Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Том 2 - Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л.

Автор: Иноземцев А.А. Нихамкин М.А. Сандрацкий В.Л.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника естественные науки механика авиация двигатели газотурбинные двигатели компрессоры турбины авиатехника авиационные двигатели
ISBN: 978-5-94275-401-3
Год: 2008
Похожие
Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Том 1
Теория расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок Книга третья
Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и  энергетических установок. Книги 1,2
Теория авиационных газотурбинных двигателей. Часть 1
Текст
                    Газотурбинные двигатели
A.A. Иноземцев, M.A. Нихамкин,
В.Л. Сандрацкий
ОСНОВЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Том2
Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры
Турбины. Выходные устройства
Рекомендуется государственным образовательным учреждением
высшего профессионального образования «Московский авиационный
институт (Государственный технический университет)» в качестве
учебника для студентов высших учебных заведений, обучающихся
по направлению подготовки 160300 «Двигатели летательных
аппаратов», по специальности 160301 «Авиационные двигатели
и энергетические установки», по дисциплине «Основы конструирования
авиационных двигателей и энергетическихустановок»
Москва
«Машиностроение»
2008

УДК 629.7.036.33 @75.8)
ББК27.5.14.4
И67
Иноземцев, A.A.
И67 Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. /
A.A. Иноземцев, M.A. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. - M.: Машиностроение, 2008. - Т. 2. -
366 с: ил. - (Серия: Газотурбинные двигатели).
ISBN 978-5-94275-401-3 (Т. 2)
ISBN 978-5-94275-399-3
Изложены основы методологии конструирования авиационных газотурбинных двигателей
и энергетических установок. Рассмотрены условия работы узлов и деталей двигателей, предъявляемые
к ним требования, типичные конструкции. Приведены и проанализированы многочисленные примеры
разработанных конструкций. Изложение материала ведется с позиций комплексного подхода к решению
вопросов конструирования, технологичности, надежности, экономичности газотурбинных двигателей.
Предназначен для студентов высших технических учебных заведений, обучающихся по дисциплине
«Основы конструирования АД и ЭУ», научных и инженерно-технических работников,
специализирующихся в области проектирования конструкций АД и ЭУ.
Настоящая книга является собственностью ОАО «Авиадвигатель». Никакая ее часть ни в каких
целях не может быть воспроизведена в какой бы то ни было форме и какими бы то ни было средствами,
будь то электронное или механическое, включая фотокопирование и запись на магнитный носитель,
если на это нет письменного разрешения ОАО «Авиадвигатель».
УДК 629.7.036.33 @75.8)
ББК27.5.14.4
ISBN 978-5-94275-401-3 (Т. 2) © ОАО «Авиадвигатель», 2008
ISBN 978-5-94275-399-3

Памяти
генерального конструктора
Павла Александровича Соловьева
посвящается
Предисловие к серии «Газотурбинные двигатели»
Газотурбинные двигатели (ГТД) за шестьдесят
лет своего развития стали основным типом дви-
гателей в современной авиации. На основе ави-
ационных ГТД созданы двигатели для наземной
и морской техники: мобильных электростанций,
газокомпрессорных станций, наземных и
морских транспортных средств. Газотурбинные дви-
гатели - классический пример сложнейшего
устройства, детали которого работают длительное
время в условиях предельно высоких температур
и нагрузок. Вместе с тем эти двигатели - образец
высочайшей надежности, которая
обеспечивается эффективными конструкторскими
решениями, сложными газодинамическими, тепловыми
и прочностными расчетами. В связи с этим
изучение газотурбинных двигателей, как одного из
наиболее совершенных достижений инженерной
мысли, выходит за рамки утилитарной задачи
подготовки инженеров-двигателистов.
Настоящая серия книг, объединенных об-
щим названием «Газотурбинные двигатели»,
посвящена начальному этапу процесса их
создания - проектированию и основной
составляющей этого процесса- разработке конструкции.
Серия включает в себя три учебника для
студентов вузов, обучающихся по
специальности «Авиационные двигатели и энергетические
установки»: «Основы конструирования
авиационных двигателей и энергетических установок»,
«Динамика и прочность авиационных двигателей
и энергетических установок», «Автоматика и
регулирование авиационных двигателей и
энергетических установок. Системы». Ставилась цель
дать комплекс знаний для самостоятельной
творческой работы в области проектирования ГТД
с учетом того, что студенты изучили дисциплины
общеинженерного цикла, знакомы с газовой ди-
намикой и теорией авиационных двигателей.
Объем серии получился большим. Стремление
в полном объеме и подробно изложить материал
связано с тем, что книги предназначены не
только для изучения соответствующих дисциплин,
но и для использования в курсовом и дипломном
проектировании.
При изложении материала авторы в известной
степени опираются на богатую практику одной из
ведущих мировых школ авиационного двигате-
лестроения - Пермского ОАО «Авиадвигатель».
Многие из приведенных выполненных
конструкций - элементы двигателей, разработанных этим
коллективом.
В подготовке издания принимали участие
специалисты опытного конструкторского бюро
ОАО «Авиадвигатель». Работа такого большого
коллектива специалистов была бы невозможна
без организационной поддержки Н.Л. Кокша-
рова. Общее оформление книг выполнено
И.М. Соколовой с участием B.K. Ощепкова,
Л.М. Кислухиной, O.E. Пековой, Ю.А. Никулина,
И.Ю. Вагановой. Особая благодарность Alexia
Attali из Communication Divisions Snecma Moteurs,
приславшей материалы двигателей M88;
Cynthia Durnal из Honeywell product
information за иллюстрации двигателей Honeywell
и Margaret Fletcher Jet Engine Administrator
Rolls-Royce plc за любезное разрешение
использовать иллюстрации из книги Rolls-
Royce plc «The Jet Engine», a также коллегам
из ГУНПП «Завод им. В.Я. Климова» за ил-
люстрации двигателей ТВЗ-117 и 2500.

Предисловие
Preface to the publication series «Gas Turbine Engines»
To the memory of
General Designer
PavelA. Soloviov
is dedicated
For sixty years of its development gas turbine
engine (GTE) has become the main type of engines
in modern aviation. On GTE basis engines for ground
and marine equipment have been developed, for
example for mobile power plants, gas-compressor
stations, ground and marine transport vehicles.
Gas turbine engines are the classical example of a
sophisticated system with components operating at
extremely high temperatures and limit loads during
long period oftime. At the same time these engines are
the example ofthe highest reliability, which is assured
by efficient design solutions and complicated gas
dynamics, temperature and durability calculations.
Therefore studying of gas turbine engines as one of
the most accomplished achievements of engineering
is beyond the scope ofutilitarian aim ofteaching and
preparing engineers and engine designers.
This series of publications under the common
title «Gas Turbine Engines» is dedicated to the
primary stage of their development - engineering
and designing in particular as it is main part of this
process. The series consists of three textbooks for
students ofhigher educational establishments studying
at faculty of «Aero-engines and Power Generation
Gas Turbines». The textbooks are the following:
«Principles of Aero-engines and Power Generation
Gas Turbines Designing», «Dynamics and Durability
ofAero-engines and Power Generation Gas Turbines »,
«Automatics and Control ofAero-engines and Power
Generation Gas Turbines. Systems». The aim was to
give a complex ofknowledge for independent creative
work in GTE designing. The readers are supposed to
have learned general engineering disciplines and to
know gas dynamics and theory ofaero-engines.
The attempt to cover immense amount of
information resulted in a large volume ofthe series.
The authors justify it by inevitable redundancy of
such publications. The desire to present information
in a full and detailed way is explained by the fact that
these books are intended not only for studying of
related disciplines by students but also for designing
during writing of course and diploma works. The
authors hope that the publication will be also helpful
for post-graduate students and specialists working
at development, manufacturing and operation of gas
turbine engines.
In their work the authors based upon rich practice
of one of the leading world aero-engine building
school of Perm Aviadvigatel OJSC. Many of the
presented designs are the components of engines,
developed by the Company.
During preparation of this publication huge
amount of Aviadvigatel design bureau specialists
took part. Their names are listed at Prefaces to all
of these books. The work of so many specialists
is impossible without organization support of
N.L. Koksharov. The total design of the book
was executed by I.M. Sokolova with the help
ofV.K. Oschepkov, L.M. Kisluhina, O.E. Pekova,
Yu.A. Nikulin, I.Yu. Vaganova. Special gratitude
is to Alexia Attali from Communication Divisions
Snecma Moteurs, who sent information about 188
engine; Cynthia Durnal from Honeywell product
information for illustrations of Honeywell engines
and to Margaret Fletcher who is Jet Engine
Administrator of Rolls-Royce plc for her kind
permission to use illustrations from the perfect
book of Rolls-Royce plc «The Jet Engine». The
authors also thank the colleagues from the State
Unitary Scientific & Production Enterprise «Plant
named in honour ofV.Ya. Klimov» for illustrations
ofTV3-117 and 2500 engines.

Предисловие
Предисловие к книге «Основы конструирования авиационныхдвигателей
и энергетических установок»
Учебник «Основы конструирования авиа-
ционных двигателей и энергетических
установок» - первая книга из серии «Газотурбинные
двигатели».
Содержание учебника определяется его на-
значением. В нем рассмотрены общие вопросы
и принципы разработки газотурбинных двитате-
лей, их узлов и отдельных элементов. Изложение
этого материала невозможно без анализа
разработанных конструкций, опыта их доводки и
эксплуатации. При этом авторы не ставили задачу
подробно описывать конкретные двигатели.
Изложение материала в основном идет по
следующей схеме: рассмотрение требований,
предъявляемых к тому или иному узлу, проблем, которые
приходится решать при выборе конструктивных
решений, анализ достоинств и недостатков
основных путей решения этих проблем на
примерах известных конструкций.
Научную базу курса «Основы
конструирования авиационных двигателей и
энергетических установок» составляют методы и научные
положения таких общеинженерных дисциплин,
как теоретическая механика, сопротивление
материалов, газовая динамика, материаловедение,
а также специальных дисциплин: теории турбо-
машин, теории воздушно-реактивных двигате-
лей, технологии их производства.
Классические отечественные учебники по
конструкции авиационных двигателей,
написанные в свое время авторскими коллективами под
редакцией Г.С. Скубачевского и Д.В. Хронина,
с 1989 г. не переиздавались. В авиационном дви-
гателестроении с тех пор появились новые
конструкторские решения, новые методы расчетов -
все то, что диктуется постоянным повышением
требований к конкурентоспособности двигате-
лей. Авторы попытались наряду с
классическими представлениями отразить в настоящем
учебнике современное состояние проблем, связанных
с конструированием газотурбинных двигателей.
Приведено множество примеров разработанных
отечественных и зарубежных конструкций,
анализ которых, по мнению авторов, является
важнейшим элементом учебного процесса.
Книга «Основы конструирования
авиационных двигателей и энергетических
установок» для удобства пользования выполнена
в 3 томах.
Том 1 содержит 4 главы.
В главе 1 приведены общие сведения о
газотурбинных двигателях. Рассмотрены одна из
возможных классификаций, основные типы
авиационных ГТД, области их применения, история
развития, деление на «поколения». Значительное
внимание уделено наземным ГТД объектам их
применения.
Глава 2 посвящена основным параметрам
и требованиям к ГТД, содержит некоторые
необходимые для лучшего понимания сведения из
теории ГТД и термодинамики. Подробно
рассмотрены методологические вопросы
обеспечения ресурса, надёжности, технологичности,
экономических и экологических требований,
методология проектирования в целом, а также
сертификация ГТД.
В главе 3 приведены конструктивные схемы
авиационных ГТД и ГТД наземного применения.
Все три главы подготовлены под общим
руководством A.A. Пожаринского, а разделы 1.2.3 и 2.3.1
им непосредственно. Разделы 1.1, 1.2, 1.3, 1.4,
1.6, 2.1, 2.2, 2.3.2, 2.3.4, 2.3.6, 2.4.2, 2.5.2, 2.8, 3.1,
3.2, 3.4 подготовлены C.B. Торопчиным с
участием В.А.Кузнецова (разделы 1.1, 1.2, 3.1, 3.2).
Разделы 1.5,2.7,3.3 подготовлены М.Г. Зубковой,
2.3.5- А.В.Кимом, 2.3.7- Б.В.Трегубовым,
2.3.8- А.Л.Мурыгиным, 2.3.9 и2.5.1- Ю.Н.Со-
рокиным,2.3.12-В.И. Черемных,2.4.1 -B.M.
Роговым, 2.6 - В.И. Баландиным и Ю.А. Паньковым.
В оформлении материалов глав 1, 2, 3
участвовали К.Э. Терентьева и H.B. Кобанова.
Глава 4 посвящена силовым схемам ГТД.
Рассмотрены усилия, действующие в двигателе
и его элементах. Подробно представлены
схемы, конструкции опор, вопросы их
проектирования, а также схемы и конструкции подвески.
Глава подготовлена Ю.Н. Сорокиным с участием
М.Д. Галямова, A.A. Целищева, B.E. Анисимова,
K.B. Ульяновского, B.O. Рубинова, H.E. Брагиной,
Ю.А. Берендорфа, Л.В. Шайхутдиновой. В
оформлении главы 4 принимал участие A.B. Живилов.
Том 2 содержит главы с 5-й по 9-ю и
посвящен основным узлам ГТД.

Предисловие
В главе 5 рассмотрены различные типы ком-
прессоров, вопросы их аэродинамического
проектирования, теплового состояния,
конструктивные и силовые схемы. Представлены
конструкции роторов и статоров. Отдельно рассмотрены
вопросы регулирования компрессоров, противо-
обледенительной защиты и защиты от попада-
ния посторонних предметов. Также отдельный
раздел посвящен особенностям компрессоров
ГТД наземного применения. Материалы главы
подготовлены C.A. Хариным и E.T. Гузачевым
с участием О.Г. Миллера (разделы 5.1, 5.2, 5.2.1,
5.2.1.1, 5.2.2, 5.2.2.1, 5.2.2.2, 5.2.2.3, 5.2.2.4,
5.2.2.5, 5.2.2.6, 5.2.2.7), A.B. Михайлова
(разделы 5.2.1.2, 5.10), А.В.Карнаухова (разделы
5.2.3, 5.2.3.1, 5.2.4), А.Е.Увина (разделы 5.4.3,
5.4.3.1, 5.4.3.2, 5.4.3.3), B.H. Климова фаздел 5.5.2),
B.A. Катаева (раздел 5.7), к.т.н. Д.Н. Ташлыкова
фаздел 5.8, 5.8.1, 5.8.2, 5.8.3), Л.Г.Красинского
фаздел 5.9), B.A. Волкова (разделы 5.12, 5.12.1,
5.12.2). В оформлении материалов принимали
участие к.т.н. И.Р. Каминский, H.H. Миллер,
B.C. Пермяков, Н.И. Рокка.
Глава 6 посвящена камерам сгорания ГТД.
Рассматриваются вопросы их проектирования,
конструктивные элементы и системы. Отдельные
разделы посвящены экспериментальной доводке
камер сгорания, особенностям камер ГТД назем-
ного применения. Материалы главы подготов-
лены под общим руководством A.B. Медведева
H.A. Андрюковым, к.т.н. A.H. Васильевым, к.т.н.
A.C. Беловым, к.т.н. B.A. Ташкиновым с
участием А.И. Булатова и M.C. Хрящикова. В оформле-
нии материалов принимали участие O.A. Делец,
C.B. Норин, C.H. Васильев, A.B. Белоногов,
B.B. Кобелева.
В главе 7 рассматриваются вопросы
проектирования форсажных камер сгорания, их
конструктивные элементы и системы. Материалы
главы подготовлены под общим руководством
A.B. Медведева A.B. Серовым с участием к.т.н.
B.A. Ташкинова, В.И. Максина. В оформлении при-
нимали участие И.Л. Степаненко и E.B. Климова.
Глава 8 посвящена проектированию ави-
ационных и промышленных газовых турбин.
Преимущественное внимание уделено авиаци-
онным турбинам, в которых в первую очередь
применяются передовые технические
решения. Рассмотрены требования, конструктивные
схемы и методология проектирования турбин.
Большое внимание уделено аэродинамическому
проектированию, вопросам теплового
состояния и охлаждения. Представлены конструкции
роторов и корпусов, рабочих и сопловых лопа-
ток и сопловых аппаратов. Рассмотрены
вопросы управления радиальными зазорами, гер-
метизации проточной части. Отдельный раздел
посвящен особенностям турбин двигателей на-
земного применения. Значительное внимание
уделено перспективам развития конструкций
и методов проектирования турбин. Материалы
главы подготовлены под общим руководством
и редакцией B.K. Сычёва B.A. Белкановым с
участием C.B. Бажина (разделы 8.3, 8.6), к.т.н.
В.Г. Латышева (раздел 8.3), Ф.Х. Низамутдинова
(раздел 8.3), В.А.Трубникова (раздел 8.10).
В оформлении принимали участие A.A. Швырев,
М.Ю. Грязных, E.K. Сероваева, A.E. Швырева,
C.E. Ширинкина.
Глава 9 посвящена выходным устройствам
(ВУ) ГТД. Рассмотрены различные виды ВУ: co-
пла, диффузоры, реверсивные устройства (РУ).
Представлены материалы как по нерегулируе-
мым, так и регулируемым соплам (PC) - осесим-
метричным и плоским, соплам с управляемым
вектором тяги и с уменьшенной «заметностью».
Подробно описана конструкция PC двигателя
Д30-Ф6. В разделе также подробно
рассмотрена конструкция двигателя ПС-90А. Отдельный
раздел посвящен приводам ВУ. В приложениях
представлены материалы по одной из проблем
PC - обеспечению аэродинамической
устойчивости (Приложение 1) и теории работы диф-
фузорных ВУ (Приложение 2). Разделы 9.1, 9.2
подготовлены А.Я. Баяндиным, Г.М. Ефремовой
и к.т.н. В.Л. Сандрацким, разделы 9.3, 9.4, 9.5 -
B.M. Шкалябиным и к.т.н. В.Л. Сандрацким,
разделы 9.6,9.7 -В.Г. Булатовым, Б.А. Ремезовским,
B.C. Андреевым, раздел 9.8 - Д.Б. Бекуриным
и В.Ю. Смирновым. Приложение 1 написано
к.т.н. В.Л. Сандрацким, Приложение 2 - Д.Б. Беку-
риным. Иллюстративный материал подго-
товлен O.A. Умпелевой, B.B. Вагановым,
A.B. Чудиновым, М.Ю. Пашковой, B.B. Max-
нутиным, M.A. Гриневым, А.Ю. Ждановым.
Материалы главы подготовлены под
руководством А.П. Ведерникова.
Том 3 содержит 7 глав - с 10-й по 16-ю.
Глава 10 посвящена зубчатым передачам
и муфтам в ГТД. В частности,
рассмотрены вопросы проектирования зубчатых
передач центрального привода, коробок приводов

Предисловие
агрегатов, редукторов ТВД и вертолетов. Отдельный
раздел посвящен муфтам, используемым в ГТУ
Материалы главы подготовлены Н.П. Трушниковым
с участием P.K. Хисматулиной и Л.А. Сацкого.
Иллюстрации подготовлены Д.Н. Внутских,
A.B. Ермаковым, Н.А.Пичужкиным, В.Е.Хроми-
ным, P.3. Хасановым и Я.Ю. Сажиной.
Глава 11 посвящена пусковым
устройствам. Рассмотрены различные типы пусковых
устройств, их характеристики и конструкция,
а также конструкция их узлов: заслонок,
редукторов, муфт. Отдельный раздел посвящен
особенностям пусковых устройств ГТД наземного при-
менения. Раздел подготовлен M.B. Чепкасовым
с участием B.H. Веселова. Подготовка иллюстра-
ций выполнена А.Б. Рыжовым.
Глава 12 посвящена трубопроводным и элек-
трическим коммуникациям. В газотурбинном
двигателестроении эти коммуникации
называются «обвязкой». Рассмотрены составляющие
элементы обвязки: трубы, провода, элементы их
соединения, компенсирующие устройства, узлы
крепления. В обвязку могут входить, и
приведены, элементы крепления агрегатов и датчиков.
Большое внимание уделено проектированию
обвязки, натурному и электронному
макетированию. Отдельный раздел посвящен
особенностям обвязки наземных ГТД. Глава подготовлена
к.т.н. B.M. Полушкиным с участием в оформ-
лении разделов по трубопроводным
коммуникациям H.B. Боговаровой, С.Д. Владимировой,
C.3. Миняшева,А.А. Шишкина,Е.В. Костаревой.
Раздел по электрическим коммуникациям
подготовлен B.C. Наговицыным с участием в
предварительном редактировании В.И. Леготкина и в офор-
млении C.B. Белявского и A.E. Малаховой.
Глава 13 посвящена уплотнениям и в какой-
то степени дублирует материалы, приведенные
по данной теме в других разделах. Сделано это
для удобства пользования. В этой главе поме-
щены данные по уплотнениям неподвижных
соединений. Подробно описаны уплотнения
подвижных соединений: лабиринтные,
щёточные, газостатические, газодинамические. Даны
сравнительные данные по их эффективности.
Приведены примеры уплотнений газового
тракта. Рассмотрены также уплотнения масляных
полостей опор роторов, редукторов. Материалы
главы подготовлены к.т.н. Ю.А. Пыхтиным.
Оформление - И.М. Соколовой с участием
Г.А. Ельцовой и H.E. Брагиной.
Глава 14 посвящена ГТД наземного приме-
нения, используемым в первую очередь в
качестве силового привода для газоперекачивающих
агрегатов и электростанций. Рассматриваются
особенности их конструкции, отличия от ави-
ационных. Отдельные разделы посвящены ГТД,
используемым в качестве силовых
(энергетических) установок кораблей и судов, а также
танков. Рассмотрены примеры компоновок
ГТД наразных объектах применения. Глава под-
готовлена A.B. Черненко (разделы 14.1 и 14.4)
и B.O. Рубиновым (разделы 14.2, 14.3, 14.5,
14.6) с участием в оформлении Ю.А. Пашкова,
C.C. Малыгина, Ю.В. Шилова и B.E. Симонова.
Глава 15 посвящена проблеме обеспечения
одного из экологических требований к ГТД-
уровня шума. Рассмотрены источники шума,
влияние параметров процесса и конструктивной
схемы на его уровень, методы оценки
акустических характеристик. Представлены методы сни-
жения шума и их конструктивная реализация.
Глава подготовлена B.A. Чурсиным (разделы
15.1-15.4,15.5) с участием А.Г. Григорьева фазде-
лы 15.4, 15.5), А.П. Ведерникова фаздел 15.4.3),
В.Ю. Смирнова фаздел 15.4.5) и M.M. Якуниной
(оформление).
Глава 16 посвящена автоматизации
проектирования и поддержки жизненного цикла ГТД.
Проблема автоматизации уже давно не
рассматривается отдельно для какой-либо части жизнен-
ного цикла (в том числе и для проектирования),
поскольку только комплексный подход может дать
необходимый эффект в повышении качества и
сокращения сроков создания двигателя. Глава под-
готовлена B.E. Абрамчуком фазделы 16.1.. .16.12)
и А.В.Дурягиным фаздел 16.13). Оформлена
глава A.B. Дурягиным и T.C. Чудиновой. Учтены
ценные советы и замечания Д.В. Леванова,
H.A. Пичужкина и И.А. Паздникова.
Книга является собственностью ОАО
«Авиадвигатель». Любая форма копирования лю-
бой части книги любыми средствами, как элект-
ронными, так и механическими, включая
фотокопирование и запись на пленку, с любой целью без
письменного разрешения ОАО «Авиадвигатель»
запрещена.
7

Предисловие
A.A. lnozemtsev, M.A. Nikhamkin, V.L. Sandratsky
Gas Turbine Engines
Aviadvigatel Open Joint Stock Company, 2007
The book describes the first step of gas turbine
engine making- gas turbine engine design, and
contains the information on engine and its modules
configurations and structure; systems, maintaining
its operation; gas dynamics, thermal and durability
analysis as a part of the design process and its
automation as well.
First of all the book is intended to be used by
students as an educational supply for the course «Gas
Turbine Engines», though it would be also useful for
young specialists ofexperimental design bureaus.
The book was prepared with the assistance of
many «Aviadvigatel» OJSC experimental design
bureau specialists. Due to the practical support of
N.L. Koksharov the co-work of such a huge team
became possible. Special thanks to: Alexia Attali
(Communication Divisions Snecma Moteurs)
for the MSB-engine documents; Cynthia Durnal
(Honeywell Product Information) for the Honeywell
engines illustrations; Margaret Fletcher (Jet Engine
Administrator, Rolls-Royce pic) for being so kind to
permit the authors to use the illustrations from the
brilliant Rolls-Royce pic book «The Jet Engine»; our
colleagues from the «Plant named after V. J. Klimov»
Federal Unitary Scientific Production Enterprise
for the TV3-117 and 2500 engines illustrations.
The overall design of the book is performed by
I.M. Sokolova.
The book is the property of the Aviadvigatel
Joint Stock Company. Any form of reprinting of
any part ofthe book, by any means, either electronic
or mechanical, including photocopying and tape
recording, for any purpose is forbidden without
Aviadvigatel's expressed written permission.
8

Глава 5
КОМПРЕССОРЫ ГТД
ГТД - тепловая машина, работающая по
известному «простому газотурбинному циклу»
(см. подразд. 2.1.1.1). Один из
циклообразующих процессов - сжатие - представлен на диа-
грамме T-S (температура-энтропия газа)
(рис. 5.1).
1 2
3 4
Рис. 5.1. Процесс сжатия воздуха в T-S
диаграмме простого газотурбинного цикла
Из диаграммы видно, что:
- идеальный процесс сжатия идет по
адиабате E = const), изображенной на диаграмме вер-
тикальным отрезком. При этом считают, что
в идеальном процессе сжатие происходит до то-
го же давления, что и в реальном. Такое условие
облегчает их сравнение;
- реальный процесс сжатия идет по
политропе (с увеличением энтропии), изображённой на
диаграмме линией H-B-K.
Отличие реального от идеального процесса
в том, что он протекает с потерями энергии:
- на преодоление гидравлического
сопротивления при проталкивании воздуха по проточной
части;
- передачу тепла воздуху в процессе сжатия;
- подвод тепла к воздуху от трения;
- потери в скачках уплотнения (возникают
в случае превышения скорости потока скорости
звука - чем выше интенсивность скачка, тем
выше потери);
- вихреобразование в следе за лопатками
(зависит от параметров выходной кромки,
определяемой конструкцией, прочностью и
технологическими возможностями производства).
Точка К(РК, Тк) характеризует состояние
воздуха на выходе из компрессора.
Реальный процесс сжатия осуществляется
одним из основных узлов ГТД - компрессором
(рис. 5.2).
*ftr-
ч
Рис. 5.2. Компрессор двигателя ПС-90А

Глава 5. Компрессоры ГТД
Работу компрессора характеризуют
следующие основные параметры:
- расход воздуха G (кг/с) - определяется
количеством воздуха, прошедшим через
компрессор за одну секунду;
- степень повышения полного давления
в компрессоре Тск* - отношение давления за-
торможенного потока воздуха на выходе из
компрессора к давлению заторможенного
потока на входе в компрессор тск* = Рк*/Рвх* \
- адиабатический КПД г|дд - определяется
как отношение полезной адиабатической
работы, затраченной на сжатие и проталкивание
воздуха в компрессоре, к полной подведенной
к компрессору работе Г|лд = £*лд/ ^*пол-
Адиабатический КПД на расчетном режиме
для отдельных ступеней осевых компрессоров
составляет 0,89...0,92, адля многоступенчатых
компрессоров 0,85...0,87.
Степень повышения полного давления
в многоступенчатом компрессоре равна
произведению степеней повышения давления
отдельных его ступеней и определяется по фор-
муле
■* _ ^r#
*
■*
7Гк = 7ll * Я* * Tf>n-
Чем выше степень повышения давления
в каждой ступени и чем больше число ступеней,
тем выше степень повышения давления в
компрессоре.
5.1. Требования, предъявляемые
к компрессорам
Компрессор - часть ГТД, степень
аэродинамического и конструктивного совершенства
которого в значительной мере определяют
мощность (тягу), экономичность, габаритные
размеры, массу, надежность и ресурс двигателя.
К компрессору предъявляются те же
требования, что и к двигателю (см. подразд. 2.3).
Помимо общих требований предъявляются
и некоторые специфические:
- обеспечение заданного секундного расхода
воздуха;
- обеспечение заданной степени повышения
давления;
- обеспечение устойчивой, т.е. без помпажа
и пульсации, работы в широком диапазоне
частоты вращения ротора.
Требования к газодинамическим параметрам
компрессора (необходимые по режимам расход
воздуха, степень повышения давления,
коэффициент полезного действия и др.)
определяются, исходя из термодинамического расчета дви-
гателя. При этом рассматривается взаимная
работа узлов двигателя (камеры сгорания,
турбины, выходного устройства) на различных
режимах работы двигателя. Определенные таким
образом основные параметры компрессора
заносятся в технические условия на создание дви-
гателя.
5.2. Методология создания
компрессоров
Создание компрессора связано с созданием
двигателя в целом, поэтому этапы
проектирования компрессора входят как составная часть
в известные стадии разработки ГТД:
- разработка технического задания;
- разработка технического предложения;
- выполнение эскизного проекта;
- выполнение технического проекта;
- разработка конструкторской
документации.
Подробнее см. подразд. 2.5.
5.2.1. Типы компрессоров
5.2.1.1. Осевые компрессоры
Осевой компрессор состоит из входного на-
правляющего аппарата (BHA) 5, нескольких
венцов последовательно чередующихся в oce-
вом направлении рабочих лопаток 2,
установленных на вращающемся роторе 7, нескольких
венцов направляющих лопаток 3, закрепленных
в корпусе компрессора 4 (рис. 5.3) и спрямляю-
щего аппарата 6, расположенного за компрессо-
ром. Совокупность одного венца рабочих лопа-
ток и следующего за ним венца направляющих
лопаток называется ступенью компрессора.
Рабочие лопатки одной ступени, установленные
в диске, называют рабочим колесом (PK),
направляющие лопатки одной ступени,
закрепленные в корпусе, называют направляющим
аппаратом (НА), последний направляющий
аппарат за последним PK называется спрямляющим
аппаратом (CA).
В осевом компрессоре направление
движения воздуха в основном осевое. В каналах, об-
10

5.2. Методология создания компрессоров
Рис. 5.3. Осевой компрессор двигателя Rolls-Royce Trent
700 (печатается с разрешения Rolls-Royce plc): 1 - ротор;
2 - рабочие лопатки; 3 - направляющие лопатки; 4 -
корпус; 5 - BHA, 6 - спрямляющий аппарат
разованных рабочими лопатками, к воздуху
подводится механическая энергия от турбины,
в результате чего давление и скорость воздуха
увеличиваются. В расположенном за рабочими
лопатками НА кинетическая энергия воздуха
преобразуется в потенциальную, т.е. за счет
снижения скорости потока воздуха повышается
его давление. НА обеспечивает также
определенное направление потока при вхождении его
в следующую ступень. Принцип работы осевого
многоступенчатого компрессора целесообразно
рассмотреть на примере работы его отдельной
ступени, так как все ступени компрессора
работают аналогично.
Осевая ступень компрессора с BHA
приведена на рис. 5.4. На рис. 5.5 изображена эле-
ментарная ступень компрессора,
представляющая собой развертку на плоскости
цилиндрической поверхности, рассекающей ступень
компрессора на некотором радиусе. Полная
ступень компрессора складывается из
бесконечного числа ее элементарных ступеней,
расположенных вдоль радиуса в пределах проточной
части.
Решеткой профилей называется
совокупность профилей всех лопаток одного лопаточ-
ного венца, полученная рассечением его
цилиндрической поверхностью.
АРст
G
0
Рис. 5.4. Схема ступени и изменение
параметров состояния воздуха в
ступени осевого компрессора
'0
Рис. 5.5. Схема решеток профилей лопаток
и треугольники скоростей в ступени осевого
компрессора
11

Глава 5. Компрессоры ГТД
Решетка профилей характеризуется
следующими аэродинамическими и геометрическими
параметрами (рис. 5.6):
-Zj,
-b
-t
- т = blt
- Рш и Ё
-e =
-с
max
- Pl И Ь2
-* = l
-5 =
- количество лопаток;
- хорда профиля;
- шаг решетки профилей;
- густота решетки;
2л - лопаточные углы входа
и выхода;
\m - Рш - угол изгиба профиля;
- максимальная толщина
профиля;
- газовые углы входа и
выхода потока;
>ш - Pi - угол атаки;
^2л - ^2 - угол отставания.
w
Рис. 5.6. Основные параметры решетки профилей
Рассмотрим движение воздуха через
элементарную ступень.
Двигаясь в осевом направлении со скоростью
Со, поток воздуха поступает в BHA.
Сужающиеся межлопаточные каналы BHA
обеспечивают увеличение скорости от Со до C\
(см. рис. 5.4), сопровождающееся уменьшением
статического давления и статической темпера-
туры воздуха. В BHA воздух предварительно
закручивается и поступает во вращающееся PK
под некоторым углом к оси компрессора. Ло-
патки PK перемещаются со средней окружной
скоростью U (см. рис. 5.5). В результате
сложения окружной скорости вращательного
движения PK - U и абсолютной скорости потока на
выходе из BHA - Ci получается относительная
скорость потока на входе в PK - W\.
Предварительная закрутка потока в BHA позволяет
уменьшить величину скорости W\, это благо-
приятно сказывается на уменьшении потерь
вРК.
В результате поворота воздуха и благодаря
расширяющейся форме межлопаточных каналов
PK поток воздуха тормозится от скорости W\ на
входе до скорости W2 на выходе из PK.
Уменьшение скорости в PK приводит к повышению
статического давления от P\ на входе до Р2 на
выходе. Работа, подводимая к воздуху в PK,
идет не только на повышение статического
давления, но и на увеличение абсолютной скорости
от значения C\ до С2.
Из PK воздух со скоростью С2 поступает
в каналы НА. Вследствие диффузорности меж-
лопаточных каналов НА происходит
уменьшение абсолютной скорости от величины С2 на
входе до Сз на выходе и, следовательно,
повышение статического давления от Р2 до P^ Кроме
того, НА осуществляет требуемый поворот
воздуха перед входом в следующее PK.
Таким образом, полный прирост
статического давления в ступени составляет сумму
прироста давления в PK и НА:
АРст = А^рк + А^нА.
В результате сжатия воздуха его температура
повышается от T\ на входе в PK до T^ на выходе
из ступени.
Изменение параметров состояния воздуха
в ступени осевого компрессора приведено на
рис. 5.4.
При движении вдоль проточной части мно-
гоступенчатого компрессора воздух сжимается
и его плотность возрастает. Поэтому, чтобы
обеспечить требуемую величину осевой
скорости на выходе из компрессора, которая обычно
составляет 12О...18Ом/с, проточную часть ком-
прессора выполняют сужающейся к выходу.
Отношение давления на выходе из ступени
к давлению на входе в нее называется степенью
повышения давления в ступени - 71*ст- Степень
повышения давления многоступенчатого ком-
прессора тем больше, чем больше степени
повышения давлений отдельных ступеней и чем
больше их количество.
Степень повышения давления в ступени oce-
вого компрессора в основном зависит от
средней окружной скорости лопаток. Чем больше
эта скорость, тем больше степень повышения
давления. Максимальная окружная скорость ло-
12

5.2. Методология создания компрессоров
паток из условий их прочности обычно не
превышает ЗОО...45Ом/с. Например, максимальная
окружная скорость рабочих лопаток первой
ступени КВД двигателя ПС-90А составляет
365 м/с. Диаметр ступени компрессора
определяется потребным расходом воздуха, его
плотностью и осевой скоростью. Осевая скорость
воздуха сохраняется по всем ступеням
постоянной или несколько уменьшается к последним
ступеням. Поскольку плотность воздуха на
входе в первую ступень минимальная, то
наибольшую площадь проточной части имеет первая
ступень, далее площадь уменьшается к
последним ступеням. Площадь проточной части
ограничена ее наружным и внутренним диаметрами.
Для уменьшения наружного диаметра первой
ступени при заданной площади проточной части
уменьшают внутренний диаметр, ачтобы
обеспечить размещение лопаток на роторе,
внутренний диаметр выбирают обычно равным
0,35.. .0,4 от наружного диаметра.
На последующих ступенях может быть
сохранен тот же наружный диаметр, что и на
первой ступени (рис. 5.7, а), тот же внутренний
диаметр (см. рис. 5.7, б), тот же средний диа-
метр (см. рис. 5.7, в), или диаметры могут
меняться (см. рис. 5.7, г).
а
б
в
Рис. 5.7. Схемы профилей проточной части: а - с
постоянным наружным диаметром; 6 - с постоянным внутренним
диаметром; в - с постоянным средним диаметром; г - с пе-
ременным наружным, внутренним и средним диаметрами
В первом случае потребное уменьшение
площади проточной части (вследствие
возрастания плотности воздуха) достигается
увеличением внутреннего диаметра проточной части.
При этом средние окружные скорости ступеней
растут и, следовательно, увеличиваются их
степени повышения давления. Но наряду с этим
преимуществом указанная конструкция
компрессора обладает и недостатком - меньшая
длина лопаток последних ступеней. Зазор
между торцом лопатки и корпусом при наличии
коротких лопаток относительно больше, чем при
длинных. В результате этого у компрессора
с короткими лопатками увеличивается обратное
перетекание воздуха в зазоре и, следовательно,
уменьшается степень повышения давления
компрессора.
При постоянном внутреннем или среднем
диаметре лопатки последних ступеней более
длинные, поэтому и перетекания меньше.
Степень повышения давления ступеней остается
постоянной (при постоянном среднем диаметре)
или уменьшается (при постоянном внутреннем
диаметре), поскольку зависит от средней
окружной скорости.
В целях расширения области устойчивой
работы и повышения КПД применяются двухкас-
кадные и трехкаскадные схемы осевых
компрессоров. В многокаскадном компрессоре
несколько последовательно расположенных
роторов автономно приводящихся во вращение
отдельными турбинами (см. подраз. 5.4).
5.2.1.2. Центробежные компрессоры
В центробежном компрессоре для
повышения давления газа используется центробежный
эффект, который позволяет увеличить степень
повышения полного давления намного больше,
чем в осевом компрессоре. К числу достоинств
центробежных компрессоров относятся также
относительная простота конструкции
(существенно меньшее число деталей), более
благоприятная характеристика и меньшая
чувствительность к условиям эксплуатации, чем у осевых.
Ступень центробежного компрессора
состоит из BHA 1, PK 2 и выходной системы, которая
включает в себя безлопаточный щелевой
диффузор 3, лопаточный диффузор 4 и выходной
патрубок 5 (рис. 5.8). В PK механическая
энергия, подводимая к колесу от турбины,
преобразуется в потенциальную и кинетическую
энергию газа. Это преобразование энергии в PK
осуществляется в результате
аэродинамического взаимодействия потока газа с вращающимся
лопаточным аппаратом. Поток на входе обычно
закручивается по вращению.
Хотя в связи с этим уменьшается напор,
сообщаемый воздуху, необходимость в
предварительной закрутке по вращению связана с жела-
13

