В 2006 году руководством Пермского моторостроительного комплекса и ОАО «Территориальная генерирующая компания № 9» (Пермский филиал) подписан договор на изготовление и поставку газотурбинной электростанции ГТЭС-16ПА на базе ГТЭ-16ПА с двигателем ПС-90ЭУ-16А.

Об основных отличиях нового двигателя от существующего ПС-90АГП-2 мы попросили рассказать заместителя генерального конструктора-главного конструктора энергетических газотурбинных установок и электростанций ОАО «Авиадвигатель» Даниила СУЛИМОВА.

Основным отличием установки ГТЭ-16ПА от существующей ГТУ-16ПЭР является применение силовой турбины с частотой вращения 3000 об./мин (вместо 5300 об./мин). Уменьшение частоты вращения дает возможность отказаться от дорогостоящего редуктора и повысить надежность газотурбинной установки в целом.

Технические характеристики двигателей ГТУ-16ПЭР и ГТЭ-16ПА (в условиях ISO)

Оптимизация основных параметров силовой турбины

Базовые параметры свободной турбины (СТ): диаметр, проточная часть, количество ступеней, аэродинамическая эффективность - оптимизированы с целью минимизации прямых эксплуатационных расходов.

Эксплуатационные расходы включают затраты на приобретение СТ и расходы за определенный (приемлемый для заказчика в качестве срока окупаемости) период эксплуатации. Выбор вполне обозримого для заказчика (не более 3 лет) срока окупаемости позволил реализовать экономически обоснованную конструкцию.

Выбор оптимального варианта свободной турбины для конкретного применения в составе ГТЭ-16ПА производился в системе двигателя в целом на основе сравнения прямых эксплуатационных расходов для каждого варианта.

С использованием одномерного моделирования СТ по среднему диаметру определялся достижимый уровень аэродинамической эффективности СТ для дискретно заданного количества ступеней. Выбиралась оптимальная для данного варианта проточная часть. Количество лопаток, учитывая их значительное влияние на себестоимость, выбиралось из условия обеспечения коэффициента аэродинамической нагрузки Цвайфеля равным единице.

На основе выбранной проточной части оценивалась масса СТ и производственная себестоимость. Затем проводилось сравнение вариантов турбины в системе двигателя по прямым эксплуатационным расходам.

При выборе количества ступеней для СТ учитывается изменение кпд, затрат на приобретение и эксплуатацию (стоимость топлива).

Стоимость приобретения равномерно возрастает с ростом себестоимости при увеличении количества ступеней. Подобным же образом растет и реализуемый кпд - как следствие снижения аэродинамической нагрузки на ступень. Затраты на эксплуатацию (топливная составляющая) падают с ростом кпд. Однако суммарные затраты имеют четкий минимум при четырех ступенях в силовой турбине.

При расчетах учитывался как опыт собственных разработок, так и опыт других фирм (реализованный в конкретных конструкциях), который позволил обеспечить объективность оценок.

В окончательной конструкции за счет увеличения нагрузки на ступень и снижение кпд СТ от максимально достижимой величины примерно на 1% удалось снизить суммарные затраты заказчика почти на 20%. Это было достигнуто за счет снижения себестоимости и цены турбины на 26% относительно варианта с максимальным кпд.

Аэродинамическое проектирование СТ

Высокая аэродинамическая эффективность новой СТ при достаточно высокой нагрузке достигнута за счет использования опыта ОАО «Авиадвигатель» в разработке турбин низкого давления и силовых турбин, а также применения многоступенчатых пространственных аэродинамических моделей, использующих уравнения Эйлера (без учета вязкости) и Навье-Стокса (учитывающих вязкость).

Сравнение параметров силовых турбин ГТЭ-16ПА и ТНД Rolls-Royce

Сравнение параметров СТ ГТЭ-16ПА и наиболее современных ТНД Rolls-Royce семейства Trent (диаграмма Смита) показывает, что по уровню угла поворота потока в лопатках (примерно 1050) новая СТ находится на уровне турбин Rolls-Royce. Отсутствие жесткого ограничения по массе, свойственного авиационным конструкциям, позволило несколько снизить коэффициент нагрузки dH/U2 за счет увеличения диаметра и окружной скорости. Величина выходной скорости (свойственная наземным конструкциям) позволила уменьшить относительную осевую скорость. В целом, потенциал спроектированной СТ для реализации кпд находится на уровне, характерном для ступеней семейства Trent.

Особенностью аэродинамики спроектированной СТ является также обеспечение оптимального значения кпд турбины на режимах частичной мощности, характерных для эксплуатации в базовом режиме.

При сохранении частоты вращения изменение (снижение) нагрузки на СТ приводит к возрастанию углов атаки (отклонению направления течения газа на входе в лопатки от расчетной величины) на входе в лопаточные венцы. Появляются отрицательные углы атаки, наиболее значительные в последних ступенях турбины.

Проектирование лопаточных венцов СТ с высокой устойчивостью к изменению углов атаки обеспечено специальным профилированием венцов с дополнительной проверкой стабильности аэродинамических потерь (по 2D/3D аэродинамическим моделям Навье-Стокса) при больших углах потока на входе.

