книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства
.pdfГлава 8. Турбины ГТД
Рис. 8.26. Продольный разрез турбины двигателя R B211-535Е4:
1 - ТВД; 2 - ТСД; 3 - ТНД; 4 - подшипник ТВД; 5 - подшипник ТСД; 6 - опора ТВД и ТСД; 7 - масляная полость; 8 - стойки; 9 - С Л ТСД; 1 0 - подшипник ТНД; 11 - опора ТНД; 12 - стойки задней опоры; 13 - вал ТВД; 14 - вал ТСД; 15 - вал ТНД; 16 - РЛ ТВД; 1 7 - ступица диска ТВД; 18 - верхняя половина диска ТВД;
1 9 - полость перед диском ТВД; 20 - вторичная зона КС; 21 - аппарат закрутки; 22 - нижний лабиринт аппарата закрутки; 23 - верхний лабиринт аппарата закрутки
чатой ТВД 7, одноступенчатой ТСД 2 и трехсту пенчатой ТНД 3.
Трехвальная конструкция является основной отличительной чертой семейства RB211/Trent. Несмотря на определенные преимущества (более оптимальное распределение аэродинамической нагрузки по турбинам), эта схема имеет сущест венный конструктивный недостаток - сложность. В работе [8.1.26] приведено сравнение трехвальной турбины (на примере Trent 900) и двухвальной (на примере GP7200). Сделан вывод, что трех вальная турбина проигрывает в массе, ей необхо димы дополнительные вал и подшипник, а также дополнительная масляная полость в относительно горячей среде между турбинами ВД и НД.
Роликовый подшипник 4 ТВД и роликовый подшипник 5 ТСД имеют общую опору 6 и мас ляную полость 7, размещенные между турбина ми. Общая опора 7 проходит через проточную часть с помощью стоек 89 которые совмещены с сопловыми лопатками 9 ТСД. Совмещение опор и масляных полостей позволило несколько упростить конструкцию. Совмещение СЛ ТСД
и стоек опоры позволило избежать удлинения проточной части (и соответствующего увеличе ния массы), а также сэкономить расход охлаж дающего воздуха (отдельно расположенные стойки потребовали бы не меньшего дополни тельного охлаждения, чем СЛ ТСД).
Роликовый подшипник 10 ТНД расположен за турбиной и связан с корпусом через заднюю опо ру 77 и ее стойки 72. Масляная полость 7 уплот нена лабиринтами и наддувается относительно холодным воздухом промежуточных ступеней компрессора, поступающим между валом 13 ТВД и валом 14 ТСД. Между валом 14 ТСД и ва лом 15 ТНД поступает охлаждающий воздух еще более низкой температуры на охлаждение ротора ТНД, одновременно охлаждая со стороны вала ТСД масляную полость 7.
Одноступенчатая ТВД с бандажированной ра бочей лопаткой 16 является в определенной сте пени уникальной конструкцией. Даже в двухсту пенчатых ТВД (которые в связи с меньшей степе нью расширения на одной ступени применяют меньшую окружную скорость) бандажирован-
174
Глава 8. Турбины ГТД
сопловых лопаток ТСД (сравнение профилей этих лопаток с профилями лопаток ТВД приве дено на рис. 8.28).
Кроме того, относительно большая осевая ширина лопаток при малой длине приводит к от носительно высокому уровню вторичных потерь (известно, что при отношении длины лопатки к осевой ширине профиля менее 1,5 вторичные потери резко возрастают; здесь же это отноше ние менее 1,0).
Rolls-Royce сохраняет рассмотренные выше конструктивные особенности (трехвальную схему, бандажированную лопатку ТВД, совме щенные со стойками лопатки ТСД) во всех раз работках двигателей семейства Trent, сохраняя накопленный опыт по надежности и долговеч ности.
8.1.2.7. Конструкции стационарных газовых турбин
Турбины стационарных двигателей наземно го применения могут быть как одновальными, так и двухвальными.
Наиболее простой является одновальная схе ма, которая и наиболее популярна в стационар ных двигателях, особенно в энергетических двигателях большой мощности. В этом случае многоступенчатая турбина одновременно при водит компрессор и отдает часть мощности ге нератору или механическому приводу. В случае двухвальной схемы одна турбина служит турби ной газогенератора (ТВД), а другая турбина (на
отдельном валу) служит СТ и называется также свободной турбиной.
Несмотря на относительную сложность, двухвальная схема со свободной турбиной имеет зна чительно большую гибкость для конкретных применений. Одна модель промышленного дви гателя может иметь несколько СТ для различных применений: для генератора на 3000 об/мин, для генератора на 3600 об/мин, для механического привода (ГПА, судового винта и так далее).
Одной из особенностей стационарных турбин является активное использование подшипников скольжения (вместо подшипников качения, при меняемых в авиационных турбинах). Вместо ша риковых подшипников, воспринимающих осе вые усилия в авиационных турбинах, применя ются упорные подшипники скольжения. Часто это несколько упрощает конструкцию за счет ис ключения необходимости применения разгру зочных полостей для регулирования осевого уси лия роторов, но требует увеличения массы опор и больших расходов масла.