Глава 5. Компрессоры ГТД
нием уменьшить величину относительной
скорости, которая в периферийном сечении
достигает значений, близких к скорости звука и даже
превышающих ее.
I
5
Рис. 5.8. Двухступенчатый центробежный компрессор
двигателя Rolls-Royce Dart (печатается с разрешения Rolls-
Royce plc): 1 - BHA; 2 - PK; 3 - безлопаточный
щелевой диффузор; 4 - лопаточный диффузор; 5 - выходной
патрубок
По конструктивному выполнению рабочие
колеса делятся на следующие типы:
- открытые (рис. 5.9, а),
- закрытые (рис. 5.9, б),
- полуоткрытые (рис. 5.9, в).
Рабочее колесо открытого типа состоит из
втулки 1 и закрепленных на ней рабочих лопа-
ток 2, так что межлопаточные каналы с двух
торцевых сторон ограничены лишь неподвиж-
ными стенками кожуха, расположенными на
небольшом расстоянии от торцов лопаток. Ko-
лесо открытого типа является малоэкономич-
ным ввиду больших потерь от перетекания газа
через торцы лопаток и из-за влияния среды
в зазоре между колесами и кожухом на поток
в канале колеса. Такие колеса применяются
иногда в дешевых вентиляторах или дымососах.
У PK закрытого типа лопатки 2 с двух торцов
прикрепляются к дискам 3 и 4, один из которых
называется покрывным. В закрытом колесе
оба торца лопаток закрыты, так что
перетекания газа через торцы быть не может. Поток газа
14
Ж
в
Рис. 5.9. Типы рабочих колес: а - открытого
типа; б - закрытого типа; в - полуоткрытого
типа; 1 - втулка; 2 - рабочие лопатки; 3 - по-
крывной диск; 4 - диск
в колесе изолирован от воздействия газа,
находящегося в зазоре между PK и кожухом. Ввиду
этого закрытые колеса являются наиболее
экономичными и применяются чаще всего в
стационарных центробежных компрессорах. Ло-
патки закрытых колес обычно выполняют
заодно с основным диском, а покрывной диск кре-

5.2. Методология создания компрессоров
пится к ним болтами или с помощью сварки.
У колес полуоткрытого типа лопатки с одной
стороны соединены с диском, а с другой
стороны также открыты. Обычно лопатки полуоткры-
тых PK выполняют заодно с дисками.
Полуоткрытые колеса по экономичности занимают
промежуточное положение. С точки зрения ме-
ханической прочности PK полуоткрытого типа
имеют наибольшую прочность по сравнению
с колесами закрытого типа, так как наличие по-
крывного диска приводит кувеличению
напряжений во всех элементах основного диска.
Центробежные компрессоры могут быть
с односторонним и двухсторонним входом.
У компрессора с односторонним осевым входом
воздух поступает на PK через неподвижный
BHA осевого типа (см. рис. 5.8).
У компрессора с двухсторонним входом
чаще используется кольцевой вход, а
неподвижный BHA представляет собой кольцевую
решетку, за которой устанавливаются также
направляющие тороидальные поверхности. Этот
BHA иногда выполняется совместно с колесом -
как одна деталь (тогда он становится
вращающимся).
Недостатком центробежных компрессоров
является пониженная лобовая
производительность, так как сечение входа воздуха занимает
лишь незначительную часть миделя (макси-
мальной площади поперечного сечения) ком-
прессора, особенно укомпрессора с
односторонним входом. Более затруднительно создание
многоступенчатой конструкции, так как после
выхода из предыдущей ступени воздух может
попасть на вход следующей лишь с помощью
так называемого обратного канала сложной пет-
леобразной формы.
Использование центробежного компрессора
вместо многоступенчатого осевого возможно,
когда КПД ступени центробежного компрессора
при 71к* = 6...8 достигнет r]* = 0,82...0,83, т.е.
приблизится к КПД осевых многоступенчатых
компрессоров. Более целесообразно применение
осецентробежных компрессоров в двигателях
малых размеров.
По аэродинамической схеме PK могут быть
разделены на четыре основных группы:
- колеса низкой реактивности с лопатками,
загнутыми в сторону вращения (рис. 5.10);
- колеса со степенью реактивности, близкой
к 0,5, с радиальными лопатками @2л = 90°)
(рис. 5.11);
R = 17°
Р2Л J '
/
'J
V>c
Рис. 5.10. Схема колеса низкой реактивности
s^--^
Рис. 5.11. Колесо полуоткрытого типа с выходным
углом р2л = 90°
- колеса средней реактивности с лопатками,
умеренно загнутыми в сторону, обратную
вращению (р2л = 40.. .60°);
- колеса высокой реактивности с лопатками,
загнутыми в сторону, обратную вращению
(р2л= 15...35 ).
Колеса низкой реактивности применяют
в основном при производстве промышленных
вентиляторов. Эти колеса отличаются высоким
значением коэффициента расхода и
сравнительно большими значениями абсолютной скорости
на выходе из колеса. Вследствие низкой степени
реактивности основной процесс повышения
статического давления в машинах с такими ко-
лесами происходит за счет диффузорного
эффекта в неподвижных элементах.
Колеса со степенью реактивности, близкой
к 0,5, с радиальными лопатками обычно
выполняются полуоткрытого типа. В отличие от колес
с изогнутыми лопатками здесь лопатки
начинаются от втулки, и поворот потока из осевого
направления в радиальное происходит в межлопа-
точном пространстве. Входные кромки лопаток
в таких колесах обычно загибаются таким
образом, чтобы их направление соответствовало
направлению набегающего потока.
15

Глава 5. Компрессоры ГТД
Вследствие отсутствия покрывного диска
и благодаря прямолинейной форме и радиаль-
ному направлению лопаток напряжения в таких
колесах при одних и тех же окружных
скоростях значительно ниже, чем в двухдисковых ко-
лесах (с покрывным диском) с искривленными
лопатками. Поэтому такие колеса пригодны для
работы с большими скоростями вращения
(до U = 550.. .600 м/с), что дает возможность
получить в ступенях весьма большие напоры
и расходы. Колеса этой группы нашли широкое
применение в авиационных и транспортных
машинах.
Колеса средней реактивности с лопатками,
умеренно загнутыми в сторону, обратную
вращению (Р2л = 40...60°), распространены в
стационарных промышленных компрессорах для
нагнетания различных газов (например, азота).
Такие колеса часто называют просто колесами
компрессорного типа.
Колеса высокой реактивности с лопатками,
загнутыми в сторону, обратную вращению
(Р2л=15...35°), имеют широкое применение
в насосостроении. В последнее время их стали
применять также и в компрессорах. Благодаря
высокой степени реактивности ступени с
такими колесами имеют сравнительно высокий КПД
(до 86...87 %). Для колес этой группы
характерны небольшие значения коэффициента
расходной скорости ф2г.
Такие колеса часто используются в
последних ступенях многоступенчатых компрессоров,
где в результате сжатия в предыдущих ступенях
объемный расход значительно меньше, чем
в начальных ступенях.
Ротора центробежных компрессоров состоят
из PK с лопатками, вращающихся BHA, вала
или передней и задней цапф.
Если конструктивно PK выполнено отдельно
от вала, то передача крутящего момента
производится посредством цилиндрических и
торцевых шлиц. Отдельные ступени соединяются
между собой промежуточными валами.
Передача крутящего момента осуществляется призон-
ными болтами или шлицевым соединением
в зависимости от конструкции компрессора. Ba-
лы роторов обычно изготавливают из
легированных конструкционных сталей.
5.2.1.3. Осецентробежные компрессоры
Осецентробежные компрессоры представляют
собой комбинированное устройство, в котором
высокий КПД (~ 85...87 %) осевого компрессора
(первые 5...7 ступеней) сочетается свысокой
степенью сжатия в единственной последней
центробежной ступени фис.5.12). Центробежная
ступень устанавливается вместо нескольких
осевых, имеющих сверхмалые высоты рабочих ло-
паток, на которых особенно сказывается влияние
радиальных зазоров над лопатками.
Такие компрессоры, несмотря на некоторую
потерю общего КПД (по сравнению с осевым
компрессором такой же степени сжатия), имеют
значительный выигрыш по длинновым
размерам и массе. Это и предопределяет главную
область их использования - небольшие ТРД
и ТВД для региональных самолетов.
Ф>г
Рис. 5.12. Осецентробежный компрессор двигателя Honeywell T53. (Материал любезно
предоставлен компанией Honeywell): 1 - осевые ступени; 2 - центробежная ступень
16

5.2. Методология создания компрессоров
5.2.2. Аэродинамическое
проектирование компрессора
5.2.2.1. Общиеэтапы
Методологию аэродинамического
проектирования всех типов компрессоров можно
представить ввиде блок-схемы (рис. 5.13). Все
расчетные работы крупно можно разделить на три
этапа:
-расчет компрессора на основе одномерной
математической модели;
-расчет компрессора на основе двумерной
осесимметричной математической модели;
- трехмерный расчет вязкого течения в лопа-
точных венцах компрессора.
5.2.2.2. Расчет компрессора
на основе одномерной математической
модели
Согласно блок-схеме (см.рис.5.13) на пер-
вом этапе аэродинамического проектирования
определяется тип компрессора:
- осевой;
- центробежный;
- осецентробежный.
l этап
н
Выбор типа компрессора
Определение конфигурации
компрессора
ч
ы
1D Расчет характеристик
оптимизации
Расчет течения в проектной точке
BD)
Предварительное профилирование,
выбор углов атаки и отставания.
густоты
Предварительные расчеты на
прочность
20 Расчет характеристик
Оптимизация компрессора
ч
Прочностные расчеты
t
этап
i
Расчет течения
внутри лопаточных
венцов CD) Навье-
Стокса
Угловой отрыв,
радиальный зазор
i
Предварительное определение
числа ступеней, распределения
нагрузки, выборстепени
торможения скорости, очертания
проточной части, удлинения,
густоты и т. д.
Предварительный вариант компрессора
Обратная задача.
Расчет течения в осевых зазорах
и межлопаточных каналах
i
Определение раскрутки пера лопатки
Расчет характеристик, уточнение
значений углов атаки, отставания
и густоты
Поиск оптимальных геометрических
параметров и законов
регулирования
Исходный вариант компрессора
Расчет течения на
поверхности S1
B,5D) с учетом
вязкости
Коррекция формы
лопатки
i
Коррекция формы
профиля
i
i
Прямая и обратная
задачи, сильное
вязко-невязкое
взаимодействие
(отрыв потока)
Профили с
откорректированной
диффузорностью
Учет нестационарного взаимодействия венцов
Окончательный вариант компрессора
Рис. 5.13. Методология аэродинамического проектирования компрессоров
17

Глава 5. Компрессоры ГТД
После выбора типа компрессора на
основании исходных данных технического задания
выполняется расчет его характеристик. На
первом этапе аэродинамического проектирования
компрессора расчет выполняется на основе
одномерной математической модели. Исходными
данными для расчета являются:
- полное давление и температура потока на
входе в компрессор;
- расход воздуха;
- степень повышения давления;
- частота вращения ротора;
-распределение коэффициента затраченной
работы по ступеням.
Расчет компрессора по параметрам на
среднем радиусе выполняется на основании
уравнений, известных из термодинамики.
На этом этапе проектирования определяются
параметры компрессора для последующего
расчета характеристик компрессора:
- размеры и форма проточной части;
- изоэнтропический коэффициент полезного
действия;
- масса и длина;
- распределение параметров по ступеням;
- конструктивные параметры лопаточных
венцов;
-углы изгиба профиля рабочих и
направляющих лопаток;
- углы атаки и отставания лопаток;
- углы лопаток на среднем радиусе.
Расчет характеристик проводится для
определения параметров компрессора и запасов
устойчивости на различных эксплуатационных
режимах его работы.
Расчет каждой ступени компрессора
проводится последовательно от ступени к ступени.
После расчета всех ступеней вычисляется
суммарная степень повышения давления
компрессора
71
К
=U<
i=l
Суммарный КПД компрессора определяется
по методике, используемой в проектировочном
расчете компрессора на среднем радиусе. В
результате выполнения первого этапа
аэродинамического проектирования определяется
предварительный вариант основных геометрических
параметров проточной части компрессора,
которые можно использовать для прорисовки его
конструктивного облика.
18
В общем случае результаты одномерного
проектирования имеют как самостоятельное
значение, так и могут использоваться в качестве
исходных данных для следующего этапа
разработки проекта.
5.2.2.3. Расчет компрессора на основе
двумерной осесимметричной
математической модели
В основу второго этапа аэродинамического
проектирования положено решение обратной
задачи расчета осесимметричного течения в
проектной точке. Смысл проектирования, в
конечном счете, состоит в определении
конструктивных параметров компрессора (включая
координаты профилей), обеспечивающих реализацию
расчетного поля течения.
Начальные значения геометрических
параметров находятся, исходя из имеющегося
опыта, однако уже на этой стадии
предусматриваются расчетная проверка прочности наиболее
ответственных деталей (лопаток и дисков
ротора). При необходимости производится
коррекция их геометрии и повторный расчет течения.
Важнейшей частью работ на втором этапе
проектирования компрессора является расчет
его характеристик на основе осесимметричной
математической модели. В основу расчета
положен один из вариантов так называемого
«метода кривизны линий тока». В качестве
исходной информации в нем используются
суммарные параметры компрессора (Ge, тс*к, n) и
данные, полученные при одномерном расчете:
- средние параметры ступеней;
- размеры проточной части компрессора.
Граничными условиями на входе в
компрессор являются:
-радиальное распределение полного
давления;
- радиальное распределение температуры
торможения;
- радиальное распределение угла потока.
Граничными условиями на выходе из
компрессора являются:
- радиальное распределение угла потока;
- постоянство статического давления;
- равенство суммарного расхода воздуха
в струйках тока проектному значению Ge.
Для решения обратной задачи определения
параметров потока в расчетных сечениях ис-
пользуется система газодинамических
уравнений для идеального газа, включающая
дифференциальное уравнение движения и эмпириче-

5.2. Методология создания компрессоров
ские соотношения. Эти соотношения
используются для нахождения потерь в лопаточных вен-
цах и учета влияния радиальных зазоров на
параметры компрессора.
В результате решения обратной задачи
определяются параметры потока в межвенцовых
зазорах осевого компрессора, осредненные и pac-
пределенные параметры лопаточных венцов,
ступеней и компрессора в целом, в том числе
его суммарные параметры - степень повышения
полного давления и изоэнтропический КПД.
5.2.2.4. Трехмерныйрасчет вязкого
течения в лопаточных венцах
компрессора
В соответствии с рассматриваемой методо-
логией на третьем этапе предусматривается
дальнейшая оптимизация компрессора,
основанная на совершенствовании аэродинамики
трехмерного расчета вязкого течения. Для этого
используются программные комплексы, в
которых реализовано решение уравнений Навье-
Стокса. На этом этапе может также применяться
квазитрехмерный подход, базирующийся на
расчете вязкого потока в межлопаточном канале
в слоях переменной толщины, выделяемых на
различных участках по радиусу. Для этого
предварительно проводится расчет трехмерного
невязкого потока.
В качестве граничных условий задаются:
- углы потока в окружном направлении;
- углы потока в меридиональной плоскости
в направлении от втулки к периферии;
-распределение по радиусу полного
давления;
- распределение по радиусу полной темпера-
туры.
На выходе должно задаваться:
- статическое давление на втулке;
-распределение давления от втулки к
периферии (определяется из уравнения радиального
равновесия).
Граничное условие на стенке - прилипание
(скорость потока на стенке равна нулю);
граничные условия на периодической границе -
периодически повторяющиеся в окружном
направлении (параметры потока и геометрия ком-
прессора являются периодическими - равными
числу лопаток в лопаточном венце).
Расчеты с использованием трехмерного про-
граммного комплекса позволяют получать
надежные качественные и количественные данные
о параметрах проектируемого компрессора.
Их оптимизация сводится крешению задач
течения с вариацией формы профилей лопаток
и проточной части в меридиональном сечении
компрессора. Результат трехмерного расчета
вязкого течения в лопаточных венцах
проектируемого компрессора показан на рис. 5.14.
Рис. 5.14. Распределениескоростейпотока
по тракту компрессора низкого давления
(трехмерный расчет)
5.2.2.5. Профилированиелопаточных
венцов компрессора
Задача профилирования лопаточных венцов
выполняется на втором и третьем этапах
проектирования компрессора, когда выполняется
расчет параметров в меридиональных сечениях.
Расчет профилей выполняется по тем же фор-
мулам, что и расчет одномерной модели на
первом этапе. По результатам расчета
определяются:
- углы атаки и отставания потока;
- профили лопаток в конических сечениях;
- профили лопаток в плоских сечениях.
Определение координат профилей в плоских
сечениях лопаток осуществляется пересчетом
профилей конических сечений.
Совокупность координат всех плоских
сечений представляет собой математическую мо-
дель поверхности пера лопатки. В таком виде
модель может быть использована для
изготовления лопатки на станках с числовым про-
граммным управлением.
5.2.2.6. Обеспечениеаэродинамической
устойчивости
Еще одной задачей второго и третьего этапов
аэродинамического проектирования компрессо-
19

Глава 5. Компрессоры ГТД
pa является обеспечение его аэродинамической
устойчивости.
Работа осевого компрессора согласована
с работой последующих узлов таким образом,
что его параметры, в зависимости от частоты
вращения ротора, изменяются по определенно-
му закону, соответствующему линии, которую
принято называть линией рабочих режимов
(ЛРР).
Ступени компрессора проектируются и
согласовываются между собой так, что на ЛРР
компрессор работает близко к своему оптимуму
в некоторой ограниченной области, называемой
зоной расчетных режимов.
Работа компрессора на нерасчетном режиме
может привести к его неустойчивой работе
и возникновению помпажа. Помпаж -
газодинамически неустойчивый автоколебательный
режим работы компрессора и его сети,
характеризующийся сильными низкочастотными коле-
баниями параметров:
- давления;
- температуры;
- расхода воздуха.
Характер протекания помпажа в
значительной степени зависит от следующих факторов:
- тип компрессора;
- геометрические и аэродинамические
характеристики компрессора;
- объем камеры сгорания;
- площадь соплового аппарата турбины.
Помпаж сопровождается срывами потока
значительной интенсивности в ступенях ком-
прессора и периодическими выбросами сжато-
го в компрессоре воздуха во всасывающую
систему.
Нерасчетный режим появляется из-за
рассогласования в работе его первых и последних
ступеней. Рассогласование может быть вызвано
следующими причинами:
- отклонениями частоты вращения ротора от
расчетного значения;
- изменениями температуры воздуха на
входе в компрессор.
При отклонении частоты вращения ротора от
расчетного значения нарушается работа
крайних ступеней, когда уменьшение частоты
вращения вызывает срыв потока в первых
ступенях, а увеличение - в последних.
При уменьшении частоты вращения ротора
компрессора осевые составляющие скорости на
первых ступенях уменьшаются сильнее, чем на
последних. Поскольку окружные скорости на
первых и последних ступенях изменяются
одинаково, углы атаки на первых ступенях
увеличиваются, а на последних уменьшаются. В этом
случае углы атаки на первых ступенях
достигают критических значений раньше, чем на по-
следних, что обусловливает срыв потока на
первых ступенях. Вследствие этого срывы на по-
следних ступенях отсутствуют. Однако при
очень больших отрицательных углах атаки на
последних ступенях может наступить так
называемый «турбинный» режим, при котором
воздух в этих ступенях не сжимается, а
расширяется. При таком режиме работы последних
ступеней падают КПД и напор компрессора.
Если частоты вращения ротора компрессора
увеличиваются по сравнению с расчетным
значением, то осевая составляющая скорости на
последних ступенях будет уменьшаться
вследствие увеличения плотности воздуха из-за роста
степени сжатия. При этом уменьшение скорости
происходит таким образом, что углы атаки ло-
паток на последних ступенях увеличиваются
значительно быстрее, чем на первых. Таким об-
разом, срывы потока, вызывающие помпаж,
будут возникать прежде всего на последних
ступенях.
Изменение температуры воздуха на входе
в компрессор также может вызвать
рассогласование, вследствие того, что увеличение темпе-
ратуры воздуха при постоянной частоте
вращения вызывает уменьшение осевой
составляющей скорости на ступенях компрессора, тем ca-
мым увеличивая углы атаки. На последних
ступенях углы атаки увеличиваются быстрее,
в результате чего на этих ступенях критические
углы атаки достигаются раньше, чем на первых.
При достижении критических углов атаки
образуются срывные зоны, которые, постепенно
увеличиваясь в размерах, охватывают все
большее число ступеней до тех пор, пока не
наступит неустойчивый режим работы всего ком-
прессора.
Треугольники скоростей позволяют
выяснить физическую сущность возникновения
помпажа компрессора и применяемых мер
борьбы с ним. На рис. 5.15 представлена
картина обтекания лопаток на трех режимах работы
компрессора.
Если компрессор работает на расчетном
режиме, то направление движения воздушного
потока на входе в PK примерно параллельно каса-
20

5.2. Методология создания компрессоров
тельной к средней линии профиля на передних
кромках лопаток (см. рис. 5.15, а).
Уменьшение расхода воздуха по сравнению
с расчетным (уменьшение осевой составляющей
абсолютной скорости Са) приводит к
увеличению углов атаки на лопатках (см. рис. 5.15, б).
i~0
Cg=C
W.
арасч
а
i>0
Ca<C
арзсч
б
i<0
са>с
арасч
в
Рис. 5.15. Схема обтекания лопаток PK осевого
компрессора: а - расчетный режим работы; б, в - нерасчетные
режимы работы
При больших положительных углах атаки,
превышающих критические, возникает срыв
потока, сопровождающийся образованием вихревых
зон с выпуклой поверхности профилей. Области
этих зон нарастают и проникают внутрь ком-
прессора, заполняя его проточную часть.
Происходит периодически повторяющаяся «заку-
порка» проточной части компрессора вихревы-
ми областями. Через эти области воздух из-за
компрессора периодически прорывается
обратно, в сторону входа. Как следствие возникают
автоколебания потока, приводящие к
неустойчивой работе, т.е. к помпажу компрессора.
Увеличение расхода воздуха через ступень
(увеличение осевой составляющей абсолютной
скорости Са) вызывает уменьшение углов атаки
на лопатках (см. рис. 5.15, в), при этом угол
атаки / становится меньше нуля. Поток воздуха
ударяется в выпуклую часть лопатки, а на ее во-
гнутой части возникают вихри. В связи с тем,
что поток воздуха под действием сил инерции
прижимается к вогнутым сторонам лопаток,
образовавшиеся вихри не могут распространиться
по всему колесу и носят местный характер,
не нарушая устойчивой работы компрессора.
Обеспечение аэродинамической
устойчивости осуществляется регулированием комп-
peccopa:
- поворотом одного или нескольких венцов
НА, что позволяет сохранить оптимальные углы
атаки на рабочих колесах;
- перепуском воздуха из-за отдельных
ступеней компрессора, что приводит к увеличению
расхода воздуха через предыдущие ступени и,
как следствие, к более оптимальным углам
атаки на рабочие колеса.
Подробнее о способах регулирования ком-
прессора рассказано в подразд. 5.7.
5.2.2.7. Интеграция ГТД
с воздухозаборником самолёта
Входные устройства СУ (рис. 5.16)
располагаются перед входом в компрессор и
предназначаются для организации равномерной подачи
воздушного потока на вход в двигатель с
сохранением высокой эффективности сжатия во всем
диапазоне рабочих режимов компрессора.
Входное устройство авиационного двигателя
называют воздухозаборником. В
воздухозаборнике располагают коллекторы противообледе-
нительной системы (см. рис. 5.68), а внутренние
обводы выполнены с панелями шумоглушения.
Воздухозаборник выполняет, помимо прочего,
функцию преобразования кинетической энергии
набегающего потока в потенциальную.
Для нормальной работы двигателя
необходимо обеспечить заданное значение скорости
потока на входе в компрессор, в том числе и при
постоянно меняющихся условиях окружающей
среды. Изменение условий работы входного
устройства, условия размещения его и двигате-
ля на самолете (например, наличие обводных
21

Глава 5. Компрессоры ГТД
а
Рис. 5.16. Входные устройства: а - авиационного двигателя Rollz-Royce RR535;
6 - ГТУ наземного применения ПС-90ГП-1
и криволинейных каналов) создают
неравномерность поля скоростей перед компрессором.
Устойчивая работа компрессора возможна
лишь при определенном значении степени
неравномерности и пульсации параметров во
входном устройстве. Наличие пульсаций
отрицательно сказывается на работе входного
устройства, что может приводить к неустойчивой
работе компрессора.
Пульсация характеризуется:
- частотой;
- амплитудой.
Источниками пульсаций являются:
- неравномерность поля параметров;
- неустойчивость пограничного слоя;
- конструктивные и технологические высту-
пы в проточной части входного устройства.
Таким образом, входное устройство должно
быть спроектировано так, чтобы уровень
неравномерности поля скоростей и пульсационные
характеристики потока в его выходном сечении
не приводили к неустойчивой работе двигателя.
У ГТД с большой степенью двухконтурности
(m > 4) помимо требований, изложенных выше,
к воздухозаборникам предъявляются
специфические требования. Воздухозаборники таких си-
ловых установок относительно короткие
{lld < 1), что обуславливает их высокую
чувствительность:
- к порывам ветра;
- косому обдуву при работе на месте;
- к минимальным скоростям полета.
Для снижения чувствительности компрессо-
pa с «коротким» воздухозаборником к этим
факторам вводят дополнительные
эксплуатационные ограничения:
- по направлению и скорости ветра;
- введением взлета самолета с «роллинг-
старта»;
- применением наземного устройства под
воздухозаборником, исключающим
возникновение вихревого шнура.
5.2.3. Тепловое состояние компрессора
При создании нового двигателя особое
внимание уделяется обеспечению требуемого
ресурса и надежности деталей и узлов компрессо-
pa. Тепловое состояние деталей компрессора
существенно влияет на их напряженно-дефор-
мированное состояние (НДС) и, соответственно,
на ресурс и надежность узлов. В зависимости от
распределения температуры в неравномерно на-
гретых деталях могут возникать напряжения:
- растяжения;
- сжатия.
Оценив величину напряжений в деталях,
выбирают конструкцию, которая позволит
обеспечить назначенный ресурс. В связи с этим по-
лучение достоверного теплового состояния по
циклу работы ГТД является важнейшей задачей.
5.2.3.1. Расчет теплового состояния
деталей компрессора
На рис. 5.17 представлено расчетное тепло-
вое состояние корпусов компрессора на одном
из режимов работы двигателя. Расчет выполнен
в осесимметричной постановке. Для
определения изменения теплового состояния в процессе
22

5.2. Методология создания компрессоров
работы двигателя необходимо решить неста-
ционарное уравнение теплопроводности
V(XVT) = y^,
dx
где T - искомая температура детали; X, у - теп-
лопроводность, теплоемкость детали; т - время.
I
ЫЛ to.<1 133 117 731 7fifi
вы ш n& iK гя гл
>
Рис. 5.17. Расчетное тепловое состояние корпусов
компрессора на одном из режимов работы двигателя
Подробно вывод данного уравнения, а также
методы его решения изложены в учебных
пособиях по основам теплопередачи, см., например,
[5.1]. Поэтому здесь это не рассматривается.
Отметим только, что для решения уравнения
необходимо задать начальные (тепловое
состояние детали в начальный момент времени) и
граничные условия на поверхностях,
ограничивающих рассматриваемую деталь. В [5.1]
приведена следующая классификация граничных
условий, которые могут применяться для
решения уравнения нестационарной теплопровод-
ности:
- граничные условия первого рода - на
поверхностях, ограничивающих деталь, задаются
значения температур, которые могут зависеть от
координат точек границы и времени;
- граничные условия второго рода - на
граничных поверхностях рассматриваемой детали
задается плотность теплового потока
(производная от температуры по нормали к
поверхности). Плотность теплового потока так же
задается в виде функции, зависящей от времени и
координат точек границы;
- граничные условия третьего рода - тепло-
вой поток задается пропорционально разности
температур на границе детали и окружающей
среды:
-X
дТ
дп
= a(T^-Tf),
гр
в этом условии должен быть задан коэффициент
теплоотдачи а и температура окружающей cpe-
ды7};
- граничные условия четвертого рода
(условия сопряжения) - одновременно задается
равенство температур и тепловых потоков на
границе разделения двух соседних деталей ком-
прессора:
-к
вт,
дп
гр
гр
- т
= _л
— /\
гр
'2
дт2
дп
гр
Эти условия допускают различные
модификации. Так, например, если контакт между
соседними деталями неидеален, то существует
скачок температуры на границе раздела
деталей, т.е.
гр
= kT
гр
Необходимо отметить, что граничные
условия второго рода, в силу проблематичности по-
лучения точного значения величины плотности
теплового потока, редко используются при
определении теплового состояния деталей ком-
прессора.
Могут существовать и другие важные
граничные условия, не рассмотренные выше. Ha-
пример, при теплообмене излучением тепловой
поток оказывается пропорциональным
разности четвертых степеней температур источника
и приемника теплоты. Однако данные
граничные условия крайне редко используются при
определении теплового состояния деталей ком-
прессора, поэтому здесь не рассматриваются.
В основном при решении уравнения тепло-
проводности применительно к деталям ком-
прессора используют граничные условия
третьего рода. В этом случае при определении
коэффициента теплоотдачи а используют полу-
эмпирические зависимости. В большинстве
случаев применяют безразмерный комплекс,
который называют числом Нуссельта:
Nu = al IX,
23

Глава 5. Компрессоры ГТД
где а, X - коэффициенты теплоотдачи, тешю-
проводности, 1 - характерный размер.
Коэффициент теплопроводности X относится
к физическим свойствам материала.
Коэффициент теплоотдачи а зависит от вида и свойств
движения окружающей среды.
Разделяют два вида движения окружающей
среды, влияющих на величину а:
- свободное движение, когда течение
окружающей среды возникает в поле массовых сил
при наличии градиентов температуры;
- вынужденное движение, когда течение
окружающей среды вызвано внешними
причинами.
Обобщенная зависимость для определения
коэффициента теплоотдачи а имеет вид:
- для чисто вынужденного движения
Nu =/i(Re, Pr),
- для свободного движения
Nu =/2(Gr, Pr),
где Re, Pr, Gr - числа Рейнольдса, Прандля
и Грасгофа.
Удобной и сравнительной простой
зависимостью для обобщения экспериментальных
данных является следующее уравнение: для
вынужденного течения (Nu = CRemPr") или
свободного (Nu = С (Gr Pr)"), где С, m, n - константы,
которые определяются экспериментальным пу-
тем. Нахождению формул по определению
числа Нуссельта для отдельных видов и классов
течений окружающей среды посвящено
множество работ. Так, в [5.2], [5.3] представлены фор-
мулы, которые можно использовать при
определении теплового состояния деталей ком-
прессора.
В настоящее время появляются программные
продукты, в которых не требуется задавать
коэффициент теплоотдачи между деталью ком-
прессора и окружающей средой. Данный
коэффициент вычисляется при совместном решении
уравнения теплопроводности, определяющего
тепловое состояние детали, и уравнений Навье-
Стокса, описывающих течение вязкого сжимае-
мого газа вокруг рассматриваемой конструкции
с учетом теплообмена между газом и деталями
компрессора. С развитием вычислительной
техники данный способ получения совместного
решения теплового состояния детали и течения
среды, омывающей деталь, приобретает все бо-
лее широкое распространение.
С целью быстрого получения теплового
состояния при определении параметров,
необходимых для задания граничных условий, делают
различные допущения. Так, течения в деталях
компрессора разбивают на два вида:
- основное течение газа в проточной части
компрессора;
- вторичные (все остальные).
Зачастую необходимые для задания
граничных условий в основном потоке данные полу-
чают из решения уравнений, описывающих
процессы в лопаточных машинах. При этом
часто вводят дополнительные допущения:
- решается уравнение течения идеального га-
за с принятыми моделями потерь;
- при больших расходах газа по проточной
части пренебрегают теплообменом от деталей
компрессора в проточную часть.
При определении потоков газа во вторичных
течениях обычно переходят к одномерным мо-
делям, а при условии небольших скоростей
потока полагают, что окружающая среда несжи-
маема. Необходимо отметить, что в данных
потоках условие теплообмена между деталями
и окружающей средой существенно. Поэтому
данный теплообмен необходимо учитывать при
определении параметров вторичных течений.
5.2.4. Выбор радиальных и осевых
зазоров
В любой конструкции, имеющей
движущиеся части, между подвижными и неподвижными
деталями необходим зазор для обеспечения
необходимой свободы перемещения.
Компрессор ГТД состоит из двух основных
частей:
- статора (неподвижного корпуса);
- ротора (вращающейся части).
Применяя цилиндрическую систему
координат к двигателю (осевая координата совпадает
с осью двигателя), разделим зазоры в компрес-
cope на два вида (рис. 5.18):
- осевые зазоры (между двумя соседними
лопаточными венцами);
-радиальные зазоры (между рабочими ло-
патками и корпусом, между лопатками НА и po-
тором).
При рассмотрении осевых зазоров
учитывается осевое смещение статора относительно
ротора, арадиальных зазоров - радиальное
смещение. При рассмотрении зазоров,
образованных коническими поверхностями (на поверхно-
24

5.2. Методология создания компрессоров
стях меняется как осевая, так и радиальная
координата), необходимо учитывать как осевое,
так и радиальное смещение статора относитель-
но ротора. Обычно в зависимости от вида таких
зазоров их также называют осевыми или ради-
альными.
Статор
Радиальный
зазор
Осевой
зазор
Ротор
Рис. 5.18. Зазоры в компрессоре
Ротор и статор компрессора являются слож-
ными конструкциями, состоящими из большого
количества деталей с различными
характеристиками:
- массы;
- геометрии;
- материала.
Детали ротора и статора работают в
различных условиях:
- имеют различное тепловое состояние;
- испытывают различные нагрузки.
Все это приводит к изменению зазоров
между ротором и статором во время работы двига-
теля. Для предотвращения задевания деталей
ротора о детали статора во всем диапазоне
режимов работы компрессора и исключения
возможности заклинивания ротора до и после
останова двигателя зазоры выбираются с учетом
вышесказанного.
Для лучшего понимания процесса изменения
радиальных зазоров в компрессоре рассмотрим,
как ведут себя ротор и статор при запуске
и остановке наземного ГТД.
При запуске двигателя растет температура
в проточной части компрессора и изменяется
тепловое состояние деталей. Заметим, что для
обеспечения требуемого ресурса детали ротора
конструируют более массивными, т.е. они
обладают большей тепловой инертностью, чем ста-
торные детали. Из-за меньшей тепловой
инертности деталей корпуса радиальный зазор
увеличивается относительно монтажного,
существующего на холодном двигателе. В процессе
работы зазор перестает увеличиваться и
начинает уменьшаться по мере прогрева ротора.
Стабилизация зазоров наступает, когда тепловое
состояние узлов компрессора становится неиз-
менным на установившемся режиме. Помимо
теплового расширения деталей ротора и статора
существует вытяжка ротора от центробежных
сил, перемещения корпуса и ротора от газовых
нагрузок. Данные факторы влияют на
изменения радиальных зазоров. Так, при увеличении
частоты вращения ротора происходит
уменьшение величины радиального зазора от действия
центробежных сил и незначительное
увеличение от действия газовых нагрузок. При
уменьшении частоты вращения ротора величина pa-
диального зазора увеличивается из-за
уменьшения центробежных сил, действующих на ротор,
и незначительно уменьшается из-за снижения
газовых нагрузок в проточной части компрессо-
pa. При остановке двигателя корпус компрессо-
pa остывает быстрее, чем ротор, поэтому
радиальный зазор уменьшается и становится меньше
монтажного. Скорость изменения зазоров про-
порциональна времени, за которое происходит
полный останов двигателя. При резком
снижении режима двигателя радиальные зазоры про-
должают уменьшаться и после остановки двига-
теля. При неправильно выбранных монтажных
зазорах в таких случаях может произойти за-
клинивание ротора.
При выборе величины монтажных зазоров
необходимо учитывать их влияние на
эффективность работы компрессора. Зазоры в
значительной степени влияют на аэродинамику.
Течение газа как в осевом, так и в радиальном
зазоре имеет сложную трехмерную структуру.
В зависимости от величины зазора меняется
характер течения и, как следствие, изменяется
25

Глава 5. Компрессоры ГТД
эффективность работы компрессора.
Существует оптимальная величина осевого и радиального
зазоров, при которой достигается максимальная
эффективность компрессора. Но даже при оп-
тимальных зазорах всегда существуют «пара-
зитные течения», но их вредное влияние на па-
раметры компрессора должно быть
минимизировано.
Отрицательное влияние на эффективность
компрессора оказывают:
- неравномерность потока в следе за лопат-
ками при минимальном осевом зазоре между
лопатками статора и ротора;
- потери на трение при большом осевом
зазоре между лопатками статора и ротора;
-расположение скачков уплотнения при
взаимодействии ротора и статора в случае неоп-
тимального осевого зазора между лопатками
статора и ротора;
- перетекание газа из области повышенного
давления (за лопаткой) в область пониженного
(перед лопаткой) при большом радиальном
зазоре (рис. 5.19), при этом суменьшением
высоты лопатки усиливается влияние обратных
потоков на эффективность компрессора;
- образование вихревых зон на торцах лопа-
ток из-за отсутствия сдува вихря при
перетекании, а также работа части пера лопатки в при-
стеночной области при небольшой (близкой
к нулю) величине радиального зазора.
Из представленного следует, что выбор оп-
тимальных осевых и радиальных зазоров - это
компромисс между эффективностью компрес-
copa и бездефектной работой его узлов.
Оптимальная величина радиального и осево-
го зазора зависит от распределения как
геометрических, так и газодинамических параметров
в ступени. Для ее определения на основных
режимах работы компрессора при различных
значениях величин зазоров проводят расчеты
течения вязкого газа в трехмерной постановке
с учетом взаимодействия статора и ротора.
На основании выполненных расчетов выбирают
оптимальное значение осевого и радиального
зазоров при работе компрессора.
Корпус
Перетекание
в радиальном
зазоре
Лопатка
Направление вращения
лопатки
Рис. 5.19. Характер течения в радиальном зазоре PK компрессора
26

