Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 9
Текст из файла (страница 9)
Однако для ДТРД с большой степенью двухконтурцости число ступеней уве- лнчивается до в=4 —:6. В частности, на ДТРД ТГЗ9 с гп=8 применена турбина вентилятора, имеющая шесть ступеней, на ДТРД ,)Т9О с т=4,9 турбина вентилятора имеет четыре ступени. (Звиду большого снижения температуры газа в турбине компрессора турбина вентилятора или турбина компрессора низкого дав,пения обычно выполняется неохлаждаемой.
Однако часто применяется охлаждение первого соплового аппарата этих турбин, а шюгда и охлаждение первой ступени их. Например, в ДТРДФ рм 8 охлаждается сопловой аппарат первой ступени турбины вентилятора, а в ТРДФ «Олимп» охлаждается одноступенчатая турбина низкого давления.
'1урбина вентилятора или турбина низкого давления, как правил0, имеет достаточно высокий КПД, так как размеры ее проточной части достаточно большие, скорости потока в межлопаточных каналах близки к оптимальным и вследствие отсутствия или слабого охлаждения для лопаток используются наиболее аэродинвмически эффективные профили. Вместе с тем необходимость сокращения числа ступеней турбины и, как следствие этого, повышенная газодипамическая нагруженность их, а также относительно большие осевые скорости препятствуют достижению максимально возможных значений КПД.
Вследствие того что система охлаждения турбин современных авиационных двигателей существенно влияет на их газодинамичсские и конструктивные особенности и параметры, а также данные и параметры двигателя в целом, целесообразно специально остановиться на проблемах, возникающих при охлаждении турбин авиационных ГТД. Охлаждение турбин авиационных двигателей. Эффективность и экономичность авиационного газотурбинного двигателя определяются значениями степени повышения давления и"„, степени двухконтурности гп (для ДТРД), температуры газа перед турбиной Т„", КПЯ элементов и узлов двигателя.
Известно, что увеличение тем. пературы газа перед турбиной сопровождается повышением удельной тяги двигателя (для ТРД и ДТРД), а также снижением удельного расхода топлива (при оптимальном сочетании других параметров). Оптимальная по удельному расходу топлива температура газа перед турбиной у ДТРД выше, чем у ТРД, и с увеличением степени двухконтурности увеличивается. Для ТВД повышение температуры газа перед турбиной является действенным средством увеличения удельной мощности двигателя и с этой точки зрения всегда целесообразно. Кроме того, увеличение Т„" в ТВД снижает удельный расход топлива, что особенно значительно при одновременном увеличении степени повышения давления в двигателе.
По этим причинам увеличение температуры газа перед турбиной позволяет существенно повысить удельную тягу или мощность н следовательно, уменьшить массу и габариты газотурбинных двигателей всех типов, а также представляет возможность снизить удельный расход топлива. Вследствие значительной темпе. ратуры газа в современных двигателях, существенно превышающей допустимую для материалов температуру, турбины авиационных ГТД имеют интенсивное охлаждение (рис.
26), что позволило реализовать высокоэффективный термодинамический цикл в двигателях для военной и гражданской авиации. Рнс. 26. Охлаждаемая турбина высоного давления со. временного авиационного ГТД (двигатель «Олимп» 593): à — сопловме лопатхп; у — рабочие лапатвн; путь охлаждаю. жете воздухе полазав стрелпапп Ввиду того что высокая температура газа дает наибольший эффект и реализуется проще вследствие меньшей относительной высоты рабочей лопатки турбины, в двухконтурных двигателях уже на первых серийных ДТРД («Конуэй» и «Спей»), предназначенных для дозвуковых самолетов, были применены высокие для своего времени Т„' и, как следствие этого, охлаждаемые турбины. В горячей части двигателя имеется много различных деталей и узлов, изготовленных из жаропрочных и жаростойких сплавов (камера сгорания, турбина, форсажная камера, реактивное сопло), но успехи в области улучшения свойств материалов для лопаток и дисков турбин являются наиболее важными, так как непосредственно влияют на максимально допустимую температуру газа перед турбиной.
Для элементов турбины применяются жаропрочные и жаростойкие сплавы на никелевой или кобальтовой основе, легированные различными присадками. Например, широко распространенный сплав «Кепе»80 на никелевой основе содержит 14е/б хРома, 9,5о/а кобальта, 4% молибдена, 4о(з вольфРама, бе~и титана, ЗЪ алюминия, имеет добавки бора, циркония и некоторых других элементов (45).
51 Улучшение лопаточных сплавов выражается в повышении допустимой рабочей температуры материала при сохранении его прочности. В среднем успехи металлургии приводят к ежегодному увеличению рабочей температуры сплавов на 7 — 8 К, что за время существования авиационных ГТД составило уже почти 250 К. Существенно улучшилось также качество материалов для дисков, прочность которых за эти годы удвоилась. Улучшение свойств материалов произошло с введением вакуумной плавки и литья, обеспечивших возможность более точного управления составом н устранения вредных примесей. В последнее время для улучшения структуры кристаллов и их ориентации применяется направленная кристаллизация*. Не прекращаются исследования в области создания новых жаропрочных сплавов.
