Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 41
Текст из файла (страница 41)
Эти предложения по поддержанию бр,„,„можно сгруппировать следующим образом: — обеспечение определенных тепловых режимов корпусных деталей уплотнения путем искусственного согласования тепловых деформаций ротора и корпуса; — использование материалов с различными коэффициентами линейного расширения; — применение сегментных подвижных вставок с легкоистираемой поверхностью при изменении давления в исполнительном механизме; — осевое перемещение ротора от специальной системы регулирования.
216 а Рис, 4.60. Конструктивная схема активного уплотнения радиального зазора йрад. о — вкладыши бандажа с сотовой вставкой г н легко срабатывасмым покрытнсм б; б— нзмснсннс б е завнснмостн от рсжнма работы рад Некоторый успех достигнут в схемах управления зазорами, например в схеме согласования коэффициентов термического расширения материалов, корпуса и ротора, а также активного и пассивного методов управления радиальным зазором с воздушным подогревом элементов уплотнения зазора.
Возможна и механическая система управления зазором, однако она более сложна по механическим связям и в регулировании и не имеет существенных преимуществ перед другими системами. С целью сохранения высокого значения КПД при дальнейшем повышении уровня давлений и температур, более жестких требований к устойчивости работы двигателей внедряются истираемые прирабатываемые высокотемпературные покрытия на корпусах турбин, а также рабочие лопатки 1 с прирабатываемыми торцами 2 (см.
рис. 4.60 и 4.61). Для уменьшения термических напряжений в керамическом слое б между ним и вкладышем бандажа 4 турбины расположен пластичный изолирующий слой б (см. рис,4. 60, а). Определенный успех достигнут и в управлении радиальными зазорами. При этом используются, например, схема согласования Рис. 4.6!. Рабочая опытная лопатка с легко прирабатывае- мым торцем и уплотнительяым аффектом ТРДД йв-21! коэффициентов термического расширения материалов корпуса и ротора, а также активный и пассивный методы управления радиальным зазором с воздушным терморегулированием. Исследования показали, что можно снизить уровень изменения радиального зазора йр,в (рис. 4.60, б), особенно быстро изменяющегося при запуске й резком наборе оборотов, в данном случае с 5500 до 7500 о6/мин (кривая 3), и резком сбросе оборотов с 7500 до 3900 об/мин (кривая 9), введением охлаждения воздухом с применением вкладыша 4 и поддувом воздуха в зазор 5, .
Количественное изменение йр,„ (кривые 7) показано на рнс. 4.60, б пунктиром. 4.8. СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ В процессе проектирования двигателя стремятся обеспечить высокую эффективность системы охлаждения горячих узлов двигателя, уделяя большое внимание охлаждению лопаток, дисков н других деталей газовых турбин, используя так называемые разомкнутые многосетевые системы охлаждения. При этом предусматривается решение следующих задач: — охлаждение сопловых и рабочих лопаток; — охлаждение дисков с целью как снижения уровня их нагрева, так и уменьшения перепада температуры нагрева по толщине и особенно по радиусу диска (см, гл.
6); — снижение уровня нагрева корпусных деталей; — изоляция от нагрева силовых связей н самих внутренних корпусов опор, трубопроводов маслосистемы и конструктивных элементов других систем. При этом стремятся обеспечить высокую эффективность си. стемы охлаждения, при которой требуемое снижение температуры деталей достигается при минимальных затратах мощности иа охлаждение, простоте конструкции, высокой надежности работы системы охлаждения и удобстве ее эксплуатации. При уровне температуры газа перед турбиной Т; =- 1600 ... !700 К суммарная величина расхода воздуха на охлаждение может составлять б„„к —— 10 .„15 % при составляющих б„лопаток соплового аппарата первой ступени б„„ = 6 ... 9 %, лопаток рабочего колеса бека = 2,5 ... 3,5 %, соплового аппарата второй ступени б,кп ж 2 %, лопаток рабочего колеса стех, ги 1,0 ...
3,0 %, диска б„л вм ! % . Температура материала рабочих лопаток поддерживается при этом не более Т„ = 1100 ... 1300 К. Высокие значения температуры охлаждающего воздуха и ее рост с повышением пни компрессоров в двигателях последующих поколений осложняют эффективность охлаждения, требуя все большего относительного расхода охлаждающего воздуха О„„х, а это ведет к снижению эффективности от повышения и,'ю например возрастанию расхода топлива. 218 рис. 4.82. Конструктивнан схема двухступенчатой газовой турбины (а), схематичное изображение системы ее охлаждения (б) н характеристики компрессора е сети потребления (в) Повышение и,'з ведет к повышению и Т;„, — температуры воздуха, отбнраемого на охлаждение.