5.2. Методология создания компрессоров
Зазор, мм
1,4
' Т-'Л 1 1 1 i 1 1 1 + Г r 1 г 1 i 1 1 1
0,7-
0,6
0.5
!--!--[ f
T ^ ^ f
Монтажный зазор
j 1 i 1 1 f
нн
[набор высоты
W ' M,
креиоерскии режим
0 | 10, 20 30 40
\ Валет
Запуск, прогрев и
руление на старт
50 60 70 80 90 600 610 620 63p' 640 650 660
Время
Снижение, заход на посадку, /
посадка, реверс /
Останов, выбег и
остывание двигателя
670 680
МИН
Рис. 5.20. Изменение величины радиального зазора в PK 11-й ступени КВД по полетному циклу двигателя ПС-90А
Как уже говорилось ранее, в процессе работы
двигателя происходит изменение зазоров в
компрессоре. На рис. 5.20 представлено
изменение радиального зазора вРК 11-й ступени
КВД по полетному циклу работы двигателя
ПС-90А. В общем случае величина зазора при
работе компрессора определяется по формуле
Z = Zy[ + 8Zc — 5Zp,
где Z - величина зазора в рассматриваемый
момент работы компрессора; ZM - величина
монтажного зазора; 5ZC - изменение положения
детали статора при работе компрессора; 5ZP -
изменение положения детали ротора при работе
компрессора.
Из представленной формулы следует, что
при работе компрессора на основных режимах
получить величину зазора, близкую к опти-
мальной, можно двумя способами:
- первый способ получил название
пассивного регулирования зазоров. Он заключается в том,
чтобы величина монтажного зазора ZM была
близка к оптимальному значению, а изменение
смещения статора относительно ротора EZC -
5Zp) на всех режимах работы компрессора
не происходило;
- второй способ получил название активного
регулирования зазоров. Он заключается в том,
чтобы на заданных режимах работы компрессо-
pa обеспечить дополнительное изменение 5Zc
или 5Zp с целью приблизить величину суммар-
ного зазора к оптимальному значению.
При пассивном регулировании зазоров
особое внимание уделяется подбору материалов,
выбору геометрии деталей ротора и статора,
введению дополнительных конструктивных
элементов (теплоизоляционные экраны, воздушные
прослойки и т.д.), позволяющих выровнять теп-
ловую инерционность (время прогрева) деталей
ротора и статора.
При активном регулировании зазоров
создается специальная система, которая на заданных
режимах работы двигателя воздействует на
детали ротора или статора. Поскольку в основном
детали статора более подвержены изменению,
то обычно воздействуют на их элементы.
Существует два основных типа нагрузок, от
действия которых может измениться величина
радиального зазора:
1) При тепловой нагрузке на детали корпуса
компрессора направляется воздушный поток
определенной температуры, который изменяет
тепловое состояние детали, соответственно
изменяются тепловое расширение статора и
радиальный зазор в ступени. При этом
воздействовать на корпус можно двумя способами. Пер-
27

Глава 5. Компрессоры ГТД
вый - на основных режимах работы компрессо-
pa уменьшить радиальный зазор путем охлаж-
дения деталей статора воздухом, отбираемым от
предыдущих ступеней. Второй - на неосновных
режимах работы компрессора увеличить ради-
альный зазор путем нагревания корпуса ком-
прессора воздухом, отбираемым от
последующих ступеней.
В настоящее время предпочтение отдается
первому способу.
На рис. 5.21 представлена конструкция
заднего корпуса КВД двигателя ПС-90А2 с
активным регулированием радиальных зазоров путем
охлаждения воздухом, отбираемым из-за под-
порных ступеней. Стрелками показаны
направления течения охлаждающего воздуха. Воздух
из-за подпорных ступеней по трубопроводу по-
дается кпатрубку вкорпусе обдува 1. После
этого воздух попадает в кольцевой коллектор,
образуемый корпусом обдува и закрепленным
на нем тонкостенным кожухом 2 с сетью
отверстий 3. Через эти отверстия и осуществляется
непосредственный обдув корпуса компрессо-
pa4. Далее воздух сбрасывается в наружный
контур через отверстия 5.
Рис. 5.21. Корпус компрессора дв. ПС-90А2 с каналами для
активного регулирования радиальных зазоров: 1 - корпус
обдува; 2 - кожух; 3 - отверстия обдува; 4 - корпус
компрессора; 5-отверстия для сброса воздуха в наружный
контур
2) При регулировании с помощью газовых
нагрузок над деталью корпуса компрессора
создается воздушная полость, наполняемая
воздухом с повышенным давлением. На основных
режимах работы в эту полость подается воздух
высокого давления. Это приводит к тому, что
корпус компрессора от газовых сил расширяя-
ется меньше, и величина радиального зазора
в ступени компрессора уменьшается.
Описанный способ регулирования зазоров
можно реализовать в конструкции, подобной
представленной на рис. 5.21, только в ней
не будет кожуха 2 и выпускных отверстий 5.
Преимущество этого способа в том, что
воздух, заполняющий полость над корпусом,
остается в системе, а не сбрасывается в наружный
колнтур, как в случае с дополнительным
охлаждением корпусом. С другой стороны,
эффективность способа гораздо ниже. Для увеличения
эффективности, необходимо уменьшать
жесткость корпуса, например, делать его более
тонким, что может привести к уменьшению
ресурса. Однако такой способ регулирования зазоров
может получить развитие в случае создания
новых жаропрочных материалов с небольшой
жесткостью и высокими прочностными
характеристиками.
Таким образом, выбор зазоров в компрессо-
pax осуществляется в два этапа:
- на первом этапе, на стадии выполнения
проектировочных газодинамических расчетов
определяются «оптимальные» величины
зазоров. В дальнейшем, при доводке двигателя,
размеры зазоров могут быть уточнены;
- на втором этапе монтажные зазоры,
конструкция и геометрия деталей компрессора
определяются таким образом, чтобы при работе на
основных режимах работы величина зазора бы-
ла близка к оптимальной и при этом не допус-
кала задеваний во всем диапазоне работы
компрессора. Последнее требование
подразумевает, что минимальная величина зазора должна
превышать величину, определяемую действием
всевозможных факторов, способных ее
изменить (допуск на изготовление и сборку; люфт
подшипников; нагрузки от воздействия на дви-
гатель со стороны самолета, и т.д.). При этом
минимальная величина зазора определяется
с учетом всех возможных циклов работы дви-
гателя.
На изготовление и сборку деталей
существуют допуски, из-за которых величина зазора
в компрессоре непостоянна в окружном
направлении. Кроме этого, при работе компрессора из-
за неравномерности прикладываемых нагрузок
28

5.3. Конструктивные и силовые схемы осевых компрессоров
происходит дополнительная овализация деталей
и смещение осей деталей ротора и статора. Для
уменьшения изменения радиального зазора
в окружном направлении на корпусах над
рабочими лопатками наносится легковырабатывае-
мое покрытие. Кроме этого, для улучшения
приработки по торцам лопаток профиль пера на
торцах утончают.
Заключение о правильности назначенных
зазоров делают по результатам осмотра газовоз-
душного тракта компрессора после проведения
испытаний, а также измерением радиальных
и осевых зазоров при работе компрессора.
5.3. Конструктивные и силовые схемы
осевых компрессоров
Осевые компрессоры делятся на три группы:
одно-, двух- или трехкаскадные.
В однокаскадных компрессорах (рис. 5.22)
ротор 1 расположен на двух опорах - с ролико-
вым подшипником, воспринимающим
радиальные нагрузки, и радиально-упорным
шариковым подшипником, фиксирующим положение
ротора относительно статора 2. При этом
передача усилий от передней опоры происходит
через радиальные стойки 3 входного корпуса, а от
3 2 1
задней - по корпусу КС через спрямляющий ап-
парат 4 последней ступени компрессора или
стойки КС.
При сравнительной простоте конструкции
однокаскадные компрессоры с большой
степенью сжатия, имеющие, соответственно,
большое число ступеней, для обеспечения
газодинамической устойчивости на всех режимах работы
двигателя требуют сложных систем
регулирования. Например, использования поворотных
направляющих лопаток, систем перепуска
воздуха, что, в свою очередь, снижает надежность
и экономичность работы компрессора. Более
подробно вопросы регулирования компрессора
будут рассмотрены в подразд. 5.6.
В настоящее время большее распространение
получили двух- и трехкаскадные схемы ком-
прессоров. Двухкаскадный компрессор состоит
из двух осевых компрессоров 1 и 2
соответственно низкого давления, расположенного
впереди, и высокого давления, расположенного
за ним (рис. 5.23). Двухкаскадный компрессор
не имеет жесткой связи между двумя роторами,
что позволяет каждому из роторов вращаться
с оптимальной для них частотой. Это оказывает
положительное влияние на величину запасов
газодинамической устойчивости компрессора.
Рис. 5.22. Однокаскадный компрессор двигателя Rolls-Royce (печатается с разрешения Rolls-Royce plc): 1 - ротор
компрессора; 2 - стабилизатор; 3 - входной корпус с передней опорой и неподвижным обтекателем; 4 - спрямляющий аппарат
компрессора
29

Глава 5. Компрессоры ГТД
Рис. 5.23. Двухкаскадный компрессор ТРД двигателя Rolls-Royce Tyne (печатается с разрешения Rolls-Royce plc):
1 - КНД; 2 - КВД; 3 - разделительный корпус
В то же время конструктивно компрессор
становится сложнее. Так, длинный вал каскада
низкого давления зачастую нуждается в допол-
нительной межвальной опоре. Обеспечение
нормальной работы подшипника в такой опоре
становится сложной инженерной задачей.
В двухкаскадных компрессорах современных
двигателей, спроектированных с применением
новейших методов аэродинамических и
прочностных трехмерных расчетов, стало возможным
уменьшить число ступеней за счет увеличения
нагрузки на каждую ступень. Это позволяет
уменьшить общую длину компрессора.
Для увеличения запасов газодинамической
устойчивости BHA, а также НА (обычно первых
ступеней) КВД делают с поворотными лопатка-
ми. В двигателях, работающих в широком
диапазоне скоростей на входе, может применяться
поворотный BHA КНД (рис. 5.24).
В двухкаскадных компрессорах ТРД
(см. рис. 5.23) и ТРДД с малой степенью двух-
контурности (m = 0,2...2) КНД обычно состоит
из трех-пяти ступеней. Передача усилий от
передней опоры чаще всего происходит, как
у однокаскадных компрессоров, через
радиальные стойки входного корпуса. Иногда для
уменьшения габаритов и массы эту функцию
могут выполнять лопатки неподвижного BHA
или неподвижной части поворотного BHA.
Передача усилий от задней опоры
осуществляется по корпусу промежуточному
(разделительному) 3 через профилированные силовые
стойки.
30
Разделительный корпус ТРДД является си-
ловым элементом двигателя, который разделяет
потоки наружного и внутреннего контуров.
Кроме того, на нем располагают узлы крепления
двигателя к самолету.
В двухкаскадных компрессорах ТРДД с
большой степенью двухконтурности (m > 4)
(см. рис. 5.24) КНД состоит из одной
вентиляторной ступени 1. В КНД могут быть включены
от одной до четырех (редко - до семи) так
называемых подпорных ступеней 2 для повышения
суммарной степени сжатия внутреннего контура
компрессора.
Поскольку от BHA в данном случае
отказываются из-за его громоздкости, усилия от обеих
опор передаются по корпусу разделительному
через профилированные силовые стойки.
В некоторых случаях целесообразно силовые
стойки разделительного корпуса совместить
с лопатками спрямляющего аппарата
вентилятора. Обычно эту схему применяют в двигате-
лях с коротким наружным контуром или в трех-
каскадных двигателях (рис. 5.25).
В связи с тем, что BHA отсутствует, обтекатель
4 крепят непосредственно к диску вентилятора.
КВД 3 (см. рис. 5.24) состоит обычно из пя-
ти...десяти ступеней. Вредких случаях их
число достигает двенадцати...четырнадцати.
Усилия от передней опоры передаются через
профилированные стойки разделительного
корпуса 5, а от задней - по корпусу КС через
спрямляющий аппарат 6 последней ступени
компрессора или стойки КС.

5.3. Конструктивные и силовые схемы осевых компрессоров
^**
Рис. 5.24. Двухкаскадный компрессор ТРДД с большой степенью двухконтур-
ности (двигатель ПС-90А): 1 - вентилятор; 2 - подпорные ступени; 3 - КВД;
4 - вращающийся обтекатель; 5 - разделительный корпус; 6 - спрямляющий
аппарат КВД
8 9 з
1
Рис.5.25. Трехкаскадный компрессор ТРДДсбольшой степенью двухконтурностидвигателяКо118-КоусеКВ211(печата-
ется с разрешения Rolls-Royce pls): 1 - вентилятор; 2 - компрессор среднего давления (КСД); 3 - компрессор высокого
давления (КВД); 4 - силовые стойки разделительного корпуса, совмещенные с лопатками спрямляющего аппарата вентилятора;
5 - вал ротора низкого давления; 6 - вал ротора среднего давления; 7 - вал ротора высокого давления; 8 - опора вентилятора
(межвальная); 9 - опора компрессора среднего давления; 10 - опора компрессора высокого давления
31

Глава 5. Компрессоры ГТД
Трехкаскадный компрессор ТРДД
представлен на рис. 5.25. Он представляет собой три
отдельных компрессора, работающих с
собственными частотами вращения и находящихся на
отдельных валах и опорах:
- вентилятор 1 (КНД для ТРДД с малой
степенью двухконтурности);
- КСД 2;
- КВД 3.
Такая конструкция позволяет повысить
запасы устойчивой работы компрессора. Количество
ступеней вентилятора - одна, КНД - три...пять,
КСД - четыре.. .шесть, КВД - четыре.. .восемь.
Конструктивно трехкаскадный компрессор
еще сложнее, чем двухкаскадный. Для
дополнительного увеличения запасов газодинамической
устойчивости BHA КСД, BHA КВД, а также НА
первой...третьей (обычно) ступеней КВД дела-
ют поворотными.
5.4. Роторы осевых компрессоров
Основными деталями ротора являются
рабочие лопатки 1 (рис. 5.26), диски (или барабан) 2,
цапфы (или вал) 3, 4 и подшипники 5, 6. Ротор
осевого компрессора является подвижным
узлом, совершающим вращательное движение.
1
7 "
5 9 7 8
Рис. 5.26. Ротор компрессора двигателя Honeywell TFE731-
60 (материал любезно предоставлен компанией
Honeywell): 1 - рабочая лопатка; 2 - диск компрессора; 3 - цапфа
передней опоры; 4 - цапфа задней опоры; 5 -
шарикоподшипник; 6 - роликоподшипник; 7 - торцевые
треугольные шлицы; 8 - центральный стяжной болт; 9 - гайка стяж-
ного болта
Частота вращения роторов современных осевых
компрессоров может достигать 15 000 об/мин,
а окружные скорости на наружном диаметре -
400 м/с. На таких оборотах ротор испытывает
высокие нагрузки, которые и определяют тип
его конструкции.
5.4.1. Типы роторов осевых
компрессоров
По конструктивному исполнению роторы
осевых компрессоров могут быть следующих
типов:
- барабанного;
- дискового;
- смешанного.
Схема ротора барабанного типа показана на
рис. 5.27, а. Несколько рядов рабочих лопаток 1
закрепляются на цилиндрическом или
коническом барабане 2, представляющем собой
механически обработанную поковку из алюминиево-
го сплава, титана или стали. Две крышки 3
закрывают барабан с торцев и имеют цапфы,
которыми ротор опирается на подшипники 4.
Крутящий момент к каждой ступени передается
через стенку барабана.
^hh
П п
□ □ _TQ
а
Q П □
/
ЙЙйй
б
□ QD
П DD о
в
Рис. 5.27. Типы роторов осевых компрессоров: а - бара-
банный; 6 - дисковый; в - смешанный (барабанно-диско-
вый); 1 - рабочая лопатка; 2 - барабан компрессора;
3 - крышки барабана с цапфами опор; 4 - диск; 5 - вал;
6 - барабанные секции
32

5.4. Роторы осевых компрессоров
Достоинствами ротора барабанного типа
являются:
- простота конструкции;
- низкая удельная масса;
- большая изгибная жесткость;
- высокая критическая частота вращения;
- высокая вибрационная стойкость.
Примечание. Критической частотой
вращения называют частоту вращения, при которой
прогибы ротора становятся бесконечно
большими, о чем свидетельствует резкий рост
вибрации в onopaxpomopa:
соКР2 = к/тд,
где co#p - критическая частота вращения; k -
изгибная жесткость вала; тд - масса диска.
Остаточный дисбаланс, неизбежный даже
после тщательной балансировки, неравномер-
ный прогрев и вытяжка дисков и лопаток,
атакже некоторые другие причины вызывают
смещение центра массы рабочего колеса (колес)
относительно геометрической оси во время
работы двигателя. Роторы барабанного типа полу-
чают сваркой отдельных секций или механиче-
ской обработкой из цельной заготовки.
К недостаткам ротора барабанного типа
следует отнести:
- сравнительно невысокую несущую
способность барабана;
- низкую рабочую окружную скорость - не
более 200 м/с.
Роторы барабанного типа для авиационных
двигателей были заимствованы из конструкций
компрессоров для паровых турбин.
Ротор дискового типа (см. рис. 5.27, 6) имеет
соединенные с валом 6 диски 5, на периферии
которых крепятся рабочие лопатки 1. Диски
стянуты в единый пакет гайками, которые
накручены на вал. Достоинствами ротора
дискового типа являются:
- большая несущая способность дисков;
- высокая рабочая окружная скорость - до
400 м/с.
Ступени компрессора с дисковыми роторами
являются высоконапорными и применяются
в ГТД с большими степенями повышения
давления воздуха. Крутящий момент к каждой
ступени передается через вал. Недостатками ротора
дискового типа являются:
- сравнительно небольшая изгибная
жесткость;
- невысокая критическая частота вращения;
- высокая удельная масса;
- сложность конструкции.
Снижение изгибной жесткости ротора
дискового типа в сравнении с ротором барабанного
типа приводит к снижению критической
частоты. Для повышения критического числа
оборотов увеличивают потребное сечение вала
ротора, но при этом увеличивается и масса компрес-
copa.
Конструкцией, сочетающей в себе
достоинства роторов барабанного и дискового типа,
является ротор смешанного типа (см. рис. 5.27, в
и 5.28). В данном случае отдельные секции,
имеющие диски 5 и барабанные секции 7,
соединяются между собой. Причем соединение
делается на таком радиусе, где окружная
скорость невелика и допускается по условиям
прочности барабана.
Рис. 5.28. Ротор осевого компрессора смешанного (бара-
банно-дискового) типа двигателя Rolls-Royce RB162-86
(печатается с разрешения Rolls-Royce plc)
Достоинствами ротора барабанно-дискового
типа являются:
- сравнительно большая жесткость;
- высокая критическая частота вращения;
- большая несущая способность дисков;
- высокая рабочая окружная скорость - до
400 м/с.
Диапазоны рабочих частот вращения роторов
всех типов могут лежать ниже критической
частоты и такой ротор называется «жестким». Если
33

Глава 5. Компрессоры ГТД
же рабочие частоты больше критического
значения, такой ротор называют «гибким».
Представленные типы роторов бывают как
жесткие, так и гибкие, в зависимости от рабочих
оборотов.
5.4.2. Конструкция роторов осевых
компрессоров
Конструкция ротора должна обеспечить
выполнение трех основных функций:
- передачу крутящего момента;
- передачу осевых усилий;
- взаимное центрирование элементов
конструкции ротора.
В зависимости от типа конструкции
ротора выполнение этих функций может
осуществляться различными способами. Рассмотрим
типовые решения, применяемые в конструкциях
роторов многоступенчатых осевых компресс-
соров.
На рис. 5.29 показан ротор барабанно-дис-
кового типа, состоящий из вала 1 и
расположенных на нем тринадцати рабочих колес 2.
Между рабочими колесами установлены
промежуточные кольца 3, образующие барабан,
стянутый гайками 4 и 5. Передача крутящего
момента от вала к дискам и центрирование дис-
3
ков осуществляются шлицами. Для этого в
основном используются шлицы двух типов:
- эвольвентные;
- трапециевидные.
Применение эвольвентных шлицев менее
распространено, т.к. лучшее центрирование
обеспечивают прямоугольные шлицы (см. рис. 5.31),
где центрирование осуществляется по радиаль-
ным (боковым) поверхностям. В таких шлицах
центровка будет сохраняться независимо от те-
пловых и силовых деформаций ступицы.
Шлицы являются концентраторами
напряжений. Для выведения из зоны действия
растягивающих усилий от центробежных сил шлице-
вое соединение вала с диском выносят на
некоторое расстояние от ступицы диска. Такие
конструкции получили название «конструкции на
выносных элементах» (рис. 5.30).
Пакет дисков стянут на шлицевом участке
вала с двух сторон гайками 4 и 5 (см. рис. 5.29).
При этом монтажное усилие стяжки пакета
дисков выбирается таким образом, чтобы при на-
греве ротора в рабочих условиях не
происходило снижение усилия затяжки до нулевого
значения (не происходило «раскрытие» ротора).
Для дополнительного демпфирования дисков
и организации проточной части между ободами
5 А (см. на рис. 5.30)
Рис. 5.29. Ротор дискового типа со шлицевым валом двигателя ПС-90А: 1 - вал компрессора; 2 - рабочее
колесо; 3 - промежуточное кольцо; 4, 5 - гайки ротора компрессора
Рис. 5.30. Диски со шлицами
на выносных элементах
Рис. 5.31. Соединение дисков с валом
прямоугольными шлицами
34

5.4. Роторы осевых компрессоров
7 5
6
Рис. 5.32. Ротор барабанно-дискового типа со сварной титановой секцией: 1 - ти-
тановый диск компресора; 2 - цилиндрический посадочный участок; 3 - сварной
шов; 4 - сварная титановая секция; 5 - стальной диск компрессора; 6 - цапфа вала;
7 - призонные болты
дисков устанавливают промежуточные кольца.
Это существенно повышает изгибную
жесткость ротора. Конструкция промежуточных ко-
лец или иных проставных элементов ободной
части ротора зависит от принятой при
проектировании формы проточной части.
Проточная часть по типу образующих ее
поверхностей может быть двух видов:
- «гладкой»;
- «негладкой».
Проточная часть называется «гладкой», если
наружные поверхности промежуточных колец
и дисков образуют в меридиональном сечении
плавные линии без уступов (см. рис. 5.29).
Проточная часть называется «негладкой» если на
наружной поверхности промежуточных колец
имеются выступающие или утопающих элемен-
ты воздушных уплотнений (рис. 5.32).
Возможны варианты конструкции ротора без
центрального шлицевого вала. На рис. 5.32 по-
казан ротор того же, что и на рис. 5.29, ком-
прессора, но другого типа - без внутреннего
шлицевого вала. Передние десять дисков из
титанового сплава объединены в сварную секцию.
Центрирование дисков 1 при сборке
обеспечивается с помощью цилиндрических посадочных
участков 2, которые после сварки срезаются.
Сварной шов 3 должен контролироваться, а вся
сварная секция дисков должна быть термообра-
ботана для снятия внутренних напряжений.
К сварной титановой секции 4 призонными
болтами 7 крепятся стальные диски последних
ступеней 5 с цапфами 6. Такой ротор имеет
меньшую массу и большую поперечную
жесткость, чем ротор на рис. 5.29. На практике
применяются и другие конструкции роторов ком-
прессоров:
- на рис. 5.26 - передача крутящего момента
и центрирование дисков с помощью торцовых
треугольных шлицев 7, стяжка секций ротора
центральным стяжным болтом 8\
- на рис. 5.33 - передача крутящего момента
длинными стяжными болтами 2, скрепляющими
пакет дисков ротора 7; центрирование дисков
и проставок 3 осуществляется с помощью
цилиндрических призонных участков на болтах
и отверстий, выполненных в дисках и простав-
ках, развернутых совместно. Одновременное
прижатие по стыкам осуществляется с помощью
распорных втулок 4, надетых на болты.
Одной из главных задач при проектировании
роторов является сочетание минимальной массы
конструкции с максимальным ресурсом и
надежностью. Традиционные конструкции
роторов на современном этапе практически исчер-
пали свой ресурс в области снижения массы.
Единственный путь - использование новых лег-
ких материалов, включая интерметаллиды.
В то же время современное развитие техно-
логий резания, диффузионной сварки и т.п. от-
35

Глава 5. Компрессоры ГТД
Рис. 5.33. Передача крутящего момента в роторе длинными стяжными болтами:
1 - диск компрессора; 2 - стяжной болт; 3 - кольцевые проставки; 4 - распорная
втулка
крыло новые пути в решении этой непростой
задачи. Так, например, использование вроторе
любого типа моноколес (блисков) (рис. 5.34) по-
зволяет добиться снижения массы конструкции
до 25 % от исходного и повысить критическое
число оборотов. Моноколесо - это рабочее ко-
лесо, в котором лопатки выполнены с диском за
одно целое
Рис. 5.34. Моноколесо (блиск) осевого
компрессора
Дальнейшим развитием этой идеи являются
роторы, изготовленные с применением
технологии «блинг». «Блинг» - это рабочее кольцо,
в котором лопатки выполнены с диском за одно
целое (рис. 5.35). По внутренней поверхности
такое кольцо армировано металлокомпозитной
матрицей, которая повышает его несущую
способность. Армирование производится методом
диффузионной сварки. Подобная схема
изготовления рабочих колес позволит на новом
этапе развития вернуться к конструкции ротора ба-
рабанного типа, избежав при этом таких его
недостатков, как низкая допустимая рабочая
окружная скорость и сравнительно невысокая
несущая способность барабана.
Отдельно следует остановиться на отличиях,
присущих роторам КНД ТРДД с большой
степенью двухконтурности или, как их ещё
называют, роторам подпорных ступеней (рис. 5.36).
Такие роторы преимущественно барабанного
типа. Отдельные диски соединяют между собой
болтами (см. рис. 5.36, а). Болтовое соединение
дисков между собой используется обычно при
двухступенчатой конструкции. При увеличении
количества ступеней ротор выполняют сварным
(см. рис. 5.36, б) или из цельной кольцевой
заготовки (см. рис. 5.36, в). В последнем случае для
установки рабочих лопаток чаще всего
применяют кольцевой замок, поскольку выполнение
лопаточных пазов других типов связано с
технологическими сложностями.
Крутящий момент на ротор подпорных
ступеней передают как непосредственно с вала НД
(рис. 5.37, а), так и через рабочее колесо
вентилятора (рис. 5.37, б). В последнем случае
рабочие лопатки вентилятора необходимо
монтировать в колесо после установки ротора КНД, что
создает определенные неудобства при сборке
вентилятора и при замене модуля КНД в
эксплуатации в случае необходимости.
36

5.4. Роторы осевых компрессоров
Рис. 5.35. Снижение массы рабочих колес оптимизацией их конструкции (материал любезно предоставлен
компанией «Snecma Moteurs»)
_A К.
Сварные швы
а
в
Рис. 5.36. Варианты изготовления роторов подпорных ступеней: а - с болтовым соединением;
6 - сварной; в - из цельной заготовки
1 2
1
; 3
а б
Рис. 5.37. Передача крутящего момента на ротор подпорных ступеней: а - непосредственно с вала
НД в двигателе International Aero Engine (I.A.E) V2500-D5; 6 - через рабочее колесо вентилятора в дв.
Pratt&Witney PW6000; 1 - вал НД; 2 - ротор подпороных ступеней; 3 - рабочее колесо вентилятора
37

Глава 5. Компрессоры ГТД
5.4.3. Рабочие лопатки компрессора
Рабочие лопатки - одни из самых
ответственных и массовых деталей двигателя,
работающие в сложных условиях. В процессе
работы на них действуют инерционные и
аэродинамические силы, вызывающие напряжения
растяжения, изгиба и кручения при высокой
температуре (для компрессора 300...800 °С).
Кроме того, лопатки испытывают переменные
напряжения от вибрационных нагрузок, ампли-
туда и частота которых изменяются в широких
пределах.
Лопатки подвержены значительному износу
в процессе эксплуатации - по торцу пера от
задевания о прирабатываемое покрытие рабочих
колец, по кромкам - вследствие попадания
посторонних предметов. Поломка лопаток
приводит к отказу двигателя в целом, поэтому в
процессе эксплуатации их периодически
осматривают.
Надежность лопаток зависит не только от их
конструктивной прочности, но и от
применяемой технологии их изготовления, которая влия-
ет на качество поверхностного слоя.
5.4.3.1. Требования крабочим
лопаткам
При проектировании и изготовлении
рабочих лопаток должны быть обеспечены, поми-
мо общих требований к компрессору (см. под-
разд. 5.1), ряд специфических требований:
- относительно высокая точность
исполнения линейных и угловых размеров профиля
и замка для обеспечения одинаковых скоростей
течения воздушного потока, давлений и темпе-
ратур в каждом лопаточном канале;
- относительно низкая шероховатость
обработки пера (Ra = 0,8...1,6 мкм) для уменьшения
потерь трения воздуха при обтекании пера ло-
патки и увеличения усталостной прочности;
- отсутствие концентраторов напряжений,
особенно в переходе пера к хвостовику.
Конструкции лопаток компрессора
разнообразны. Их параметры (например, размеры про-
филя и качество поверхности) могут изменяться
в широком диапазоне в зависимости от
конкретного двигателя и его назначения. В то же
время любая рабочая лопатка (рис. 5.38) имеет
профильную часть (перо) 7, находящуюся в
потоке воздуха и замковую часть (хвостовик) 2,
предназначенную для ее крепления и передачи
усилий от лопатки к ротору. Форма и размеры
пера определяются на основании
аэродинамического расчета с учетом обеспечения статической
и динамической прочности. Условия работы ло-
паток компрессоров определяют требования
к материалам, из которых они изготавливаются.
Для изготовления лопаток компрессора в
основном используются коррозионно-стойкие
и теплостойкие хромистые стали и сплавы,
жаропрочные сплавы. Широко применяются
титановые сплавы, обладающие малой удельной
массой, однако сфера их применения
ограничена невысокими по сравнению со сталями
рабочими температурами. Возможно применение
алюминиевых сплавов и композиционных
материалов на первых ступенях компрессора.
5.4.3.2. Требования, предъявляемые
к соединениям
Соединения лопаток 3 с дисками 4 (см.
рис. 5.38) должны удовлетворять следующим
требованиям:
- обеспечивать размещение необходимого
количества лопаток в диске;
Рис. 5.38. Соединение лопатки с диском: 1 - перо; 2 -
хвостовик; 3 - лопатка рабочая компрессора; 4 - диск
- обеспечивать необходимую прочность
и одинаковую жесткость крепления всех лопа-
ток в колесе при минимальной массе
хвостовика;
- обеспечивать необходимую точность
установки в диске и неизменность их положения
при работе;
- обеспечивать простоту монтажа и
демонтажа лопаток.
38

5.4. Роторы осевых компрессоров
Хвостовики лопаток и пазы в диске
изготавливают протяжкой, фрезерованием или
точением.
5.4.3.3. Конструкции соединения
лопаток с дисками
В компрессоре наиболее распространено
соединение лопаток с дисками типа «ласточкин
хвост» (рис. 5.39). В данной конструкции
хвостовик лопатки и паз в диске в сечении,
перпендикулярном оси паза, имеют трапециевидный
профиль (форму равнобедренной трапеции).
Хвостовики типа «ласточкин хвост» могут
иметь плоские (см. рис. 5.39, а) и кольцевые
рабочие поверхности (см. рис. 5.39, б).
а
б
Рис. 5.39. Лопатки с хвостовиками типа «ласточкин
хвост»: а - с кольцевыми рабочими поверхностями;
6 - с плоскими рабочими поверхностями
Переход от профильной части лопатки к зам-
ку может осуществляться напрямую, и тогда
проточная часть формируется совокупностью
лопаток и наружной поверхности обода диска.
В том случае, когда угол наклона линии
проточной части превышает 5...100, хвостовик ло-
патки располагают горизонтально, а перо
соединяют с хвостовиком через промежуточный
элемент (рис. 5.40) - ножку 1. Ножка позволяет
значительно разгрузить хвостовик лопатки.
Между ножкой и пером размещают полку 2,
совокупность которых и формирует проточную
часть.
Для широкохордных рабочих лопаток
вентилятора могут применяться вставки между ло-
патками (рис. 5.41).
На рис. 5.42 показаны основные
геометрические параметры хвостовика типа «ласточкин
хвост» с плоскими рабочими поверхностями.
Шероховатость рабочих поверхностей Ra =
= 0,8...1,6 мкм. Посадка в замковом соединении
может быть сзазором 0,01...0,04мм или
жесткой с натягом до 0,015 мм.
Рис. 5.40. Хвостовик широкохордной лопатки: 1 -
хвостовик; 2 - лопатка
Рис. 5.41. Вставки между лопатками вентелятора двигателя
Rolls-Royce Trent700
Посадка лопаток в диск с зазором
применяется наиболее часто. Она позволяет
осуществлять легкий монтаж и демонтаж лопаток.
Посадка с зазором допускает небольшую качку ло-
паток в окружном направлении и тем самым
демпфирует колебания лопаток силами трения,
возникающими в соединении.
Для демпфирования колебаний лопаток и об-
легчения сборки-разборки также применяют
покрытие рабочих поверхностей хвостовика ce-
ребром или медью толщиной 0,003...0,005 мм.
Для отстройки от резонансов применяется
посадка с натягом. Это повышает собственные
частоты колебаний лопаток. Наибольшая
величина натяга в соединении выбирается из
условия непревышения допустимых напряжений.
39

Глава 5. Компрессоры ГТД
Плоскость симметрии
хвостовика
Б-БB:1) О
нормально к плоскости В
Ь
+X
Рис. 5.42. Основные геометрические параметры хвостовика типа «ласточкин хвост» с плоскими рабочими поверхностями:
* Размеры расчетные; X, Y - координатные оси профиля пера; О - центр координатных осей профиля; SCS - расстояние от
точки О до переднего торца хвостовика (в направлении оси вращения ротора); TCS - расстояние от точки О до плоскости
симметрии хвостовика (в направлении фронтальной линии); UX - угол установки профиля; US - угол установки
хвостовика; h - высота задания толщины хвостовика Ъ\ ос - угол клина хвостовика; В - основание хвостовика
а б
Рис. 5.43. Фиксация лопаток от перемещений штифтами: а - радиальным штифтом; 6 - осевым
резьбовым штифтом; 1 - лопатка рабочая; 2 - диск; 3 - радиальный штифт; 4 - контровочная
втулка; 5 - резьбовой штифт
Для предотвращения перемещений лопатки
вдоль паза в диске при работе двигателя ее
необходимо фиксировать. Фиксация лопаток
осуществляется несколькими способами [5.5]:
-радиальными штифтами (рис.5.43, а). Для
фиксации радиальными штифтами отверстия
в рабочих лопатках 1 и диске 2 выполняются
отдельно в каждой детали. После сборки в
рабочее колесо, совместив отверстия в лопатках
и в диске, в них вставляют штифт 3. После чего
загибают усик контровочной втулки 4,
фиксируя тем самым штифт от выпадывания;
- осевыми штифтами (рис. 5.43, б). Для
фиксации осевыми штифтами после сборки
рабочего колеса на границе между хвостовиком
40
рабочей лопатки 1 и дном паза в диске 2 вы-
полняют резьбовое отверстие, в которое
устанавливают резьбовой штифт 5, который
фиксируется от выпадывания следующим рабочим
колесом. Этот способ не ремонтопригоден, и,
кроме того, резьбовое отверстие является
концентратором напряжений, что отрицательно
сказывается на усталостной прочности лопатки
и диска;
- контровочными пластинами или проволо-
кой (рис. 5.44). В дне лопаточного паза диска 2
заранее выполняют специально
спрофилированные пазы 5 (или отверстие 6) для постановки
контровочной пластины 3 (контровочной про-
волоки 4). В процессе сборки рабочего колеса

5.4. Роторы осевых компрессоров
I
1
Рис. 5.44. Фиксация лопаток от перемещений контровочными пластинами и проволокой: а, 6 - кон-
тровочными пластинами; в - контровочной проволокой; 1 - лопатка рабочая; 2 - диск; 3 - контровоч-
ная пластина; 4 - контровочная проволока; 5 - паз; 6 - отверстие
контровочную пластину 3 или контровочную
проволоку 4 устанавливают в подготовленное
место, а над ними помещают рабочую лопат-
ку 7, после чего выступающие концы загибают;
- сплошными кольцами (рис. 5.45). При
использовании сплошного кольца его
устанавливают по пояску, выполненному в диске 7 с
переходной посадкой. В хвостовиках лопаток 2
имеются проточки для предотвращения их про-
дольных перемещений. От перемещения в
окружном направлении кольцо 4 фиксируется pa-
диальным штифтом 3 за обод диска 7;
- разрезными кольцами (рис. 5.46). Разрезное
контровочное кольцо 3 устанавливают в
канавку, проточенную в диске 7 и лопатках 2. При
работе двигателя оно прижимается к лопаткам
центробежной силой, а от перемещения в
окружном направлении фиксируется стопором 5
за обод диска. Для сжатия кольца при
демонтаже лопаток из колеса в диске выполнены
специальные отверстия 4.
Б-БО
3
4
1
Рис. 5.45. Фиксация лопаток от перемещений
сплошным кольцом: 1 - диск; 2 - лопатка рабочая;
3 - контровочный штифт; 4 - сплошное кольцо
Рис. 5.46. Фиксация лопаток от
перемещений разрезным кольцом: 1 - диск; 2 -
лопатка рабочая; 3 - разрезное кольцо; 4 -
отверстия под съемник; 5 - стопор кольца
41

Глава 5. Компрессоры ГТД
В роторах с гладкой проточной частью
фиксацию лопаток от осевого перемещения в пазу
можно осуществить с помощью рядом стоящих
деталей, как показано на рис. 5.38.
Для предотвращения перемещений в
окружном направлении лопатки 2, устанавливаемой
в кольцевом пазе 4 диска 1 (рис. 5.47), ее
фиксация осуществляется контровочными замками 3
через поперечные пазы 5 в диске 1. Крайние ло-
патки имеют пазы 6 в полках под замки. Замок
фиксируется в кольцевом пазе диска при помо-
щи винта.
Еще одним способом крепления лопаток
в диск является так называемый шарнирный за-
мок (рис. 5.48). В данной конструкции лопат-
ки 1 своими проушинами 2 устанавливаются
в кольцевые пазы 3 обода диска 4 (между pe-
бордами 5) и фиксируется пальцами 6, которые,
в свою очередь, контрятся заклепками 7.
При этом лопатка имеет зазор как относительно
диска 4, так и относительно пальца 6,
и поэтому сохраняет возможность поворота
относительно оси штифта, закрепленного в
ребордах. Такое крепление благоприятно сказывается
на вибрационном состоянии лопатки, поскольку
большая подвижность соединения по
сравнению с соединением «ласточкин хвост»
позволяет значительно лучше демпфировать
возникающие в работе колебания. Однако та же самая
подвижность соединения может привести к
повышенному износу или фреттинг-коррозии
лопаток, диска и фиксирующих штифтов
(примечание: фреттинг-коррозией называется
явление износа материала, возникающего на
контактных поверхностях в результате постоянных
взаимных перемещений деталей). Чтобы это
предотвратить, необходимо принимать
специальные меры, например, наносить твердую
смазку или износостойкие покрытия.
Рис. 5.47. Фиксация от перемещений лопаток с
кольцевыми рабочими поверхностями (печатается с разрешения
Rolls-Royce plc.): 1 - диск; 2 - рабочая лопатка; 3 - контро-
вочный замок; 4 - кольцевой паз в диске; 5 - паз для ввода
замка в кольцевой паз диска; 6 - паз в лопатке под контро-
вочный замок
4
Рис.5.48.Шарнирное соединение лопатки с диском: 7-рабочаялопатка; 2- проушины
лопатки; 3 - кольцевые пазы; 4 - диск; 5 - реборды диска; 6 - палец; 7 - заклепка; 8 - втулка
42

