствие высокой степени расширения проточной части турбины получаются со значительным меридианным раскрытием и сильным изменением параметров радиуса в последних ступенях. Исследования по повышению качественных показателей турбин и совершенствование методов проектирования газодинамического тракта позволили получить у авиационных ГТД четвертого поколения высокий КПД. Для одноступенчатых турбин компрессора КПД составляет 0,88 - 089. Для двухступенчатых турбин компрессора и многоступенчатых турбин вентилятора 0,91 - 0,915. При испытании газогенератора ТВВД НК-93 установлено, что на первой ступени турбины достигнут КПД в диапазоне 0,91-0,92.

Совершенствование тракта ГТД привело к изменению геометрической формы профилей лопаток роторной и статорной части ГТД. Например, на ТРД и ТВД и силовых установках семейства НК (86,144,321,93,14,16, и т. д.) использованы профили знакопеременной кривой на корыте или разнотолщинные лопатки, на которых произведена оптимизация углов входа в решетку. Использованы в ТРД ступени с наклонными и саблевидными обратно закрученными по углу входа сопловыми лопатками. Использован вдув охладителя на корыто вблизи входной кромки и создано противодавление при выдуве.

3. ПРИМЕНЕНИЕ СОВРЕМЕННЫХ МАТЕРИАЛОВ алюминиевых, магниевых, титановых, хромоникилиевых жаропрочных, различных композитных материалов для изготовления деталей ГТД и использование жаростойких керамических покрытий.

Выбор материала определяется температурой нагрева и силовым воздействием на детали двигателя при эксплуатации. При температуре менее 200 градусов С используются магниевые сплавы, при температуре более или равными 250 градусов С применяется листовой дуралюмин, при температуре до 500 градусов С нержавеющая сталь, а при температуре более1000 градусов С жаропрочные хромоникелевые сплавы. Так, например лопатки входного направляющего аппарата компрессора низкого давления и лопатки ротора низкого давления изготавливаются из низколегированных теплоустойчивых сталей Х12Н9, Х15Н5Д2Т и титановых сплавов, а лопатки статора и ротора компрессора высокого давления из хромистых теплоустойчивых легированных сталей, а также из жаростойких сталей и сплавов на никель хромовой основе (нихромы). В качестве элементов, дополнительно повышающих жаростойкость применяется алюминий (до 3,5%). Введение алюминия существенно повышает жаростойкость и жаропрочность (особенно в интервале температур 700-800 градусов С) и технологичность сплавов. Лопатки сопловых аппаратов турбин изготавливаются из жаропрочных высоколегированных сплавов. Легирование преследует цель повысить прочность жаропрочных сплавов. Это достигается введением титана, молибдена, ниобия в небольших количествах, а также вольфрама. Вольфрам является благоприятным легирующим элементом, так как он повышает жаропрочность сплавов и почти не ухудшает жаростойкость. В таблице 1.1 представлен примерный перечень основных применяемых материалов для деталей в различных зонах двигателя и термические операции для этих материалов, используемые в процессе изготовления деталей ГТД.

Повышение эксплуатационных требований к деталям ГТД вызвало появление новых жаростойких и жаропрочных материалов. Так для изготовления охлаждаемых лопаток турбины с внутренней полостью используется технология литья по выплавляемым моделям со сплавами на основе никеля - ЖС6КВИ, ЖС6уВИ, ЖСФВИ, ЖС-30, ЖС-30ВИ, ЖС-40, ВЖЛ-12Э и др. Эти сплавы имеют хорошие механические свойства (в=85 кгс/мм2, относительное удлинение =3 - 5 %, относительное сужение  от 4 до 7%) и длительную прочность при температуре 975 градусов С и нагрузке 20 кгс в течении от 22 до 40 часов. Эти материалы обеспечивают технологию изготовления безприпусковых лопаток.

В связи с ростом температуры на входе в турбину ГТД используются технологии создания многослойных (2х - 3х слойных) термостойких, термобарьерных покрытий потоками высокотемпературной импульсной плазмы [6]. Внешний керамический барьерный слой (ZrO2-Y2O3, ZrO2 -MgO) толщиной 70 - 110 мкм. Наносится на подслой керамики + металла (65 \ 35) и слой металла (Ni - Cr - Al - Y) находящийся на основной подложке. Эта система, толщина которой достигает 500 мкм., подвергается тепловому упрочнению с целью создания стойкого керамического покрытия. Данное покрытие способствует увеличению долговечности высоконагруженных элементов ГТД.

4. ПРИМЕНЕНИЕ ТЕРМИЧЕСКИХ И ТЕРМОХИМИЧЕСКИХ

ВОЗДЕЙСТВИЙ НА ОСНОВНЫЕ ДЕТАЛИ ГТД.

В практике термической обработки сталей и сплавов происходят фазовые превращения. Например, неупорядоченная структура ферро-карбидной смеси (ферро-перлитная, перлитная с избыточным карбидом) в стали при нагреве выше критических точек переходит в полиморфное состояние, а при переходе через

критическую точку образуется мелкое зерно аустенита. В зависимости от легирования и скорости нагрева стали, группируются по степени проявления структурной наследственности. Легирование стали, влияет на критическую точку нагрева и охлаждения.

Проведение качественной термической обработки деталей ГТД из различных сталей, жаропрочных и жаростойких сталей и сплавов определяют в большой степени качество изделия. Место термических операций в технологическом процессе изготовления деталей и сборочных единиц, особенно для маложестких конструкций ГТД является часто решающим. В таблице 1.1 приведены основные термические и термохимические операции для деталей на различных этапах технологического процесса изготовления [4].