В ближайшие годы не исключено появление теплообменника, расположенного во внешнем контуре ТРДД. Это позволит снизить Т,"„, н обеспечить более низкую Т, прн данном значении Т„ 'либо иметь допустимую Т„ при меньшем значении б„ . Работу всей системы охлаждения газовой турбины рассмотрим на примере двухступенчатой турбины, у которой лопатки сопловых аппаратов (СА) и диски охлаждаются у обеих ступеней, а рабочие лопатки только у первой (рис. 4.62, а). 219 Место отбора охлаждающего воздуха в общем случае определяется потребным давлением воздуха на входе р0хд = оохлР! (о„, — коэффициент, учитывающий потери давления при протекании воздуха по гидравлическому тракту до входа в лопатку, полость охлаждения диска и т. п., р! — полное давление охлаждающего воздуха в месте отбора), температурой Т,"„„и наличием перепада давления, обеспечивающего потребный расход 6,„,.
Всю систему охлаждения можно представить (рис. 4.62, б) как сочетание конструкции компрессора двигателя 15, от которого осуществляется отбор сжатого воздуха на охлаждение с необходимыми параметрами, внешних сетей 1, 4, 7, 10, 15, 17 подвода воздуха к его потребителям (каналов, полостей, 11 ... !2 отверстий) и внутренних сетей каждого из потребителей 5, 8 и 9 (лопаток СА и РК), параллельно присоединенных к внешним сетям, междисковой полости 13 и задисковой полости 14. Для первой ступени, особенно для охлаждения лопаток СА, воздух должен быть отобран за последней ступенью компрессора !5, несмотря на то что требуемому давлению Р,"„, = Рз соответствует и наибольшая его температура Т;„в =-. Т," =- Т;„„, Констоуктивно это может быть выполнено при отборе воздуха из камеры сгорания в передней ее части.
При этом следуег учесть, что, проходя мимо жаровых труб, воздух еще нагревается до А! = = 20 ... 30 'С. Подача воздуха в систему охлаждения определяется точкой пересечения характеристик Р— 6„„компрессора 15 и суммарной характеристикой всей сети потребления 20. Пусть это будет точка А в системе р — 6„„для данного режима работы двигателя (рис. 4.62, в). Как уже указывалось, наибольшее количество отбираемого воздуха в современных высокотемпературных ГТД составляет 6„, ж 10,.
16 Ч4. Это учитывается при проектировании компрессора. Некоторое изменение 6„а на данном режиме работы двигателя лишь незначительно влияег на изменение давления Рй "= Рохл. При изменении режима работы двигателя изменяется и давление Р,'„, .= (Рй!' и совместная работа компрессора и сети определяется, например, точкой Б. Изменению давления при переходе нз точки А в точку Б сопутствует изменение температуры охлаждающего воздуха.
При значительном изменении сопротивления внешней сети, например уменьшении на данном режиме работы двигателя, резко повышается 6„, до значения 6;„, (точка В). На рис. 4.62, б схематично показана вся система охлаждения двухступенчатой газовой турбины (рис. 4.62, а), состоящая из нескольких сетей: сети охлаждения 4, 5 сопловых лопаток первой ступени, сети охлаждения 1, 3 рабочих лопаток первой ступени, сети охлаждения корпуса и сопловых лопаток 7, 10 вто- 220 рой ступени, сети 2 охлаждения дисков и елочных замков лопаток.
При проектировании охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток и системы подвода воздуха к ним необходимо предусмотреть мероприятия, гарантирующие наименьшее изменение расхода воздуха через лопатки при изменении (увеличении) расхода воздуха через одну нли несколько лопаток, например, в случае повреждения или прогара последних. Таким мероприятием может быть введение сопротивления как на входе в каждую лопатку, так и на выходе из нее.
При этом следует учесть, что внутреннее сопротивление должно быть малым, при котором обеспечивается протекание требуемого 6„, при меньшем перепаде давления. Сопротивлением на выходе из лопатои являются выходные сечения щелей, отверстий. На входе в каждую лопатку выполняется проходное сечение необходимой площади (калиброванные отверстия, щели), как это хорошо видно на рис. 4.26 ... 4.28, 4.34. В этом случае изменение сопротивления (рис. 4.62, в) протеканию воздуха через одну или несколько лопаток (например, при повреждении или прогаре) должно вести к ухудшению условий охлаждения остальных лопаток, вследствие увеличения расхода воздуха через поврежденные лопатки и снижения расхода воздуха через неповрежденные.
Однако наличие входных дросселей в местах поврежденных лопаток не приведет к значигельному падению давления на входе в остальные лопатки, а следовательно, и в меньшей степени скажется на уменьшении расхода воздуха через них, как и через другие ветви общей системы охлаждения. Оценка 6„„каждого потребителя в процессе проектирования — задача трудоемкая, требующая знания коэффициентов расхода через различные сечения (в том числе и с учетом вращения, влияния вращающихся торцевых и цилиндрических поверхностей, формы полостей и др.), давлений и температур. Такое решение возможно в САПР с использованием данных по ранее накопленному опыту с последующей коррекцией в процессе доводочных испытаний двигателя. В системе охлаждения желательно иметь наряду с постоянным проходным сечением 18 (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