Например, в США испытываются турбинные лопатки из сплава на основе тантала, хотя тантал обладает слишком высокой плотностью. В качестве основы для жаропрочных сплавов рассматриваются также ниобий н молибден, которые пока не применяются из-за недостаточной коррозионной стойкости. Обнадеживающие результаты получены при испытаниях эвтектических сплавов с кристаллическими волокнами, образующимися в процессе затверденания.
Некоторое улучшение эксплуатационных свойств сплавов достигнуто при применении покрытий, так как многие присадки, способствующие повышению прочности и стабильности высокотемпературных лопаточных и дисковых сплавов, обладают пониженной стойкостью к внешним воздействиям, в частности к окислению. Для предотвращения этого на поверхности сплава искусственно образуют стойкую оксидную пленку, препятствующую проникновению кислорода в сплав.
Покрытие повышает также стойкость сплавов к проникновению серы, находящейся в продуктах сгорания топлива. Известно, например, покрытие алюминидами в газовой фазе сплавов типа «Кепе». Несмотря на эти достижения металлургов, значения температуры газа перед турбиной, необходимые для осуществления высокоэффективного термодинамического процесса в авиационных ГТД, существенно превышают допустимые по прочности температуры металлов, что требует применения системы охлаждения турбины. Работоспособность турбины при высокой температуре газа достигается теплозащитой ее элементов от горячих газов воздухом, отбираемым от компрессора, т. е.
применением способов локального охлаждения материала наиболее теплопапряженных деталей до температур, соответствующих допустимым температурам материалов при обеспечении необходимых запасов прочности, ° Направленная кристаллизация отливки позволяет устранить направление границ структурных зерен металла, псрпеплнку:шрпое осн глаянны напря>кенняк Лопатки, азготовлснные таким иетодом, обладают повышенными прочностью и сопротивлением ползучести. 52 В авиационных двигателях применяется открытая системз воздушно~о охлаждения, в которой воздух после отбора тепла от охлаждаемых элементов выпускается в проточную часть. Существуют три основных метода воздушного охлаждения лопаток турбины: внутреннее конвективное, пленочное (или заградительное) и пористое.
11аибольшсс распространение получило конвектнвное и комбинированное конвективно-пленочное охлаждение (рис. 27). При копвективном охлаждении турбинных лопаток (рис. 28) охлаждающий воздух подводится через систему трубопроводов, полостей и отверстий к лопатке и, протекая во внутренних полостях лопатки, охлаждает металл стенок, ,ск а затем ныпускается в газовый поток,: .' т..' ' движущийся в проточной час ги турбины. Прн этом способе охлаждения в пере лопатки выполняются с помощью точного литья или штамповки с вытяжкой полости в виде каналов сложной конфигурации, Подвод охлаждающего воздуха осуществляется к торцам сопловой лопатки или замку рабочей лопатки, $ в т а выпуск нагретого воздуха возможен в выходную кромку илн вблизи нее на = т н вогнутой поверхности для сопловых и рабочих лопаток, а также через периферийные торцевые поверхности для в рабочих лопаток.
В турбинах практиче- рнс, 'Зт. Методы оклнжски всех новых двигателей применены девин тупбиниых лопнконструкции сопловых и рабочих лона- ток: ток, обеспечивающие для заданного а — канвектквное; б — кон- вектнвно-пленочное; в — по- уровня термодинамических параметров и Внстое свойств материала лопатки наиболее эффективное использование охлаждающего воздухз (радиальная, петлевая, многоходовая и другие схемы). В таких схемах существует постоянный перепад давления между входом и выходом воздуха и увеличение расхода воздуха сказывается только на температуре охладителя. Наконец, при больших расходах охлаждающего воздуха изменение его температуры и влияние этого изменения на температуру лопатки Тн„становится небольшим.
Первоначальное и очень заметное снижение температуры материала лопатки при конвективном охлаждении достигается с помощью небольшого расхода охлаждающего воздуха (рис. 29). Дальнейшее повышение эффекта охлаждения требует непропорционального увеличения расхода воздуха, т. е. существует режим, на котором последующее повышение расхода практически нецелесообразно. 53 Рис, 28. Турбинная лопатка с коивсктивной схемой охлаждения (рабочая лопатка второй ступени турбины двигателя СГ6-50Л) 0,4 Рнс.
29. Зависимость интенсивности охлаждения турбинных лопаток В = (тм — т",)~(т,— т,"~ различных конструктивных схем от доли расхода воздуха, отбираемого от компрессора иа охлаждение: 1 — лопатки с пористым оклажде паем 2 — лопатке с ЛеФлектороме 3 — лопатка с рахпальпымп ка. палама Интенсивность охлаждения лопаток турбины с конвективным охлаждением зависит от теплового потока, проходящего через стенку лопатки, от термодинамических свойств газа и коэффициента теплоотдачи. Тепловой поток, в свою очередь, определяется теплофизическнми параметрами охлаждающего воздуха и скоростью его движения в полости лопатки. Интенсификация тепло- отдачи со стороны охладителя, т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