5.4. Роторы осевых компрессоров
Определенным недостатком подобного
соединения является то, что в собранном PK не-
возможно обработать торцы лопаток с целью
обеспечения минимального радиального зазора.
Лопатки с шарнирным замком имеют самую
большую массу из рассмотренных в этом
разделе. Поэтому шарнирное соединение возможно
использовать только в рабочих колесах,
имеющих сравнительно небольшие окружные
скорости (не более 300 м/с) на периферии. В против-
ном случае не удается удовлетворить
требования прочности как кребордам диска, так
и к самому штифту. Исходя из указанных
причин, такое соединение в основном получило
распространение в КНД ТРД и ТРДД с малой
степенью двухконтурности и в современных
двигателях используется редко.
5.4.3.4. Особенности крупногабаритных
рабочих лопаток вентилятора
При проектировании крупногабаритных ло-
паток вентилятора необходимо решить
следующие проблемы.
Первая проблема заключается в том, что из-за
малой величины отношения диаметра диска
к длине лопаток трудно разместить
необходимое количество лопаток. Обычно для
вентилятора используют соединение типа «ласточкин
хвост». Для крупногабаритных же лопаток при
возникновении проблем с размещением
необходимого количества пазов иногда применяют за-
мок елочного типа с двумя зубьями, который
меньше ослабляет ободную часть диска.
Следующая проблема связана с
обеспечением допустимых вибронапряжений в лопатках.
Для демпфирования колебаний и снижения виб-
ронапряжений лопатки вентилятора с большим
удлинением выполняют с антивибрационными
полками на одном или нескольких уровнях
(рис. 5.49).
В современных авиационных двигателях,
особенно в ТРДД с большой степенью
двухконтурности, наибольшее применение нашли ши-
рокохордные лопатки без антивибрационных
полок (рис. 5.50).
Основные цели введения широкохордных
лопаток:
- уменьшение потерь, связанных с закромоч-
ными следами от антивибрационных полок;
-уменьшение влияния следов от полок на
характеристики спрямляющей решетки;
Рис. 5.49. Вентилятор с антивибрационными
полками на двух уровнях двигателя Pratt»&
Whitney PW4000
Рис. 5.50. Сравнение современной широко-
хордной и полочной лопаток вентиляторов
- обеспечения максимального расхода
воздуха на единицу площади, что позволяет свести
к минимуму поперечные габариты двигателя;
- повышение аэродинамической
эффективности вентилятора;
- снижение уровня шума вентилятора;
- повышение стойкости двигателя к попада-
нию в него посторонних предметов;
- уменьшение общего количества лопаток
вентилятора;
- уменьшение массы.
Проведенные исследования показывают, что
только отказ от антивибрационных полок дает
несколько преимуществ:
43

Глава 5. Компрессоры ГТД
- газодинамическая эффективность
вентилятора повышается до 6 %;
- удельноый расход топлива на крейсерских
режимах снижается на 4 %;
- увеличивается расход воздуха через венти-
лятор.
Последнее обстоятельство оказывается
чрезвычайно важным, так как проходящий по на-
ружному контуру воздушный поток создает
Соты
Корыто
Спинка
Рис. 5.51. Пустотелая титановая
лопатка двигателя Rolls-Royce RB211
(печатается с разрешения Rolls-Royce plc)
около 75 % общей тяги. При заданной площади
проходного сечения широкохордная лопатка без
антивибрационных полок предоставляет
большие возможности по выбору, повышению и
оптимизации тяги.
Применение новых конструкторских и
технологических решений позволяет снизить массу
каждой лопатки в отдельности. Это пустотелые
титановые лопатки с сотовым заполнителем или
с гофрированным листом, пустотелые
титановые лопатки с соединением двух половин по
средней линии методом диффузионной сварки,
лопатки из полимерных композиционных
материалов (ПКМ), лопатки из неполимерных ком-
позиционных материалов (например, лопатки из
материала на основе борного волокна в алюми-
ниевой матрице с титановой обшивкой). На
рис. 5.51 показана стреловидная широкохордная
титановая лопатка вентилятора с сотовым за-
полнителем двигателя Rolls-Royce RB-211.
5.5. Статоры осевых компрессоров
Статор компрессора обычно состоит из
нескольких основных частей, которые в
зависимости от назначения и выполняемой функции мо-
гут называться:
- корпус входной;
- корпус с регулируемыми и неподвижны-
миНА;
- корпус отборов;
- корпус задней опоры.
В двух- и трехкаскадных компрессорах роль
входных корпусов выполняет разделительный
корпус. Пример статора компрессора представ-
лен нарис. 5.52.
Рис. 5.52. Статор КВД двигателя ПС-90А: 1 - корпус с регулируемыми НА; 2, 3 -
корпус с неподвижными НА; 4 - корпус перепуска и отборов; 5 - корпус обдува; 6 -
разделительный корпус с деталями передней опоры; 7 - корпус КС со спрямляющим
аппаратом компрессора; 8 - подвижные лопатки НА; 9 - неподвижные лопатки НА
44

5.5. Статоры осевых компрессоров
Внутри корпуса крепятся опоры ротора, НА.
Снаружи на обечайке и фланцах монтируются
агрегаты (топливные и масляные насосы и т.п.),
трубопроводные и электрические
коммуникации, приводы механизации компрессора, узлы
подвески двигателя к самолету. На корпусе вы-
полнены специальные отверстия для отбора
воздуха на различные нужды и смотровые люки
для периодического контроля в эксплуатации
рабочих и направляющих лопаток.
Статор воспринимает разнообразные на-
грузки:
- осевые силы;
- гироскопические усилия;
- силы давления;
- массу и силы инерции ротора;
- изгибные и крутящие моменты от сопря-
гаемых деталей;
- тепловые деформации.
К статору предъявляются ряд специфических
требований:
- герметичность;
-локализация возможного разрушения
роторных деталей;
- простота изготовления и монтажа НА и
различных агрегатов;
- обеспечение минимальных радиальных
зазоров на всех режимах работы двигателя.
5.5.1. Конструкции корпусов
Корпусы компрессора обычно представляют
собой кольцевые цилиндрические или
конические детали с фланцами на переднем и заднем
торцах для крепления корпусов между собой
(см. рис. 5.52). Корпусы (рис. 5.53) могут быть
неразъемными и разъемными.
а
Корпус без продольного разъема обладает
меньшей массой и большей жесткостью, но его
изготовление более трудоемко, а сборка и
разборка более сложные - такой корпус требует
последовательную, поэтапную сборку и
разборку ротора и статора.
Корпус с продольным разъемом также имеет
свои недостатки. Неравномерная жесткость
корпуса по окружности (большая в плоскости
разъема и меньшая - в перпендикулярной к не-
му плоскости) приводит к неравномерному
расширению корпуса и, следовательно, к
дополнительной овализации в процессе работы.
Параметры компрессора ухудшены из-за
увеличенных зазоров - зазоры приходится
увеличивать из-за большей овализации корпуса. Через
разъемы происходят дополнительные утечки
воздуха. Худшая центровка статора с ротором.
Основным преимуществом корпуса с продоль-
ным разъемом является удобство сборки, а на
одноконтурных двигателях, особенно
промышленного применения, возможность разборки
корпуса и ремонта без разборки двигателя.
В современных авиационных двигателях
предпочтение отдают комбинированным
корпусам, в которых используются продольные и по-
перечные разъемы. Это, помимо прочего, по-
зволяет изменять марку материала корпуса в
зависимости от рабочей температуры от первой
ступени к последней. Например, для первых
ступеней - алюминиевый корпус, затем -
титановый, а последние ступени могут иметь корпус
из жаропрочного сплава.
5.5.1.1. Корпус входной
Корпус входной представляет собой силовой
неразъемный корпус, предназначенный для
передачи усилий от передней опоры компрессора.
Может применяться конструкция, когда в сило-
вую схему включаются лопатки BHA, что
уменьшает габариты и массу компрессора. Для
увеличения запасов газодинамической
устойчивости может применяться конструкция с регу-
лируемой выходной кромкой BHA (рис. 5.54).
Внутри стоек размещают коммуникации
подвода к деталям опоры и отвода от них масла,
а также воздуха на наддув уплотнений и обог-
рев обтекателя.
Рис. 5.53. Схема корпусов: а - без
продольного разъема; 6 - с продольным разъемом
45

Глава 5. Компрессоры ГТД
Рис. 5.54. Входной корпус со стойками,
совмещенными с лопатками НА, двигатель
Snecma M88 (фотография любезно
предоставлена компанией «Snecma Moteurs»)
5.5.1.2. Корпусы с направляющими
аппаратами
Корпусы с НА (рис. 5.52) представляют
собой кольцевые детали, в которых закреплены
лопатки НА подвижные и неподвижные. Эти
корпусы формируют проточную часть компрес-
copa иреализуют силовую связь между
разделительным (входным) корпусом и корпусом
камеры сгорания. В передней части корпуса
компрессора для увеличения запасов
газодинамической устойчивости применяют НА, регули-
руемые по специальной программе (рис. 5.55).
Корпус 1 с регулируемыми НА чаще всего
выполняют с продольным разъёмом 3 для об-
легчения сборки компрессора. Лопатки 2
связаны друг с другом кольцами 4, которые, в свою
очередь, соединены механизмом привода 5.
Работа поворотных НА будет подробнее описана
в подразделе 5.6.
Корпус с неподвижными НА представляет
собой тело вращения с закрепленными в нем
отдельными лопатками НА, либо объединенным
в сектора лопатками НА. Лопатки или сектора
с лопатками могут устанавливаться в
специально выточенные пазы в корпусе или
последовательно друг за другом по схеме «НА - рабочее
кольцо - НА» (рис. 5.56). Рабочее кольцо 6 кре-
пится к корпусу 1 радиальными винтами 4.
Такое же крепление 3 можно применять и для
секторов НА. На корпус между НА и на рабочие
кольца наносится специальное мягкое прираба-
тываемое покрытие для предотвращения износа
лопаток ротора при их задевании о поверхность
корпуса.
^
а
Рис. 5.55. Корпус с регулируемыми лопатками НА: а - двигатель Internatiomal Aero Engine (I.A.E) V2500 (печатается с
разрешения Rolls-Royce plc); 6 - двигатель ПС-90ГП2; 1 - корпус; 2 - лопатки НА; 3 - продольный разъем корпуса; 4 - кольца
привода НА; 5 - механизм привода НА
46

5.5. Статоры осевых компрессоров
а б в
Рис. 5.56. Корпус с неподвижными лопатками НА: а - с консольными лопатками с замком типа «ласточкин хвост» в
секторном кольце НА; 6 - с консольными лопатками с кольцевым замком; в - с секторами двухопорных лопаток; 1 - корпус;
2 - секторы НА; 3 - винт крепления рабочего кольца; 4 - винт крепления сектора НА; 5 - прирабатывамое покрытие на
корпусе; 6 - рабочее кольцо с прирабатываемым покрытием
5.5.1.3. Корпус отборов
Корпус отборов 1 (рис. 5.57) представляет
собой деталь, расположенную над корпусом 2
с НА и образующая с ним кольцевую полость 4
со щелью отбора 3. На корпусе выполняются от-
i
з
Рис. 5.57. Корпус отборов: 1 - корпус
отборов; 2 - корпус с НА; 3 - щель отбора
воздуха; 4 - кольцевая полость
Рис. 5.58. Корпус отборов КВД
двигателя ПС-90А
верстия (рис. 5.58) для отбора сжатого воздуха.
Воздух расходуется на различные нужды:
кондиционирование пассажирского салона самоле-
та, наддув опор двигателя, охлаждение или
обогрев различных узлов. Воздух отбирается из
проточной части компрессора через отверстия
в корпусе с НА или из кольцевой щели,
образованной двумя последовательными корпусами
cHA.
5.5.1.4. Корпус задней опоры
Корпус задней опоры компрессора
обеспечивает силовую связь между компрессором 1
и камерой сгорания 2 (рис. 5.59). Внутри
корпуса размещена задняя опора 3 компрессора.
Корпус представляет собой два кольца,
соединенные между собой радиальными связями,
которыми являются либо лопатки спрямляющего
аппарата 4 последней ступени компрессора, ли-
бо специально спрофилированные стойки на
входе в КС. В последнем случае корпус чаще
называют «корпусом камеры сгорания».
Внутреннее кольцо корпуса задней опоры 5 с опорой
компрессора соединяет силовая диафрагма 6.
К наружному кольцу корпуса могут
монтироваться узлы крепления двигателя к самолету.
Температура воздуха в районе корпуса
задней опоры компрессора может достигать
550...600 °С. На корпус действует высокое
избыточное давление, от опоры передаются
значительные радиальные и осевые (в случае, если
установлен радиально-упорный подшипник)
усилия. Таким образом, корпус задней опоры
компрессора является одним из самых
нагруженных узлов всего двигателя.
47

Глава 5. Компрессоры ГТД
кольцо
подвески
CA
силовая
диафрагма
стакан
Рис. 5.59. Корпус задней опоры в КВД
двигателя ПС-90А
5.5.2. Корпус вентилятора.
Удержание лопаток при обрыве
Согласно требованиям «Авиационных пра-
вил» корпусы в ГТД должны быть
спроектированы таким образом, чтобы обеспечить
локализацию повреждений. Локализация - это
удержание внутри корпуса двигателя фрагментов его
конструкции, образовавшихся вследствие поло-
мок лопаток роторов, атакже вызванных ими
вторичных явлений. При этом не должно
происходить значительных разрывов и опасной
деформации наружного корпуса или защитного
экрана, но фрагменты могут выходить через
воздухозаборник или выходное устройство дви-
гателя.
Лопатка вентилятора ТРДД с большой
степенью двухконтурности является самой
тяжелой лопаткой двигателя. Поэтому задача
локализации повреждений при обрыве лопатки
вентилятора приобретает особое значение.
Решается эта задача конструкцией корпуса
вентилятора.
Корпус 1 вентилятора (рис. 5.60) является
силовым элементом двигателя. Он образует
проточную часть от входа в двигатель до
входа в спрямляющий аппарат 2 вентилятора.
На внутреннюю часть корпуса вентилятора
наносится прирабатываемое покрытие для
обеспечения минимального радиального зазора над
рабочими лопатками вентилятора.
5
4
v
Рис. 5.60. Корпус вентилятора двигателя
Trent 800: 1 - корпус вентилятора; 2 -
спрямляющий аппарат вентилятора; 3 - рабочая
лопатка вентилятора; 4 - алюминиевый корпус-
матрица; 5 - кевларовая оболочка; 6 - панели
сЗПК
На рис. 5.60 представлен корпус вентилятора
с мероприятиями по локализации повреждений
при обрыве рабочей лопатки 3. Корпус
вентилятора состоит из корпуса-матрицы 4, изготовлен-
ного из алюминиевого сплава и удерживающего
кольца 5 из кевлара (композиционного
материала с высокой прочностью). Назначение корпуса-
матрицы - сохранение формы корпуса при
обрыве лопатки, а назначение намотки из кевла-
pa - удержать лопатку и предотвратить
разрушение удерживающего кольца. Как правило,
в корпус также встраиваются шумоглушащие
панели 6.
5.5.3. Направляющие аппараты (НА)
НА представляют собой набор лопаток, за-
крепленных в корпусе неподвижно или
имеющих возможность поворота профиля вокруг оси.
Направляющие лопатки могут заранее
помещаться в кольцевую деталь, после чего
собранный НА устанавливается в корпус компрессора.
Последний НА компрессора чаще называют
спрямляющим аппаратом. Спрямляющий аппа-
рат разворачивает воздушный поток на выходе
из компрессора до осевого направления перед
его входом в КС.
48

5.5. Статоры осевых компрессоров
Условия работы направляющих лопаток
аналогичны рабочим, поэтому к направляю-
щим лопаткам предъявляют требования,
подобные требованиям крабочим лопаткам (см. под-
разд.5.4.3.1). Отличиями вработе является то,
что направляющие лопатки не испытывают
растягивающих напряжений от центробежных сил.
5.5.3.1. Конструкция НА
Лопатки НА по способу закрепления в
корпусе делятся на консольные и двухопорные.
Неподвижные консольные лопатки крепятся
к корпусу или кольцу НА чаще всего
хвостовиками типа «ласточкин хвост» (рис. 5.61).
Установка НА с хвостовиками такого типа показано
на рис. 5.56, а. Еще один способ крепления на-
правляющих лопаток в корпусе представлен на
рис. 5.56, б, в. В этом случае лопатки или груп-
пы лопаток, соединенные в сектор, имеют
специальные заплечики. Лопатки заводятся в
специально спрофилированный кольцевой паз
в корпусе. В этом случае корпус (или коль-
цо НА) обычно имеет разъемы для облегчения
Рис. 5.61. Лопатка НА с хвостовиком типа
«ласточкин хвост»: 1 - перо; 2 - хвостовик
сборки узла. Очень редко каждую лопатку
соединяют с корпусом сваркой или пайкой.
Двухопорные неподвижные НА собирают
следующим образом. В корпус лопатки 1
устанавливаются любым из описанных для консоль-
ных лопаток способов, но дополнительно кре-
пятся на внутреннем кольце 2, например, гайка-
ми 3, навинчивающимися на специально
нарезанную резьбу на внутренних цапфах лопаток
(рис. 5.62, а). Возможно крепление кольца
внутреннего клопаткам посредством заклепок 4
(рис. 5.62, б) или через отверстия 6 с помощью
болтового соединения с сопряженным корпусом
(рис. 5.62, в). На внутреннюю поверхность этих
колец наносят прирабатываемое покрытие 5 для
организации уплотнения, предотвращающего
перетекание воздуха между ступенями.
Поворотные направляющие лопатки
обеспечивают запас газодинамической устойчивости.
Поворотные консольные лопатки имеют
в периферийной части пера 1 цилиндрический
хвостовик 2 фис. 5.63). Лопатка устанавливается
в корпус изнутри до упора в торец 4. С наружной
части корпуса на лопатку устанавливается рычаг,
фиксирующий ее от выпадения и
осуществляющий поворот лопатки (см. рис. 5.55).
Двухопорные поворотные НА конструктивно
аналогичны консольным. Но на втулочной
части пера лопаток этих НА имеется второй
цилиндрический хвостовик (см. рис. 5.63),
который позволяет закрепить лопатку во внутреннем
закрепленном (для лопаток BHA) или
незакрепленном (для остальных поворотных НА) кольце
(см. рис. 5.52). Для компенсации несоосности
цилиндрических отверстий в корпусе и
внутреннем кольце на хвостовики лопаток
устанавливают сферические подшипники, значительно
снижающие усилия поворота лопатки.
5' 6
а б в
Рис. 5.62. Двухопорная неподвижная лопатка НА: а - с креплением внутреннего кольца
гайками; 6 - с креплением внутреннего кольца заклепками; в - с внутренним кольцом,
сформированным полками лопаток; 1 - лопатка НА; 2 - кольцо внутреннее; 3 - гайка; 4 - заклепка; 5 -
прирабатываемое покрытие; 6 - отверстия для болтового соединения с сопряженным корпусом
49

Глава 5. Компрессоры ГТД
4
1
а
Рис. 5.63. Поворотная лопатка НА: а -
консольная; 6 - двухопорная; 1 - перо;
2 - наружный цилиндрический
хвостовик; 3 - внутренний цилиндрический
хвостовик; 4 - упорный торец
В случае использования НА с консольным
креплением лопаток ротор компрессора должен
иметь «гладкую» (см. подразд. 5.4.2) проточную
часть. Поэтому двухопорные лопатки в первую
очередь применяют в поворотных и
неподвижных НА первых ступеней компрессора, где
лопатки имеют большое относительное
удлинение.
В горячей части компрессора лопатки могут
устанавливаться с жесткой связью только по
одному (наружному или внутреннему) кольцу.
Соответственно в другом кольце лопатки имеют
возможность перемещения вдоль своей
радиальной оси. Это делается с целью обеспечения
возможности дополнительных температурных
расширений.
5.6. Регулирование компрессоров
ГТД являются по характеру использования
многорежимными, широкодиапазонными маши-
нами. Например, авиационный ГТД должен
обеспечивать необходимые параметры как в
условиях старта на земле, так и в условиях полета
на больших высотах с различными, в том числе
и сверхзвуковыми скоростями полета. При
определенных условиях работы ГТД возможно
существенное снижение КПД компрессора на
отдельных режимах, несмотря на его высокое
значение на расчетном режиме. Кроме того, на
некоторых режимах возможно появление при-
50
знаков неустойчивой работы компрессоров, что
недопустимо для работы двигателя.
Необходимые характеристики удается полу-
чить рациональным выбором расчетного
режима с помощью регулирования компрессора:
- перепуском воздуха;
- поворотом направляющих лопаток.
Целями регулирования являются:
- обеспечение запасов газодинамической
устойчивости;
- обеспечение КПД компрессора;
- изменение соотношений между расходом
воздуха, частотой вращения и степенью
повышения полного давления для улучшения
характеристик двигателя;
- обеспечение допустимого предела
вибрационных напряжений в лопатках.
Основными способами регулирования ком-
прессора являются поворот направляющих ло-
паток и перепуск воздуха на низких частотах
вращения.
5.6.1. Поворот направляющих лопаток
компрессора
Поворот направляющих лопаток компрессо-
pa позволяет достичь высоких характеристик
двигателя на разных режимах работы путем
подстройки геометрических углов лопаток под
направление воздушного потока в соответствии
с условиями работы компрессора. Количество
ступеней поворотных аппаратов и диапазоны
углов поворота лопаток выбираются при
проектировании компрессора.
Существует множество различных
конструкций механизмов поворота лопаток
направляющих аппаратов. Привод механизма выбирается,
исходя из потребного усилия и времени пере-
кладки, диапазона регулирования. В
конструкции механизма поворота может быть один или
два привода. Привод может быть гидравличе-
ским (рабочее тело - жидкость), пневматиче-
ским (рабочее тело - воздух) или
электрическим.
Перекладка поворотных лопаток НА может
осуществляться:
- из одного крайнего положения в другое
крайнее положение за короткий промежуток
времени (десятые доли секунды),
- по программе в зависимости от изменения
приведенных оборотов КВД.
На рис. 5.64, а представлена конструкция
механизма поворота лопаток НА двигателя
ПС-90ГП-1. Поворотлопаток1ВНА осуществ-

5.6. Регулирование компрессоров
а
Рис. 5.64. Привод поворотных НА двигателя ПС-90ГП-1:
а - BHA; 6 - корпус с поворотными НА 1-й и 2-й ступеней;
1 - лопатка BHA; 2 - кольцо привода BHA; 3 - кольцо
внутреннее; 4 - кольцо наружное; 5 - ролик; 6 - рычаги
BHA; 7 - электрический привод; 8 - шток привода; 9 -
ведущий вал; 10 - тяга; 11 - рычаг НА 1-й ступени; 12 -
кольцо привода НА 1-й ступени; 13 - рычаг НА 2-й
ступени; 14 - кольцо привода НА 2-й ступени
ляется по заданной программе в зависимости от
приведенной частоты вращения ротора КВД
двумя электрическими приводами 7,
расположенными диаметрально противоположно.
Поступательное движение штоков привода 8
передается на два одинаковых по конструкции
ведущих вала 9, расположенных диаметрально
противоположно. Рычаг ведущего вала через тя-
гу 10 передает усилие крычагу привода BHA,
соединенного со скобой кольца привода BHA 2.
Лопатки BHA 1 закреплены в наружном 4
и внутреннем 3 кольцах с зазором в
сферических опорах и поворачиваются вокруг
продольной оси с помощью кольца привода BHA,
соединенного шарнирно с рычагами, жестко укре-
пленными на лопатках.
б
Если для обеспечения параметров
компрессора одного поворотного аппарата
недостаточно, то за ним устанавливают аналогичные
поворотные аппараты последующих ступеней.
На рис. 5.64, б представлен корпус с
поворотными НА 1-й и 2-й ступеней двигателя ПС-
90ГП-1. Привод осуществляется теми же
ведущими валами 9. Лопатки НА 1-й и 2-й ступеней
поворачиваются относительно своих
продольных осей с помощью подвижных колец 12 и 14
привода НА 1-й и 2-й ступеней, соединенных
шарнирно с рычагами 11 и 13, жестко
укрепленных на лопатках.
При повороте рычагов ведущих валов
происходит перемещение колец привода BHA, НА 1-й
и 2-й ступеней относительно корпусов в ок-
51

Глава 5. Компрессоры ГТД
ружном направлении, что и осуществляет
поворот лопаток на заданный законом управле-
ния угол.
Датчик, установленный около одного из
приводов, измеряет фактический угол и передает
эти данные в систему автоматического
регулирования (САР), которая сравнивает их с задан-
ными по программе управления значениями
и выдает команду в привод на корректировку
положения.
5.6.2. Перепуск воздуха
из проточной части компрессора
Перепуск воздуха в группе средних ступеней
компрессора позволяет увеличить расход
воздуха через передние ступени на низких частотах
вращения, тем самым выводя их на расчетный
режим работы. С помощью перепуска
снижается линия рабочих режимов двигателя, за счет
чего удается повысить запас устойчивой работы
компрессора. Необходимо отметить, что этот
метод регулирования экономически невыгоден,
так как ведет к снижению тяги двигателя и
увеличению удельного расхода топлива на
режимах перепуска. Поэтому перепуск воздуха ис-
пользуется на кратковременных режимах
работы двигателя, а на вновь проектируемых двига-
телях чаще всего не применяется.
Перепуск воздуха осуществляют через
отверстия в корпусе, которые закрываются и
открываются по программе регулирования ком-
прессора. Открытие отверстий осуществляется
разными способами:
- лентами;
- заслонками;
- клапанами.
Воздух, отобранный из проточной части
компрессора, сбрасывается в атмосферу (для
одноконтурных двигателей) или в проточную
часть наружного контура (для двухконтурных
двигателей).
На рис. 5.65 показан способ регулирования
перепусков стальными лентами. С внешней
стороны корпуса перепуска 1 отверстия 2 закрыты
ю
Рис. 5.65. Перепуск с лентами: 1 - корпус перепуска; 2 - отверстия;
3 - стальная лента; 4 - механизм управления; 5 - петля; 6 - звено;
7 - поршень; 8 - цилиндр; 9 - штуцер; 10 - пружина
52

5.7. Противообледенителъныеустройства
двумя стальными лентами 3, которые при по-
мощи механизмов 4 управления открывают или
закрывают одновременно оба ряда отверстий.
На концах ленты имеются петли 5, которыми
она при помощи звеньев 6 шарнирно соединена
с поршнем 7 механизма управления. Отверстия
закрываются лентой при перемещении поршня
в цилиндре 8 под действием сжатого воздуха,
подводимого через штуцер 9, а открываются
отверстия под действием пружин 10 при
выключении подачи сжатого воздуха.
На рисунке изображено положение деталей
механизма и лент перепуска при закрытых
отверстиях.
Другим способом осуществления перепуска
воздуха является перепуск посредством
открытия заслонок 1 (рис. 5.66). На осях 2 заслонок 1
крепят рычаги, связанные с гидроцилиндром
управления.
=?s
Рис. 5.66. Корпус перепуска с поворотными
дроссельными заслонками двигателя Д-ЗО: 1 - заслонки;
2 - ось заслонки
Существуют конструкции компрессоров,
в которых перепуск воздуха осуществляется при
срабатывании клапанов 2 перепуска воздуха
(рис. 5.67). В корпусе 1 выполняют
необходимое количество отверстий 3. Над отверстиями
имеется кольцевой коллектор 4, на который
установлены клапаны перепуска. Клапаны пе-
репуска открываются и закрываются по
заданному закону или в случае возникновения угрозы
неустойчивой работы компрессора.
3
Рис. 5.67. Перепуск в компрессоре двигателя
ПС-90Гп-1 с пневматическим клапаном
перепуска: 1 - корпус перепуска; 2 - клапан
перепуска; 3 - отверстия перепуска; 4 - кольцевой
коллектор
5.7. Противообледенительные
устройства
В некоторых условиях эксплуатации
авиационных двигателей и двигателей наземного
использования (например, минусовые температу-
ры окружающего воздуха, высокая влажность)
возможно образование льда на элементах
входного устройства и деталях компрессора.
Накопление льда на деталях двигателя
неблагоприятно влияет на его работу и вызывает
недопустимое снижение мощности или тяги. При этом
возможно ухудшение управляемости двигателя,
повышение температуры газа выше
допустимой. Образование льда на деталях двигателя,
особенно на роторных деталях компрессора,
может привести к значительному увеличению
вибраций двигателя вследствие разбалансиро-
вания ротора. В конечном итоге оторвавшиеся
куски льда, попадая в газовоздушный тракт
двигателя, могут привести к недопустимым ме-
ханическим повреждениям двигателя.
Для обеспечения надежной работы двигате-
лей в этих условиях необходимо предусмат-
53

Глава 5. Компрессоры ГТД
ривать специальные противообледенительные
системы (ПОС). ПОС включают в себя:
- противооблединительные устройства (ПУ);
- систему управления ПОС.
ПУ должны обеспечивать работу двигателя
во всем диапазоне полетных режимов.
В большинстве случаев лед образуется на
неподвижных деталях двигателя, но в
неблагоприятных условиях работы возможно
образование льда даже на поверхности вращающегося
обтекателя.
Для предотвращения обледенения использу-
ются следующие способы:
- подогрев стенок элементов входного
устройства, а также лопаток первых ступеней ком-
прессора;
- впрыскивание во входное устройство дви-
гателя противообледенительной жидкости;
- нанесение специальных покрытий и
материалов, препятствующих накоплению льда на
элементах двигателя.
Для авиационных двигателей и двигателей
наземного применения в настоящее время
наибольшее применение нашел первый способ -
подогрев элементов входного устройства и
деталей компрессора (воздухозаборник, приемни-
ки давления и температуры на входе в двига-
тель, конус-обтекатель, стойки, лопатки BHA).
Источниками тепла для подогрева элементов
входного устройства и деталей компрессора мо-
гут быть:
- воздух, отбираемый из-за одной из
ступеней компрессора;
- масло, откачиваемое из маслоотстойников;
- газы, отбираемые из камеры сгорания или
из-за турбины двигателя;
- газы, вырабатываемые в специальной
вспомогательной камере сгорания;
- электрический подогрев.
Обогрев теплым воздухом, отбираемым от
компрессора, является наиболее простым,
и поэтому он получил наибольшее
распространение. Воздух подводится к обогреваемым де-
талям только при условиях обледенения. Расход
воздуха, его давление и температура должны
обеспечить достаточный обогрев деталей во
всем диапазоне рабочих режимов и условий
эксплуатации двигателя. Чрезмерный, равно как
и неравномерный подогрев, может приводить
к короблению обогреваемых деталей. Поэтому
на практике применяют системы отбора
обогревающего воздуха с переключением места
отбора - в зависимости от режимов работы двигате-
ля воздух на обогрев отбирается от различных
ступеней компрессора.
Пройдя систему подогрева, теплый воздух
обычно выбрасывается в проточную часть
наружного контура двигателя. В одноконтурных
двигателях этот воздух сбрасывается в
атмосферу.
На рис. 5.68 представлен пример обогрева
деталей воздухозаборника и входного корпуса
воздухом, отбираемым от компрессора.
Рис. 5.68. ПОС на входе в двигатель Rolls-Royce RB183
MK 555 (печатается с разрешения Rolls-Royce plc):
1 - обогреваемый воздухозаборник; 2 - обогреваемый
обтекатель; 3 - обогреваемые лопатки BHA; 4 - регулятор
давления; 5 - воздушный коллектор; 6 - трубопровод
подвода воздуха
Тепло отработанного масла может использо-
ваться для обогрева силовых стоек входного
корпуса компрессора. Обогрев горячими газами
не получил распространения из-за вызываемой
ими коррозии деталей ПОС и сравнительно
высокой пожароопасности. При электрическом
подогреве источники тепла - нагревательные
элементы - размещаются в обогреваемых
деталях. Для электрической системы обогрева
необходимо сравнительно большое количество
электрической энергии - 8О...12ОВт на 1 дм2 обог-
реваемой поверхности, что является
существенным недостатком.
5.8. Защита от попадания посторонних
предметов
Большое количество двигателей снимается
с самолетов до выработки ими гарантийного pe-
54

5.8. Защита от попадания посторонних предметов
cypca из-за повреждения компрессора посто-
ронними предметами, попавшими на вход
двигателя при эксплуатации. Досрочный съем дви-
гателей нарушает регулярность рейсов самоле-
тов и приводит к большой дополнительной
загрузке завода-изготовителя и ремонтных
предприятий внеплановым ремонтом двигате-
лей. Повреждение компрессоров двигателей
снижает эксплуатационную надежность и
безопасность полетов.
Повреждения газовоздушного тракта в
основном происходят от попадания в двигатель
частиц износа с ВПП, пыли, льда, воды, прово-
локи щеток снегоочистителей, града, птиц и т.д.
В зимнее время уровень съема двигателей по
забоинам на лопатках превышает уровень съема
в летнее время. Это объясняется ухудшенным
состоянием ВПП и рулежных дорожек зимой
из-за образования на них льда и внедрения в не-
го твердых частиц.
Преимущественно попадание посторонних
предметов и частиц в газовоздушный тракт
компрессора происходит:
- во время рулежки, разбега и пробега из-под
передних и основных колес шасси;
- из-под струй газов при позднем закрытии
створок реверса тяги при посадке самолета;
- при работе двигателя на стоянке из-за
возникновения вихревого жгута под
воздухозаборником на поверхности ВПП.
В настоящее время определены основные
направления защиты двигателя от повреждений:
- предотвращение попадания посторонних
предметов в воздухозаборник;
- очистка воздуха на входе в двигатель от
посторонних предметов;
- создание «самозащищенных» двигателей,
приспособленных к сохранению
работоспособности в условиях попадания на вход
посторонних предметов.
Предотвращение попадания посторонних
предметов в воздухозаборник осуществляется
следующим комплексом мероприятий:
- применением на колесах шасси щитков;
- отработкой методики взлета и
реверсирования;
- струйной защитой от образования вихря;
- совершенствованием покрытий аэродромов
и улучшением качества ухода за ними.
Очистка воздуха на входе в двигатель от
посторонних предметов осуществляется:
- применением управляемых сеток,
перекрывающих вход в двигатель на соответствующих
режимах;
- использованием искривлений воздухопод-
водящих каналов для организации инерционной
очистки воздуха путем установки в местах
поворота потока окон-ловушек;
- применением роторных систем защиты,
в которых очистка воздуха от посторонних
предметов осуществляется специальной
ступенью, установленной перед входом в двигатель.
Создание «самозащищенных» двигателей
требует разработки:
- методики расчета полей скоростей,
индуцируемых воздухозаборником двигателя;
- математических моделей движения
посторонних предметов вне воздухозаборника и в его
канале с учетом динамического взаимодействия
с элементами летательного аппарата и силовой
установки.
Конструкции современных двигателей по-
зволяют ремонтировать поврежденные лопатки
вентиляторов и КНД вплоть до замены модулей
без съема двигателя с самолета. В то же время
повреждения КВД ведут к досрочному съему
двигателей и их полной переборке. Анализ
повреждений проточной части компрессоров
показывает, что соответствующей компоновкой
компрессоров, профилированием лопаток и
проточной части, использованием систем сдува
вихря и ПОС можно существенно снизить
вероятность повреждения лопаток КВД.
Для разработки мероприятий по
предотвращению попадания постороннего предмета
в газовоздушный тракт необходимо ясно пред-
ставлять себе процессы, вызывающие вихревое
засасывание предметов, и как влияют
конструктивные и эксплуатационные параметры на
интенсивность засасывания. Для этого
рассматривается кинематическая структура потока около
воздухозаборника двигателя при его работе над
поверхностью аэродрома (рис. 5.69).
Анализ векторного поля скоростей
показывает, что по мере приближения к
воздухозаборнику происходит сближение линий тока, причем
на поверхности аэродрома существует точка,
радиальные составляющие скорости в которой
равны нулю. Как показывают
экспериментальные исследования, именно возле таких точек
торможения формируется ядро вихревого
шнура. Положение точки торможения зависит
55

Глава 5. Компрессоры ГТД
Рис. 5.69. Структура воздушного потока при размещении
двигателя ПС-90А на высоте H = 2 м (условия M = 0, H = 0)
от скорости и направления ветра, скорости
движения самолета по аэродрому. При увеличении
скорости движения самолета точка торможения
сдувается, и, следовательно, исчезает
предпосылка возникновения вихревого шнура.
Результаты расчетных и экспериментальных данных
свидетельствуют, что течение на входе в
воздухозаборник при наличии вихревого засасывания
не является равномерным и при определенных
условиях может привести к нарушению
устойчивой работы двигателя.
Однако наличие вихревого течения под
воздухозаборником не всегда приводит кзабросу
в двигатель посторонних предметов,
находящихся на поверхности аэродрома. Для этого
вихрь должен обладать определенной
интенсивностью. Интенсивность вихревого течения
можно оценить величиной горизонтальной
составляющей скорости воздушного потока в при-
ЗеМНОМ СЛОе ПОД ВОЗДуХОЗаборНИКОМ Kmax-
Vmax = Gmax / B0,1 - H о),
где Gmax - максимальный расход воздуха; Я0 -
расстояние от поверхности аэродрома до оси
воздухозаборника.
Граничными значениями, установленными
на основании экспериментальных данных,
являются:
Vmax < 1,0 м/с - отсутствие вихревых шнуров
или весьма слабое вихреобразование;
1,0м/с<Утах < 1,5 м/с - вихреобразование
недостаточно интенсивное, чтобы подбросить
частицу опасного размера на уровень
воздухозаборника;
Vmax>l>5Wc - интенсивное
вихреобразование.
Согласно предложенной ЛИИ им M.M.
Громова методике определения интенсивности вих-
ревого течения все самолеты, с точки зрения
вероятности заброса посторонних предметов
в двигатель, можно разделить на «вихревые»
и «невихревые» (рис. 5.70).
^
*ж
№
4>
О
ч
о
s
о
s
s
4>
м
s
о,
а
А
н
V
о
Gk,
i
о
w
се
s
А
Ч
св
S
s
0
0.5
15
2.5
3 3.5 4
Расстояние от земли, Нотн
Рис. 5.70. Значение параметра защищенности ГТД от вихревого шнура компоновочной схемой самолета
56

