Диссертация (Щёточные уплотнения в роторных системах авиационных двигателей), страница 18

2.19. Схема АД с положениями уплотнительных узлов [122; 124]Таблица 2.6. Типичные рабочие параметры уплотнительных узлов вавиационных двигателях (переработано из [122; 124], см. рис. 2.19)ПараметрABCDEFG0 [∘ C]152254. . . 493260. . . 649349. . . 677638682638 [∘ C]152288.

. . 493279. . . 660482. . . 7886496996430 [кПа]407552. . . 2068558. . . 2620241. . . 2344224118962241Δ [кПа]131241. . . 1000290. . . 10693. . . 3793316892137 [м/с]219174. . . 279174. . . 279361. . . 576239361152˙ [г/с]min29. . . 6418. . . 35418. . . 35433333369 : Линейная скорость вала, : Температура материала уплотнения.ния в компрессорах и турбинах, надбандажные уплотнения компрессоров и турбин низкого давления и др.Из-за относительно коротких интервалов обслуживания для авиационных двигателей по сравнению со стационарными газовыми и паровыми турбоагрегатами щёточные уплотнения в первых устанавливаются, как правило, внахлёст или с нулевым радиальным зазором.Список летательных аппаратов, в которых используются двигателис щёточными уплотнениями, приведён в табл.

2.7. Можно отметить, чтосписок покрывает широкий спектр летательных аппаратов. Двигателииз серии PW1000G также предполагаются к использованию (помимоBombardier CSeries) на следующих самолётах: Airbus A320neo, EmbraerE-Jets Gen2, Irkut MS-21, Mitsubish Regional Jet MRJ [305].97Таблица 2.7. Летательные аппараты, использующие двигатели с щёточными уплотнениямиЛетательный аппаратСсылкаДвигательТип двигателяAirbus A318[262]PW6000ТРДД с высокой степенью двухкон- Pratt & WhitneyФирма-изготовительтурностиAirbus A330[248]PW4168ТРДДPratt & WhitneyAirbus A400M[262]TP400-D6ТурбовинтовойEuroprop InternationalBell Boeing V-22 Osprey[326]AE-1107C-LibertyТВаДAllison Engine Company98(Rolls-Royce T406)[326]GE90ТРДДGeneral ElectricBoeing 777[248]PW4084ТРДДPratt & WhitneyBombardier CSeries[305]PW1500GТРДД с редукторным приводом вен- Pratt & WhitneyтилятораCessna Citation X[326]AE-3007ТРДДAllison Engine CompanyEurofighter Typhoon[112]Eurojet EJ200ТРДДEuroJet Turbo GmbHPanavia Tornado[112; 122]RB199ТРДД (ТВРД)Rolls-RoyceSaab 2000[326]AE-2100ТВДAllison Engine Company2.6.

Уплотнительные узлы в АДBoeing 777Таблица 2.8. Примеры использования щёточных уплотнений в авиационных двигателяхДвигательПоложениеGE90РазгрузочноеКонфигурацияПараметрыСсылка[326]устройствоGE T-700Разгрузочная полостьПакет из 2 ЩУкомпрессораБандаж СТ71 мм, 43000 об/мин, 160 м/с, 1.0 МПа,[306]322.3 мм, до 20000 об/мин, 335 м/с,[217]680 KОдиночное ЩУ∘0.007 МПа, 620 C99EJ200Камеры ПКIAE V2500КВД, Камера ПКПрототипВыход из КВДJTAGG IIОдиночные ЩУ[122][89]номинальным зазором105 мм, 50000 об/мин, перепад давленияПакет из 3 ЩУсм.

табл. 2.9[248]Пакет из 2 ЩУ сЗона диффузора и входPW4168в ТВДPW1000GПоследние ступени3–4 позиции одиночныхКВДЩУВал турбиныОдиночное ЩУКВД: Компрессор высокого давления,ПК: Подшипник качения,СТ: Свободная турбина,ТВД: Турбина высокого давления.1207 кПа, 649 ∘ C[305]6.9 бар, 550 ∘ С, 170 м/с[112; 262]2.6. Уплотнительные узлы в АДPW4084,RB199[112]2.6. Уплотнительные узлы в АДВ табл. 2.8 сведена найденная информация об известных примерахиспользования щёточных уплотнений в узлах авиационных двигателей.Некоторые примеры использования рассмотрены более подробно ниже.Серия двигателей PW4000. Щёточные уплотнения были успешно внедрены в двигателях серии PW4000 компании Pratt & Whitney взоне высокого давления.

Рабочие параметры ЩУ для двух модификаций двигателя сведены в табл. 2.9. Позиции ЩУ в зоне диффузора итурбины высокого давления двигателя PW4084 показаны на рис. 2.20.Щёточные уплотнения были установлены на выходе из компрессора высокого давления (HPC Exit Seal), во внутренних полостях роторовкомпрессора высокого давления и турбины высокого давления (внутренние уплотнения HPC Inner Seal и HPT Inner Seal соответственно), атакже на входе в турбину высокого давления (внешнее уплотнение HPTOuter Seal, двигатель PW4084).

Четыре указанные позиции ЩУ предназначены для контроля за утечками охлаждающего воздуха.Опыт авиакомпании United Airlines по использованию двигателейPW4000 с щёточными уплотнениями на самолётах Boing 777 представлен в [334]. Первоначально на указанных позициях в двигателе устанавливалось двойное щёточное уплотнение, которое позднее было заменено на конфигурацию из трёх щёточных пакетов. По состоянию на 1998год было отмечено, что работа щёточных уплотнений не всегда соответствовала заявленным характеристикам. Осмотр семи двигателей после 10 000 часов работы (ожидаемое время между ремонтом составляло20 000 часов) показал необходимость замены всех щёточных уплотненийна входе в ТВД по внешнему диаметру.

