Применение ТЗП существенно снижает расход охлаждающего воздуха, увеличивает эффективность турбины и долговечность лопаток.

Первый вид ТЗП (керамика с низкой теплопроводностью из стабилизированного иттрием циркония - ZrO2-Y2O3) применяется с 1980-х годов. Это покрытие наносится плазменным напылением и пригодно только для статорных деталей. Для него необходим внутренний слой (подслой) в виде 4-5 компонентного покрытия типа M-Cr-Al-Y (где M - это Ni, Co, Fe или их сочетания), которое обеспечивает защиту от окисления и переход к имеющему более низкий коэффициент температурного расширения ТЗП. Внешнее покрытие играет роль теплового барьера, снижая температуру металла лопатки на 20…50îС. Покрытие имеет вид горизонтальных слоев с однородной структурой и обладает недостаточно высокой стойкостью к терми- ческой усталости в эксплуатации – в покрытии возникают микротрещины и оно отслаивается.

Второй вид ТЗП (того же состава) имеет стол- бчатую структуру, получаемую испарением под воздействием электронного луча с последующим осаждением на поверхность лопатки. Это покрытие может использоваться как на статорных, так и на роторных лопатках. Оно имеет хорошую стойкость к термической усталости и не закрывает отверстия пленочного охлаждения при нанесении. Отслоение покрытия может возникнуть из-за окисления на стыке с подслоем. Для использования этого вида ТЗП необходимо очень дорогое оборудование.

8.8.4 - Корпусы турбин

Корпус турбины входит в общую силовую схему двигателя. Он представляет собой цилиндрическую или коническую оболочку с фланцами. Обычно корпус выполняется с поперечными разъемами между всеми ступенями. Во время работы двигателя корпус испытывает большие напряжения за счет значительных градиентов температур газа в проточной части (окружная неравномерность температур за камерой сгорания) и разницы температур в проточной части и воздушной среды над корпусом. В связи с этим материал для корпуса должен иметь высокие прочностные характеристики, хорошо обрабатываться, допускать возможность заварки дефектов и удовлетворительную коррозионную стойкость. В настоящее время корпуса турбин изготовляют из сплавов ЭП609, ЭП648-ВИ, ЭИ437Б, ЭП718-ИД.

К корпусным деталям также относятся вставки (разрезные кольца) над рабочими лопатками.

Разрезные кольца работают в «жестких» условиях газового потока проточной части – высокая температура, большие скорости течения газа. Для разрезных колец наибольшее распространение полу- чили материалы ЭИ437Б, ЭИ868. Для увеличения долговечности для вставок над рабочими лопатками ТВД часто используют монокристаллические сплавы (например, ТВД PW2000).

Одним из способов уменьшения радиального зазора между рабочими лопатками и статором в турбине является нанесение истираемых покрытий на вставки разрезных колец. Истираемые уплотнительные материалы должны удовлетворять следующим требованиям:

-удовлетворительная прирабатываемость, то есть незначительный износ лопаток относительно покрытия (не менее чем 1:5); при этом материал уплотнения не должен наволакиваться на лопатки

èсвариваться с лопатками или с гребешками их бандажных полок;

-стойкость к окислению;

-сохранение адгезии к металлической основе корпуса;

-эрозионная стойкость;

-технологичность изготовления и нанесения. Для нанесения на вставки применяются кера-

мические уплотнительные материалы типа NiCr+ZrO2.

8.8.5 – Перечень использованной литературы

8.8.5.1Steffens K., Wilhelm H. Next Engine Generation: Materials, Surface Technology, Manufacturing Processes. What comes after 2000? MTU Aero Engines. 2001.

8.8.5.2Altman R.L. Gas Turbine Technology Benefits for Commercial Airplane Operators. Pratt & Whitney, United Technologies, USA, 1991.

8.8.5.3Gupta D.K. Materials and Processes for Affordable and High Performance Propulsion Systems. ISABE-2001-1104.

8.8.5.4Garvin R. The Commercial Emergence of GE Aircraft Engines. AIAA, 1998.

8.9 - Особенности конструкции турбин двигателей наземного применения

Для эксплуатации в промышленных двигателях могут использоваться авиационные турбины без принципиальных изменений проточной части (и это можно считать идеальным вариантом применения) или новые CТ, присоединяемые к газогенератору. Для привода потребителей частота вращения выходного вала СТ должна совпадать с частотой вращения вала потребителя. В энергетике это 3000…3600 об/мин, а для механического привода различных компрессоров – от 4000 до 7500 (и даже до 9000) об/мин. Универсальным вариантом решения этой проблемы является применение

редуктора. Однако этого всегда стремятся избежать из-за дополнительных потерь мощности, проблем со стоимостью, надежностью, необходимостью дополнительных систем обеспечения маслом и так далее.