5.8. Защита от попадания посторонних предметов
Рис. 5.71. Размещение двигателя на самолете Ту-204-100
Из рисунка следует, что защита двигателя
обеспечивается, когда величина горизонтальной
составляющей скорости воздушного потока
в приземном слое под воздухозаборником не
превышает значения УГтах=1,5м/с. При этом
относительная высота расположения
воздухозаборника должна быть не ниже НОТЯ = 2.
Таким образом, можно сделать следующие
выводы.
1. Для защиты двигателя необходимо
обеспечивать такую компоновку силовой установки
на самолете, при которой высота расположения
воздухозаборника должна быть заведомо
большей, чем Нотя = 2.
2. Если обеспечить такую высоту
расположения воздухозаборника не удается, то
необходимо рассматривать применение специальных
средств защиты, например струйных.
Таким образом, схема размещения СУ на ca-
молете, широко применяемая в настоящее время
(рис.5.71) наиболее удачная сточки зрения
летных качеств самолета, - не позволяет в то же
время избежать возможности появления вихре-
вого течения при работе двигателей в наземных
условиях.
Из вышесказанного можно сделать вывод,
что для снижения вероятности попадания в дви-
гатель посторонних предметов вихревым
течением необходимо избегать хотя бы одну из двух
следующих ситуаций:
- существование вихревого течения, что
обуславливается наличием точки торможения ли-
ний тока на поверхности земли;
- существование в приземном слое
воздушного потока достаточной интенсивности
(Vrmax> 1,5 М/С).
5.8.1. Эксплуатационные мероприятия
по предотвращению
появления вихревого шнура
Одним из эксплуатационных методов
защиты двигателя является специальный метод раз-
бега самолета на стартовом участке ВПП со
свободными тормозами - «роллинг-старт». Суть
такого метода в том, что самолет начинает раз-
бег при работе двигателя на пониженном
режиме (режиме страгивания), а затем в процессе
разбега режим работы двигателей
увеличивается до максимального.
Другим эксплуатационным мероприятием,
исключающим возникновение вихревого шнура
под воздухозаборником при отладке двигателей
на гоночной площадке, является применение
наземного устройства (рис. 5.72),
разрушающего вихревой шнур. Такое наземное устройство
Рис. 5.72. Наземное защитное устройство
типа антивихревого рассекателя
представляет собой звездообразную
конструкцию, состоящую из ряда пластин, равномерно
расходящихся из центра. Размеры пластин мо-
гут быть следующими: толщина 2-2,5 мм,
длина, равная радиусу зоны вихреобразования,
высота, равная 0,07 диаметра воздухозаборника.
57

Глава 5. Компрессоры ГТД
Располагается данное устройство на
поверхности аэродрома под воздухозаборником, при
этом центр устройства совмещается с
эпицентром вихря.
5.8.2. Конструктивные мероприятия
для защиты внутреннего контура
от попадания посторонних предметов
На примере двигателя ПС-90А рассмотрим
мероприятия для защиты внутреннего контура
от попадания посторонних предметов:
- обтекатель спроектирован вращающимся
с углом конуса 90°;
- на обтекатель нанесена отпугивающая
окраска для защиты двигателя от попадания птиц;
- втулка рабочего колеса имеет крутой подъ-
ем « 25°;
- разделитель потока максимально
отодвинут от рабочего колеса;
- осуществляется сепарирование
посторонних предметов (прошедших через тракт
подпорных ступеней) в полость наружного контура
через кольцевую щель перепуска воздуха из
КНД;
- спроектирован искривленный канал
внутреннего контура вентилятора с малым шагом
решеток BHA и спрямляющего аппарата
подпорных ступеней;
- предусмотрена ПОС обтекателя двигателя
и воздухозаборника самолета.
Для увеличения устойчивости двигателя
к попаданию посторонних предметов
применяют широкохордные лопатки вентилятора с
упрочненной входной кромкой.
Лопатки широкохордного вентилятора по
сравнению с традиционным в большей степени
защищают двигатель от попадания посторонних
предметов, поскольку они имеют большую
ширину и толщину корневого сечения и поэтому
более устойчивы и к попаданию птиц. Кроме
этого, под действием центробежных сил, а
также из-за переноса передней кромки ближе
к входу такие лопатки позволяют отбрасывать
посторонние предметы в наружный контур.
Применение указанных мероприятий, а
также возможность зачистки забоин на лопатках
вентилятора и их замены без разборки двигате-
ля позволяют уменьшить количество двигате-
лей, снимаемых с самолета в эксплуатации по
повреждениям лопаток.
Проведенные с целью определения места
и степени концентрации посторонних
предметов в воздухозаборнике самолета расчетные ис-
58
следования показывают, что отчетливо видна
концентрация частиц в центре канала, которая
достигает наибольшей величины на начальном
участке (рис. 5.73). Затем поток частиц начинает
расширяться, смещаться вверх и в дальнейшем
испытывает соударение, достигая верхней
стенки канала.
Рис. 5.73. Расчетные траектории движения
посторонних предметов в потоке воздуха перед
воздухозаборником и в его канале
Полученные результаты по степени
концентрации частиц, в частности, по величине пло-
щади пучка в области повышенной
концентрации, её протяженности по длине канала дают
все основания полагать, что элементы
вентилятора, в том числе обтекатель, при наличии
короткого воздухозаборника, могут быть
использованы для эффективной сепарации частиц из
воздушного потока.
Установлено, что на движение частиц после
соударения с обтекателем существенное
влияние оказывает величина коэффициента
отражения, которая зависит от отношения диаметра
частицы к толщине стенки обтекателя.
Проведенные расчеты траекторий движения
посторонних предметов для двух значений уг-
лов конуса (Рк) входного обтекателя двигателя
показали, что после отражения от обтекателя
при рк = 118° большая часть посторонних
предметов попадает на лопатку вентилятора в зону
больших скоростей и малых относительных
толщин передней кромки и тела лопатки, что
увеличивает вероятность их повреждения, чего
не наблюдается при угле Рк = 71°.
Данным примером иллюстрируется
взаимосвязь геометрии вентилятора с величиной
вероятности попадания посторонних предметов
в компрессор высокого давления, показывается
необходимость тщательного (оптимального)

5.9. Особенности конструкции компрессоровГТДназемного применения
выбора геометрических параметров (величина
угла конуса обтекателя, угол наклона втулки
рабочего колеса, расположение
антивибрационной полки рабочего колеса и разделителя
потока) при проектировании входных элементов га-
зотурбинных двигателей.
Так, например, обтекатель двигателя ПС-90А
имеет угол конуса рк = 90°, который находится
ближе к минимальному из рассматриваемого
диапазона G1°< рк< 118°). Следовательно,
отражение посторонних предметов обтекателем
будет осуществляться в зону относительно
небольших окружных скоростей. При этом мак-
симально отодвинутый от рабочего колеса
вентилятора разделитель потока и крутой подъем
втулки рабочего колеса обеспечивают
направление посторонних предметов в наружный
контур. Вращение обтекателя позволяет уменьшить
относительную составляющую скорости
соударения посторонних предметов с рабочим ко-
лесом.
Вероятность соударения посторонних
предметов с обтекателем двигателя превосходит
90 %. После соударения с обтекателем частицы
движутся к концам лопаток вентилятора,
распределяясь по сечению, близко к равномерному.
Из сравнения типов траекторий, реализующихся
после отражения частиц от обтекателя,
установлено, что их попадание во внутренний контур
маловероятно. Причем не столкнувшиеся с об-
текателем частицы имеют преимущественно
осевое движение, и их траектории слабо
меняются при соударении с лопатками.
Для защиты КВД от посторонних предметов,
прошедших через тракт подпорных ступеней,
предусмотрено их сепарирование (инерционная
очистка воздуха) в полость наружного контура
через кольцевую щель перепуска. Для защиты
компрессора от попадания большеразмерных
посторонних предметов (куски льда, птицы
и т.д.) перед подпорными ступенями установлен
BHA с большой густотой и числом лопаток
z = 77. Кроме того, средний поперечный
линейный размер спрямляющего аппарата подпорных
ступеней составляет менее 20 мм.
Воздухозаборник и обтекатель двигателя в условиях обле-
денения обогреваются воздухом, отбираемым из
КВД, что исключает образование на них льда.
Применение этих мероприятий, а также
имеющиеся возможности зачистки забоин на
лопатках вентилятора, замены отдельных лопа-
ток вентилятора, модулей вентилятора и КНД
позволяют уменьшить количество двигателей,
снимаемых с самолета в эксплуатации по
повреждениям лопаток.
Мероприятия, вводимые в конструкцию дви-
гателя и летательного аппарата, обеспечивают
достаточно высокий уровень защиты КВД от
попадания посторонних предметов.
5.8.3. Особенности конструкций систем
защиты ГТД наземного применения
от попадания посторонних предметов
Для ГТУ наземного применения в отличие
от авиационных ГТД, в силу менее жестких
ограничений по габаритам и массе, применяются
стационарные воздухоприемные устройства со
ступенчатой системой очистки воздуха.
Типовая схема воздухоочистки состоит из
двухступенчатой системы:
- первая ступень очистки воздуха для улав-
ливания частиц размером до 10 мкм -
циклонные блоки или щелевые инерционные
воздухоочистители;
- вторая ступень очистки воздуха для улав-
ливания более мелких частиц - фильтры тонкой
очистки.
На период пуско-наладочных работ (первые
500-1000 ч работы) на лемнискатный
воздухозаборник ГТУ устанавливается мелкоячеистая
сетка для защиты компрессора от попадания
элементов конструкции входного устройства.
5.9. Особенности конструкции
компрессоров ГТД
наземного применения
Цикл работы промышленного двигателя
существенно отличается от цикла работы
авиационного, он характеризуется меньшей нагружен-
ностью и большей продолжительностью. Таким
образом, появляется возможность использовать
отработавшие на авиационном двигателе детали
на промышленном двигателе - дать им «вторую
жизнь». Этот путь наиболее быстр и наименее
затратен, однако не позволяет в полной мере
использовать потенциал конструкции
компрессора.
Оптимальным с точки зрения затрат и
ожидаемой эффективности является второй путь -
создание компрессора на базе
высокоэффективного компрессора авиационного двигателя,
прошедшего доводку и всеобъемлющие испы-
59

Глава 5. Компрессоры ГТД
тания. Подобное решение настолько привлека-
тельно, что даже при необходимости создания
компрессора другой производительности вы-
годнее моделировать (масштабировать)
существующий компрессор, чем проектировать новый.
Тем не менее специфика использования ком-
прессора в стационарной ГТУ определяет
некоторые особенности конструкции и подходы
к проектированию.
При создании компрессора для двигателя ле-
тательного аппарата очень остро стоит вопрос
минимизации массы конструкции. Этим
обуславливается необходимость применения
материалов с возможно низкой удельной массой
и высокими механическими свойствами:
титановых сплавов, высоколегированных сталей
и специальных сплавов. Такие материалы
довольно дороги и зачастую
труднообрабатываемы. Дополнительно для снижения массы в
конструкции узлов авиационных двигателей
применяют облегчающие проточки, фрезеровки,
используют детали сложной пространственной
конфигурации.
Для компрессора стационарного двигателя
требование минимальной массы отходит на
второй план. В связи с этим применение дорогих
труднообрабатываемых материалов для
снижения массы нецелесообразно. Желательно
применение деталей простых форм с необходимым
минимумом механической обработки.
Требуемые запасы прочности обеспечиваются
увеличением сечения деталей. На рис. 5.74 показаны
части корпуса компрессора авиационного дви-
гателя и созданного на его базе корпуса ком-
прессора двигателя наземного применения.
J|
Kf-
тт
1
ь
1 w
i
Рис. 5.74. Часть корпуса компрессора авиационного
двигателя (вверху) и созданный на его базе корпус компрессора
наземного двигателя
С большой осторожностью следует
подходить к вопросу замены марки материала особо
ответственных и сложных в доводке деталей
(валов, дисков, лопаток). Изменение материала
этих деталей может потребовать проведения
дорогостоящих экспериментальных работ - тен-
зометрирования и частотной отстройки лопаток,
эквивалентно-циклических испытаний дисков
и валов и т.п.
В качестве исполнительных механизмов
поворота лопаток BHA и НА могут применяться
как традиционные для авиационных двигателей
гидро- и пневмоцилиндры, так и электропрово-
ды. В случае использования гидроприводов
приходится предусматривать специальный
гидронасос, поскольку в отличие от авиационного
двигателя, где в качестве рабочего тела исполь-
зуется давление топлива основного топливного
насоса, промышленные двигатели чаще всего
используют газовое топливо.
Как известно, на величину требуемых
монтажных и рабочих радиальных зазоров между
рабочими лопатками и корпусом, между лопат-
ками НА и ротором влияют предполагаемые
условия работы двигателя. Цикл работы
промышленного двигателя по сравнению с авиационным
характеризуется меньшей напряженностью, бо-
лее узким диапазоном рабочих режимов,
большей длительностью переходных режимов -
запуска приемистости и сброса. Это позволяет
в компрессоре промышленного двигателя иметь
меньшие монтажные и рабочие радиальные
зазоры. Уменьшение радиальных зазоров положи-
тельно сказывается на параметрах компрессо-
pa- компрессоры промышленных двигателей,
созданные на базе авиационных, имеют, как
правило, более высокий, чем у прототипа, КПД.
5.10. Особенности работы компрессора
в парогазовом цикле
Для эффективного использования ГТЭС
в составе ПГУ необходимо поддержание мак-
симально возможной температуры газа за
турбиной (Гт*) при снижении температуры
наружного воздуха (fH) и при дросселировании ГТД.
Основной особенностью работы компрессора
в парогазовом цикле является то, что
поддержание Гт* обеспечивается прикрытием лопаток
BHA и НА компрессора для снижения расхода
воздуха при постоянной частоте вращения.
Особенности работы компрессора в парога-
зовом цикле рассмотрим на примере компрес-
сораГТЭ-180.
Компрессор ГТЭ-180 является моделью
(Км = 3,477) КВД авиационного двигателя
60

5.10. Особенностиработы компрессора в парогазовом цикле
ПС-90А. Основными особенностями его работы
в парогазовом цикле, связанными с изменением
угла установки лопаток BHA и НА от основной
программы управления, являются:
- изменение запасов устойчивой работы ком-
прессора;
- изменение максимального момента,
действующего на вал механизации управления BHA.
В связи с тем, что компрессор ГТЭ-180
находится на одном валу с электрогенератором,
физические обороты компрессора всегда
постоянны и равны 3000 об/мин. При изменении темпе-
ратуры окружающей среды fa изменяются
приведенные обороты компрессора. Рассмотрим
особенности работы компрессора в парогазовом
цикле при fa = +15 °С.
На рис. 5.75 приведены зависимости темпе-
ратуры газа за турбиной 7т* от относительной
мощности ГТУ при фиксированном положении
BHA и при прикрытии BHA. На рис. 5.76
приведена зависимость относительной мощности
ГТУ от прикрытия BHA. Как видно из
рисунков, для поддержания постоянной 7т*
необходимо прикрытие лопаток BHA. Но при
снижении мощности ГТУ ниже 0,5Л^ном поддержание
постоянной 7т* невозможно из-за ограничения
величины прикрытия BHA.
Прикрытие BHA при фиксированной частоте
вращения ротора приводит к изменению запасов
устойчивой работы компрессора из-за
рассогласования в работе отдельных ступеней.
Максимальная величина прикрытия BHA
определяется исходя из условия, что запасы устойчивой
работы компрессора должны быть не ниже ми-
нимально допустимого уровня.
Для определения максимальной величины
прикрытия BHA проведены расчетно-экспери-
ментальные работы по определению напорных
°с
Й
500
450
400
45<f
*
*
/
ф*
с npmtpi
ф**
«пнем В
0
t
ф*
0
"споете
0
0
)ЯННЫМ ]
0
положен
0
—
немВН;
++ *
\
ф S
ф
++
0.4
0.5
0.6 0.7 0.8
Относительная мощность ГТУ
0.9
Рис. 5.75. Зависимость температуры газа за турбиной от относительной
jfc
мощности ГТУ при t вх = +15 °С
5
0.
град
t
-5
-10
-15
А(Аавнл)
-20
-25
•30
-35
0.4
с пост
С ГфИБ
ВНА
ОЯННЫ1
грытие
vi поло:
«ениел
iBHA
0^
0.5
0.6 0.7 0.8
Относительная мощность ГТУ
09
Рис. 5.76. Зависимость относительной мощности ГТУ от прикрытия BHA
от исходной программы регулирования
61

Глава 5. Компрессоры ГТД
IK
■ ^
16
14
1?
Vio
8
Г>
4
1
— - —
--32 5
1
к
1
f
1
Линия рабочих режимов
'
26.5
■
/
л
-* • ***
1 |
1
Гранина устойчивой работы 1
_
f
\
\
\
<——-
'
■10.5
Л
\
\
\
J
-2 5
0.87
0.85
0.83
0.81
0.79
0 77
0.75^
0.73
07]
069
0.67
065
063
061
0.59
350
400
450
500
G
Б Пр
550
кг/с
Рис. 5.77. Характеристики компрессора ГТЭ-180 на режиме «пр = 3000 об/мин
jfc
(t вх = +15 °С) при различных углах BHA
АКу,
24,
24
23
22
21
20
19
18
17
%16
15
14
13
12
11
10
9
8-
7-
6
.— —
Лини*
----^
( ми ни малы
.—-"
10 ДОГ
——
lycти^
-----
[ыхза
—-•
пасов
^^
устой
чивоР
раба
***—'
гы
\
\
1 1
\
\
\
д:
\
\
х
-2
-6 -8 -10 -12 -14 -16 -18 -20 -22 -24 -26 -28 -30 -32
Д(Давнл), град »-
Рис. 5.78. Зависимость запасов устойчивой работы компрессора в парогазовом
цикле («пр = 3000 об/мин, fBx = +15 °С) от прикрытия BHA от исходной программы
регулирования
характеристик компрессора при различных
значениях прикрытия BHA от исходной программы
регулирования.
На рис. 5.77 приведены расчетно-экспери-
ментальные напорные характеристики
компрессора при различных значениях прикрытия BHA
от исходной программы регулирования
компрессора и расчетная линия рабочих режимов.
На рис. 5.78 представлены фактические и ми-
нимально допустимые запасы устойчивой
работы компрессора по критерию:
д*у =
r *
71
ГУР^ЛР_ _ Y
\
v7ljTppGryp
/
100%.
Из рисунка видно, что прикрытие BHA от
исходной программы регулирования более чем
на 30° приводит к снижению запасов
устойчивости ниже допустимого уровня. Поэтому мак-
симальная величина прикрытия BHA от исход-
*ц
ной программы регулирования при t вх = +15 °С
равна 30°.
На рис. 5.79 представлена зависимость мак-
симального допустимого прикрытия лопаток
BHA от исходной программы регулирования.
На рис. 5.80 приведена зависимость максималь-
ного допустимого прикрытия BHA от
температуры воздуха на входе в компрессор.
62

5.77. Материалы, применяемые для деталей компрессоров
-50
град
^0
Ла
-30
BHA
-20 -
-10
НС
холня
•
1 ППОГ
\
/
пяыш
регулирования ВНА
(it
ipocTO
и цнк.
\
\
1
1 1
ыаюсныальное д
V
\
N
\
Л
npoi
А
/
\
\
юпустиыое
рами
гтрнкр
улирс
ытне
)вани
\
BHA(
i Л( Ai
V
\
>
этисх
аВНА
ОДНОЙ
V
)
2200
2400
2600
2800
3000
3200
3400
3600
3800
n
пр
06/UHI!
Рис. 5.79. Зависимость максимального допустимого прикрытия BHA
от приведенной частоты вращения компрессора
-30
град
.9^
-20
-IS
Д(ДаВНА)
-10
-5
0
/
/
\
-50 -40 -30 -20 -10 6(
°С
t вх
Рис. 5.80. Максимальное допустимое прикрытие BHA от исходной программы
регулирования в зависимости от температуры воздуха на входе в компрессор
Прикрытие лопаток BHA и НА при
постоянной частоте вращения приводит к изменению
максимального момента, действующего на вал
механизма управления BHA и НА. Это
изменение в основном связано с увеличением
аэродинамических сил, действующих на лопатки BHA
иНА.
По данным расчета прикрытие BHA от
исходной программы регулирования на 24 градуса
(при ипр = 3000 об/мин) приводит к изменению
аэродинамического момента от минус 21,5 кгс-м
до 208 кгс-м. Поскольку на данном режиме
работы компрессора крутящий момент от
аэродинамических сил составляет не менее 25 % от
суммарного момента (с учетом момента от сил
трения в механизме управления), то работа
компрессора в парогазовом цикле требует учета
увеличения усилия на штоке механизма
управления BHA и НА.
5.11. Материалы, применяемые
для деталей компрессоров
Выбор материалов компрессора
осуществляется, исходя из свойств материала в рабочих
условиях эксплуатации. Деталь, изготовленная из
выбранного материала, должна удовлетворять
нормам прочности при заданных надежности
и ресурсе.
63

Глава 5. Компрессоры ГТД
5.11.1. Характеристики применяемых
материалов
В компрессоре применяются четыре
основные группы материалов:
- алюминиевые сплавы - в диапазоне темпе-
ратур, не превышающих 250 °С;
-титановые сплавы - в диапазоне темпера-
тур, не превышающих 500 °С;
- стали и жаропрочные сплавы - в диапазоне
температур, превышающих 450...500 °С;
- полимерные композиционные материалы -
в диапазоне температур, не превышающих
15О...25О°С.
Некоторые свойства перечисленных
материалов приведены в табл. 5.1.
5.11.1.1. Титановые сплавы
В настоящее время наиболее широко в
мировой практике применяются в конструкции ком-
прессоров титановые сплавы. Титановые спла-
вы при сравнительно небольшой плотности
(= 4,5 г/см3 против = 7,8...8,3 г/см3 у сталей)
обладают соизмеримым со сталями пределом
прочности. Поэтому, заменяя стальные детали
на титановые, можно получить заметное
снижение массы компрессора, а значит, и всего двига-
теля в целом.
В то же время необходимо учитывать, что
с увеличением рабочей температуры
механические свойства титановых сплавов заметно пада-
ют. Кроме этого, титановые сплавы
чувствительны к концентраторам напряжений, как
заложенным в конструкции детали, так и
появившимся в результате нарушения технологиче-
ского процесса при изготовлении. Немаловаж-
ным фактором является также возможное
нарушение температурного режима при
изготовлении и эксплуатации деталей из титановых
сплавов. Все перечисленное может привести
к заметному снижению сопротивления
усталости.
Еще одним фактором, который необходимо
учитывать при проектировании деталей из
титановых сплавов, является так называемый
«титановый пожар». Это явление возникает при про-
должительном непрерывном контакте двух
взаимно подвижных поверхностей из титановых
сплавов. При этом детали разогреваются и
происходит их сварка и даже возгорание. Для того
чтобы освободиться от такого явления, на одну
из деталей, находящихся в зоне вероятного
контакта, следует нанести прирабатываемое
покрытие. В некоторых случаях даже принимают
решение изготовить одну из деталей из другого
материала, в том числе из стали, хотя это и
ведет к увеличению массы конструкции.
5.11.1.2. Алюминиевые сплавы
Алюминиевые сплавы обладают еще мень-
о
шей массой - 2,65...2,85 г/см . Однако их
механические свойства и диапазон рабочих темпера-
тур значительно ниже, чем сталей и титановых
сплавов, что резко снижает область их
применения. Препятствием для применения таких
сплавов также является сравнительно низкая
коррозионная стойкость. Материал требует
применения специальных эмалевых или других
покрытий для предотвращения коррозии.
5.11.1.3. Стали и жаропрочные
никелевые сплавы
Эти материалы являлись бы оптимальными
для изготовления деталей компрессора, по-
скольку они обладают наилучшими
механическими свойствами, самым широким среди
рассматриваемых материалов диапазоном рабочих
температур, высокими эрозионными и
коррозионными свойствами. Все это обусловило их
полное доминирование на раннем этапе
существования ГТД. Однако задача обеспечения ми-
нимальной массы может решаться только при-
менением более легких материалов.
Таблица 5.1
Свойства материалов, применяемых в компрессорах ГТД
Коэффициент линейного расширения а
100 °С
1,0016
1,0007
1,0012
200 °С
1,0039
1,0016
1,0031
400 °С
1,0087
1,0037
1,0068
Предел прочности
при растяжении ав, МПа
900.. .1100
360.. .380
950... 1200
900... 1000
Модуль упругости Е, МПа
18000...22000
70000.. .72000
110000... 115 000
190 000... 220 000
64

5.77. Материалы, применяемые для деталей компрессоров
5.11.1.4. Полимерные композиционные
материалы
В настоящее время в авиадвигателестроении
все шире применяются ПКМ, обладающие от-
носительно высокими механическими
свойствами при сравнительно низкой удельной массе
(см. табл. 5.1). До недавнего времени главным
ограничением их применения являлись
невысокие рабочие температуры до 100 °С, но за по-
следний годы этот предел достиг 250 °С (для
стеклопластиков), а для отдельных новых
материалов и 350 °С.
ПКМ состоит из двух основных
компонентов: связующего (синтетической смолы) и во-
локнистого наполнителя (ткань или
однонаправленный жгут из угле-, органо- или
стекловолокна). Наполнитель воспринимает основные
нагрузки, а связующее формирует из отдельных
частей наполнителя (ткани, жгута, ленты)
единое целое и обеспечивает распределение на-
грузки. Узлы из ПКМ можно армировать метал-
лическими элементами. Таким образом, готовый
узел можно получить, практически не применяя
механическую обработку, и иметь при этом
коэффициент использования материала, близким
к 100 %. Однако стоимость отдельных
компонентов материала и трудоемкость изготовления
таких узлов, по сравнению с аналогичным ме-
таллическим, в несколько раз выше, что пока
ограничивает сферу применения ПКМ в
серийных двигателях.
Контрольные вопросы
1. Перечислите требования, предъявляемые
к компрессорам ГТД.
2. В чем достоинства и недостатки осевого
компрессора с постоянным наружным диамет-
ром проточной части?
3. В чем достоинства и недостатки
центробежного компрессора по сравнению с осевым?
4. Какие достоинства и недостатки осецен-
тробежных компрессоров определяют область
их использования - малоразмерные ТВД и ТРД?
5. В чем состоит основной недостаток одно-
каскадных осевых компрессоров?
6. С какой целью направляющие аппараты
первых ступеней компрессоров выполняют по-
воротными?
7. В чем достоинства и недостатки роторов
барабанного типа?
8. Какой тип шлицевого соединения диска
с валом обеспечивает центрирование диска?
9. Почему не получили распространения
сварные роторы компрессоров?
10. Что представляет собой рабочее колесо
типа «блиск»? Типа «блинг»?
11. В чем особенности конструкции крепле-
ния к диску крупногабаритных рабочих лопаток
вентиляторов?
12. Назовите способы осевой фиксации
рабочих лопаток компрессора?
13. В чем достоинства и недостатки
шарнирного крепления рабочих лопаток компрессора?
14. В чем достоинства и недостатки широко-
хордных лопаток вентиляторов?
15. Какие варианты конструкции и
технологии изготовления широкохордных лопаток
вентиляторов реализованы в современных ГТД?
16. В чем достоинства и недостатки корпусов
компрессора с продольным разъемом?
17. В каких случаях лопатки направляющих
аппаратов компрессора выполняют консоль-
НЫМИ?
18. Как решается задача локализации
повреждений при обрыве рабочей лопатки
вентилятора?
19. В чем основной недостаток обеспечения
устойчивой работы компрессора с помощью пе-
репуска воздуха их проточной части?
20. Назовите способы защиты лопаток ком-
прессора от повреждения посторонними пред-
метами.
21. Какие материалы применяются для
изготовления рабочих лопаток компрессоров?
Англо-русский словарь-минимум
adiabatic - адиабатический
aerodynamic - аэродинамика
air bleed cavity - полость отбора
airflow - воздушный поток
airfoil - профиль (лопатки)
analysis - расчет
aspiration - всасывание
axial - осевой
axisymmetric - осесимметричный
bearing - подшипник
blade - рабочая лопатка
bleed - отбор (воздуха)
boundary layer - пограничный слой
booster - подпорные ступени
centrifugal - центробежный
chord - хорда
clearance - зазор
coating - покрытие
cooling - охлаждение
65

Глава 5. Компрессоры ГТД
compressor - компрессор
core - газогенератор
cover - крышка, кожух
disc - диск
distribution - распределение
downstream - вниз по потоку
eddy - вихрь
edge - кромка
fan - вентилятор
flowpath - проточная часть
hatch - люк
heating - нагрев
HPC (high pressure compressor) - КВД (компрессор
высокого давления)
honeycomb lining - сотовое уплотнение
incidence angle - угол атаки
inlet - вход
IGV (inlet guide vane) - входная направляющая лопатка
isentropic - изоэнтропический
leakage - перетекание
ledge - выступ
lid - крышка
lip - выступ, фланец
load - нагрузка
loss - потери
LPC (low pressure compressor) - КНД (компрессор
низкого давления)
Mach number - число Маха
noise - шум
nut - гайка
operating line - линия рабочих режимов
parameter - параметр
performance - характеристика
piece -деталь
pin - штифт
radial - радиальный
ratio - отношение, коэффициент
repair - ремонт
Reynolds number - критерий Рейнольдса
rib - ребро
ring - кольцо
rod - стержень, тяга, шток
roll - ролик
root - корень (хвостовик) лопатки
rotation - вращение
rotor - ротор
screw - винт, болт
seal - уплотнение
secondary flows - вторичное течение
section - сечение
shaft - вал
shape - форма
shock - удар, скачок уплотнения
shroud - бандаж
simulation - моделирование
slot - щель, канавка
snubber - демпфирующее устройство
span - размах, хорда
66
spull - барабан
splitter - разделитель, рассекатель
stability - устойчивость
stage - ступень
stagnation - торможение
stall - срыв
stator - статор
stream - поток
streamline - линия тока
strut - стойка
surge - помпаж
thickness - толщина
thread - резьба
throat - горло
thrust - тяга
trailing edge - выходная кромка
tip speed - окружная скорость на периферии PK
unit - элемент, единица измерения
valve - клапан
velocity - скорость
viscosity - вязкость
wall - стенка
wave - волна
Список литературы
5.1. Юдаев Б.Н. Техническая термодинамика.
Теплопередача: учеб. пособие для втузов / Б.Н. Юдаев. - M.:
Высшая школа, 1988.
5.2. Теплопередача в охлаждаемых деталях газотур-
бинных двигателях летательных аппаратов / В.И. Локай
[идр.]. -М.:Машиностроение,1985.
5.3. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-
космической технике. - M.: Машиностроение, 1975.
5.4. Аэродинамика компрессоров: пер. с англ. /
H. Кампсти. - M.: Мир, 2000.
5.5. Конструкция и проектирование авиационных газо-
турбинных двигателей / под общ. ред. Д.В. Хронина. - M.:
Машиностроение, 1989.
5.6. Авиационные правила. Часть 33. Нормы летной
годности двигателей воздушных судов /
Межгосударственный авиационный комитет. - M., 2003.
5.9. Холщевников K.B. Теория и расчет авиационных
лопаточных машин / K.B. Холщевников, O.H. Емин,
B.T. Митрохин. - M.: Машиностроение, 1986.
5.10. Подубуев Ю.С. Теория и расчет осевых и цен-
тробежных компрессоров / Ю.С. Подубуев, К.П.
Селезнев. - M.: Машгиз, 1957.
5.13. Методология проектирования осевого
компрессора / Ф.Ш. Гельмедов [и др.] // ЦИАМ. Теплоэнергетика. -
2002.-№9.-С.19-28.
5.14. Применение метода установления для расчета
низкочастотных течений / Д. Чой, Ч.М. Меркл //
Аэрокосмическая техника. - 1986. - № 7. - С. 29^-0.

Глава 6
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГТД
В «простом» термодинамическом цикле ГТД
(см. главу2) на участке К-Г (рис. 6.1) кпотоку
рабочего тела подводится тепло.
2 T 3 S
Рис. 6.1. Подвод тепла в цикле ГТД: площадь 2КГ32 -
сумма внешнего тепла и тепла трения, лежащая под
линией КГ реального подвода тепла в КС @; площадь
2'KT32' - внешнее тепло B1), определенное тем же
интервалом температур (Гг - 7к) с учетом полноты сгорания;
площадь 2KFK'2' - тепло трения в реальном процессе
подвода тепла в КС
В ГТД этот процесс осуществляется в камере
сгорания (КС) (рис. 6.2). Тепло подводится за
счет сгорания топлива, то есть преобразования
химической энергии топлива в тепловую, при
этом температура рабочего тела возрастает от
sfc sfc
значения Гк (за компрессором) до Гг (на входе
в турбину).
Реальный процесс в КС отличается от иде-
ального наличием потерь давления от Рк до Рг •
Потери давления в КС складываются из
гидравлических потерь (потерь трения) и потерь от
подвода тепла к потоку рабочего тела. Гидрави-
лические потери, в свою очередь, можно
разделить на составляющие потери:
- в диффузоре,
- в кольцевых каналах,
- на втекание воздуха в отверстия жаровой
трубы и элементы фронтового устройства (ФУ),
- на смешение струй.
Как видно из диаграммы, приведенной на
рис. 6.1, гидравлические потери частично
компенсируются, т.к. работа трения преобразуется
в тепло, которое возвращается в работу термо-
динамического цикла. Однако потери давления
в КС приводят к уменьшению степени
понижения давления газа в турбине и сопле и,
соответственно, к уменьшению полезной работы и КПД
цикла.
JL
--_^T
Рис. 6.2. КС двигателя ПС-90А
67

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Кроме потерь давления процессы в КС
сопровождаются потерями тепла за счет его
рассеивания в окружающее пространство и за счет
неполного сгорания топлива.
Потери тепла в окружающее пространство по
сравнению с количеством тепла, подводимым
к рабочему телу, в КС ТРД составляют
0,005...0,01 %. А в ТРДД эти потери
отсутствуют, т.к. тепло от корпуса КС подводится к
воздуху наружного контура и таким образом
участвует в работе цикла.
Экономичность двигателя находится в пря-
мой зависимости от полноты сгорания топлива.
В современных ГТД процесс сгорания топлива
в КС достаточно хорошо организован, поэтому
полнота сгорания топлива в них достигает
величины Г|г = 0,995.. .0,999. При
термодинамических расчетах двигателя тепло, подведенное
к рабочему телу, вычисляется сразу с учетом
полноты сгорания топлива в КС. Для
увеличения эффективности двигателя и КС, в
частности, на стадии проектирования решаются задачи
по минимизации потерь.
Особенностью узла КС является то, что
происходящие в нем процессы распыла топлива,
перемешивания топлива с воздухом, горения
топливовоздушной смеси, теплообмена сложны.
Даже новейшее программное обеспечение,
позволяющее в настоящее время рассчитывать
до тысячи протекающих при работе КС
химических реакций, описывает эти процессы
не в полной мере. Как следствие, результаты
расчетов недостаточно точны. Здесь следует
заметить, что в расчетах КС используется
большое число эмпирических зависимостей и
коэффициентов, которые определены для
конкретной конструкции и требуют корректировки при
расчете другой. В связи с этим для получения
требуемых характеристик КС требуется
большой объем дорогих экспериментально-доводоч-
ных работ. Рабочий проект формируется в
результате нескольких этапов расчетов и экспери-
ментально-доводочных работ, в том числе по
подтверждению работоспособности смежных
узлов, например, турбины.
6.1. Требования к КС
КС - часть ГТД, и к ней предъявляются те же
общетехнические требования, что и ко всему
двигателю и другим его узлам. Это требования
по массе, надежности, технологичности и т.д.
(см. раздел 2.3).
К КС кроме общих требований
предъявляются специфические требования. Рассмотрим их
подробнее.
Минимальные габаритные размеры КС. Они
влияют на продольные и поперечные размеры
двигателя, и следовательно, на его массу.
Обычно габариты КС (т.е. её объем)
характеризуются величиной удельной теплонапряжен-
ности Qy, которая равна отношению количества
тепла, выделившегося в единицу времени,
к объему жаровой трубы и давлению на входе
вКС:
fi,= fi=36Oo"''0
*ж^К
с^т
* Чг'
ужрк
F.1)
где Hjj - низшая теплотворная способность то-
плива (Дж/кг); Gx - секундный расход топлива
О sfc
(кг/с); Уж - объем жаровой трубы (м ); Рк -
давление воздуха (Па).
Чем больше теплонапряженность при
заданном расходе топлива, тем меньше объем КС.
Теплонапряженность КС современных ГТД
составляет C,5...6,5I06 (Дж/ч м3 Па).
Высокая полнота сгорания топлива на всех
режимах работы двигателя. Полнота сгорания
топлива характеризуется коэффициентом пол-
ноты сгорания Г|г, под которым обычно пони-
мают отношение количества тепла,
выделившегося при сгорании единицы массы топлива,
к его теплотворной способности.
Минимальные потери полного давления в КС.
Потери характеризуются коэффициентом
восстановления полного давления:
sk sfc
Окс = ^r 1Рк •
F.2)
В современных КС коэффициент
восстановления полного давления составляет 0,94.. .0.96.
Широкие пределы устойчивого горения.
Пределы устойчивого горения определяются
условиями эксплуатации самолета. Пламя не должно
гаснуть в заданном диапазоне изменения
отношения топлива/воздух, давления, скорости
и при попадании на вход двигателя воды, льда
и посторонних предметов.
Надежный розжиг топлива вземных
и высотных условиях. В земных условиях роз-
жиг должен быть обеспечен в диапазоне темпе-
ратур от минус 40° до плюс 40 °С. Должен быть
обеспечен розжиг топлива в условиях
высокогорного аэродрома - до высоты 4,5 км. Высот-
68