Аналитические характеристики новой СТ показали в результате значительную устойчивость к отрицательным углам атаки, а также и возможность применения СТ и для привода генераторов, вырабатывающих ток с частотой 60 Гц (с частотой вращения 3600 об./мин), то есть возможность увеличения частоты вращения на 20% без заметных потерь кпд. Однако в этом случае практически неизбежны потери кпд на режимах пониженной мощности (приводящих к дополни-тельному увеличению отрицательных углов атаки).
Особенности конструкции СТ
Для снижения материалоемкости и веса СТ использовались проверенные авиационные подходы к конструированию турбины. В результате масса ротора, несмотря на увеличение диаметра и количества ступеней, оказа-лась равной массе ротора силовой турбины ГТУ-16ПЭР. Это обеспечило значительную унификацию трансмиссий, унифицированы также масляная система, система наддува опор и охлаждения СТ.
Увеличено количество и улучшено качество воздуха, применяемого для наддува опор трансмиссионных подшипников, включая его очистку и охлаждение. Улучшено также качество смазки трансмиссионных подшипников путем применения фильтроэлементов с тонкостью фильтрации до 6 мкм.
С целью повышения эксплуатационной привлекательности новой ГТЭ внедрена специально разработанная система управления, которая позволяет заказчику воспользоваться турбодетандерным (воздушным и газовым) и гидравлическим типами запуска.
Массогабаритные характеристики двигателя позволяют использовать для его размещения серийные конструкции блочно-комплектной электростанции ГТЭС-16П.
Шумо- и теплоизолирующий кожух (при размещении в капитальных помещениях) обеспечивает акустические характеристики ГТЭС на уровне, предусмотренном санитарными нормами.
В настоящее время первый двигатель проходит серию специальных испытаний. Газогенератор двигателя уже прошел первый этап эквивалентно-циклических испытаний и начал второй этап после ревизии технического состояния, который завершится весной 2007 года.

Силовая турбина в составе полноразмерного двигателя прошла первое специальное испытание, в ходе которого были сняты показатели по 7 дроссельным характеристикам и другие экспериментальные данные.
По результатам испытаний сделан вывод о работоспособности СТ и ее соответствии заявленным параметрам.
Кроме этого по результатам испытаний в конструкцию СТ внесены некоторые корректировки, в том числе изменена система охлаждения корпусов для снижения тепловыделения в помещение станции и обеспечения пожарной безопасности, а также для оптимизации радиальных зазоров повышения кпд, настройка осевой силы.
Очередное испытание силовой турбины планируется провести летом 2007 года.

Газотурбинная установка ГТЭ-16ПА
накануне специальных испытаний

Полезная модель позволяет повысить эффективность работы турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД), путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, на взлетном режиме) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы. Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления ТРДД содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя и дополнительно заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Полезная модель относится к системам охлаждения элементов двигателей летательных аппаратов, а более точно касается системы охлаждения турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).

Для охлаждения горячих элементов конструкции турбореактивных двигателей используют охлаждающий воздух.

Известна система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины используется воздух, забираемый из промежуточной или последней ступени компрессора высокого давления (КВД) (см., например, «Конструкция турбокомпрессора ТРДДФ», Изд-во МАИ, 1996 г, стр.27-28). Отобранный из КВД охлаждающий воздух обладает достаточно высоким давлением (по сравнению с местом его выпуска в проточный тракт турбины), что обеспечивает его гарантированный подвод ко всем поверхностям охлаждения. В связи с этим эффективность работы такой системы охлаждения весьма высока.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении удельной тяги на максимальных режимах и экономичности на крейсерских режимах работы. Это снижение происходит вследствие того, что часть мощности турбины высокого давления, идущая на сжатие охлаждающего ТНД воздуха, теряется и не используется ни на вращение компрессора высокого давления (КВД), ни на создание тяги двигателя. Например, при расходе охлаждающего лопатки ТНД воздуха, составляющем ~5% от расхода воздуха на входе в КВД, и отборе воздуха из последней его ступени потери мощности могут составить ~5%, что эквивалентно снижению кпд турбины на эту же величину.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины низкого давления используется воздух, забираемый из канала наружного контура (см., например, «Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф» Учебное пособие, изд-во ВВИА им Н.Е.Жуковского, 1987 год, стр.128-130). Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы двигателя. При таком варианте отбора охлаждающего воздуха не расходуется дополнительная мощность турбины на его сжатие в КВД, поэтому большее количество потенциальной энергии газового потока за турбиной может быть преобразовано в реактивном сопле в кинетическую энергию выхлопной струи, что, в свою очередь, приведет к увеличению тяги двигателя и его экономичности.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении эффективности охлаждения вследствие недостаточного давления воздуха, отобранного из канала наружного контура охлаждающего воздуха на режимах работы двигателя, близких к максимальным (например, взлетный режим). На указанных режимах работы, оптимальное для эффективности работы двигателя (максимального значения удельной тяги двигателя) соотношение давлений в канале наружного контура и на выходе из турбины низкого давления близко к единице. Такого перепада давлений с учетом потерь в подводящих каналах и патрубках недостаточно для реализации эффективного охлаждения рабочей лопатки ТНД двигателя на этих режимах.

Известные технические решения имеют ограниченные возможности, так как приводят к снижению эффективности работы двигателя.

В основу полезной модели положена задача повышения эффективности работы ТРДД путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы.

Технический результат - повышение эффективности работы ТРДД.

Поставленная задача решается тем, что система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя. Заборник воздуха сообщается через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток. Торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, а внешняя поверхность корпуса турбины последней ступени выполнена в виде части внутренней поверхности канала наружного контура двигателя.