Фирма European Gas Turbines (принадлежа щая компании Siemens) производит стационар ные двигатели умеренной полезной мощности (до 15 МВт). На рис. 8.29 приведены турбины двух модификаций одного стационарного двига теля (Tempest и Cyclone) [8.1.27].
В модификации Tempest все расширение га за происходит в двухступенчатой одновальной турбине 1 и полезная мощность (мощность тур бины, превышающая мощность компрессора) от-
|
Рис. 8.29. Турбины стационарных двигателей Tempest |
|
|
и Cyclone: |
|
Рис. 8.28. Поперечное сечение сопловой ( 1) и |
1 - одновальная турбина; 2 - турбина |
|
рабочей (2) лопаточных решеток ТВД |
газогенератора (ТВД); 3 - |
СТ; 4 - вал СТ; |
в сравнении с сопловыми лопатками |
5 - внутренний корпус; 6 - |
наружный корпус; |
(3) ТСД в двигателе Trent |
7 - вал ТВД |
|
176
Эффективность производственных процессов определяет общее количество материалов для ис пользования в процессе производства. Из-за по терь в процессе производства отношение общей массы использованных материалов к массе во шедших в турбину деталей обычно составляет от 6 до 10, часто доходя до 15 или даже 25 [8.1.30]. Соответственно, чем меньше эта величина, тем более эффективны конструкция и производствен ная технология, тем ниже себестоимость турбины. Примером эффективной конструкции является турбина двигателя Pratt&Whitney PW6000, для ко торой это отношение заявлено на уровне 4.
Себестоимость турбины не может быть опре делена без привязки к конкретным условиям производства, так как зависит от его технологи ческой базы. Наиболее надежный способ моде лирования себестоимости подразумевает использование в качестве базы моделей себе стоимости прототипов основных деталей. Управление себестоимостью предполагает со вместимость конструкции с имеющимися или планируемыми процессами производства, а так же повышение эффективности самих этих про цессов.
В процессе проектирования должны рассмат риваться с точки зрения себестоимости различ ные варианты каждого важного технического ре шения. Только вариантный подход может обес печить принятие действительно оптимального по себестоимости решения.
Обоснование выбора зависит от имеющегося опыта, принятой в компании практики и наличия соответствующего математического обеспече ния для экономической оценки вариантов конст рукции. Из опубликованных в открытой литера туре методов экономической оценки вариантов конструкции турбины следует отметить работу специалистов Alstom Power Uniturbo [8.1.31].
8.1.З.2. Проектирование на целевую стоимость обслуживания турбины
Статистика [8.1.32] показывает, что полная стоимость обслуживания турбины состоит из стои мости запчастей (55.. .65 % - лопатки, 15.. .25 % - роторные детали ограниченного циклического ре сурса - диски, валы), стоимости проведения непо средственно ремонтов (10.. .20 %) и стоимости об служивания в эксплуатации (5 %).
Соответственно, минимизация стоимости об служивания достигается уменьшением расходов на запчасти (уменьшением их количества и уве личением ресурса) и ремонт (уменьшением коли чества ремонтов).
Стоимость замены охлаждаемых лопаток
ГОДможет составлять до 50 % общей стоимости
8.1. Общие вопросы проектирования турбин
ремонта всего двигателя [8.1.33], а цена одной лопатки достигает 3.. .5 тысяч долларов [8.1.34] Практика эксплуатации современных двигате лей (ПС-90А, PW2000 [8.1.35], PW4000 [8.1.36], CFM56 [8.1.9, 8.1.37], V2500 [8.1.38]) показывает, что абсолютно все ТВД в ходе эксплуатации под вергаются неоднократной модернизации с увели чением расхода охлаждающего воздуха для рабо чих лопаток, применением материала лопаток с лучшими характеристиками, внедрением тепло защитных покрытий, улучшением систем охлаж дения лопаток и даже уменьшением температуры газа за счет увеличения расхода воздуха через га зогенератор двигателя. Все эти меры направлены на увеличение долговечности именно лопаток,
и все они оправданы увеличением их ресурса. Таким образом, экономия в процессе проекти
рования на охлаждающем воздухе, на стоимости материала, на трудоемкости системы охлажде ния не оправдывается в эксплуатации. Поэтому лопатки должны проектироваться с максималь ным запасом по температуре газа, который и дол жен обеспечить их долговечность и ремонтопри годность.
Уменьшение количества лопаток турбины
тоже уменьшает стоимость обслуживания (и се бестоимость), так как уменьшает количество необходимых запчастей. Поэтому уменьшение количества лопаток стало одним из основных на правлений при проектировании турбин. Для это го разрабатываются и уже применяются техноло гии аэродинамического проектирования решеток с «высокой» и «ультравысокой подъемной си лой» (Rolls-Royce, MTU), а также «редких» и «ультра-редких» решеток (GE Aircraft Engines). Эти технологии сокращают количество лопаток на 10...20 %, при сохранении эффективности турбины.