6.2. СхемыКС
ность розжига для гражданских самолетов -
9 км.
Отсутствие пульсаций давления
(вибрационного горения).
Поле температур на выходе из КС. Поле
температур должно врадиальном направлении
иметь эпюру, определяемую предельно
допустимыми напряжениями в рабочих лопатках
турбины и соплового аппарата. Конкретный
характер эпюры температур по радиусу лопатки
выбирают в зависимости от конструктивных
особенностей турбины (величины и формы
рабочей лопатки, ее материала, способа охлаждения
и т.д.).
Рабочая лопатка турбины при своем
вращении воспринимает среднюю температуру за КС.
Поэтому для оценки неравномерности поля
температур, воздействующих на рабочие лопат-
ки, необходимы температуры, осреднённые на
/-м радиусе. Такая неравномерность задается
радиальной эпюрой (рис. 6.3) относительных
средних избыточных температур (определения
даны в соответствии с отраслевым стандартом
[6.1]):
e,-cp = {Tn -Тк)i{Тт -гД F.3)
где Go> - относительная средняя избыточная
температура газа на /-м радиусе выходного
сечения КС; Tr*- средняя температура на /
радиусе; Гг - средняя температура газа на выходе из
;b
КС; Гк - температура воздуха на входе в КС.
56
48
40
| 32
X 24
16
8
0
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6
Относительная избыточная температура газа Э
Рис. 6.3. Радиальные эпюры температур газа за КС:
^- эпюра максимальных относительных избыточных
температур газа; ^A- эпюра относительных средних
избыточных температур газа
Кроме того, для обеспечения работы лопаток
соплового аппарата турбины задается
радиальная эпюра максимальных относительных
избыточных температур газа на выходе из КС,
которая определяется как
билах = Септах - Гк*) / (Гг* - 7Д F.4)
где 0jmax - максимальная относительная избыточ
ная температура газа на /-м радиусе выходного
сечения КС; 7*nmax - максимальное значение
температуры газа на /-м радиусе выходного
сечения КС.
Максимальная неравномерность поля темпе-
ратуры газа за КС характеризуется величиной,
называемой максимальной относительной
избыточной температурой газа Этах, и определяется
выражением:
6max = (Г*Гтах - ГК*) / (ГГ* - ГД F.5)
где Т*Гтах - максимальное значение температу-
ры газа за КС.
Уровень выбросов. Уровень выбросов дыма
(SN (Smoke number)), несгоревшего топлива
и газообразных веществ, загрязняющих
атмосферу - оксидов азота (NOx), оксидов углерода
(СО), несгоревших углеводородов (НС) -
должен соответствовать международным нормам
ИКАО [6.2] и Авиационным правилам [6.3].
На элементах конструкции КС не должен
откладываться нагар.
Способность работать на различных mon-
ливах как отечественных, так и зарубежных.
6.2. Схемы КС
При всем разнообразии конструкций КС ее
схему и происходящие в ней процессы
можно представить следующим образом (рис. 6.4
и 6.5). Воздух поступает из компрессора в КС
с большой скоростью - в современных двигате-
лях до 150 м/с. Потери полного давления в КС
при подводе тепла к потоку, движущемуся с
такой скоростью, были бы недопустимыми и
достигали бы четвертой части повышения давления
воздуха в компрессоре. Для снижения потерь
давления и преобразования части кинетической
энергии в прирост статического давления
скорость воздушного потока после компрессора
должна быть значительно снижена. Поэтому на
всех ГТД после компрессора располагается
диффузор 1 (см. рис. 6.4) [6.4].
Далее воздух поступает в кольцевые каналы
2 между корпусом 3 и жаровой трубой 4, а затем
в жаровую трубу. В жаровой трубе воздух
распределяется по отверстиям двух условных зон -
зоны горения 5 (первичная зона) и зоны
смешения 6. Кроме этого, воздух также поступает
69

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Рис. 6.4. Общая схема и распределение воздуха в КС (печатается с разрешения Rolls-Royce
plc.): 1 - диффузор; 2 - кольцевые каналы; 3 - корпус КС; 4 - жаровая труба; 5 - отверстия
первичной зоны; 6 - отверстия зоны смешения; 7 - отверстия охлаждения; 8 - топливная фор-
сунка; 9 - фронтовое устройство; 10 - свеча зажигания
Рис. 6.5. Модель воздушного потока и стабилизации пламени в КС (печатается с разрешения
Rolls-Royce plc.)
в отверстия 7 для охлаждения горячих стенок
жаровой трубы. Топливо подается в жаровую
трубу через форсунки 8. В первичной зоне
с помощью фронтового устройства (ФУ) 9
организуется зона с малыми скоростями. В этой зоне
процесс горения поддерживается за счет цирку-
ляционного течения продуктов сгорания,
непрерывно поджигающих свежую топливовоздуш-
ную смесь (TBC). При запуске двигателя
воспламенение TBC в КС осуществляется с по-
мощью электрической свечи 10 или воспламе-
нителя (см. подразд. 6.4.5).
Циркуляционное течение в первичной зоне
обеспечивает стабильность и эффективность го-
рения. Отношение расхода топлива и воздуха
в первичной зоне является важнейшим
фактором, влияющим на процесс горения и рабочие
характеристики КС. Для обеспечения
устойчивого процесса горения на всех режимах работы
двигателя в первичную зону подается только
часть воздуха. В зависимости от способа
сжигания топлива это количество воздуха может
меняться (см. подразд. 6.3.2.). На рис. 6.4
приведено распределение воздуха в жаровой трубе для
типичной КС, где 20 % воздуха поступает во
ФУ, а 80 % в жаровую трубу B0 % в зону горе-
ния, 20 % в зону смешения и 40 % на
охлаждение стенок). Иногда первичную зону (зону го-
70

6.2. СхемыКС
рения) разделяют на две зоны - зону
циркуляции и зону догорания топлива (промежуточную
зону).
В зоне смешения продукты сгорания
разбавляются воздухом до требуемой температуры,
тем самым на выходе из КС формируется ста-
бильное и оптимальное поля температур для
обеспечения работоспособности турбины.
6.2.1. Основные схемы КС
Наибольшее распространение в ГТД получи-
ли три схемы КС - трубчатые, трубчато-коль-
цевые и кольцевые.
В трубчатой КС каждая жаровая труба
имеет отдельный корпус и образует
индивидуальную трубчатую КС (рис. 6.6). В авиационных
ГТД КС такой схемы выполняют в виде блока
из нескольких индивидуальных трубчатых КС.
На рис. 6.6 показана трубчатая КС с восемью
индивидуальными трубчатыми КС,
расположенными вокруг внутреннего корпуса 1 двига-
теля. Корпуса 2 каждой индивидуальной КС
соединяются с выходом компрессора при помощи
фланца 3. Между собой корпуса
индивидуальных КС и жаровые трубы соединены муфтами 4
для переброса пламени при розжиге TBC и
выравнивания давления между жаровыми трубами.
Кроме того, корпуса КС соединены между
собой дренажными трубами 5 для слива топлива
при неудавшемся запуске двигателя. Холодная
передняя часть КС, в которой расположена
система подачи топлива, отделена от горячей
задней части и горячих корпусов турбины, при
соприкосновении с которыми может воспламе-
ниться топливо, противопожарной перегород-
кой 6.
Топливо в КС подается через форсунки 7.
Топливо к форсункам подается через коллектор
8 первого контура и коллектор 9 второго
контура. На входе в КС расположен диффузор 10.
Жаровые трубы 1 (рис. 6.7) для фиксации от
перемещения в радиальном направлении
опираются в передней части на форсунку 2,
вставленную в завихритель 3, а в осевом направлении
фиксируются подвесками 4. Воздух через
воздухозаборник 5 поступает в первичную зону
жаровых труб и далее через перфорацию - во
ФУ 6 и завихритель. Для обеспечения
необходимого соотношения между расходом воздуха
и топлива через отверстия 7 дополнительно под-
з
п
к
Рис. 6.6. Трубчатая КС (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.): 1 - внут-
ренний корпус двигателя; 2 - корпус; 3 - фланец соединения с компрессором;
4 - пламеперебрасывающая муфта; 5 - дренажная труба; 6 - противопожарная
перегородка; 7 - форсунка; 8 - коллектор первого контура; 9 - коллектор
второго контура; 10 - диффузор; 11 - заборник первичного воздуха
71

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
1
11
8
12
13
14
\i)
Рис. 6.1. Индивидуальная трубчатая КС (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.): 1 - жаровая труба; 2 - форсунка; 3 - за-
вихритель; 4 - подвеска жаровой трубы; 5 - заборник первичного воздуха; 6 - фронтовое устройство; 7 - отверстия
первичной зоны; 8 - отверстия зоны смешения; 9 - гофрированные щели системы охлаждения; 10 - уплотнительное кольцо;
11 - корпус; 12 - выход из компрессора присоединительный фланец; 13 - диффузор; 14 - пламеперерабатывающий патрубок
водится воздух. Воздух в зону смешения
поступает через отверстия 8. Стенки жаровых труб
охлаждаются воздухом, проходящим через гоф-
рированные щели 9. Выходная часть жаровых
труб 10 телескопически входит в
индивидуальные газосборники 1 (рис. 6.8), образующие
кольцевой вход в первый сопловой аппарат 2
турбины.
1
Рис. 6.8. Газосборник трубчатой КС (печатается с
разрешения Rolls-Royce plc.): 1 - индивидуальные газосборники;
2 - первый сопловой аппарат турбины
Трубчатые КС применялись на ранних ГТД
фирмы «Rolls-Royce» (Nene), «Allison» (J-33),
«General Electric» (J-47), ФГУП «Завод им.
В.Я. Климова» (BK-1) и др.
Трубчато-колъцевая КС также состоит из
нескольких отдельных жаровых труб и газосбор-
ников, но располагаются они в общем кольце-
вом канале между корпусами. На рис. 6.9
показана трубчато-кольцевая КС двигателя ПС-90А.
КС комбинированного типа с двенадцатью жа-
ровыми трубами и кольцевым газосборником.
Применение кольцевого газосборника отличает
представленную КС от обычных схем трубчато-
кольцевых КС с индивидуальными газосборни-
ками.
Рассмотрим конструкцию КС двигателя
ПС-90А более подробно.
Наружный 1 и внутренний 2 корпусы
образуют кольцевой канал, в котором располагаются
жаровые трубы 3 и кольцевой газосборник,
состоящий из наружного 4 и внутреннего 5 колец.
Кроме того, наружный и внутренний корпусы
вместе со скрепляющими их двенадцатью сило-
выми стойками 6 входят в силовую схему дви-
гателя. На входе в КС наружное кольцо 7
72

6.2. СхемыКС
23
11
В 3
н
Рис. 6.9. Трубчато-кольцевая камера сгорания двигателя ПС-90А: 1 - наружный корпус КС; 2 - внутренний корпус КС; 3 -
жаровая труба; 4 - наружное кольцо газосборника; 5 - внутреннее кольцо газосборника; 6 - силовая стойка; 7 - наружное
кольцо диффузора; 8 - внутреннее кольцо диффузора; 9 - полость отборов воздуха; 10 - фланцы отбора воздуха; 11 - фор-
сунка; 12 - топливный коллектор первого контура; 13 - топливный коллектор второго контура; 14 - трубопроводы подвода
топлива к форсунке; 15 - свечи зажигания; 16 - пламеперебрасывающий патрубок; 77-пламеперебрасывающая муфта; 18 -
подвеска жаровой трубы; 19 - отверстия первичной зоны; 20 - отверстия зоны смешения; 21 - рамочный фланец жаровой
трубы; 22 - сопловой аппарат ТВД; 23 - перепускная труба; 24 - лючок осмотра
и внутреннее 8 диффузора образуют кольцевой
диффузорный канал с безотрывным течением
в начальном участке и с внезапным
расширением потока на выходном участке (см. под-
разд. 6.4.1). Наружное кольцо 7 диффузора
образует вместе с наружным корпусом полость 9,
из которой через фланцы 10 осуществляется
отбор воздуха на самолетные нужды и агрегаты
системы автоматического регулирования дви-
гателя.
На корпус КС устанавливается двенадцать
топливных форсунок 77, коллекторы первого 12
и второго 13 контуров с двадцатью четырьмя
трубопроводами 14 подвода топлива к
форсункам. Для розжига TBC в КС в двух жаровых
трубах установлены по одной свече зажига-
73

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
ния 75. Воспламенение топлива в других
жаровых трубах происходит через пламеперебрасы-
вающие патрубки 16, соединенные пламепере-
брасывающими муфтами 17.
Жаровые трубы фиксируются от
перемещения в радиальном направлении в передней части
при помощи форсунок, а в задней - опираются
на кольца газосборника. В осевом направлении
десять из двенадцати жаровых труб
фиксируются при помощи подвесок 18, а две жаровые
трубы - при помощи свечей зажигания. В стенках
жаровых труб выполнено два ряда отверстий 19
и 20 для подвода воздуха в первичную зону
и зону смешения, соответственно. По боковым
поверхностям фланцев 21 жаровые трубы
стыкуются между собой, а по верхним и нижним
поверхностям телескопически сопрягаются с
кольцами газосборника. Кольца газосборника
образуют кольцевой канал, в котором
происходит формирование на выходе из КС газового
потока с наименьшей неравномерностью темпе-
ратур и давлений по окружности и необходимой
радиальной эпюрой. Задняя часть кольца газо-
сборника наружного является корпусом сопло-
вого аппарата 22 ТВД.
На фланцы наружного корпуса установлены
двенадцать перепускных труб 23, которые про-
ходят через проточную часть КС и вставляются
во втулки на корпусе внутреннем. Через пере-
пускные трубы проходят трубопроводы масля-
ной, воздушной и суфлирующей систем двига-
теля, а также сообщается с наружным контуром
полость, расположенная под корпусом
внутренним. Для эндоскопического контроля КС на
наружном корпусе расположены двенадцать люч-
ков 24.
Трубчато-кольцевые КС получили широкое
распространение в ГТД. Наиболее известные
двигатели с трубчато-кольцевыми КС -
зарубежные RR-Spay, Konway, Tay, JT-8D
Pratt&Whitney и отечественные Р-ПФ-300,
Р-15Б-ЗОО, Д-ЗО, Д-ЗОКУ и его модификации,
Д-30Ф6, ПС-90А и др.
В кольцевой КС (рис. 6.10) между
образующими кольцевой канал наружным 1 и
внутренним 2 корпусами устанавливается одна жаровая
труба 3. На рис. 6.10 представлен разрез
кольцевой камеры сгорания двигателя RB-211.
Корпуса КС вместе с направляющим аппара-
том 4 компрессора входят в силовую схему дви-
гателя. На выходе из направляющего аппарата
компрессора установлено кольцо диффузора
наружное 5, которое вместе со стенкой
внутреннего корпуса образует кольцевой диффузор.
Рабочий объем жаровой трубы представляет
собой кольцевое пространство между
наружной 6, внутренней 7 стенками и фронтовой пли-
той 8. От перемещения вдоль оси двигателя
жаровая труба зафиксирована подвесками 9.
Стенки жаровой трубы изготовлены точением.
Воздух на охлаждение стенок подается через
несколько поясов отверстий 10. Кроме того, для
местного охлаждения в стенках имеется
перфорация 11 из мелких отверстий. Для организации
горения воздух в жаровую трубу поступает во
ФУ, в отверстия 12 первичной зоны и отверстия
13 зоны смешения. Для увеличения пробивной
способности струй воздуха в отверстия
установлены козырьки 14 и втулки 75. Топливо в КС
подается через форсунки 16 с воздушным pac-
пылом. Топливо к форсункам поступает по кол-
лекторам 17.
Наружное кольцо диффузора образует
вместе с наружным корпусом полость 18, из
которой через фланцы 19 отбирается воздух на ca-
молетные нужды.
Наружный корпус КС имеет двойную стенку.
Внутренняя стенка 20 образует проточную
часть КС и предохраняет наружную стенку от
потока тепла от горячей жаровой трубы.
Наружная стенка корпуса - силовая. Она
воспринимает усилия от внутреннего давления и
осевых сил. Между стенками корпуса проходит
воздух, отбираемый из КС, на охлаждение
турбины.
Кроме рассмотренных основных схем
существует большое количество КС, которые имеют
особенности конструкции для удовлетворения
требований, предъявляемых к конкретной КС.
Так, по конструкции ФУ жаровых труб
различают КС испарительные (рис. 6.11) и многофор-
суночные (см. рис. 6.27). Испарительные КС
отличаются от обычных только наличием спе-
циального испарительного устройства 1 (см.
рис.6.11), в которое форсункой 2 подается
топливо и небольшое количество воздуха
(a = 0,25...0,3), чтобы TBC не воспламенилась
в испарительном устройстве. При попадании
топлива на горячие стенки испарительного
устройства топливо испаряется, перемешивается
с воздухом, и подготовленная TBC поступает
в жаровую трубу 3. Такие КС не получили ши-
74

6.2. СхемыКС
17
12
13
20
Рис. 6.10. Кольцевая КС двигателя RB-211 (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.): 1 - наружный корпус; 2 - внутренний
корпус; 3 - жаровая труба; 4 - направляющий аппарат компрессора; 5 - кольцо диффузора наружное; 6 - наружная стенка
жаровой трубы; 7 - внутренняя стенка жаровой трубы; 8 - фронтовая плита; 9 - подвеска жаровой трубы; 10 - пояс системы
охлаждения; 11 - отверстия перфорации; 12 - отверстия подвода воздуха в первичную зону; 13 - отверстия зоны смешения;
14 - козырек; 15 - втулка; 16 - топливная форсунка; 17- топливный коллектор; 18 - полость отборов воздуха; 19 - фланец
отбора воздуха; 20 - внутренняя стенка наружного корпуса; 21 - сопловой аппарат турбины
рокого распространения из-за проблем с коксо-
ванием топлива в испарительном устройстве
и проскоком в него пламени.
В зависимости от направления проходящего
через КС потока, они делятся на прямоточные,
(все рассмотренные выше) и противоточные,
в которых поток меняет свое направление.
На рис. 6.12 представлена одна из ранних
разработок противоточной КС фирмы «Rolls-Royce».
Воздух поступает из компрессора через
патрубок 1 в пространство между корпусом 2
и жаровой трубой 3, затем входит через ФУ 4,
завихритель 5, патрубки 6 и отверстия 7
в жаровую трубу. Топливо подается в жаровую
трубу форсункой 8. Происходит сгорание топ-
Рис. 6.11. Испарительная кольцевая КС (печатается с
разрешения Rolls-Royce plc.): 1 - испарительное устройство;
2 - форсунка; 3 - жаровая труба
75

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Воздух
s
ПрОДуКТЫ з 2 5
сгорания
Рис. 6.12. Противоточная индивидуальная КС (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.): 1 - выход
из компрессора присоединительный патрубок; 2 - корпус КС; 3 - жаровая труба; 4 - фронтовое
устройство; 5 - завихритель; 6 - патрубки; 7 - отверстия зоны смешения; 8 - форсунка; 9 - труба
подвода продуктов сгорания к турбине
i&
Рис. 6.13. Противоточная КС двигателя Т-55 (иллюстрация любезно предоставлена
компанией «Honeywell International Inc.»)
лива по обычной схеме, и горячие газы через
трубу 9 поступают на вход турбины. Противо-
точные КС из-за смены направления пока
имеют повышенные потери давления и
применяются в основном на двигателях имеющих
ограничения по габаритам в длину. Пример противо-
точной КС приведен на рис. 6.13.
К особой группе относятся двухзонные КС,
созданные для обеспечения низкой эмиссии
вредных веществ. Они будут рассмотрены
в подразд. 6.3.4.
6.2.2. Выбор схемы КС
Выбор схемы КС зависит от назначения дви-
гателя и от предъявляемых к нему специальных
требований. Спроектированные для одного и то-
го же двигателя трубчато-кольцевая и кольцевая
КС имеют практически одинаковые характери-
76

6.3. Проектирование КС
стики, хотя каждая схема имеет свои
индивидуальные достоинства и недостатки.
В трубчато-кольцевой КС имеется
возможность равномерного подвода воздуха к пода-
ваемому топливу. Это важное обстоятельство
позволяет хорошо организовать процесс горе-
ния и смешения в жаровой трубе. Благодаря
этому камера имеет высокую полноту
сгорания, низкую неравномерность поля температур
газа на выходе, хорошие эмиссионные
характеристики. Важным достоинством этой схемы
является возможность испытания и доводки
КС на установках с умеренными расходами
воздуха.
Кольцевая КС более компактна, имеет
несколько меньшие потери полного давления
(хотя в современных ГТД минимально допустимые
потери полного давления диктуются охлаждае-
мым сопловым аппаратом турбины). Жаровая
труба кольцевой КС, в силу простой формы, бо-
лее технологична в изготовлении. Меньшая
поверхность жаровой трубы требует меньших
расходов воздуха на охлаждение ее стенок. Однако
сравнительно небольшая поверхность не
приводит к снижению массы жаровой трубы, как
можно было бы ожидать, поскольку
обеспечение необходимой прочности наружной
обечайки требует увеличения ее толщины, что
соответственно увеличивает массу. Вследствие
сильного влияния полей скоростей воздуха на
входе в КС на поля температур газа на выходе
и трудностей согласования потоков воздуха
с подачей топлива в жаровую трубу поля
температур газа в кольцевой КС менее стабильны,
чем в трубчато-кольцевой. Большую трудность
в стендовой доводке кольцевой КС
представляет необходимость иметь установки с большим
расходом воздуха. Несмотря на это, в настоящее
время кольцевые КС получили наибольшее
распространение в авиационных ГТД.
В промышленных ГТД широкое применение
находят трубчато-кольцевые КС, поскольку
в данном случае одно из первых мест занимает
требование по эксплуатационной
технологичности (возможности замены узлов КС в
эксплуатации вплоть до замены жаровых труб).
6.3. Проектирование КС
Процесс создания КС, как и любого другого
основного узла ГТД состоит из определенных
этапов (см. подразд. 2.5.1). В данной главе
рассматриваются особенности проектирования КС,
выбор ее облика, определение требований к
составляющим узлам.
Облик КС выбирается, как правило, на базе
имеющегося прототипа с учетом традиций
и накопленного опыта предприятия, его
технологической и производственной базы, сроков
создания. За прототип может быть выбрана
ранее спроектированная КС с известными
характеристиками, наиболее близко отвечающая
предъявляемым требованиям. Следует
отметить, что создание КС с нужными
характеристиками, надежно работающей в течение
заданного ресурса, требует проведения значительного
объема экспериментально-доводочных работ
как на установках, так и в системе двигателя.
Это также заставляет при проектировании
новых КС стремиться в максимальной степени ис-
пользовать опыт создания и доводки
предшествующих образцов.
6.3.1. Исходные данные
для проектирования КС
В перечень исходных данных для
выполнения проекта входят:
- общие требования к двигателю и его узлам
(см. подразд. 2.3);
- специальные требования к КС (см.
подразд. 6.1);
- результаты термодинамического расчета
двигателя на режимах условного цикла взлетно-
посадочных операций в соответствии со
стандартом ИКАО;
- характеристики воздушного потока на
входе в КС (интенсивность и масштаб
турбулентности, распределение давления, температуры
и вектора скорости в окружном и радиальном
направлениях);
- максимальное располагаемое давление
и температура топлива на входе в КС;
- экстремальные соотношения «топливо/воз-
дух» на режимах приемистости и сброса газа;
- требования к величине отборов воздуха из
КС: на охлаждение турбины, противообледени-
тельную систему, систему кондиционирования
воздуха и перепусков на запуске;
- требования к количеству, расположению
и проходным сечениям воздушных, масляных
и суфлирующих магистралей, если они
проходят через КС.
77

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
6.3.2. Определение основных
размеров КС
Для определения основных размеров КС вы-
полняется проектировочный расчет, который
базируется на основных положениях теории
рабочего процесса и практическом опыте, накоп-
ленном при создании КС авиационных ГТД.
6.3.2.1. Объем жаровой трубы
Объем жаровой трубы рассчитывается из
условия обеспечения заданной полноты сгорания
с помощью обобщенной зависимости полноты
сгорания топлива от критерия форсирования
г|г =f(Ky). Расчет обычно выполняется для мак-
симального режима работы ГТД.
Параметр форсирования Ку по своему
физическому смыслу характеризует отношение
времени химической реакции ко времени
пребывания топлива в КС:
Ку = const (GK / Гк* Уж (P к*I'25), F.6)
где Уж - объем жаровой трубы; GK, P к*, Т*к -
расход, давление и температура воздуха на
входе в КС.
При выборе объема жаровой трубы
необходимо учесть следующее.
Во-первых, объем жаровой трубы определяет
время пребывания продуктов сгорания при
высоких температурах в КС, что, в свою очередь,
влияет на выбросы вредных веществ. С целью
уменьшения выбросов NOX необходимо
уменьшать время пребывания продуктов сгорания при
высоких температурах на взлетном режиме, т.е.
уменьшать объем жаровой трубы.
Во-вторых, для обеспечения работы КС на
режиме малого газа, низких выбросов СО и НС
и обеспечения высотного розжига требуется
увеличение объема жаровой трубы, т.к. на этих
режимах резко снижается полнота сгорания
и увеличивается критерий форсирования Ку.
Окончательный объем жаровой трубы
определяется путем нескольких последовательных
расчетов, конструкторских проработок и
проведения экспериментов на модельных установках,
включающих имитацию высотных режимов.
6.3.2.2. Распределение воздуха
в жаровой трубе
После определения объема жаровой трубы
выполняется «аэродинамическое
проектирование», цель которого обеспечить:
- безотрывность течения воздуха в преддиф-
фузоре;
78
- оптимальное распределение воздуха в меж-
трубном пространстве или кольцевых каналах;
- заданные потери давления;
- оптимальное распределение подвода
воздуха в жаровую трубу по ее длине с точки
зрения организации процесса горения для
обеспечения высокой полноты сгорания топлива, норм
на выбросы вредных веществ и формирования
требуемой радиальной эпюры температур газа
на выходе.
Весь воздух, поступающий в жаровую трубу,
можно условно разделить на отдельные
характерные составляющие: на систему охлаждения,
в ФУ, в зону горения и в зону смешения.
Для распределения расхода воздуха между
зонами жаровой трубы часто поступают
следующим образом. Вначале выбирается режим
сжигания топлива в расчетных условиях
и определяется количество воздуха,
поступающего в зону горения. Например, при общем
коэффициенте избытка воздуха на выходе из КС
оскс = 3 при сжигании обедненной TBC в зоне
горения с агор = 1,5 в неё необходимо подать
50 % от общего количества воздуха,
поступившего в КС. Если выбрана концепция
низкотемпературного сжигания обогащенной TBC
с агор = 0,6, то в зону горения необходимо по-
дать 20 % воздуха, здесь
а = Ge / GjLo,
где Ge - расход воздуха через КС (или зону го-
рения) (кг/с); GT - расход топлива (кг/с); L0 -
стехиометрический коэффициент для воздуха
и данного вида топлива (керосина).
Для используемых видов керосина (PT, T-6,
TC-1, T-1) стехиометрический коэффициент для
воздуха находится в диапазоне от 14,70 до
14,94.
Решение задачи по распределению воздуха
между ФУ и основными отверстиями зоны го-
рения сводится к отысканию компромиссного
варианта, при котором обеспечиваются макси-
мальная однородность TBC, надежность запуска
и устойчивость горения во всем диапазоне
работы двигателя. Противоречие между этими
требованиям заключается в том, что, с одной
стороны, увеличение расхода воздуха через ФУ
способствует образованию более однородной
TBC, с другой стороны, это приводит к росту
скорости потока в головной части жаровой
трубы, что ухудшает условия розжига и сужает
область устойчивого горения. В каждом
конкретном случае распределение воздуха между ФУ

6.3. Проектирование КС
и основными отверстиями выбирается либо по
аналогии с ближайшим прототипом, либо на oc-
новании имеющихся литературных данных или
собственного опыта предприятия и окончатель-
но подтверждается экспериментом.
Оставшийся воздух делится между системой
охлаждения и зоной смешения. В связи с тем,
что воздух системы охлаждения практически не
вовлекается в организацию рабочего процесса
в жаровой трубе, его количество стараются
ограничить. Особенно это актуально для
современных ГТД с высокими термодинамическими
параметрами цикла и низкими значениями
коэффициента избытка воздуха за КС (оскс ~ 2,2).
Так, в КС с оскс = 2,2, при организации процесса
сжигания обедненной TBC с а = 1,8 в зоне горе-
ния объем воздуха, оставшегося на зону
смешения и охлаждение стенок, будет составлять
всего около 18 %.
В условиях дефицита воздуха для
охлаждения стенок жаровых труб требуется применять
высокоэффективные системы охлаждения и те-
плозащитные покрытия (см. подразд. 6.4.2.2).
В каждом конкретном случае величину потреб-
ного расхода охлаждающего воздуха
предварительно находят из теплового расчета стенки
жаровой трубы и затем уточняют по результатам
термометрирования на двигателе.
На начальном этапе проектирования
геометрические размеры отверстий в стенке жаровой
трубы и ФУ можно определить по следующей
схеме:
- определяется суммарная эффективная пло-
щадь отверстий в стенке жаровой трубы;
- распределяется суммарная эффективная пло-
щадь по зонам жаровой трубы в соответствии
с выбранным распределением расхода воздуха;
- определяется геометрическая площадь
и фактические размеры отверстий.
Суммарная эффективная площадь отверстий
(м2) в стенке жаровой трубы находим по фор-
муле
^3oz = Свж / BрДРжH'5, F.7)
где GW - расход воздуха через жаровую трубу
(кг/с); p - плотность воздуха в межтрубном ка-
о
нале (кг/м ); АРЖ - перепад давления на стенке
жаровой трубы (Па).
Величина перепада давления на стенке
жаровой трубы на практике колеблется в достаточно
узких пределах C...5 % от давления за компрес-
сором). Это связано с тем, что при низких
значениях перепада ухудшается эффективность
системы охлаждения первого соплового аппара-
та ТВД и протекание рабочего процесса в самой
жаровой трубе. При более высоких значениях
необоснованно завышаются общие потери в КС.
Поэтому величиной перепада давления на
стенке жаровой трубы можно предварительно
задаться, принимая ее постоянной по всей длине
жаровой трубы.
Если известны потери давления в диффузоре,
то среднюю величину перепада давления на
стенке жаровой трубы можно определить путем
вычитания из общих потерь давления в КС
(которые, как правило, являются заданной
величиной), потерь в диффузоре.
На основании принятого допущения о
постоянной величине перепада давления вдоль стенки
жаровой трубы эффективная площадь отверстий
должна соответствовать ранее выбранному
распределению расхода воздуха по зонам жаровой
трубы. Тогда геометрическая площадь
отдельных отверстий определится как отношение
эффективной площади к коэффициенту расхода
воздуха:
^TEOM - ^ЭФФ / Mfl-
F.8)
Для лопаточных завихрителей коэффициент
расхода воздуха берётся по справочным или
экспериментальным данным, а за
геометрическую площадью принимается площадь самого
узкого места в межлопаточном канале. Размеры
отверстий системы охлаждения находятся по
результатам теплового расчета жаровой трубы.
При определении размеров основных
отверстий зоны горения и зоны разбавления
конструктору приходится подбирать оптимальное
соотношение между количеством отверстий, их
размерами и формой для того, чтобы обеспечить
лучшее перемешивание воздуха с топливом или
продуктами сгорания (рис. 6.37). Важной
характеристикой в этом выборе является глубина
проникновения струи воздуха в поток газов.
В общем случае она зависит от располагаемого
перепада статического давления на стенке
жаровой трубы (или скорости воздушной струи),
формы отверстия, профиля кромок, толщины
стенки, угла наклона оси отверстия к
направлению сносящего потока, скорости воздуха в меж-
трубном канале и скорости газа в жаровой
трубе. Для струи воздуха, втекающей через круглое
79

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
отверстие перпендикулярно к сносящему
потоку (рис. 6.14), глубину проникновения можно
определить по эмпирической формуле
H = do[O,3 + 0,415(^0Л^ж)] (ЩH'63, F.9)
где L - длина, на которой глубина
проникновения струи равна H (м); Wo - скорость струи
в отверстии (м/с); ^ж - скорость потока газов
в жаровой трубе (м/с).
\\\\4\\\\\\\\\\\\\\\\\\\\\\
w%
do
УXSУ X УfУfSSS4
SSSffSSffSys-
\ i \
»Сж
\K
\
\
ч
?°\
\
\
ч
Рис. 6.14. Схемараспространения струи
в сносящем потоке
Скорость струи воздуха в отверстии
определяется через эффективную площадь отверстия
по формуле
Wo = GoTB / (РЦО ^ГЕОм)-
F.10)
Желательно, чтобы глубина проникновения
струй воздуха (или отдельных струй),
втекающих через основные отверстия зон горения
и разбавления, доходила, как минимум, до
центра жаровой трубы, где происходит основной
процесс горения и обычно наблюдается макси-
мальная температура газов. Для повышения
пробивной способности струй воздуха иногда
используют направляющие втулки или патруб-
ки (см. рис. 6.37). Коэффициент расхода воздуха
через основные отверстия цо при попутном
движении воздуха и газа вдоль стенки
толщиной d можно определить по графику на
рис. 6.15.
После того, как будут определены размеры
отверстий жаровой трубы, производится
уточненный расчет аэродинамических
характеристик КС с учетом горения и расчет теплового
состояния стенки жаровой трубы.
Цо 1
о,*
0-&
0,7-
0.6
Wo=3
//
W,= 1
0
0,1
0,2 0,3 0,4 0,5
6/do
Рис. 6.15. Коэффициент расхода воздуха через основные
отверстия
Рис. 6.16. Расчетная область КС двигателя ПС-90А
80

6.3. Проектирование КС
Рис. 6.17. Поле модуля скорости в КС двигателя ПС-90А
SPEED
1
1
1
1
1
1
Э
S
8
7
£
Б
5
4
А
Э
2
2
1
6
О
.35-5E->O2
• SOLE+02
.134E-O2
С-СЁЕ+О2
.O0LE+02
.^45E*O1
e7EE+Ol
.OlOE-bOl
.S7EE+01
.OOSE+Ol
3JOE+O1
.-^7 2E+01
.O05E-b01
-537E+Q1
.e?OE+oi
.002E*01
53БЕ+О1
.67 5E->OO
.ОООЕ-ОО
1 .331E^-03
1 304Е+0Э
1.2I9bbG3
1,251E*03
1 224E^O3
L . 19ЙЕч-0Э
1 . 1 7 1 Еч-03
1.1441+03
1 .11ВЕ+ОЭ
1 .091E+03
1.DE4E*03
1.ОЗЭЕ+ОЭ
1.D11Е+ОЭ
Э.Э46Е+02
S.575E+02
Э.312Е+02
9.045E*02
e.7 2 3E*02
а.511E+Q2
e.24-tE+D2
7.977E+DZ
Рис. 6.18. Изоповерхность температуры T= 1350 К и профиль температуры на выходе КС двигателя ПС-90А
81

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
С целью повышения точности расчетов в по-
следнее время все большее распространение
стали получать специальные программные
пакеты, моделирующие трехмерное течение.
На рис. 6.16 показана расчетная область КС
двигателя ПС-90А. Сеточная модель этой
области составляет более 1 млн ячеек. На рис. 6.17
и 6.18 приведены результаты расчета
распределения скорости и температуры газа внутри
жаровой трубы.
6.3.3. Расчет температур элементов КС
Тепловые расчеты позволяют определить
необходимый уровень температур стенки жаровой
части для заданного временного и циклического
ресурсов с учетом критериев эффективности
и экономичности охлаждения при наиболее не-
благоприятном сочетании внешних факторов
(ухудшение параметров, экземплярный разброс,
максимальная неравномерность температур
и т.д.). Как правило, ресурсные и другие
нерасчетные факторы учитываются запасом темпера-
туры ДТст над предельно допустимой для
выбранной марки материала стенки жаровой
части:
Тст — [?ст] - A7cT-
F.ii)
Из опыта эксплуатации КС величина запаса
температуры АГСТ составляет 50... 150 °С.
В общем случае задача по определению тем-
пературы стенки жаровой трубы сводится
крешению уравнения баланса тепловых
потоков через стенку:
Gr.KOH + Qvji = Gx.KOH + Qxji = G8, F.12)
где 2r.KOH, бх.кон - тепловые потоки от горячих
газов к стенке и от стенки к холодному воздуху
за счет конвективного теплообмена; 2ГЛ, Qxii -
лучистые тепловые потоки со стороны горячих
газов и со стороны холодного воздуха; Q8 - те-
пловой поток через стенку за счет теплопровод-
ности.
Для расчета теплового и напряженного
состояний конвективно-пленочной и ударно-пле-
ночной систем охлаждения может быть исполь-
зована программа, созданная в ЦИАМ на основе
результатов аналитических и
экспериментальных исследований, приведенных вработе [6.5].
Исходными данными для расчета являются гео-
метрические параметры, марка материала
секции охлаждения, температура и давление охла-
ждающего воздуха и продуктов сгорания,
коэффициент избытка воздуха и скорости потоков
в районе секции.
Кроме этого предусмотрено два способа
задания величины лучистого потока - либо
устанавливается конкретное значение, либо программа
«сама» определяет величину лучистого потока по
заложенным в ней результатам измерений на
двигателе. Если конструкция жаровой трубы
и распределение в ней топлива существенно
отличаются от применяемых на двигателе, а также
при использовании других видов топлива, то
интенсивность лучистого потока целесообразно
задать конкретной величиной, определяемой
экспертным или расчетным путем. На рис. 6.19
приведено характерное распределение температуры
вдоль стенки одной секции пленочной системы
охлаждения, показанной на рис. 6.45, а.
t/C
Ц*
gf
Щ
ц-
g-
а-
Внутренняя
поверхность
/
\
S
X_
*
Длингцмм
Рис. 6.19. Изменение температуры стенки вдоль секции системы охлаждения
жаровой трубы
82

6.3. Проектирование КС
Для других типов конструкций системы
охлаждения тепловой расчет выполняется по
общим методикам расчета, изложенным в
специальной литературе [6.6] или с помощью
универсальных программ. Так, результаты
аэродинамического расчета КС с учетом горения,
выполненные с помощью программного пакета,
моделирующего трехмерное течение, могут
быть использованы в качестве граничных
условий для расчета температуры стенки жаровой
трубы. На рис. 6.20 и 6.21 приведено
расчетное температурное поле, воздействующее на
стенку и распределение температуры вдоль
стенки.
Другой важной задачей при проектировании
КС является определение теплового состояния
ее наружного корпуса, который относится к
основным силовым элементам двигателя.
Результаты тепловой оценки используются
при расчете НДС, оценке запасов прочности
и прогнозировании ресурса корпуса по
циклической долговечности. В связи с тем, что
температура корпуса является инерционным
параметром, для повышения качества прочностного
расчета необходимо оценивать тепловое
состояние корпуса с учетом нестационарности режима
работы двигателя по полетному циклу.
На рис. 6.22 и 6.23 виден инерционный
характер изменения максимальной температуры
корпуса по полетному циклу и отличие в
перепаде температур между внутренней и наружной
поверхностями (в районе фланца свечи
зажигания) в стационарных и нестационарных
условиях. Общая картина распределения температуры
в расчетной области корпуса КС приведена на
рис. 6.24.
Рис. 6.20. Температурное поле вблизи стенки жаровой трубы
т
I 25OE*Q3
22 7E+O3
205E+O3
IS2E+Q3
I 6OE+03
I37E^O3
I I L5E*O3
1 . O&2E+O3
I .047E*O3
1.О25Е+ОЭ
1.OO2E-O3
а.аооЕ+ой
9.575E+O2
G . 35OE*O2
S. I25E+O2
8 . 3GOE*O2
в .SJ5E-O2
9 . 4S<-E+02
a .325E+aa
Э ОСЮЕ-О2
Рис. 6.21. Температура стенки жаровой трубы
83