Новым в полезной модели является то, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Выполнение системы охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя в соответствии с заявленной полезной моделью обеспечивает:

Дополнительное снабжение системы охлаждения на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, сообщающимся с полостью, задней поверхности диска последней ступени турбины, обеспечивает гарантированное охлаждение на максимальных режимах, в том числе на взлетном режиме;

Снабжение системы охлаждения устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска последней ступени турбины из промежуточной ступени компрессора или из наружного контура, обеспечивает эффективность охлаждения рабочей лопатки ТНД на всех режимах работы двигателя. Устройство регулирования позволяет совместить положительные качества обеих систем охлаждения, то есть путем последовательного подключения различных каналов подвода охлаждающего воздуха наиболее рационально обеспечить работоспособность и эффективность работы системы охлаждения турбины во всем диапазоне эксплуатационных режимов двигателя и тем самым улучшить тягово-экономические и ресурсные характеристики двигателя. Так, на взлетном режиме устройство регулирования соединено таким образом, что обеспечивается поступление охлаждающего воздуха из промежуточной ступени компрессора с давлением, достаточным для эффективного охлаждения последней ступени турбины. Это позволяет либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым повысить тяговые характеристики двигателя. Воздух в канале наружного контура не обладает необходимым для эффективного охлаждения избыточным давлением. На крейсерском режиме устройство регулирования обеспечивает поступление охлаждающего воздуха из канала наружного контура, при этом канал поступления воздуха из компрессора перекрывается (переключение положения кольца осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения вала турбины низкого давления двигателя n нд и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н). Вследствие того, что охлаждающий воздух не проходит сжатие в компрессоре, уменьшается необходимая мощность КВД и повышается свободная энергия рабочего тела за турбиной; это приводит к росту тяги двигателя и его экономичности. Кроме того воздух из канала наружного контура обладает большим хладоресурсом, что позволит либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым дополнительно повысить экономичность двигателя.

Таким образом, решена поставленная в полезной модели задача - повышение эффективности работы ТРДД, путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы по сравнению с известными аналогами.

Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием системы охлаждения и ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-3, где

на фиг.1 схематично изображен продольный разрез последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя и системы ее охлаждения;

на фиг.2 - вид А на фиг.1;

на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит (см. фиг.1) заборник 1 воздуха из наружного контура 2 двигателя. Заборник 1 воздуха сообщается с полостью 3, примыкающей к задней поверхности диска 4 турбины через полости 5 стоек 6 и кольцевую полость 7 опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой 8 со сквозными отверстиями 9 (см. фиг.2, 3) турбины, и по каналам 10 в диске 4 с внутренними полостями лопаток 11.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя дополнительно содержит на входе заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора (на фиг.1 заборник воздуха и промежуточные ступени компрессора не показаны). Данный заборник воздуха соединен трубопроводом 12 с полым воздухосборником 13 на выходе, примыкающим к торцевой стенке 8 опоры турбины со сквозными отверстиями 14 (см. фиг.2, 3).

Причем система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4 турбины последней ступени. Устройство регулирования, выполнено в виде поворотного кольца 15 (см. фиг.1-3) с приводом (привод не показан), контактирующим с торцевой стенкой 8 опоры турбины, где отверстие 9 обеспечивает сообщение полости 3 с кольцевой полостью 7, а отверстие 14 обеспечивает сообщение полости 3 с полостью 16 воздухосборника 13, расположенного в кольцевой полости 7 опоры турбины. Привод поворотного кольца 15 может быть выполнен, например, в виде пневмомотора или привода подобного типа. Поворотное кольцо 15 устройства регулирования имеет сквозное эллипсовидное отверстие 17, обеспечивающее возможность поочередного сообщения со сквозными отверстиями 9, 14 в торцевой стенке 8 опоры турбины.

Предлагаемая система охлаждения содержит заборник воздуха a (на фиг.1 заборник воздуха не показан) за одной из промежуточных ступеней компрессора, заборник 1 воздуха b из канала наружного контура 2. Работа системы подачи охлаждающего воздуха описана ниже.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя работает следующим образом. Кольцо 15 может находиться в двух положениях. При повороте кольца 15 в положение I (см. фиг.2) (взлетный режим работы двигателя) воздух а поступает по трубе 12, под действием перепада давлений, через воздухосборник 13, отверстие 14 в стенке 8 и отверстие 17 в кольце 15 в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4. При этом проход в полость 3 воздуха b перекрыт кольцом 15. При повороте кольца 15 в положение II (не показано) (крейсерский режим), отверстие 17 поворачивается таким образом, что отверстие 14, перекрывается кольцом 15, и в полость 3 через отверстие 9 и отверстие 17 в кольце 15 поступает воздух b. В этом случае воздух a, отбираемый за промежуточной ступенью компрессора, в полость 3 не поступает.

Переключение кольца 15 в положение I или II осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения n вала турбины низкого давления двигателя и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н. При высоких значениях параметра (взлетный режим работы двигателя) кольцо 15 находится в положении I, при низких значениях параметра (крейсерский режим) - в положении II.