Также в неудовлетворительномсостоянии оказались некоторые ЩУ на других позициях.Двигатели RB199 и EJ200. Известными примерами использованиящёточных уплотнений в двигателях военной авиации являются двигатели RB199 и EJ200.Для двигателя RB199 в 90-х годах прошлого столетия была произведена модернизация, в результате которой четырёхступенчатое лабиринтное уплотнение с семью гребешками было заменено на одиночное1002.6. Уплотнительные узлы в АДТаблица 2.9. Рабочие параметры ЩУ в двигателях серии PW4000 [248]ПозицияДиаметр [мм]Линейная скорость [м/с]Δ [кПа]PW4168PW4084PW4168PW4084PW4168PW4084Выход из КВД4884882622741310965Ротор КВД2412411301375931276Ротор ТВД29537115821310551103Вход в ТВД—620—351—379Рис.

2.20. Щёточные уплотнения в двигателе PW4084 [248]щёточное уплотнение (см. рис 2.21).В двигателе EJ200 были установлены шесть одиночных щёточныхуплотнений в системе внутреннего воздухоснабжения (вторичного воздуха) и камерах подшипников (см. рис. 2.22).Прототип двигателя JTAGG II. Проект JTAGG II (Joint TurbineAdvanced Gas Generator Phase 2) фирмы AlliedSignal Engines был посвящён разработке перспективного газогенератора прототипа турбовального двигателя по заказу правительства США.В рамках этого проекта пакет из двух щёточных уплотнений былустановлен на выходе из компрессора высокого давления. Схема зоныуплотнительного узла показана на рис.

2.23. Щёточное уплотнение разделяет заднюю полость в горячей части КВД от относительно холоднойполости перед графитовым уплотнением опорного узла. Рабочие параметры, приведённые в табл. 2.8, соответствуют средней номинальной1012.6.

Уплотнительные узлы в АДРис. 2.21. Замена лабиринта на ЩУ в двигателе RB199 [112]Рис. 2.22. Позиции щёточных уплотнений в двигателе EJ200 [112]мощности газогенератора. Выполненные тесты подтвердили выполнение заложенных требований [89].Двигатель GE T-700. Схема замены лабиринтного уплотнения нащёточное в разгрузочной полости компрессора для прототипа двигателя GE YT-700 показана на рис. 2.24. Лабиринтное уплотнение имеет номинальный диаметр 71 мм и включает в себя сегмент с наклонённымивперёд гребешками.

Данный сегмент был заменён на щёточный пакет,состоящий из двух уплотнений со следующими параметрами: диаметрпроволоки 0.071 мм, угол наклона волокон 43∘ . . . 50∘ , плотность упаковки 98.4 волокон на миллиметр в окружном направлении, величина нахлёста 0.127 мм [306].1022.6. Уплотнительные узлы в АДРис.

2.23. Компоновка щёточного уплотнения в двигателе JTAGG II [89]Тестирование показало, что установка двойного щёточного уплотнения привело к уменьшению удельного расхода топлива на 3% и на 5%при высоком и заниженном значении давления за компрессором соответственно [306].Также в двигателе GE YT-700 была произведена замена одного гребешка надбандажного лабиринтного уплотнения в одной из ступенейсвободной турбины на щёточное уплотнение [217]. В исходном вариантекомпоновки лабиринтное уплотнение устанавливалось совместно с сотовым уплотнением, тогда как в модифицированном варианте трение волокон щёточного уплотнения, установленного внахлёст величиной около 0.25 мм, происходило непосредственно с необработанной коническойповерхностью бандажа (см. рис. 2.25).Двигатель T-700 с щёточными уплотнениями также выпускается втурбовинтовом варианте в приложении к вертолётам (в частности, длямногоцелевого вертолёта Sikorsky UH-60).1032.6.

Уплотнительные узлы в АДРис. 2.24. Замена лабиринта на ЩУ в компрессоре ГТД GE T-700 [306]Рис. 2.25. ЩУ на бандаже свободной турбины в ГТД GE T-700 [217]1042.7. Конфигурации исследуемых уплотнений2.7. Конфигурации исследуемых уплотненийВ разделе приведено описание конфигураций уплотнительных узлов, которые изучались в рамках данной работы теоретически и экспериментально. Представлены лабиринтные, щёточно-лабиринтные и щёточные уплотнения.2.7.1. Короткие лабиринтные уплотненияСхема короткого лабиринтного уплотнения показана на рис. 2.26.Уплотнение состоит из трёх гребешков на статоре (используется обозначение SSS). Под вторым гребешком на валу располагается ступень(бандажное кольцо).

Такая конфигурация характерна для надбандажных уплотнений турбин. В авиационных двигателях, однако, часто используется аналогичная конфигурация, но с гребешками на роторе.Геометрические параметры различных конструкций короткого лабиринтного уплотнения приведены в табл. 2.10. Диаметр статора составляет 192 мм. Длина уплотнения составляет 60 мм. Длина камерыуплотнения составляет 14 мм. Ступенька на валу имеет высоту 3 мм идлину 6 мм. Ширина гребешков составляет 1 мм у основания и 0.3 ммна конце. Сужение гребешка на конце составляет 75∘ .В работе рассматриваются три конфигурации короткого лабиринтного уплотнения, которые незначительно отличаются друг от друга диаметром вала.