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
t,°C
600
550
200
60
160
360
460
560 660
760
860
960 с
Рис. 6.22. Изменение максимальной температуры стенки корпуса по типовому полетному циклу:
- температура стенки
^K?
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
7000
8000 с
Рис. 6.23. Изменение перепада температур на фланце под свечу зажигания корпуса КС по по-
летному циклу: ^^— - по типовому полетному циклу; ^^— ^ - по условно
установившимся режимам
84

6.3. Проектирование КС
NODAL SOLUTION
STEE>=16
5UB =51
TIME=675
TEMP (AVG)
RSY3=0
PovrerGraphics
EFACET=1
AVRES=Mat
5MN =315
5MX =577,809
I 315
1 331.425
343.745
336.064
372.439
334,SQ9
397.12a
413.553
425.673
439,192
454,617
466,937
479,256
495.691
509-001
520.32
53*5.745
549,065
561,364
577.309
□
J
_
Рис. 6.24. Температура на наружной поверхности корпуса КС двигателя ПС-90А на взлетном режиме
6.3.4. Проектирование
на заданную эмиссию
В связи с большим вниманием, уделяемым
в последнее время проблеме экологической
чистоты авиационных и наземных ГТД, одним из
главных критериев, на который необходимо
ориентироваться при проектировании КС,
является требование по обеспечению заданных норм
на эмиссию вредных веществ. В соответствии
с международным стандартами и
отечественными правилами в настоящее время для
авиационных ГТД нормируется эмиссия НС, CO, NOX
и дыма. Нормируемым параметром эмиссии
газообразных вредных веществ является
условный валовый выброс каждого вещества,
отнесенный к тяге двигателя на взлетном режиме
(г/кН),
M=ZEIGjT,
F.14)
^NO^, СО, НС - ^NO^, СО, НС / ^00-
F.13)
Эмиссия дыма нормируется по максималь-
ному измеренному значению условного числа
дымности SN.
Валовый выброс каждого из вредных
веществ определяется как сумма выбросов на
режимах стандартного условного цикла взлетно-
посадочных операций:
где EI - индекс эмиссии (Emission Index) - мас-
ca вредного вещества, приходящаяся на 1 кг то-
плива (г/кг); Gj - расход топлива (кг/мин); т -
время работы на /-м режиме (мин).
Стандартный условный цикл взлетно-поса-
дочных операций включает в себя следующие
режимы:
- взлет - 100 % расчетной мощности, время
работы на режиме 0,7 мин;
- набор высоты - 85 % расчетной мощности,
время работы 2,2 мин;
- заход на посадку - 30 % расчетной
мощности, время работы 4,0 мин;
- руление, малый газ - 7 % расчетной
мощности, время работы 26 мин.
Первые нормы на эмиссию вредных веществ,
согласно стандарту ИКАО, распространялись на
авиационные ГТД с датой создания после 31
декабря 1985 г. и имели следующие величины:
дсо=П8г/кН;
Dnc = 19,6 г/кН;
Аю. = 40 + 27ГК г/кН;
F.15)
85

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
SN= 83,6 (ДооГ0'274, но не более 50, F.16)
где 7Гк - степень повышения давления в двига-
теле; Roo - тяга на взлетном режиме.
После этого нормы на эмиссию СО, НС и SN
не менялись, а норма на эмиссию NOX дважды
пересматривалась в сторону ужесточения. Сна-
чала она была снижена на 20 % для двигателей
сдатой создания после 31.12.1995 г., азатем
примерно еще на 16 % (зависит от 7Гк и ROo) для
двигателей с датой создания после 31.12.2003 г.
Точные значения норм 2004 г. на эмиссию NOX
определяются по формулам:
С>шх= 19+ 1,6тгк
л
при тгк < 30 и Roo > 89 кН (9075 кгс);
F.17)
£>ш = 37,572 + 1,6тгк - 0,2087Яш F.18)
при тгк < 30 и 26,7 < Roo < 89 кН (9075 кгс);
Dnn = 7 + 2л
X
К
F.19)
при 30 < тгк < 62,5 и Roo > 89 кН (9075 кгс);
DNOjc = 42,71 + 1,4286тгк - О,4О13ДОо +
+ О,ОО642тгк^оо F.20)
при 30 < тгк < 62,5 и 26,7< Roo - 89 (9075 кгс);
DNOjc=32+l,67iK F.21)
ПрИ 7Гк -^ 30.
Графическая интерпретация изменения норм
ИКАО на эмиссию NO* приведена на рис. 6.13.
Q
о
20
40
n
60
80
к
Рис. 6.25. Нормы ИКАО на эмиссию NOX
Следующим шагом в плане ужесточения
норм на эмиссию вредных веществ является
планируемое введение в 2008 г. поправки к
стандарту ИКАО, согласно которой будут
ужесточены нормы на эмиссию NOX примерно на 12 %
[6.7]. Кроме того, некоторые страны
Евросоюза, например Швеция, Норвегия, Финляндия
и Франция, взимают штрафы за превышение
эмиссии вредных веществ над нормами ИКАО
2004 г.
Для того чтобы иметь более четкое
представление о возможных путях снижения
эмиссии вредных веществ, рассмотрим механизмы
их образования.
Окись углерода в большом количестве может
образовываться вследствие нехватки кислорода
для завершения реакции окисления углерода до
CO2 (забогащенная топливовоздушная смесь
в первичной зоне), либо вследствие
диссоциации CO2 при высокой температуре (стехиомет-
рическая или умеренно забедненная топливо-
воздушная смесь).
Значительную добавку к термодинамически
равновесному СО дает неполное сгорание топ-
лива. Именно этим можно объяснить тот факт,
что максимальные концентрации СО
образуются на режимах малой тяги, где температура газа
в зоне горения относительно невелика. Таким
образом, основными причинами высокого
содержания СО в выхлопных газах могут быть:
- низкая скорость горения в первичной зоне
вследствие недостатка топлива и (или) нехватки
времени пребывания;
- недостаточно однородная топливовоздуш-
ная смесь, в результате чего образуются локаль-
ные забедненные зоны с низкой полнотой
сгорания, а также зоны с большим избытком топлива;
- «замораживание» продуктов горения
воздухом, участвующим в охлаждении стенки
жаровой трубы.
Повышенное содержание несгоревших угле-
водородов, к которым относят топливо в виде
капель или пара, а также продукты разложения
исходного топлива на углеводороды меньшей
молекулярной массы (метан, ацетилен), обычно
связывают с плохим распыливанием топлива,
недостаточной скоростью горения и «заморажи-
ванием» продуктов неполного сгорания в охла-
ждающем воздухе вблизи стенок жаровой
трубы. С увеличением режима работы двигателя
выбросы несгоревших углеводородов
уменьшаются. Связано это как с улучшением распы-
ливания топлива, так и с ростом скорости
химических реакций в первичной зоне вследствие
повышения давления и температуры воздуха на
входе в КС.
Устранение причин образования СО и НС
сводится, как правило, к повышению полноты
86

6.3. Проектирование КС
сгорания топлива на режимах вблизи малого га-
за. Связь между полнотой сгорания и уровнями
выбросов СО и НС описывается следующим
аналитическим выражением:
1 - Лг = (EInc + 0,232S/coI0, F.22)
где r|r - коэффициент полноты сгорания топли-
ва; £7нс, EIco - удельные выбросы СО и НС
(г/кг топлива).
NOjc образуются в результате окисления
азота, находящегося в атмосферном воздухе
и в топливе. Легкие дистиллятные топлива
содержат небольшие количества органического
азота (менее 0,06 %), в то время как тяжелые
продукты перегонки могут содержать до 1,8 %.
В последнем случае доля NO из топлива может
составлять значительную долю в общем
выбросе окиси азота.
Основную часть в окислах азота обычно
составляет окись азота NO. Образование NO
происходит в соответствии с цепным механизмом
Зельдовича [6.8]:
O2 <=> 20,
О + N2 <=> NO + N,
N + О2 <=> NO + О.
F.23)
Процесс образования окиси азота эндотер-
мичен и идет с заметной скоростью только при
температурах выше 1800 К, поэтому NO
образуется только в горячих зонах и достигает макси-
мальной концентрации на режиме наибольшей
тяги. Окисление NO до NO2 происходит при
снижении температуры газа. Практический
диапазон температуры газа, при которой образуется
двуокись азота, от 400 до 900 К. На режимах
большой тяги доля NO2 в окислах азота NOX
(NOX = NO + NO2) очень мала, но на режиме ма-
лого газа она может достигать 50 %.
Установлено, что выброс NO*
экспоненциально возрастает с повышением темпе-
ратуры пламени согласно соотношению
NO* °° exp @,009ГПл) и линейно возрастает с
повышением времени пребывания продуктов сго-
рания в высокотемпературных зонах.
Изменение давления от 0,5 до 3 МПа практически не
влияет на уровень выброса NO*.
Сажа (или дым) может образовываться в лю-
бой части зоны горения, где имеется избыток
топлива и скорость смешения недостаточна.
Например, в случае центробежных форсунок
основная сажеобразующая область
располагается внутри факела распыливания. В этой области
существует возвратное течение продуктов сго-
рания, и локальные порции паров топлива
оказываются окруженными высокотемпературны-
ми газами с дефицитом кислорода. Большая
часть сажи, образовавшейся в первичной зоне
горения, сгорает затем в высокотемпературных
областях ниже по потоку. Экспериментально
установлено, что на образование сажи
оказывают влияние свойства топлива, давление и тем-
пература воздуха в КС, коэффициент избытка
воздуха, качество распыливания топлива и
способ подачи топлива в КС. Так, склонность к ca-
жеобразованию возрастает при уменьшении
содержания в топливе водорода, а также при
повышении концентрации в топливе полицикли-
ческих ароматических углеводородов.
С увеличением давления в КС сажеобразова-
ние существенно возрастает. Связано это с тем,
что расширяются пределы горения и сажа
начинает образовываться в тех областях, где при
низких давлениях эти области были бы слиш-
ком забогащенными для горения. Кроме этого,
повышенное давление ускоряет химические
реакции и тем самым приводит к более раннему
инициированию горения и к увеличению доли
топлива, сгорающего в переобогащенных
областях.
Увеличение температуры воздуха на входе
в КС чаще всего приводит к усилению сажеоб-
разования, особенно при наличии забогащенных
зон. Повышение температуры газа на выходе из
камеры уменьшает сажеобразование благодаря
увеличению области выгорания сажи в зоне
смешения.
6.3.4.1. Способы снижения эмиссии
вредных веществ
Для обеспечения минимального уровня
эмиссии вредных веществ при организации процесса
горения в КС любого типа необходимо
обеспечить следующие условия:
- достаточно мелкое дробление частиц топ-
лива;
- высокую однородность смеси перед пода-
чей в КС;
- максимально возможную скорость
реакции;
- температуры в зоне горения 700... 1500 °С;
- отсутствие локальных
высокотемпературных зон;
87

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
- постоянного во всем диапазоне работы
двигателя состава смеси (а = const) в зоне го-
рения;
- оптимальное распределение вторичного
воздуха;
- оптимальный состав смеси в смесительных
устройствах или в первичной зоне КС.
Большинство способов снижения вредных
выбросов в КС традиционных схем, по
существу, являются компромиссом между выбросом
СО и НС, с одной стороны, и выбросом NO* -
с другой. В то же время для обеспечения
перспективных норм на эмиссию вредных веществ
необходимо создание КС, которые бы позволи-
ли одновременно снизить все виды вредных
компонентов. К основным конструктивным
схемам низкоэмиссионных КС можно отнести
следующие схемы:
- двухзонные;
- изменяемой геометрии;
- многофорсуночные;
- с гомогенизацией топливовоздушной смеси;
- каталитические.
Принцип действия всех низкоэмиссионных
КС так или иначе основан на поддержании тем-
пературы в зоне (зонах) горения в достаточно
узком интервале на всех эксплуатационных
режимах двигателя.
Пример двухзонной КС с параллельным
расположением зон показан на рис. 6.26. Дежурная
зона этой КС (внутренняя зона) оптимизирована
в отношении высокой полноты сгорания
и низких выбросов СО и НС на режимах,
близких к малому газу, тогда как основная зона
создает бедную смесь, оптимальную в отношении
выброса NOjc на режимах большой мощности.
Дежурная зона обеспечивает также
устойчивость горения основной зоны при ее
подключении. К недостаткам двухзонной КС можно
отнести сложность обеспечения ее надежной работы
на переменных режимах работы двигателя, ко-
гда требуется быстрое отключение или
подключение основной зоны.
В конструкции КС изменяемой геометрии
постоянство коэффициента избытка воздуха
в первичной зоне обеспечивается применением
элементов, позволяющих регулировать
распределение воздуха в жаровой трубе. На режимах
максимальной тяги значительная часть воздуха
подается в первичную зону для того, чтобы ми-
нимизировать образование сажи и NO*. При
снижении тяги двигателя все увеличивающаяся
доля воздуха направляется в зону разбавления,
тем самым удерживается высокая температура
в первичной зоне и обеспечивается низкий
уровень выбросов СО и НС. КС с изменяемой гео-
метрией, ввиду сложности конструкции, не на-
шли широкого распространения.
Takeoff
Основная зона
ldling
Дежурная зона
/
уГ
Рис. 6.26. Двухзонная КС фирмы «SNECMA» [6.9]
Снижение эмиссии вредных веществ в мно-
гофорсуночных КС достигается за счет
уменьшения размеров локальных зон с высокой тем-
пературой горения. Пример многофорсуночной
КС приведен на рис. 6.27. В этой КС
форсуночные модули 1 расположены в два ряда - по
36 модулей в каждом ряду. Для компенсации
тепловых расширений наружная 2 и
внутренняя 3 стенки жаровой трубы имеют
телескопическое соединение 4 с первым сопловым аппа-
ратом. Высокая однородность поля температур
газа перед турбиной обеспечивается благодаря
применению смесительных патрубков 5 в зоне
разбавления. Усилия от расположенной под КС
опоры ротора ВД передаются на наружную под-
веску двигателя с помощью пустотелых сило-
вых стоек 6, связывающих внутренний 7 и
наружный 8 корпусы КС.
В КС с гомогенизацией рабочей смеси в
первичную зону подается топливо, предварительно
испаренное и полностью перемешанное с
воздухом. При этом существенно сокращается
время, необходимое для полного сгорания топлива.
Низкую температуру пламени поддерживают за
счет забеднения топливовоздушной смеси. В то
же время на режимах малой мощности смесь
может оказаться слишком забедненной для ус-

6.3. Проектирование КС
7 3 1 4
Рис. 6.27. Многофорсуночная КС [6.10, 6.11]: 1 - форсуночный модуль G2 шт.); 2- наружная стенка
жаровой трубы; 3 - внутренняя стенка жаровой трубы; 4 - телескопическое соединение жаровой трубы
с первым сопловым аппаратом турбины; 5 - патрубки для подвода воздуха в зону разбавления; 6 -
силовая стойка; 7 - корпус внутренней КС; 8 - корпус наружный КС
тойчивого горения. Поэтому данный подход,
как правило, требует организации дежурного
пламени и (или) регулирования распределения
воздуха. Другим недостатком такой КС является
вероятность самовоспламенения топлива в
устройствах подготовки смеси или проскок пламе-
ни на режимах с высокими параметрами
воздуха на входе в КС. Тем не менее ввиду больших
потенциальных возможностей по снижению
эмиссии NOjc такие КС находят все большее
применение как в авиационных, так и
промышленных ГТД.
Другим способом снижения температуры
пламени при сжигании гомогенной топливовоз-
душной смеси является ее забогащение. При
этом практически исключается проскок пламени
в устройство подготовки смеси. К недостаткам
этого способа можно отнести то, что он, во-
первых, требует организации в зоне разбавления
быстрого перевода продуктов сгорания с
избытком топлива в забедненную смесь, что на
практике реализовать довольно сложно. Во-вторых,
забогащенная первичная зона склонна к нагаро-
образованию.
В каталитических КС для повышения
скорости горения и снижения температуры продуктов
сгорания используются катализаторы. Схема
каталитической КС приведена на рис. 6.28. Здесь
одна часть топлива поступает через форсунки 1
и предварительно смешивается с воздухом в
зоне 2. Подготовленная однородная топливовоз-
душная смесь с заданным соотношением топли-
ва к воздуху проходит через катализатор 3.
Проходя через катализатор, топливовоздушная
смесь конвертируется в синтез-газ, который
имеет повышенную температуру и включает
в себя такие горючие компоненты как H2 и СО.
Синтез-газ догорает в зоне горения 4 за
катализатором вместе с другой частью топлива 5, по-
даваемой в эту зону, минуя катализатор.
5 3
Рис. 6.28. Схема каталитической КС [6.12]: 1 - топливная
форсунка; 2 - зона предварительного смешения; 3 -
катализатор; 4 -зона горения за катализатором; 5- впрыск
топлива, минуя катализатор
В присутствии катализатора реакция
окисления топлива является специфическим кванто-
89

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
химическим процессом получения тепла в виде
излучения инфракрасных квантов. Реакция
протекает через несколько последовательных
стадий по более выгодному пути, что позволяет
проводить процесс с большей скоростью.
Важнейшим фактором каталитической технологии
беспламенного сжигания топлива является то,
что она позволяет проводить реакцию без
вовлечения вреакцию нейтрального N2. Эффект
обосновывается наличием в процессе
каталитических реакций магнитно-газо-селективной
адсорбции O2 и выталкиванием N2 из зоны
реакции. Область применения каталитических
реакторов в настоящее время ограничена по причине
сложности создания катализаторов с большой
мощностью тепловыделения и работающих при
высоких термических нагрузках.
6.4. Основные конструктивные
элементы КС
КС состоит из следующих основных
конструктивных и функциональных элементов:
диффузора, жаровых труб, форсунок, корпусов,
системы зажигания. Несмотря на общность
функций, существует большое разнообразие
конструктивных исполнений КС и составляющих
элементов. Каждое техническое решение имеет
объективные обоснования. Немаловажное
значение имеют традиции и опыт фирм-разработ-
чиков.
Конструкцию КС разрабатывают на основе
выбранной схемы и исходных данных. К
исходным данным относятся:
- данные, определенные проектировочным
расчетом КС:
- параметры диффузора;
- размеры жаровой трубы и воздушных ка-
налов;
- количество форсунок;
- расположение основных отверстий для
подвода воздуха в жаровую трубу;
- распределение воздуха по жаровой трубе;
- присоединительные размеры проточной
части и корпусов компрессора и турбины;
- силовая схема двигателя (расположение
подшипниковых опор);
- схема вторичных потоков двигателя
(прохождение через КС трубопроводов,
обеспечивающих работу опор двигателя, системы
охлаждения и др.);
-требования к креплению двигательных аг-
регатов и узлов на корпусе КС.
Ниже рассмотрены некоторые
конструктивные решения и расчеты основных и элементов
КС ГТД.
6.4.1. Диффузор
Диффузор представляет собой
расширяющийся канал, в котором скорость потока
снижается и часть кинетической энергии
преобразуется в потенциальную, что выражается приростом
статического давления.
Диффузоры должны удовлетворять
следующим требованиям:
- иметь минимальные гидравлические
потери;
- иметь минимальную длину;
- обеспечивать устойчивое поле скоростей
и давлений перед входом в жаровую трубу (т.е.
отсутствие отрыва потока).
В трубчатых КС диффузоры выполняются
в виде индивидуальных для каждой жаровой
трубы патрубков (см. рис. 6.7) с изоградиент-
ным увеличением площади проходного сечения.
В трубчато-кольцевых и кольцевых КС ранее
применялись диффузоры 1 в виде
профилированных кольцевых каналов, образованных
наружным 2 и внутренним 3 корпусами КС,
также с изоградиентным изменением площади
(рис. 6.29, а). Такие диффузоры обеспечивают
наименьшие потери полного давления, наиболее
равномерное поле скоростей на выходе, но
имеют достаточно большую длину. Еще одним
недостатком таких диффузоров является то, что
они не могут работать без отрыва потока на всех
режимах работы двигателя. Причем на разных
режимах отрыв происходит в разных сечениях
по длине диффузора, что неблагоприятно
сказывается на режимах горения в жаровой трубе.
Для обеспечения требуемых расходов воздуха
в каналах кольцевых КС и одинакового перепа-
да давления на наружной и внутренней стенках
жаровой трубы перед входом в жаровую трубу 4
в диффузорах кольцевых КС устанавливают
обтекатели 5, которые разделяют поток по
наружному и внутреннему кольцевым каналам
(рис. 6.29, г5), или выполняют двухканальные
диффузоры с разделителем 6 потока (рис. 6.29,
в). В трубчато-кольцевых КС потребность в
разделителях потока отсутствует, так как воздух
после диффузора попадает в общую полость,
образованную наружным 2 и внутренним 3 кор-
90

6.4. Основные конструктивные элементы КС
пусами КС, и растекается между отдельными
жаровыми трубами (см. рис. 6.29, а).
В современных конструкциях КС все
большее предпочтение стали отдавать ступенчатым
диффузорам (рис. 6.30 и 6.31). Такой диффузор
имеет два характерных участка (см. рис.6.31):
относительно короткий участок с плавным
расширением проточной части - преддиффузор 1
(участок с безотрывным течением) и участок
с внезапным расширением 2 (участок со стаби-
лизированным отрывом потока). К преимущест-
1 2 4
вам ступенчатого диффузора по сравнению
с обычным плавным диффузором можно
отнести его небольшую длину и слабую
чувствительность к изменению структуры потока на
входе. При этом, однако, он имеет несколько
повышенные потери. Разновидностью таких
диффузоров являются диффузоры с
фиксированным отрывом, в которых для уменьшения
величины вихревых течений размер ступени
ограничивается (см. рис. 6.29, в).
1
1
а б в
Рис. 6.29. Диффузоры КС: а - с изоградиентным изменением площади; 6 - с разделителем потока; в - двухканаль-
ный с фиксированным отрывом потока; 1 - диффузор; 2 - корпус наружный; 3 - корпус внутренний; 4 - жаровая
труба; 5 - обтекатель; 6 - разделитель потока
064О±О,8
51,8±0,2
Рис. 6.30. Пример диффузора со стойками в проточной части: 1 - полая стойка; 2 - наружное кольцо
диффузора; 3 - внутреннее кольцо диффузора
91

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Рис. 6.31. Основные геометрические параметры диффузора:
1 - преддиффузор; 2 - участок с внезапным расширением
В некоторых случаях для улучшения
аэродинамических характеристик диффузоров,
имеющих отрыв потока, используют управляемую
систему отсоса воздуха или сдув пограничного
слоя. Однако такие диффузоры не имеют
широкого применения.
В зависимости от расположения
подшипниковых опор на двигателе через КС могут
проходить полые стойки (см. рис. 6.30). Через стойки
прокладываются воздушные и масляные
трубопроводы к опорам. В кольцевых КС с целью
сокращения длины диффузора стойки располага-
ют в сечении начального (профилированного)
участка. Размещение стоек и других
загромождающих элементов в диффузоре приводит к
повышению потерь давления и дополнительной
неравномерности полей скоростей и давлений
перед жаровыми трубами, что может привести
к повышенной неравномерности поля темпера-
тур газа на выходе из КС. При профилировании
стоек необходимо учитывать возможную крутку
потока за спрямляющим аппаратом компрессо-
pa. В трубчато-кольцевых КС для снижения
потерь в диффузоре стойки (перепускные трубы)
могут быть расположены за плавной частью
диффузора между жаровыми трубами (см.
рис. 6.9).
При конструировании диффузоров следует
обратить внимание на точность соблюдения
размеров его проточной части (для обеспечения
течения без отрыва потока), а также задавать
низкую шероховатость поверхности элементов
проточной части с целью снижения потерь.
Пример задания шероховатости поверхности
и точности размеров приведен на рис. 6.30.
6.4.1.1. Расчет диффузора
Кратко рассмотрим главные расчетные
параметры наиболее часто встречающегося в
современных конструкциях КС ступенчатого диффу-
зора(см. рис. 6.31).
Основными геометрическими параметрами
диффузора, на которые следует обращать
внимание при его проектировании, являются:
- относительная длина преддиффузора -
отношение длины преддиффузора к высоте канала
на входе,
~Д ~~ ~Д ' ^l 9
F.24)
- степень расширения преддиффузора -
отношение площади на выходе к площади на
входе,
nA=F2/Fu F.25)
-угол раскрытия преддиффузора - связан
с относительной длиной и степенью
расширения соотношением
2arctgi^
LA
F.26)
-расстояние между преддиффузором и го-
ловной частью жаровой трубы Li.
При проектировании диффузора необходимо
стремиться к получению безотрывного течения
в плавной его части и минимальных потерь
давления. На рис. 6.32 показаны граничные
условия, при которых начинается отрыв потока от
стенок различных типов диффузоров. Здесь же
приведена граница рекомендуемых
соотношений между щ и Ьд для обеспечения
безотрывного течения.
Кольцевой диффузор
с цилиндрическим
центральным телом
Конический
диффузор
0,1
1
100 LJk
Рекомендуемая граница Кольцевой диффузор
для проектирования с одинаковым наклоном
диффузоров стенок
Рис. 6.32. Границы начала отрыва потока
для различных типов диффузоров
92

6.4. Основные конструктивные элементы КС
Участок стабилизированного отрыва потока
так же играет большую роль в организации
процессов в КС. Назначение этого участка сводится
к созданию стабильных (по режимам двигателя)
условий для обтекания жаровой трубы с мини-
мальными потерями давления, отсутствием ав-
токолебаний и равномерной скоростью вдоль
стенок жаровой трубы. Последнее условие
необходимо для обеспечения нормальной работы
системы охлаждения и оптимального втекания
воздуха в жаровую трубу.
Эффективность работы диффузора чаще
всего оценивают по величине коэффициента
восстановления полного давления ад, который
определяется по формуле
Од = АР p* / ПК* = (P к - P*KAH) I Як', F.27)
sk
где Рк - полное давление на входе в диффузор
^
(на выходе из компрессора); P кдн - полное
давление в межтрубном канале КС (среднее
давление между наружным и внутренним каналами
при кольцевой КС).
На рис. 6.33 показана зависимость ад от
расстояний между диффузором и головной частью
жаровой трубы L\, диффузором и основными
отверстиями зоны горения L, от высоты канала
^2 и диаметра головной части жаровой трубы
D^ (обозначения см. рис. 6.31). Из рисунка
следует, что уменьшение расстояния А приводит
к росту потерь давления.
<*Д
1,00
0,99 -
0,98
0,97
0,96
0,95
-Li/^2 = 1
L1/Ai2 = 0,5
1
4 5
L
0,5фж + //2)
Рис. 6.33. Зависимость потерь давления в
диффузоре от расстояния до жаровой трубы и основных
отверстий зоны горения
В современных КС коэффициент
восстановления полного давления в диффузоре составляет
0,980...0,985.
Velocity
(Streamline 1)
2.376e+002
-17S2e+QO2
-1.18Se+0Q2
-5-34le
O.OOOe+OQO *f>
Рис. 6.34. Линии тока в диффузоре и КС
93

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Более подробно аэродинамические
характеристики диффузоров исследуются с помощью
программных пакетов в трехмерной постановке
(рис. 6.34) и при продувке моделей диффузоров
на установках.
6.4.2. Жаровая труба
После выбора схемы КС при выполнении
проектировочных расчетов определяются
основные параметры жаровой трубы, которые
служат исходными данными для разработки её
конструкции. К ним относятся:
- объем жаровой трубы (см. подразд. 6.3.2);
-распределение воздуха по длине жаровой
трубы (площади проходных сечений
фронтового устройства, количество и размеры отверстий
зоны горения и смешения, количество поясов
охлаждения и количество отверстий по поясам)
(см. подразд. 6.3.2 и 6.3.3);
- количество форсунок и фронтовых
устройств;
- тип фронтового устройства;
- тип системы охлаждения.
Жаровая труба в трубчатых и трубчато-
кольцевых КС как правило состоит из двух
частей - собственно жаровой трубы и газосборника
(см. рис. 6.7, 6.8 и 6.9).
Пример конструкции жаровой трубы двига-
теля ПС-90А приведен на рис. 6.35. В передней
части жаровой трубы расположено ФУ 1. Далее
по длине жаровой трубы располагается
обтекаемая головка 2, за ней стенка, состоящая из
секций и гофрированных колец, сваренных меж-
1
Рис. 6.35. Жаровая труба двигателя ПС-90А: 1 - фронтовое
устройство; 2 - обтекаемая головка; 3 - система
охлаждения; 4 - отверстия подвода воздуха в зону горения
и смешения; 5 - кронштейн; 6 - пламеперебрасывающий
патрубок
ду собой точечной сваркой. В конструкции
жаровой трубы применена пленочная система
охлаждения (рис. 6.44). На поверхности жаровой
трубы выполняют отверстия для подвода
воздуха в зону горения и в зону смешения. От осевых
перемещений жаровая труба фиксируется за
корпус КС с помощью кронштейна 5.
Кронштейн расположен в передней части рядом
с ФУ и форсункой, чтобы уменьшить влияние
тепловых перемещений жаровой трубы
относительно форсунки для обеспечения стабильных
параметров распыла и перемешивания топли-
ва с воздухом в ФУ. Для переброса пламени из
одной жаровой трубы в другую в момент роз-
жига трубы соединены между собой пламепе-
ребрасывающими патрубками 6 и муфтами 17
(см. рис. 6.9).
Газосборники в трубчатых КС выполняют
для каждой жаровой трубы отдельно, а в труб-
чато-кольцевых КС они могут быть как
отдельными (см. рис. 6.8), так и кольцевыми, в
которые вставляются все жаровые трубы двигателя
по кольцу. Для компенсации температурных
расширений жаровые трубы соединяются с га-
зосборником с помощью телескопического
соединения. Задним фланцем газосборники
обычно крепятся за корпус первого соплового
аппарата турбины. Стенки газосборника оснащают
системой охлаждения. На рис. 6.9 приведен
пример конструкции кольцевых газосборников
двигателя ПС-90А, где наружное и внутреннее
кольца газосборника точеные. В них выполнено
по семь поясов подвода охлаждающего воздуха.
Шесть поясов используются для охлаждения
самих колец, а седьмой пояс - для охлаждения
наружной и внутренней полок соплового
аппарата ТВД. Задняя часть кольца газосборника
наружного является корпусом соплового аппара-
та ТВД.
Пример жаровой трубы кольцевой КС
приведен на рис. 6.36. Жаровая труба состоит из
фронтового устройства 7, наружной 2 и
внутренней 3 кольцевых стенок, фронтовой плиты 4.
Для снижения гидравлического сопротивления
и необходимого распределения воздуха по
кольцевым каналам в передней части жаровой
трубы расположен обтекатель 5. На стенках вы-
полнена система охлаждения по типу, представ-
ленному на рис. 6.45, а.
На наружной и внутренней стенках
выполнены отверстия 6 для подвода воздуха в зоны
горения и смешения. От осевых и радиальных
94

6.4. Основные конструктивные элементы КС
перемещений жаровая труба закрепляется
за корпус КС с помощью нескольких
кронштейнов 7. Соединение с корпусом первого co-
плового аппарата выполняется телескопиче-
ским для компенсации тепловых расширений
(см. рис. 6.27).
\
Рис. 6.36. Жаровая труба кольцевой КС двигателя ПС-90А:
1 - фронтовое устройство; 2 - наружная кольцевая стенка;
3 - внутренняя кольцевая стенка; 4 - фронтовая плита;
5 - обтекатель; 6 - отверстия подвода воздуха в зону горе-
ния исмешения;7-кронштейн
Отверстия для подвода воздуха в зоны горе-
ния и смешения могут быть круглой или
овальной формы 7, с отбортовками 2 или с патрубка-
ми 3 (рис. 6.37). Форма отверстий, их размеры
и количество должны выбираться из условий
минимальных потерь при втекании воздуха
в жаровую трубу, обеспечения стабильного
расхода воздуха, достаточной глубины
проникновения в газовоздушный поток и интенсивного
перемешивания вводимого воздуха с газовоз-
душным потоком на минимальной длине
жаровой трубы. Механически обработанные
отверстия круглого сечения имеют более высокую
стабильность расхода воздуха.
В некоторых случаях для увеличения
пробивной способности воздушной струи ис-
пользуют скоростной напор воздуха - над
отверстием с наружной стороны жаровой трубы
устанавливают воздухозаборник 4. Применение
смесительных патрубков для подвода
вторичного воздуха, в основном в кольцевых КС,
вызвано необходимостью пробивать большую
толщину газового потока для обеспечения более
равномерного поля температур на выходе из
КС. Установка патрубков в потоке газа с
высокой температурой требует применения
охлаждения патрубков, особенно в их передней части,
например через щели 5.
1
2 4
Рис. 6.37. Способы подвода воздуха: 1 - круглые
механически обработанные отверстия; 2 - отверстия с отбортов-
кой; 3 - смесительный патрубок; 4 - воздухозаборник;
5 - система охлаждения патрубка
Для изготовления жаровых труб и газосбор-
ников применяют следующие материалы:
- нержавеющую сталь - до температуры
800 °С;
- жаростойкие сплавы на никелевой и
хромистой основе - до температуры 900... 1100 °С.
Новыми материалами для изготовления
жаровых труб являются структуростабильные
жаропрочные сплавы на никелевой и хромистой
основе, отличающиеся повышенной
кратковременной и длительной прочностью,
термостойкостью и технологичностью. Их рабочая темпе-
ратура составляет 11ОО...12ОО°С. Применение
этих материалов может повысить ресурс
жаровой трубы в полтора-два раза.
Перспективными материалами для
изготовления жаровых труб также являются
порошковые сплавы на основе интерметаллидов Ni3Al,
NiAl, FeCrAl, предназначенные для теплона-
пряженных конструкций, работающих до тем-
пературы 12ОО...13ОО°С. Высокая
жаростойкость, стойкость к карбидообразованию, водо-
95

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
родному и сульфидному растрескиванию при
высоких температурах, жаропрочность и
относительно низкая плотность обуславливают их
преимущество по сравнению с традиционными
материалами.
Отраслевыми институтами ведутся работы
над керамическими материалами рабочая тем-
пература, которых будет 1500 °С и выше.
6.4.2.1. Фронтовыеустройства
Практически все известные КС имеют свои,
отличающиеся по конструкции ФУ.
Классическими примерами ФУ в виде плохо обтекаемых
тел являются щелевая головка жаровой трубы 1
и конические насадки 2, устанавливаемые в
передней части жаровой трубы (рис. 6.38). Такие
ФУ имеют повышенные гидравлические
сопротивления, в них недостаточно полно происходит
смесеобразование, вследствие чего получаются
сравнительно невысокая полнота сгорания
и высокий уровень эмиссии.
Одним из способов получения в первичной
зоне КС однородной TBC является
использование испарительных ФУ (см. рис. 6.11, 6.38).
В ФУ с осевым 4 или радиальным 5 лопаточ-
ными завихрителями (см. рис. 6.38) размеры зо-
ны обратных токов определяются степенью
крутки потока. Степень крутки потока зависит
от скорости истечения воздуха из завихрителя
и угла установки лопаток. Гидравлические
потери в завихрительных ФУ значительно ниже,
чем в щелевых и конусных.
В настоящее время в КС в основном
применяются комбинированные 6 завихрительные
ФУ. В них помимо функции стабилизации пла-
мени обеспечивается предварительная
подготовка TBC (распыливание, смешение до нужной
концентрации и степени однородности).
Современные завихрительные ФУ состоят из двух
и более осевых, струйных 7 и (или) радиальных
завихрителей и сопловых насадков 8 различной
конфигурации (рис. 6.38). С помощью таких ФУ
можно обеспечить практически все
предъявляемые в настоящее время требования.
ФУ обычно изготавливают методами точного
литья с последующей механической обработкой
некоторых поверхностей для обеспечения
необходимой точности и шероховатости обработки
поверхности. Материалы для изготовления
ФУ - никелевые сплавы.
ФУ крепятся на жаровых трубах трубчатых
и трубчато-кольцевых КС при помощи сварки
или клепки. В кольцевых КС ФУ крепятся с по-
мощью подвижных соединений, которые ком-
пенсируют температурные расширения и
неточности монтажа форсунок.
8
Рис. 6.38. Фронтовые устройства КС: 1 - щелевая головка; 2 - конический насадок;
3 - испарительное ФУ; 4 - осевой лопаточный завихритель; 5 - радиальный
лопаточный завихритель; 6 - комбинированное завихрительное ФУ; 7 - струйный
завихритель; 8 - сопловой насадок
96

6.4. Основные конструктивные элементы КС
Разработка современных ФУ, состоящих из
каскада осевых и (или) тангенциальных за-
вихрителей, струйных смесителей и
нескольких сопловых насадков различной
конфигурации является сложной задачей. Она решается
за несколько последовательных расчетных,
конструкторских, исследовательских и
экспериментальных шагов, в результате которых
должны быть обеспечены заданные
характеристики и требования к КС, изложенные в под-
разд. 6.1.
Во время экспериментов исследуются
практически все характеристики КС:
-тонкость распыла топлива (вместе с
форсункой);
- расход воздуха через ФУ;
- структура течения за ФУ, величина зоны
обратных токов;
- отсутствие проскока пламени на всех
режимах двигателя;
- отсутствие нагарообразования на всех
режимах двигателя;
- отсутствие пульсационного горения;
- полнота сгорания;
- характеристики розжига и область
устойчивого горения;
- влияние на поля температур;
-температурное состояние стенок
жаровых труб.
ФУ - это именно тот узел, который
конструкторы КС, создав однажды, стараются не
менять, если он обеспечивает требуемые
характеристики.
Принцип работы ФУ рассмотрим на примере
работы типичного ФУ, образованного лопаточ-
ным завихрителем 7 и переходным конусом 2
между завихрителем и цилиндрической частью
жаровой трубы. Схематично структура потока,
образующаяся за подобным ФУ, показана на
рис. 6.39.
Физическая основа стабилизации пламени
заключается в создании в головной части
жаровой трубы зоны пониженного давления, которая
образуется за счет эжекции газа конической
струей воздуха 3, созданной завихрителем.
Отток газа изнутри конической струи
компенсируется его добавлением из участков,
расположенных несколько дальше от ФУ. Вследствие этого
образуется зона обратных токов 4, в которой
часть горячих газов движется навстречу
основному потоку воздуха. Распыленное топливо 5
подается форсункой 6 в зону обратных токов.
Если смесь в КС воспламенить, то стабилизация
пламени 7 осуществляется вблизи внешней
границы зоны обратных токов 8.
1
5 2 8
10 9
Рис. 6.39. Структура потока и стабилизация пламени за
фронтовым устройством камеры ГТД: 1 - лопаточный за-
вихритель; 2 - переходный конус; 3 - коническая струя
воздуха; 4 - зона обратных токов; 5 - топливный конус;
6 - форсунка; 7 - зона стабилизации пламени; 8 - граница
зоны обратных токов; 9 - эпюра осевых скоростей; 10 -
эпюра давлений; 11 - линии токов
Структура потока в головной части жаровой
трубы, представленная на рис. 6.39 с помощью
эпюры скоростей 9, эпюры давлений 10 и линий
токов 77, как при холодной продувке, так и на
работающей КС качественно одинакова. Но
зона обратных токов на работающей КС имеет
меньшие размеры. Тепловыделение в активном
потоке приводит к расширению газа, но при
наличии стенок газ может расширяться только
в направлении к оси КС и основного движения,
что и приводит к поджатию и укорочению зоны
обратных токов.
Одно из основных требований к КС, которое
обеспечивается в основном с помощью ФУ, -
широкие пределы устойчивого горения.
Пределы устойчивого горения обычно представляют
в форме границ стабилизации пламени, которые
разделяют область устойчивого и
неустойчивого горения. Область стабилизации пламени
изображается в координатах коэффициента
избытка воздуха а и скорости в миделевом сечении
КС. Таким образом, на каждой скорости в КС
97