Выполнение системы охлаждения в соответствии с заявленным техническим решением позволяет обеспечить необходимое охлаждение последней ступени турбины низкого давления на всех режимах работы двигателя, одновременно повышая эффективность и экономичность его работы.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, содержащая заборник воздуха из наружного контура двигателя, сообщающийся через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток, где торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, отличающаяся тем, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, и устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени, где устройство регулирования выполнено в виде поворотного кольца с приводом, контактирующим с торцевой стенкой опоры турбины, в торцевой стенке опоры выполнены два отверстия, где одно отверстие соединено с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины, поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

3. ПРОЦЕСС РАСШИРЕНИЯ ГАЗА В ТУРБИНЕ

В главе рассматриваются следующие вопросы:
— назначение в ТРД;
— схема и принцип действия осевой ;
— окружное усилие, эффективная работа газа, кпд и мощность турбины;
— основные параметры, определяющие мощность тур-бины;
— совместная работа турбины и компрессора в ТРД;
— многоступенчатые турбины и особенности работы тур-бин двухвальных двигателей;
— выходные устройства ВРД.

Газ, обладающий значительной потенциальной энергией, из камеры сгорания поступает я турбину.
представляет собой лопаточную маши-ну, преобразующую энергию сжатого и нагретого в камерах сгорания газа в механическую работу на валу. В ТРД турбина служит для вращения ротора компрессо-ра и всех обслуживающих агрегатов: топливных, масляных, гидравлических насосов и др.
В сравнении с другими двигателями, преобразующими энергию газа в механическую работу, имеет ряд преимуществ:
— возможность получения больших мощностей в одном агрегате при малых габаритах и весе;
— высокий кпд, что обусловлено хорошей аэродинамикой проточной части и отсутствием крутых поворотов потока;
— простота и надежность конструкции.
Турбины классифицируют по направлению движения по-тока газа, по числу ступеней и другим признакам.
По направлению движения потока газа турбины могут бытьрадиальными, когда поток движется от центра к пери-ферии вдоль радиуса элементов турбин, и осевыми, у которых поток движется вдоль оси турбины.
В ТРД применяются осевые турбины.
—По числу ступеней турбины ТРД выполняются одно, двух или много ступенчатыми в зависимости от величины степени расширения газа в турбине.
Классификация турбин по другим признакам рассматри-вается в следующем параграфе.

3.2. СХЕМА И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СТУПЕНИ ОСЕВОЙ

Основными элементами ступени турбины являются сопло-вой аппарат (СА) и рабочее колесо (РК) рис. 26.
Лопатки СА и РК образуют систему каналов проточной части турбины, по которым протекает поток газа.
Для рассмотрения принципа действия ступени турбины рассечем ее цилиндрической поверхностью а— а и развернем ее на плоскость. Получим плоскостную турбинную решетку, состоящую из сечения СА и РК (рис. 27).
В поперечном сечении лопатки СА и РК представляют со-бой аэродинамические профили.
Газ из камеры сгорания с абсолютной скоростью потока С 3 , давлением Р 3 и температурой Т 3 поступает в каналы соп-лового аппарата. Сопловой аппарат предназначен для преоб-разования потенциальной энергии давления газового потока в кинетическую энергию. С этой целью каналы СА выполне-ны сужающимися по потоку (f 3 ΄< f 3 , где f — площадь сечения канала).

Скорость потока в СА увеличивается от С 3 до С 3 ", а давление и температура газа падают (Р 3 "<Р 3 и Т 3 "<Т 3).
С абсолютной скоростью С3" газ поступает на лопатки ра-бочего колеса, вращающегося с окружной скоростью U. В межлопаточном канале РК газ движется с относительной ско-ростью W 3 ", равной на входе в РК геометрической разности абсолютной С 3 " и окружной скорости U, т.е. W 3 " = C 3 " - U.
План скоростей на входе в РК показан на рис. 27. Для обеспечения безударного входа передние кромки ло-паток РК устанавливаются по направлению относительной скорости W 3 ". В связи с увеличением окружной скорости от основания лопатки к концу и необходимостью обеспечения безударного входа на всех радиусах, лопатка РК подвер-гается «крутке».
В рабочем колесе кинетическая энергия газового потока преобразуется в механическую работу. Абсолютная скорость потока уменьшается в каналах РК от С 3 " до С 4 .
В зависимости от типа турбины газ в межлопаточных ка-налах РК либо продолжает расширяться (давление падает от Р 3 " до Р 4), либо только изменяет направление движения, а давление остается неизменным.
Турбина, в которой происходит расширение газа в межлопаточных каналах РК, называется реактивной. Турбина, в которой осуществляется только поворот потока в РК, назы-вается активной.
В реактивной турбине межлопаточные каналы выполнены сужающимися (f 4 В ТРД применяются только реактивные турбины. Актив-ные турбины используются в турбодетандерах, турбонасосах. Механическая работа на валу турбины получается за счет того, что на лопатках РК, находящихся под действием газодинамических сил, создаются окружные усилия, т. е. си-лы, совпадающие с направлением скорости. Эти силы созда-ют крутящий момент на валу турбины. В реактивной турбине окружное усилие на лопатках РК возникает по двум причинам:

а) активного импульса газа, связанного с возникновением на лопатке, находящейся в потоке, аэродинамической силы Р а (рис. 28);

б) за счет реактивной силы Р р , возникающей при разго-не газовой струи от скорости W 3 " до W 4 > W 3 ". Силы Ра и Рр можно разложить на осевую и окружную составляющие.
Результирующая осевых составляющих активной Р ао и реактивной Р ро сил, равная
ΔР о = Р ао — Р ро, восприни-мается подшипниками ротора двигателя.
Результирующая же окружных составляющих активной Раи и реактивной Рри сил создает окружное усилие Р u = Р аu + Р pu , используемое для получения крутящего момента и полезной мощности на валу турбины.