Максимальный циклический ресурс ротора турбины. Увеличение допустимой наработки дисков, валов, дефлекторов (а она варьируется в диапазоне от 10 000 до 25 000 циклов) распре деляет стоимость их замены на больший срок эксплуатации и снижает стоимость обслужива ния летного часа.
Циклический ресурс деталей при проектиро вании увеличивается за счет:
- оптимизации уровня и размаха напряже ний в рабочем цикле при помощи методов моде лирования нестационарного теплонапряженно го состояния и методов конечно-элементного анализа;
- оптимизации уровня рабочих температур деталей за счет системы охлаждения.
Стабильность параметров турбины в экс плуатации замедляет выработку запаса по темпе
179
Глава 8. Турбины ГТД
ратуре за турбиной и увеличивает наработку на ремонт.
Стабильность параметров обеспечивается:
-оптимальной величиной радиальных зазо ров РЛ и СЛ в рабочем цикле;
-защитой от окисления и обгорания торца ра бочих лопаток ТВД и корпусных вставок над ни ми за счет эффективного охлаждения и примене ния стойких к окислению и коррозии материалов.
8.1.З.З. Минимизация риска проекта
Основные методы минимизации риска:
-Эволюционный подход к проектированию.
-Создание и использование базы накоплен ного опыта.
-Обеспечение готовности применяемых тех нологий.
-Использование запасов по температуре газа
ичастоте вращения.
Эволюционный подход (выбор оптимально го варианта конструкции с использованием од ной из уже разработанных конструкций в качест ве базовой) является основным в технической по литике любой фирмы. Он дает возможность существенно уменьшить риск, так как затраты на доводку новой конструкции турбины (так назы ваемой турбины с осевой линии) могут быть (и очень часто бывают) неприемлемо велики.
Яркий пример эволюционного подхода дает Rolls-Royce. В двигателях семейств RB211 (в эксплуатации с 1972 г.) и Trent (в эксплуата ции с 1995 г.) практически сохранены базовые размеры и конструктивные особенности тур бин (трехвальная конструкция, одноступенчатая ТВД с бандажированной рабочей лопаткой, од ноступенчатая ТСД, сопловая лопатка которой совмещена с опорой подшипников роторов ТВД и ТСД). Для семейства Trent впервые было при менено прямое геометрическое моделирование турбины. При этом с 1545 до 1850 К выросла тем пература перед ротором ТВД [8.1.39].
Несмотря на увеличение конструктивной и технологической сложности турбины, преемст венность конструкции обеспечила уменьшение риска доводки.
Образцом реализации эволюционного подхо да можно считать и одноступенчатую ТВД GE Aircraft Engines, разработанную для F101, ис пользованную в F110, в семействе CFM56-2/-3/ -5А/-5В/-5С/-7 и смоделированную для исполь зования в F414, CF34-10.
База накопленного опыта
Независимо от подхода, реализуемого в кон кретном проекте, один из принципов конструи рования остается неизменным - это максималь
ное использование накопленного опыта - базы знаний. Опора на прошлый опыт является самым надежным способом снижения технического
ифинансового риска нового проекта.
Укаждой фирмы этот опыт складывается ис торически, и далеко не всегда он формализован
ввиде документации. Носителями его являют
ся специалисты, математическое обеспечение и процедуры, используемые в процессе проекти рования.
На практике использование базы знаний озна чает «проектирование в пределах накопленного ранее опыта технических решений»:
-сохранение проверенной эксплуатацией технологии проектирования;
-сохранение принципов конструирования отдельных узлов и деталей, то есть освоенных производственных технологий.
База знаний является одним из основных ус ловий успешной реализации целых семейств тур бин в рамках эволюционного подхода к проекти рованию.
Готовность применяемых технологий
Новые материалы и новые технологии явля ются ключевым фактором для успеха новых раз работок. Использование новой технологии при проектировании турбины требует предваритель ной - по крайней мере, на трех уровнях - провер ки ее готовности к использованию.
Первый уровень - это исследовательский уро вень (определение концепции и оценка ее потен циала).
Второй уровень - это технологическая демон страция в узле (оценивается реализуемость и эф фективность технологии при модельных испыта ниях узла).
Третий уровень - испытания в системе двига теля (включая длительные циклические испыта ния).
Зарубежные компании ориентируются на шкалу NASA (Национального агентства по аэро навтике США), которая оценивает уровень го товности технологии в баллах от 0 до 9. Уровень готовности оценивается в зависимости от уровня экспериментальной проверки технологии. Мак симальный (9-й) уровень готовности соответст вует минимальной степени риска - проверке тех нологии в реальной конструкции в летной экс плуатации.
Успешное проведение всех испытаний, к со жалению, еще не дает гарантии надежной экс плуатации с предсказуемым уровнем стоимости обслуживания, так как все условия будущей ра боты ни предусмотреть, ни воспроизвести невоз можно. Однако внедрение новой конструкции
180