Ниже рассмотрены примеры успешной разработки турбин промышленных двигателей на базе авиационных конструкций.

Турбина LM6000PA/PB (GE Aircraft Engines) [8.9.1.1]

В конструкции 41-мегаваттной энергоустановки LM6000PA/РВ ТВД и ТНД полностью сохранены с авиационного двигателя CF6-80C2 (см. Рис. 8.9_1, 8.9_2). Проточная часть турбин сохранена без изменений. ТНД продолжает обеспечивать

LM6000PC/PD [8.9.1.2] – отличающаяся, в основном, конструкцией ТНД. Были перепроектированы последние пять лопаточных венцов с увеличе- нием их длины и увеличением осевой площади на выходе из ТНД. Уменьшение уровня скоростей на последних лопатках и на выходе из ТНД позволило увеличить к.п.д. ТНД и уменьшить потери в затурбинном выходном устройстве. В результате этой модернизации турбины полезная мощность установки возросла до 45 МВт, а термический к.п.д. – до 42,6%.

Турбина Industrial Trent (RollsRoyce) [8.9.1.3]

Другим примером успешного превращения авиационного двигателя в промышленный является 50-мегаваттный Industrial Trent (в эксплуатации

с 1996) фирмы Rolls-Royce – с авиационного двигателя Trent800 сохранены ТВД, ТСД и три из пяти ступеней ТНД. Как и LM6000, Industrial Trent имеет рекордный термический к.п.д. простого цикла – 42%. Как и в LM6000, ТНД является одновременно СТ и механически связана с КНД, то есть не является свободной турбиной.

ÂIndustrial Trent (см. Рис. 8.9_3) сохранена связь ТНД с КНД и введен выходной вал 1 для отбора полезной мощности. Две последние ступени 2 ТНД перепроектированы в связи с увеличением перепада давления и мощности.

Âэтой турбине применено интересное техни- ческое решение – изменение частоты вращения ТНД для привода генераторов на 3000 или на 3600 об/мин, осуществляемое за счет выбора одного из двух вариантов лопаток для КНД. Таким образом, исключаются редуктор и связанные с ним проблемы.

ГТУ-2.5/4П (ОАО «Авиадвигатель»)

К конструкциям со столь же высокой степенью преемственности относится и энергоустановка ГТУ-2,5П/4П (2,5…4 МВт), использующая без изменений ТВД и ТНД авиационного двигателя Д-30. Авиационный КНД снят и ТНД служит свободной СТ для привода генератора через редуктор. Так как нагрузка СТ (при снятом КНД) относительно невелика, оказалось возможным полностью сохранить ТНД базового двигателя. Реальная степень унификации в этой конструкции еще выше, так как в ней оказалось возможным обойтись без дополнительной разгрузочной полости и всю осевую силу СТ воспринимает шарикоподшипник.

Общие особенности конструкции турбин двигателей наземного применения - производных от авиационных двигателей, изложены ниже.

Модульность конструкции, допускающая замену максимально возможного количества узлов и деталей прямо на месте эксплуатации. На Рис. 8.9_4 приведено разделение на модули турбины одного из наиболее популярных промышленных двигателей LM2500 (GE Aircraft Engines).

Отсутствие жестких ограничений по массе, характерных для авиационных турбин. Возмож-

ность использования более массивных конструкций

âотдельных случаях упрощает проектирование корпусов и дисков.

Применение сплавов с более высокой проч- ностью, стойкостью к окислению и коррозии

для рабочих и сопловых лопаток ТВД - в том числе сплавов направленной кристаллизации и монокристаллических (даже если они не использовались

âбазовой авиационной конструкции). Например,

âТВД LM6000 рабочие лопатки изготовлены из монокристаллического сплава Rene N5 – вместо обычного Rene 80 или сплава с направленной кристаллизацией DSR142 – в базовой авиационной турбине CF6-80C2 [8.9.1.4].

Это обусловлено, во-первых, необходимостью обеспечения длительной работы на максимальной мощности (хотя и при меньших на 60…80îС максимальных температурах) – в отличие от авиационных двигателей, у которых взлетный режим с максимальными температурами занимает небольшую часть рабочего цикла. Во-вторых, необходимостью обеспечения значительно более высокой долговеч- ности (межремонтный ресурс в наземном применении составляет обычно около 25000 часов, что

â2…3 раза превышает обычные для авиационных турбин межремонтные наработки).