3.3. ОКРУЖНОЕ УСИЛИЕ, ЭФФЕКТИВНАЯ РАБОТА ГАЗА, КПД И МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ

а). Определение величины окружного усилия Р u .
Величину силы Р u можно получить на основании изве-стной теоремы технической механики: «Изменение количест-ва движения секундной массы газа в направлении вращения рабочего колеса (окружном направлении) равно секундно-му импульсу силы, действующей в этом же направлении».
Для составления уравнения количества движения постро-им совмещенный план скоростей ступени турбины (рис. 29).

Из совмещенного плана скоростей видно, что
W 3"u = С 3"u — u
W 4 u = u — С 4 u
Δ С u = С 3"u - С 4 u
При составлении уравнения изменения количества движения положительным направлением считаем направление враще-ния (направление окружной скорости u).
Окончательно окружное усилие равно
Р u = [кг];
б). Эффективная работа газа.
Работа окружного усилия 1 кГ газа Lu равна

гдеG г — секундный расход газа [кГ/сек].
Подставиввеличину окружного усилия, полу-чим формулу работы окружного усилия

Работа 1 кГ газа, переданная на вал турбины, называет-ся эффективной работой газа
Lэ - Эта работа меньше работы окружного усилия на величину потерь: трение газа, перетекание газа в зазорах, трение в подшипниках, вихреобразование. Перечисленные потери невелики и составляют у мощ-ных турбин 2—3 % от общей мощности. Поэтому с достаточ-ной для практических целей точностью считают, что Lэ Lu. Тогда эффективная работа газа равна

Таким образом, эффективная работа газа тем больше, чем больше закрутка газа в рабочем колесе и окружная ско-рость или обороты ротора турбины,

в). К п д турбины.

На пути преобразования адиабатической работы расши-рения газа в турбине в механическую работу на ее валу име-ются потери. Величина потерь учитывается эффективным кпд турбины, который равен отношению эффективной рабо-ты Lэ к адиабатической работе расширения газа в турбине L ад расш т.е.

Эффективный кпд турбины η T учитывает как внутренние (гидравлические) потери, так и потери энергии с выходной скоростью . Потеря с выходной скоростью является относительной, так как кинетическая энергия , недоисполь-зованная для создания мощности на валу турбины, в после-дующем используется для создания реактивной тяги двига-теля.
У современных одноступенчатых ТРД ве-личина кпд равна η T = 0,7 — 0,86.
г). Мощность, развиваемая турбиной.
Мощность турбины — это работа, совершаемая газом в течение одной секунды и переданная на вал турбины.
Из определений мощность турбины равна;
N T =
Мощность турбины определяется вели-чинами секундного весового расхода газа G г , температуры газа перед турбиной Т 3 *, степенью расширения газа в турби-не π T и кпд турбины η T . Мощность турбины тем больше, чем больше величина указанных параметров.
В современных ТРД мощность, развиваемая турбиной, достигает больших значений NT=10000—50000 л. с. и более.
Эта мощность расходуется в основном на вращение ком-прессора двигателя и только 2—3 % на привод обслуживаю-щих агрегатов.

3.4. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ

Основными параметрами, определяющими мощность тур-бины являются:
— секундный весовой расход газа G г ;
— обороты ротора турбины n ;
— температура газа перед турбиной Тз* ;
— степень реактивности турбины ρ .

а). Секундный весовой расход газа G г.
Величину секундного расхода газа можно определить из уравнения неразрывности учитывая, что в сопловом ап-парате обычно устанавливается критический перепад дав-лений или близкий к нему.
Это означает, что в узком (критическом) сечении СА (f кр) устанавливается критическая скорость Скр, рав-ная местной скорости звука а. Уравнение для этого слу-чая запишется в виде:

где γкр —удельный вес газа в критическом сечении СА [кГ/м3].
Известно, что
, а

Так как давление и температура газа в критическом сечении СА Ркр и Ткр пропорциональны давлению Рз и темпе-ратуре газа Тз на входе в турбину, то можно написать:
или

.
Таким образом, при постоянной температуре газа перед турбиной Тз расход газа G г определяется величиной давления газа Рз перед нею. Увеличение давления газа Рз ведет к увеличению расхода газа и мощности турбины;

б). Обороты ротора турбины n .

При постоянной температуре газа перед турбиной Тз* = Со nst , увеличение оборотов ротора турбины n ведет к увеличению мощности турбины NT .
Это объясняется следующим. Увеличение оборотов рото-ра турбины n (ротора двигателя) ведет к увеличению рас-хода воздуха G в и степени повышения давления воздуха в компрессоре двигателя πК . Увеличение πК приводит к увеличению давления на выходе из компрессора Р2* и на входе а турбину Р3*= σКСР2*.
Увеличение давления Рз*, с одной стороны, увеличивает расход газа через турбину Gг, с другой стороны увеличивается степень расширения газа в турбине π Т . Таким образом, при увеличении оборотов ротора турбины мощ-ность турбины N т растет из-за увеличения расхода газа Gг и степени расширения газа в турбине πТ .
Известно, что при Тз*=Const мощность турбины NT, про-порциональна числу оборотов турбины n в степени2,5, т. е.
NT = f (n2,5)

в). Температура газа перед турбиной Тз*
При заданных и постоянных оборотах ротора турбины n = Const увеличение температуры газов перед турбиной Тз* ведет к увеличению мощности турбины NT , так как при этом адиабатическая работа расширения газа в турбине L адрасш увеличивается, в первой степени, а расход газа через турбину G г уменьшается в степени 1/2.

Величина температуры газа перед турбиной ограничи-вается прочностью лопаток турбины. В современных двигате-лях она равна Тз* = 1100—1300°К.

г). Степень реактивности турбины ρ .

Степень реактивности турбины характеризует распреде-ление работы расширения газа между сопловым аппаратом и рабочим колесом турбины.
Степенью реактивности турбины называется отношение адиабатической работы расширения газа в рабочем колесе L адрк к адиабатической работе расширения газа в ступени турбины L адрасш.
.
Величина степени реактивности турбины может изме-няться от 0 до 1, т. е.
0< ρ <1.
Приρ = 0 расширение газа происходит только в сопло-вом аппарате, турбина чисто активная, а при р = 1 турбина чисто реактивная.
Величина степени реактивности турбины влияет на кпд турбины, а следовательно, и ее мощность. Зависимость η T = f (ρ ) показана на рис. 30. Характер зависимости таков, что имеется оптимальная величина ρ ≈ 0,5, при кото-рой кпд турбины принимает максимальное значение. Объяс-няется это следующим. Степень расширения газа в турбине π Т = Р3*/Р4 можно рассматривать как произведение степеней расширения газа в СА π СА =Р3*/Рз" на степень расширения газа в РК π РК = Р"3 / Р4, т.е. π Т = π СА · π РК . При заданной сте-пени расширения газа в турбине π T увеличение степени ре-активности ρ означает увеличение расширения газа в РК, т. е. увеличение π РК . Это возможно за счет увеличения дав-ления газа перед РК Рз". Увеличение Рз" сопровождается

уменьшением абсолютной С" 3 и относительной W з " скоростей перед РК. Уменьшение скорости W з " приводит к уменьшению гидравлических (внутренних) потерь, а следовательно, к уве-личению кпд турбины η т. С другой стороны, увеличение расширения газа в РК с увеличением степени реактивности турбины ρ ведет к увеличению потерь с выходной скоростью (увеличивается кинетическая энергия ), что при-водит к уменьшению кпд турбины η т.

3.5. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ТУРБИНЫ И КОМПРЕССОРА В ТРД

Так как в системе ТРД компрессор и турбина соединены общим валом, то их работа взаимозависима. Взаимозависи-мость их работы, кроме механической связи, обусловлена общим расходом воздуха через компрессор и газа через турби-ну, определяющих их мощности.
Мощность, развиваемая турбиной Nт, является распола-гаемой мощностью. Она может быть равна, больше или мень-ше потребной мощности для вращения компрессора NК;
В зависимости от этого различают следующие режимы совместной работы турбины и компрессора:
1. Равновесный режим, когда Nт = NК;
2. Режим разгона (увеличения оборотов двигателя), ког-да NТ > NК;
3. Режим торможения уменьшения оборотов двигателя), когда Nт < NК.
Очевидно, что изменить режим работы двигателя (управ-лять двигателем) можно путем изменения мощности турби-ны.
Наиболее удобным параметром, с помощью которого мож-но изменять мощность турбины является температура газа перед турбиной Тз*. Изменение Тз* достигается изменением количества топлива Gт, подаваемого в камеру сгорания двигателя.
Ранее было показано, что мощность, потребная для вра-щения компрессора NК пропорциональна числу оборотов двигателя n в третьей степени, т. е.
NК = f (n3),
а мощность, развиваемая турбиной Nт, при заданной и по-стоянной температуре газов перед ней Тз*=Const, пропорциональна числу оборотов n в степени 2,5, т. е.
NT= f (n2,5).
Совмещенные графики зависимостей NК = f (n) и NT= f (n) показаны на рис. 31. Из графика видно, что при увеличении числа оборотов двигателя мощность компрессора NК растет быстрее, чем мощность турбины Nт.

Мощность турбины пропорциональна температуре газов Тз*.
Кривая 1 на графике показывает зависимость NT= f (n) при Тз*max =Соnst, а кривые 2, 3, 4... при меньших, но по-стоянных температурах Тз*.
В точках пересечения кривых 1, 2, 3, 4... с кривой NК = f (n) мощности компрессора и турбины равны, т.е. N T = N К. Эти точки определяют равновес-ные режимы. Минимальные nmin и максимальные nmax обо-роты двигателя достигаются при Т3*=Т3*max. Обороты мень-шие nmin или большие nmax могут быть получены только путем повышения температуры выше предельно-допустимой Т 3*ma x, что может привести к выходу из строя турбины.
При увеличении оборотов от nmin до nmax температура газа перед турбиной Т3* сначала уменьшается от Т 3 *max до Т 3 *min на средних оборотах (рис. 31), а затем снова увели-чивается до Т3*max при n = nmax. Такой характер изменения температуры Т3* объясняется условиями совместной работы компрессора и турбины в системе ТРД и обусловлен разным законом изменения NК и NT по числу оборотов.
Высокое значение Тз* на nmax и nmin свидетельствует о большой теплонапряженности двигателя на этих режимах. Поэтому работа двигателя на максимальных оборотах nmaxдопускается ограниченное время (5—10 мин), а обороты ма-лого газа nмг обычно на 1000—1500 об/мин превышают nmin т. е.
nмг = (1000—1500) об/мин + nmin .
При запуске двигателя на участке оборотов, где NT < NК раскрутка ротора турбокомпрессора производится с по-мощью пусковых двигателей (электростартеров, турбодетандеров и др.). Сначала в раскрутке ротора принимает участие только пусковой двигатель, затем в работу вступает турбина и раскрутка ротора до оборотов nмг продолжается совмест-но пусковым двигателем и турбиной. На оборотах nмг или несколько меньших, но больших nmin пусковой двигатель автоматически отключается.
Время непрерывной работы на nмг также ограничивает-ся, так как Т3* относительно велика, а эффективность охлаж-дения деталей турбины на этом режиме недостаточна.
Для увеличения оборотов двигателя выше nмг необхо-димо увеличить мощность турбины, что достигается увеличе-нием подачи топлива в камеру сгорания. При этом возрастает температура газа Тз*, появляется избыток мощности турбины Nт и происходит раскрутка ротора двигателя до оборотов, на которых N T = N К (кривые а и б на рис. 31). Уменьшение оборотов ротора до-стигается уменьшением пода-чи топлива в камеру сгорания, уменьшением Тз* и Nт. Обо-роты падают до величины, на которой снова N T = N К (кри-вая в на рис. 31).

3.6. МНОГОСТУПЕНЧАТЫЕ ТУРБИНЫ И ОСОБЕННО-СТИ РАБОТЫ ТУРБИН ДВУХВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1. Многоступенчатые турбины

Возможности одноступенчатой турбины ограничиваются максимальным (критическим) перепадом давления в сопло-вом аппарате, когда на выходе из него (критическое сече-ние косого среза) скорость потока достигает скорости звука. Этот перепад давлений (он равен примерно 2) обеспечивает получение адиабатической работы расширения газа
L ад расш ≤ 25000—30000 кг·м/кГ при температурегаза навходе в турбину 850 - 9б0 °C и окружной скорости на среднем радиусе, равной U =350—370м/сек.
Когда в турбине нужно сработать больший перепад дав-лений с целью получения большей величины мощности, применяют двух или многоступенчатые турбины.
Многоступенчатая турбина в сравнении с одноступенча-той имеет следующие преимущества:
а) меньшие потери энергии газа в проточной части, что обусловлено меньшими скоростями потока по причине мень-ших перепадов давлений в каждой ступени;
б) использование эффекта возврата тепла. Вследствие трения газа выделяется тепло, которое в одноступенчатой турбине является потерей, а в многоступенчатой частично ис-пользуется в последующей ступени;
в) лучшее использование выходной скорости газаиз пре-дыдущих в последующих ступенях, что снижает потери с вы-ходной скоростью и повышает кпд турбины.
Недостатками многоступенчатых турбин являются:
а) Конструктивная сложность;
б) Увеличение длины и веса (правда, в диаметре много-ступенчатая турбина меньше одноступенчатой);
в) Высокий температурный режим лопаток первой ступе-ни и хуже условия охлаждения лопаток второй и последую-щих ступеней.
В современных ТРД широкое распространение получили двух и трехступенчатые турбины.

2. Особенности работы турбин двухвальных двигателей

Турбина двухвального двигателя двухступенчатая, но между ступенями имеется только газодинамическая связь. Рабочее колесо турбины первой ступени приводит во враще-ние ротор компрессора высокого давления (РВД), а рабочее колесо второй ступени ротор компрессора низкого давления (РНД). Схема роторов высокого и низкого давления пока-заны на рис. 32.
Первая ступень турбины (РВД) и вторая ступень турби-ны (РНД) выполнены так, чтобы на расчетном и близком от него режимах в сопловых аппаратах устанавливались кри-тические (или близкие к нему) перепады давлений. Распре-деление работы расширения газа между ступенями при из-менении режимов работы двигателя происходит автоматиче-ски.Это обусловлено следующими основными причинами.

а). При изменении оборотов двигателя степени расшире-ния газа на ступенях турбины в некотором диапазоне режи-мов, когда перепад давления в выходном сопле двигателя близок к критическому, остаются практически постоянными, т. е.
π ТРВД и π ТРНД = Соnst, а следовательно,
π TΣ = π ТРВД · π ТРНД = Const;
б). При постоянстве степени расширения газа в турбине остается неизменным и кпд турбины, т. е.
η ТРВД и η ТРНД = Соnst;
в). Так как эффективная работа турбины
L ЭТ = ,
то Lэтрнд и Lэтрвд пропорциональнытолько температуре газа перед ступенью турбины Тз*рн д и Тз*рвд соответствен-но. При изменении режима работы двигателя происходит пропорциональное изменение Тз*рнд и Тз* рвд.
Поэтому распределение располагаемой эффективной работы между ступенями остается неизменным, т. е.
LЭТРНД / LЭТ РВД = Const .
Известно, что дросселирование двигателя при-водит к увеличению потребной работы для вращения комп-рессора низкого давления (ступени «затяжеляются») и уменьшению потребной работы для вращения компрессора высокого давления (ступени «облегчаются»). При неизмен-ном распределении располагаемой работы между ступенями турбины это ведет к более интенсивному снижению оборотов РНД, чем РВД;
г). При значительном дросселировании двигателя, когда на выходе устанавливается докритический перепад давления, происходит снижение общей степени расширения
газа в турбине π TΣ , главным образом, за счет падения π ТРНД и LЭТРНД, а π ТРВД почти не меняется. Это приводит к еще более интенсивному падению оборотов РНД в сравнении с РВД, что способствует обеспечению устойчивой работы двухкаскадного компрессора.

Методическое пособие составил мастер п/о Заболотный В.А.

• Далее

Турбина

Турбина предназначена для привода компрессора и вспомогательных агрегатов двигателя. Турбина двигателя - осевая, реактивная, двухступенчатая, охлаждаемая, двухроторная.

Узел турбины включает последовательно расположенные одноступенчатые осевые турбины высокого и низкого давления, а также опору турбины. Опора - элемент силовой схемы двигателя.

Турбина высокого давления

СА ТВД состоит из наружного кольца, внутреннего кольца, крышки, аппарата закрутки, блоков сопловых лопаток, лабиринтных уплотнений, уплотнений стыков сопловых лопаток, проставок с сотовыми вставками и крепёжных деталей.

Наружное кольцо имеет фланец для соединений с фланцем обода соплового аппарата ТНД и корпуса ВВТ. Кольцо телескопически соединено с корпусом ВВТ и имеет полость для подвода вторичного воздуха из ОКС на охлаждение наружных полок сопловых лопаток.

Внутреннее кольцо имеет фланец для соединения с крышкой и внутренним корпусом ОКС.

СА ТВД имеет сорок пять лопаток, объединенные в пятнадцать литых трёхлопаточных блоков. Блочная конструкция лопаток СА позволяет уменьшить число стыков и перетекания газа.

Сопловая лопатка - пустотелая, охлаждаемая двуполостная. Каждая лопатка имеет перо, наружную и внутреннюю полки, образующие с пером и полками соседних лопаток проточную часть СА ТВД.

Ротор ТВД предназначен для преобразования энергии газового потока в механическую работу на валу ротора. Ротор состоит из диска, цапфы с лабиринтными и маслоуплотнительными кольцами. Диск имеет девяносто три паза для крепления рабочих лопаток ТВД в “ёлочных” замках, отверстия для призонных болтов стягивающих диск, цапфу и вал ТВД, а также наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.

Рабочая лопатка ТВД - литая, полая, охлаждаемая. Во внутренней полости лопатки для организации процесса охлаждения имеются продольная перегородка, турбулизирующие штырьки и рёбра. Хвостовик лопатки имеет удлинённую ножку и замок “ёлочного” типа. В хвостовике имеются каналы для подвода охлаждающего воздуха к перу лопатки, а в выходной кромке - щель для выхода воздуха.

В хвостовике цапфы размещены масляное уплотнение и обойма радиального роликового подшипника задней опоры ротора высокого давления.

Турбина низкого давления

СА ТНД состоит из обода, блоков сопловых лопаток, внутреннего кольца, диафрагмы, сотовых вставок.

Обод имеет фланец для соединения с корпусом ВВТ и наружным кольцом ТВД, а также фланец для соединения с корпусом опоры турбины.

СА ТНД имеет пятьдесят одну лопатку спаянные в двенадцать четырёхлопаточные блоки и один трёхлопаточный блок. Сопловая лопатка - литая, полая, охлаждаемая. Перо, наружная и внутренняя полки образуют с пером и полками соседних лопаток проточную часть СА.

Во внутренней части полости пера лопатки размещён перфорированный дефлектор. На внутренней поверхности пера имеется поперечные рёбра и турбулизирующие штырьки.

Диафрагма предназначена для разделения полостей между рабочими колёсами ТВД и ТНД.

Ротор ТНД состоит из диска с рабочими лопатками, цапфы, вала и напорного диска.

Диск ТНД имеет пятьдесят девять паза для крепления рабочих лопаток и наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к ним.

Рабочая лопатка ТНД - литая, полая, охлаждаемая. На периферийной части лопатка имеет бандажную полку с гребешком лабиринтного уплотнения, обеспечивающим уплотнение радиального зазора между статором и ротором.

От осевых перемещений в диске лопатки зафиксированы разрезным кольцом со вставкой, которая, в свою очередь, зафиксирована штифтом на ободе диска.

Цапфа имеет в передней части внутренние шлицы, для передачи крутящего момента на вал ТНД. На наружной поверхности передней части цапфы установлена внутренняя обойма роликового подшипника задней опоры ТВД, лабиринт и набор уплотнительных колец, образующей вместе с крышкой, установленной в цапфе, переднее уплотнение масляной полости опоры ТВД.

На цилиндрическом поясе в задней части установлен набор уплотнительных колец, образующих вместе с крышкой уплотнение масляной полости опоры ТНД.

Вал ТНД состоит из трёх частей. Соединение частей вала между собой - вильчатое. Крутящий момент в местах соединения передаётся радиальными штифтами. В задней части вала имеется откачивающий маслонасос опоры турбины.

В передней части ТНД имеются шлицы, передающие крутящий момент на ротор компрессора низкого давления через рессору.

Напорный диск предназначен для создания дополнительного подпора и обеспечивает увеличение давление охлаждающего воздуха на входе в рабочие лопатки ТНД.

Опора турбины включает в себя корпус опоры и корпус подшипника. Корпус опоры состоит из наружного корпуса и внутреннего кольца, соединённых силовыми стойками и образующие силовую схему опоры турбины. В состав опоры входят также экран с обтекателями, пеногасящая сетка и крепёжные детали. Внутри стоек размещены трубопроводы подвода и откачки масла, суфлирования масляных полостей и слива масла. Через полости стоек подводится воздух на охлаждение ТНД и отводится воздух из предмасляной полости опоры. Стойки закрыты обтекателями. На корпусе подшипника установленымаслооткачивающий насос и масляный коллектор. Между наружной обоймой роликоподшипника ротора ТНД и корпусом подшипника размещён упруго-масляный демпфер.

На опоре турбины закреплён конус-обтекатель, профиль которого обеспечивает вход газа в форсажную камеру сгорания с минимальными потерями.