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
rt
*
О
ш
1
£
Л
«
s
fc
д
u
E
Э
S
^
~&
m
3
90-
60
30
0
I
А
— ^
0 5 10 15 20 25 30
скорость воздуха в миделевом сечепии КС
Рис. 6.40. Область устойчивого горения (-.■-)
и воспламенения ( ♦ )
существуют значения а, при которых
происходит срыв пламени: «богатый» срыв при oCmm
и «бедный» срыв при атах- Границы области
стабильного горения называют бедной и
богатой границей. Существует максимальная
скорость, при которой наступает прекращение го-
рения при любом значении а (рис. 6.40).
6.4.2.2. Системы охлаждения
жаровой трубы
В процессе горения в КС стенки жаровой
трубы нагреваются конвекцией и тепловым из-
лучением от горячих газов (в основном углеки-
слого газа и водяного пара) и твердых частиц
(в основном сажи). Если стенки жаровой трубы
не охлаждать специальным образом, то их
охлаждение происходит только за счет
конвективного отвода тепла к воздуху, обтекающему
жаровые трубы снаружи, и путем излучения на
корпуса КС.
При высоких параметрах современных дви-
гателей без специального охлаждения стенки
жаровой трубы могут разогреваться до предель-
ных температур и прогорать. Кроме того, в этих
условиях нагрев и теплосъем происходят
неравномерно, и на поверхности стенок образуется
большой градиент температур, что приводит
к их короблению. Для обеспечения заданного
ресурса жаровой трубы необходимо, чтобы тем-
пература и градиент температур на ее стенке не
превышали предельных значений характеристик
применяемых материалов. Например, для
никелевых сплавов максимальная температура
составляет 850...900°С при длительной работе,
1ООО...11ОО°С при кратковременном нагреве,
градиент температур - не более 50 °С/мм. Для
выполнения этого условия стенки жаровых труб
оснащают системами охлаждения.
С помощью систем охлаждения
увеличивается конвективный отвода тепла к обтекающему
воздуху. Кроме этого, на внутренней
поверхности жаровой трубы (в большинстве систем
охлаждения) создается завеса охлаждающего
воздуха, которая предотвращает нагрев стенок от
конвективного тепла горячих газов. В зоне
интенсивного теплового излучения, где воздушная
завеса не предохраняет стенки от нагрева,
воздушная пелена охлаждающего воздуха
конвекцией снимает тепло со стенок жаровой трубы.
Для направления потока воздуха вдоль
внутренней поверхности выполняют разделение
стенок по длине на секции, в соединениях которых
выполняют отверстия или щели для прохода ox-
лаждающего воздуха.
Различают системы охлаждения
конвективные, пленочные, конвективно-пленочные.
Однако практически любая из перечисленных
систем вразличной степени является
комбинированной в зависимости от преобладающего
способа теплосъема.
В настоящее время чаще встречаются в
конструкциях жаровых труб две разновидности
конвективной системы охлаждения.
Первая - однослойная (рис. 6.41), где
охлаждение стенки жаровой трубы происходит за счет
съема тепла потоком воздуха, обтекающего
жаровую трубу снаружи. При применении такого
охлаждения с внешней стороны стенки жаровых
труб выполняют продольные или поперечные
ребра (относительно потока охлаждающего
воздуха) для увеличения теплосъема. Внутреннюю
поверхность выполняют гладкой, как правило,
с нанесением теплозащитного покрытия.
Рис. 6.41. Однослойная конвективная система охлаждения:
1 - охлаждающий воздух; 2 - ребро
Вторая - двухслойная (рис. 6.42). Здесь
наружная стенка 1 выполняется с мелкими
отверстиями 2, через которые охлаждающий воздух 3
98

6.4. Основные конструктивные элементы КС
струиками натекает и ударяется о внутреннюю
стенку 4. Ударное натекание воздуха
увеличивает эффективность охлаждения. Часто при ис-
пользовании такой схемы охлаждения для сни-
жения трудоемкости изготовления обе стенки
делают гладкими. Но иногда для повышения
эффективности теплосъема на внешней стороне
внутренней стенки выполняют продольные или
поперечные ребра 5.
4 5
Рис. 6.42. Двухслойная конвективная система охлаждения:
1 - наружная стенка; 2 - отверстия подвода охлаждающего
воздуха; 3 - охлаждающий воздух; 4 - внутренняя стенка;
5 - ребро
В конструкции жаровых труб пленочная
система охлаждения получила широкое
распространение. Исполнение этих систем охлаждения
различно. Остановимся на нескольких
конструкциях.
В ранних разработках ГТД на жаровых
трубах применялась пленочная система
охлаждения сварной конструкции, которая (рис. 6.43)
состоит из набора отдельных секций 7,
штампованных или выкатанных из листового материала
толщиной 0,8...1,5 мм с кольцевыми ребрами 2.
Секции сварены между собой контактной
сваркой 3 с образованием в местах соединения
кольцевой щели 4. Охлаждающий воздух 5
сквозь отверстия в секции попадает в
кольцевую щель и далее направляется вдоль стенки
жаровой трубы (со стороны процесса горения),
образуя заградительную пленку 6. Эта пленка
защищает стенку жаровой трубы от горячих
продуктов сгорания. По мере удаления от щели
защитная пленка постепенно перемешивается
с горячими газами и размывается. Ее защитные
свойства падают, поэтому секции жаровой
трубы с такой системой охлаждения имеют
большую неравномерность температур стенки по
длине - это основной недостаток данной
системы охлаждения. Для уменьшения термических
напряжений внешние и внутренние части
секций имеют продольные компенсирующие про-
рези 7, завершенные отверстием. Для
сохранения постоянного зазора в щелях на секциях вы-
штамповываются упоры 8. Ещё один недостаток
такой системы охлаждения - наличие зазора
между секциями в местах контактной сварки.
i
Рис. 6.43. Пленочная система охлаждения из сварных
секций: 1 - секция; 2 - кольцевые ребра; 3 - контактная сварка;
4 - кольцевая щель; 5 - охлаждающий воздух; 6 -
заградительная пленка; 7 - компенсирующие прорезы; 8 - упор
Зазор создает большое температурное
сопротивление, что затрудняет передачу тепла от
внутренней поверхности конструкции к внешней.
Более рациональной является система
охлаждения, изготовленная из листовых секций 7,
между которыми вставлены гофрированные
кольца 2, приваренные контактной точечной
сваркой 3 к секциям (рис. 6.44). Гофрированные
кольца закрыты от воздействия продуктов сго-
рания, поэтому могут быть изготовлены из лен-
ты толщиной 0,5-0,8 мм, что делает эту систему
охлаждения предельно малой толщины, подат-
ливой, исключающей возникновение
существенных термических напряжений.
Охлаждающий воздух 4 проходит в щели гофрированного
кольца и образует заградительную пленку 5.
Однако такая система охлаждения может быть
использована только на жаровых трубах
небольшого диаметра, когда стенка малой
толщины еще способна работать на устойчивость под
действием перепада давления.
Конструкция пленочной системы
охлаждения из точеных секций представлена на
рис. 6.45. Механически обработанные секции
позволяют повысить точность изготовления
99

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
1
5
Рис. 6.44. Пленочная система охлаждения с гофрирован-
ным кольцом [6.13]: 1 - секция; 2 - гофрированное кольцо;
3 - контактная точечная сварка; 4 - охлаждающий воздух;
5 - заградительная пленка
в
Рис. 6.45. Пленочные системы охлаждения, изготовленные
механической обработкой: а - ПС-90А, ОАО
«Авиадвигатель»; 6 - PW2037, «Pratt&Whitney»; в - CF6-80, «General
Electric»; 1 - кольцевой канал; 2 - лазерная сварка; 3 -
кольцевые ребра
кольцевых каналов 7, обеспечивают точное
дозирование охлаждающего воздуха, отличаются
повышенной прочностью и повышенной тешю-
проводностью от внутренней поверхности
к внешней, что в конечном итоге повышает их
ресурс. Система охлаждения из точеных секций
применена на газосборниках двигателя ПС-90А
(см. рис. 6.45, а).
100
Разновидностями механически обработанных
систем охлаждения являются система
охлаждения «double pass» фирмы «Pratt&Whitney»,
которая изготавливается путем пластической
деформации, механической обработки и лазерной
сварки 2 (см. рис. 6.45, б). Другой вариант
стенки жаровых труб, выполненной механической
обработкой, - это система охлаждения фирмы
«General Electric» (см. рис. 6.45, в). Ребра 3
относительно большой толщины делают эти
системы охлаждения прочными и жесткими, что
позволяет им работать на устойчивость при
больших диаметрах кольцевых КС.
Недостатком этих систем охлаждения является то, что
при большой толщине стенок возникает
большой градиент температур и соответственно
повышенные термические напряжения,
приводящие к образованию продольных трещин.
При высоких значениях термодинамического
цикла, ограниченном расходе охлаждающего
воздуха для повышения эффективности
охлаждения требуется повышать роль конвективного
теплосъема. Наиболее прогрессивными в этом
отношении являются конвективно-пленочные
системы охлаждения с двойной стенкой. При-
мером такой конструкции является транспира-
ционная система охлаждения, приведенная на
рис. 6.46. В этой системе охлаждения воздух 1
проходит через множество мелких отверстий 2
во внешней стенке и далее внутри и вдоль
стенки по специальным перекрещивающимся кана-
лам 3. После этого воздух выходит внутрь
жаровой трубы также через множество мелких
отверстий 4, образуя воздушную завесу 5. Глав-
ным недостатком, сдерживающим применение
транспирационной системы охлаждения,
является быстрое засорение внутренних каналов.
1 2
Рис. 6.46. Транспирационная система охлаждения: 1 -
подвод охлаждающего воздуха; 2 - отверстия во внешней стен-
ке; 3— каналы внутреннего охлаждения; 4— отверстия во
внутренней стенке; 5 - воздушная заградительная пленка

6.4. Основные конструктивные элементы КС
Другим примером конвективно-пленочной
системы охлаждения с двойной стенкой
является конструкция, приведенная на рис. 6.47.
В этой конструкции эффективность охлаждения
увеличена за счет повышенного конвективного
теплообмена при течении воздуха между стен-
ками. С внешней стороны внутренней стенки
для увеличения поверхности теплосъема и
увеличения турбулентности течения охлаждающе-
го воздуха выполнены ребра 1 (или штырьки).
Обратное течение воздуха между стенками
снижает градиент температур по длине секций.
Вытекая в зазор между накладными панелями,
охлаждающий воздух создает заградительную
пленку 2. Такие системы охлаждения состоят из
цельной внешней стенки 3 с отверстиями 4 для
подвода охлаждающего воздуха и накладных
панелей 5. Крепление 6 панелей выполняют
с зазорами для компенсации тепловых
расширений, а сами панели изготовлены из материала
с малым коэффициентом линейных расширений
и высокой жаростойкостью. Применение
накладных панелей повышает ремонтопригодность
конструкции.
1
^
j
5
Рис. 6.47. Система охлаждения с накладными панелями
[6.14]: 1- ребра; 2- воздушная заградительная пленка;
3 - внешняя стенка; 4 - отверстия охлаждения; 5 -
накладная панель; 6 - крепление панелей
В КС современных ГТД, отличающихся
высокой степенью повышения давления за ком-
прессором, с одной стороны, происходит
увеличение лучистых потоков тепла от газов внутри
жаровой трубы к ее стенкам, с другой стороны,
на входе в КС растет температура воздуха, что
снижает его хладоресурс. Все это усложняет
проблему охлаждения стенок жаровой трубы,
и на их охлаждение расходуется более одной
трети общего расхода воздуха, проходящего
через КС.
Увеличение доли воздуха, подаваемого вдоль
внутренней стенки жаровой трубы, в сочетании
с неизбежным уменьшением воздуха, подавае-
мого в зону смешения, ухудшает
неравномерность поля температур газа за КС. Более того,
охлаждающий воздух вызывает
«замораживание» химических реакций при горении вблизи
стенки. Это приводит к понижению полноты
сгорания и увеличению выброса окиси углерода
и несгоревшего углеводорода.
Вышеперечисленные причины требуют
повышения эффективности системы охлаждения
жаровых труб и применения специальных
теплозащитных покрытий. Так, для повышения
стойкости материалов к газовой коррозии
контактирующие с горячими газами поверхности
жаровых труб покрывают жаростойкой стекло-
кристаллической эмалью. Широкое
распространение находит применение керамических
теплозащитных покрытий ZrO2 + Y2O3 толщиной
0,2...1 мм, напыляемых на поверхности деталей
КС, соприкасающиеся с горячими газами. Эти
покрытия обладают малой степенью черноты
и низкой теплопроводностью, что обеспечивает
снижение температуры поверхности детали на
30...100 °С в зависимости от толщины
покрытия и интенсивности охлаждения.
6.4.3. Топливные форсунки
Среди большого многообразия конструкций
форсунок наибольшее распространение в
основных КС ГТД получили центробежные
форсунки.
Схема простейшей центробежной форсунки
приведена на рис. 6.48.
1
AA
Рис. 6.48. Схема центробежной форсунки: 1 - тангенци-
альные каналы; 2 - камера закручивания; 3 - сопло; 4 -
воздушный вихрь
Топливо в такой форсунке поступает в тан-
генциальные каналы 1 камеры закручивания 2
и приобретает начальную закрутку. В камере
закручивания при уменьшении диаметра крутки
увеличивается окружная составляющая скоро-
101

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
сти, возникают значительные центробежные си-
лы. В выходном сопле 3 образуется тонкая
пленка кольцевого сечения, которая на выходе
из форсунки распадается на мельчайшие капли,
создающие коническую пелену распыленного
топлива. Вдоль оси форсунки при этом
образуется воздушный (газовый) вихрь 4. Чем выше
скорость топлива на выходе из сопла форсунки,
тем более мелкими получаются капли, и тем ca-
мым достигаются более выгодные условия для
создания однородной TBC. Величина скорости
топлива на выходе из сопла определяется пере-
падом давления на форсунке. В общем виде пе-
репад давления и расход топлива через
форсунку связаны соотношением
GT = K(APf5, F.28)
где К - коэффициент расхода, учитывающий
геометрические параметры форсунки и
размерность величин Gx и АР.
Форсунки должны обеспечивать распылива-
ние топлива до капель требуемого размера
с требуемой формой топливного конуса на всех
режимах работы двигателя. Так, например, при
переходе двигателя с режима максимальной тя-
ги у земли на режим сильного дросселирования
на большой высоте полета расход топлива
уменьшается в20...30 раз. Впростой
центробежной форсунке расход топлива изменяется по
зависимости F.28), так что для увеличения
расхода топлива в 30 раз требуется увеличить пе-
репад давления в 900 раз.
Применяемые в настоящее время топливные
насосы обеспечивают максимальное давление пе-
ry
ред форсунками, примерно равное 75...80 кг/см .
Это давление не может быть существенно
повышено без значительного усложнения и утя-
желения топливной аппаратуры и уменьшения
ее надежности. Если максимальное давление
rj
подачи составляет 75...80 кг/см , то для
уменьшения расхода в 30 раз необходимо снизить
давление до 0,08...0,09кг/см2. Но при столь
низком давлении топливная струя, вытекающая
из форсунки, уже практически не распадается
на капли и образует «пузырь».
Удовлетворительное распыливание достигается при
использовании керосина лишь при избыточном давле-
ry
нии перед форсункой, равном 3...4 кг/см .
Обеспечение качества распыливания на всех
режимах работы двигателя в настоящее время
решается тремя путями.
Первый - соединяют в одной форсунке две
или несколько центробежных форсунок с кон-
центрично расположенными соплами и
раздельными камерами закручивания - двухсопло-
вые форсунки (рис. 6.49, а). В первый контур 1
двухконтурных форсунок топливо подается на
запуске двигателя, во второй контур 2 топливо
поступает до выхода на режим малого газа, на
всех остальных режимах работают оба контура.
а
Рис. 6.49. Топливные форсунки: а - центробежная двух-
контурная двухсопловая; 6 - одноконтурная
пневматическая; 1 - первый контур; 2 - второй контур; 3 - воздушные
каналы
Второй - в современных конструкциях
КС применяют пневматические форсунки
(рис. 6.49, б). Топливная пленка в такой
форсунке расположена между двумя воздушными
закрученными потоками 3 и распадается на
мелкие капли за счет энергии воздуха. При
использовании пневматических низконапорных
форсунок снижается вес топливных агрегатов
и повышается их надежность. При этом
несколько усложняется конструкция самой
форсунки и возникают проблемы с запуском КС,
так как трудно обеспечить качество распылива-
ния топлива на низких режимах работы двига-
теля из-за малых скоростей воздуха.
102

6.4. Основные конструктивные элементы КС
Третий - при применении одноконтурных
центробежных форсунок необходимый
диапазон изменения расхода топлива получают за
счет последовательного включения в работу
нескольких форсунок или групп форсунок, поэто-
му одноконтурные форсунки находят
применение во многофорсуночных КС.
Двухконтурные форсунки по типу распыли-
телей подразделяются на двухсопловые и
двухступенчатые. Двухсопловая форсунка
показана на рис. 6.49. Двухступенчатая форсунка
(рис. 6.50) имеет одно сопло 1 и две камеры
закручивания первого 2 и второго 3 контура.
Рис. 6.50. Двухступенчатая форсунка: 1 - сопло; 2 - камера
закручивания первого контура; 3 - камера закручивания
второго контура
В топливных форсунках применяются
различные типы распылителей топлива.
Конструкция некоторых распылителей, таких как
«грибковый» 7, шнековый 2, неразборный 3 и
разборный 4, приведены на рис. 6.51. Каждая
конструкция обладает определенными достоинствами
и недостатками.
Так, например, разборный распылитель
прост в изготовлении, но изготовление камеры
закручивания и сопла как отдельных деталей
приводит к их некоторой несоосности, что
повышает неравномерность распыливания топлива
в топливном конусе. Неразборный распыли-
тель сложнее в изготовлении, но расточка каме-
ры закручивания и сопла за одну установку
на станке приводит к практически полному
отсутствию их несоосности. Применение того или
иного типа распылителей зависит от опыта
и традиций фирмы-разработчика. Например,
шнековые распылители встречаются в
форсунках фирмы «General Electric», a неразборные
распылители использованы в конструкции
форсунок ОАО «Авиадвигатель».
Распылители изготавливают из сталей с
высокой твердостью HRC = 50...56 и
износоустойчивостью, которые работают до температуры
400 °С. Перспективными материалами для
изготовления распылителей являются твердые спла-
вы на основе карбида вольфрама и карбонитра-
дов, обладающие устойчивостью против эрозии,
истирания, стойкостью к коррозии.
Топливные форсунки КС расположены в вы-
сокотемпературном воздушном потоке за КВД,
Д-Д
Д
Рис. 6.51. Типы распылителей форсунок: 1 - «грибковый распылитель»; 2 - шнековый распылитель;
3 - неразборный распылитель; 4 - разборный распылитель
103

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
а распыливающая часть - в среде горячих
продуктов сгорания. Это создает дополнительные
трудности, связанные с термическим
разложением и коксованием топлива в топливных
каналах форсунок. Для исключения проблем,
связанных с коксованием, к форсункам
предъявляются следующие требования:
- наличие теплозащиты каналов и распыли-
телей;
- отсутствие застойных и непроточных зон;
- наличие топливных фильтров на входе;
- отсутствие топлива в каналах форсунок во
время останова двигателя;
- возможность демонтажа с двигателя во
время технического обслуживания;
- практически абсолютная герметичность
корпуса, соединений и отсутствие перетекания
топлива между контурами в холодном
состоянии и при рабочей температуре.
Перечисленные требования могут быть
реализованы в форсунках, корпуса которых изго-
товлены из цельной штампованной или
высококачественной литой заготовки. Разъемные
резьбовые соединения герметизируются сваркой.
Неразъемные соединения выполняют пайкой
высокотемпературным припоем или сваркой,
как правило, электронно-лучевой или лазерной.
Пример конструкции центробежной двух-
контурной двухсопловой форсунки двигателя
ПС-90А приведен на рис. 6.52. Форсунка
состоит из корпуса 7, стакана 2, сваренного с кожу-
хом 3, который направляет воздух для обдува
торцев распылителей. Стакан с помощью
резьбы прижимает к корпусу с большим моментом
затяжки E...6 кг-м) пакет элементов подачи то-
плива: распылитель 4 второго контура, распы-
литель 5 первого контура, переходник-распреде-
литель 6 топлива и уплотнительное кольцо 7.
Сварка АДС
10
7
11
5
4
Рис. 6.52. Форсунка двигателя ПС-90А: 1 - корпус форсунки; 2 - стакан; 3 - кожух обдува торцев распылителей; 4 -
распылитель второго контура; 5 - распылитель первого контура; 6 - переходник-распылитель топлива; 7 - уплотнительное
кольцо; 8 — трубка; 9 - втулка; 10- втулка; 11 - пайка; 12 - уплотнительное кольцо; 13 - теплоизоляция; 14 - кожух
теплозащитный; 15 - штуцер первого контура; 16 - штуцер второго контура; 17- топливные фильтры; 18 - топливный канал
первого контура; 19 - топливный канал второго контура
104

6.4. Основные конструктивные элементы КС
Резьбовое соединение загерметизировано элек-
тронно-лучевой сваркой. Разделение топливных
каналов внутри корпуса выполнено при помощи
трубки 8 и втулок 9 и 10. Уплотнение трубки 8
и втулки 9 с корпусом сделано
высокотемпературной пайкой 77, автулки 10 - аргонно-дуго-
вой сваркой и уплотнительным кольцом 12 из
терморасширенного графита. Корпус форсунки
снаружи теплоизолирован стеклотканью 13,
которая защищена от воздушного потока кожу-
хом 14. В штуцерах 15 и 16 соответственно пер-
вого и второго контура установлены фильт-
ры77. Для исключения коксования топлива
в малорасходном первом контуре его канал 18
практически на всем протяжении выполнен
внутри канала 19 большерасходного второго
контура.
При конструировании системы подачи топ-
лива решаются вопросы, касающиеся выбора
количества топливных коллекторов, разработки
алгоритмов подачи топлива на розжиге КС
и подключения коллекторов по режимам работы
двигателя, определения коэффициентов расхода
форсунок. При определении коэффициентов
расхода форсунок для жидкого топлива и алго-
ритма подключения коллекторов необходимо
учитывать требование по исключению
коксования топлива в коллекторах и форсунках и
влияние гидростатического давления на
неравномерность распределения топлива по форсункам.
Работа центробежной форсунки в настоящее
время достаточно хорошо изучена и ее расчет,
как правило, не вызывает особых затруднений.
Например, в [6.15, 6.16] подробно изложена
методика расчета центробежной форсунки опти-
мальной геометрии, показано влияние
отдельных конструктивных элементов на ее
характеристики.
Выбор конфигурации, размеров и проходных
сечений коллекторов и трубопроводов подвода
топлива к форсункам осуществляется, исходя из
двух в некоторой степени противоречивых
условий - обеспечение низких потерь давления
и минимального объема внутренних полостей.
Последнее условие базируется на
необходимости снижения времени заполнения коллекторов
при запуске двигателя, что, в свою очередь,
способствует розжигу КС в более благоприят-
ных условиях по скорости воздуха в жаровой
трубе. Расчет гидравлического сопротивления
топливных трубопроводов можно выполнять,
например, с использованием справочных
данных [6.17].
6.4.4. Корпуса КС
Корпуса КС образуют полость, в которой
располагаются жаровые трубы.
6.4.4.1. Наружный корпус КС
Наружный корпус КС относится к группе
основных сборочных единиц двигателя,
влияющих на безопасность его эксплуатации, так как
разрушение наружного корпуса может привести
к катастрофическим последствиям.
Корпус трубчатой КС, в большинстве
конструкций, не включаются в силовую схему дви-
гателя и нагружен только избыточным
внутренним давлением. Он представляет собой
(см. рис. 6.7) трубу цилиндрического или пере-
менного сечения, с одного торца которой
имеется фланец для соединения с компрессором,
а с другой - подвижное телескопическое
соединение с корпусом турбины. Корпус трубчатой
КС может быть легко снят с двигателя для
замены жаровых труб. При этом разборка сопря-
гаемых узлов не требуется.
Наружный корпус трубчато-кольцевых
и кольцевых КС входит в силовую схему двига-
теля и испытывает нагрузки от избыточного
давления воздуха, от осевых сил и крутящих
моментов, передающихся от компрессора и
турбины. В трубчато-кольцевых и кольцевых КС
наружный корпус имеет конструкцию в виде
оболочки.
Подробнее конструкцию наружного корпуса
рассмотрим на примере корпуса двигателя
ПС-90А (рис. 6.53).
В передней и задней части корпуса имеются
фланцы 7 и 2 для соединения с корпусами ком-
прессора и турбины. По боковым поверхностям
расположены фланцы 3 для крепления
форсунок, подвесок жаровых труб, узлов системы за-
жигания, а также лючки 4 для бороскопического
контроля КС и турбины.
Корпус КС - это узел, элементы которого,
как правило, соединены между собой с помо-
щью сварки. К сварным соединениям корпусов,
кроме общих требований, предъявляется
несколько дополнительных:
- обязательное выполнение образцов
сварных швов;
105

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
- образцы сварных швов должны
подвергаться термической обработке совместно с кор-
пусом;
1 3 7 2 4
5 6
Рис. 6.53. Корпус наружный двигателя ПС-90А: 1 -
передний фланец (точеное кольцо); 2 - задний фланец (точеное
кольцо); 3 - боковые фланцы; 4 - лючок для бороскопиче-
ского контроля; 5, 6 - фрезерованные кольца; 7 - листовая
оболочка
- после выполнения всех видов термической
обработки, предусмотренной технологическим
процессом изготовления, образцы подвергаются
механическим испытаниям с целью
подтверждения их прочностных характеристик.
В ранних разработках корпусов КС боковые
фланцы вваривались «в стык» в листовые обо-
лочки корпуса. При этом получалось большое
количество сварных соединений, и прочность
корпуса снижалась. В современных
конструкциях двигателей корпуса КС свариваются из
кольцевых заготовок 5 и 6, в которых боковые
фланцы фрезерованные (корпуса двигателя
ПС-90А, наружный корпус двигателя Д18
разработки фирмы «МоторС1ч», Украина) или
электрохимической обработкой (двигатель JT9D
разработки фирмы «Pratt&Whitney»).
При использовании в конструкции наружных
корпусов листовых оболочек 7 следует избегать
сварки этих оболочек в продольном
направлении. При наличии продольных сварных швов
к ним должны предъявляться дополнительные
требования:
- по точности несовпадения кромок листов
перед сваркой;
- в них ограничено допустимое количество
и размеры сварочных дефектов и не допускается
исправление дефектов.
Для изготовления корпусов КС применяются
следующие материалы:
- жаропрочные титановые сплавы до темпе-
ратур450...500°С;
-жаропрочные сплавы до температуры
600°С;
- жаропрочные сплавы на никелевой основе
до температур 600.. .650 °С.
6.4.4.2. Внутренний корпус КС
Внутренний корпус КС менее нагружен, чем
наружный. На него действует наружное
давление (т.е. он работает на устойчивость), осевые
усилия и нагрузки от подшипниковых опор,
если опоры расположены в корпусе КС или
соединены с ним. Внутренний корпус КС
(рис. 6.54) чаще всего крепится передним флан-
цем 1 к спрямляющему аппарату компрессора,
а задним фланцем 2 - к опоре соплового
аппарата турбины. В средней части внутреннего
корпуса располагают фланец 3 для крепления
воздушных уплотнений компрессора и крепле-
ния опоры 4 подшипника. На рис. 6.54 приведен
пример конструкции внутреннего корпуса КС
двигателя ПС-90А. Внутренний корпус сварен
из листовых оболочек 5, механически
обработанных деталей: опоры 4, заднего фланца 2,
кольца 6 и литого кольца 7.
1
Рис. 6.54. Корпус внутренний КС ПС-90А: 1 - передний
фланец; 2 - задний фланец; 3 - фланец для крепления
воздушных уплотнений; 4 - опора подшипника; 5 - листовая
оболочка; 6 - фрезерованное кольцо; 7 - литое кольцо
В новых разработках зарубежных двигате-
лей наружный корпус 1 (рис. 6.55)
объединяют с профилированным участком диффузора 2,
106

6.4. Основные конструктивные элементы КС
s
Рис. 6.55. «Блочный» корпус КС: 1 - наружный корпус;
2 - профилированный диффузор; 3 - силовая полая стойка;
4 - внутренний корпус; 5 - коллектор отборов воздуха; 6 -
отливка; 7 - фланцы для крепления воздушных уплотне-
ний; 8 - фланец крепления подшипниковой опоры
силовыми полыми стойками 3, корпусом внут-
ренним 4 и коллектором отборов воздуха 5 в
единый неразъемный «блок», передняя часть 6
которого - отливка сложной конфигурации. К
недостаткам такой конструкции следует отнести
пониженную прочность литого материала, что
требует увеличения толщины стенок и приводит
к увеличению массы. Корпус внутренний в этой
конструкции также имеет фланцы 7 для крепле-
ния воздушных уплотнений компрессора
и фланец 8 для крепления опоры подшипника.
6.4.4.3. Разработка конструкции корпусов
Корпуса разрабатываются на основе
исходных данных (см. подразд. 6.3.1) ирасчетов
(см. подразд. 6.3.2 и 6.3.3). На первом этапе
в целом выполнятся эскизная компоновка КС,
в том числе и корпусов. На этом этапе
выполняется проверочный расчет наружного корпуса на
прочность от внутреннего давления, осевых
и крутящих моментов в двухмерной постановке
задачи с помощью обычных уравнений
динамики и прочности, приведенных, например,
в [6.18]. Далее строится трехмерная модель
наружного корпуса, проводятся тепловые расчеты
(см. подразд. 6.3.3). На основании тепловых
расчетов проводится предварительный
прочностной расчет наружного корпуса. Затем
выполняется рабочее проектирование корпуса и
окончательный прочностной расчет. Примеры проч-
ностного расчета элементов КС приведены
в подразд. 14.6. На завершающем этапе
выпускается рабочая документация.
Аналогичные работы проводятся при
конструировании внутреннего корпуса КС.
После изготовления первых экземпляров
наружных корпусов КС проводятся их гидроцик-
лические испытания, а также испытание до
разрушения. Испытания до разрушения проводят
на специальных установках для подтверждения
заданного ресурса с коэффициентом запаса
прочности КЗ, установленным требованиями
летной годности для авиационных ГТД или
техническими требованиями заказчика для про-
мышленных ГТД.
6.4.5. Системы зажигания ГТД
Для воспламенения TBC в КС двигателя
применяется система зажигания.
Система зажигания обеспечивает:
- первоначальное воспламенение TBC при
запуске двигателя на земле (при взлете ЛА);
- воспламенение TBC при запуске двигателя
в полете после его отключения по сигналам
аварийного отключения или по команде с пульта
управления;
- подвод тепловой энергии к TBC при
выполнении полета в тяжелых климатических
условиях (осадки, туман, сильный ветер и т.п.), на
максимальных или аварийных режимах (взлет,
посадка, отключение одного из двигателей ЛА
и т.п.), а также по командам с пульта
управления.
Система зажигания двигателя состоит, как
правило, из одного - двух агрегатов зажигания
(рис. 6.56), двух свечей (рис. 6.57),
низковольтных и высоковольтных проводов с
устройствами их подключения к агрегатам и свечам за-
жигания.
Кроме общих требований (см. подразд. 2.3)
к системам зажигания предъявляются
дополнительные требования:
- надежность воспламенения TBC в заданной
области эксплуатации;
- возможность использования бортового
источника питания;
- взрывобезопасность.
Всего в мире производится более 190 типов
[6.19] систем зажигания, которые можно
классифицировать следующим образом:
- по назначению (для запуска двигателя на
земле и в полете, для сопровождения в полете);
107

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
\
Рис. 6.56. Агрегат зажигания: 1 - соединитель «Питание»;
2 - соединитель «Контроль»; 3 - разъемы для
подключения высоковольтных проводов; 4 - кронштейн; 5 - корпус;
6 - крышка
- по принципу действия (емкостные, плаз-
менные, лазерные);
- по питающему току (на постоянном токе,
на переменном токе);
- по источнику питания (от автономного
источника питания - электромашинный генератор
или аккумуляторная батарея, от бортовой сети);
- по режиму работы (длительный, повторно-
кратковременный, двухрежимный с различными
уровнями разрядной энергии);
- по величине напряжения, поступающего от
агрегата зажигания на свечи (низковольтные -
выходное напряжение агрегата зажигания от 2
до 10 кВ, высоковольтные - выходное
напряжение агрегата зажигания более 10 кВ);
- по накопленной энергии (малой энергии -
до 10 Дж, большой энергии - более 10 Дж);
- по количеству каналов (одноканальные,
двухканальные);
- по типу используемых свечей зажигания
(со свечами накаливания, с искровыми свечами);
- по способу включения свечей зажигания
в разрядную цепь (с параллельным включением
свечей зажигания, с последовательным
включением свечей зажигания);
- по способу воспламенения камеры
сгорания (с воспламенением КС непосредственно от
свечи зажигания - с непосредственным воспла-
менением, с воспламенением КС пусковым вос-
пламенителем);
- по способу получения искрового разряда
(с разрядником; с тиристорным коммутатором
энергии);
Рис. 6.57. Свеча зажигания в защитном кожухе: 1 - центральный электрод; 2 -
боковой электрод; 3 - изолятор; 4 - корпус свечи зажигания; 5 - шестигранник;
6-защитный кожух; 7- фланец; 5-разрядная полость; 9 - отражатель кожуха;
10 - окно для забора воздуха
108

6.4. Основные конструктивные элементы КС
- по управляемости агрегата зажигания
(управляемый, со встроенной системой
контроля, неуправляемый);
- по типу разряда свечи зажигания
(колебательный, апериодический).
Наиболее распространены емкостные двух-
канальные низковольтные системы зажигания
с неуправляемым агрегатом зажигания, который
питается от бортовой сети, с повторно-кратко-
временным режимом работы, с параллельным
включением искровых свечей зажигания с апе-
риодическим разрядом.
В качестве примера рассмотрим систему за-
жигания двигателя ПС-90А. Она состоит из
одного двухканального агрегата зажигания, двух
свечей с кожухами, двух высоковольтных про-
водов в комплекте с контактными устройствами.
Агрегат зажигания (см. рис. 6.56) крепится
на корпусе разделительном ГТД. На корпусе 5
агрегата зажигания установлены два
соединителя - «Питание» 1 и «Контроль» 2, ниппели
разъемов 3 для подключения высоковольтных
проводов, кронштейны 4 для крепления агрегата
зажигания. Агрегат закрыт крышкой 6,
приваренной к корпусу после сборки.
Агрегат зажигания имеет два независимых
электрических канала, в каждый из которых
входят помехоподавляющий фильтр,
транзисторный преобразователь, накопительные
конденсаторы, разрядник, активизатор и датчик
контроля (рис. 6.58). Работа агрегата зажигания
основана на принципе накопления
электрического заряда на накопительном конденсаторе
в течение определенного промежутка времени
и кратковременном разряде конденсатора через
межэлектродный промежуток свечи.
Полупроводниковая свеча зажигания (см.
рис. 6.57) конструктивно выполнена
неразборной, экранированной, с керамической
изоляцией. Рабочая часть свечи имеет центральный 1
и боковой 2 электроды, между которыми
расположен изолятор 3 с полупроводниковым покры-
тием. Корпус 4 свечи имеет шестигранник 5
и две резьбы: одну для крепления защитного
кожуха 6, вторую - для подсоединения
высоковольтного провода. Свеча зажигания
вворачивается своей резьбовой частью в кожух и с помо-
щью фланца 7 крепится на наружном корпу-
ceKC.
Торец свечи зажигания располагается
непосредственно в жаровой трубе таким образом,
чтобы искровой разряд попадал в зону обратных
токов с относительно малыми скоростями
движения воздушного потока. Расположение свечи
в КС имеет определяющее влияние как на
характеристики воспламенения, так и на срок
службы свечи.
Электрический разряд происходит по
поверхности полупроводникового покрытия
свечи. Полупроводниковый материал облегчает
1 канал
Помехоподавляющий
фильтр
■-ЗЕЕ
: Источник питания i
■ 27 В j
т
Транзисторный
преобразователь
Накопительный
конденсатор
i
Свеча
зажигания
Активизатор
Разрядник
4
Датчик
контроля
2 канал
Рис. 6.58. Функциональная схема системы зажигания
109

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
ионизацию воздуха в межэлектродном
промежутке - разрядной полости 8 и обеспечивает
пробой промежутка искровым разрядом при ис-
пользовании относительно низкого напряжения.
Искровой разряд свечи зажигания преобразует
электрическую энергию в тепловую, которая
воспламеняет TBC сначала в зоне обратных
токов, а затем процесс воспламенения
распространяется по всей КС.
Пусковые характеристики и показатели
долговечности систем зажигания во многом зависят
от защитного кожуха. Защитный кожух
предохраняет свечу от перегрева, а также служит для
подвода к свече охлаждающего воздуха.
Кожух свечи зажигания должен
удовлетворять следующим основным требованиям:
- не препятствовать выбросу плазмы из
свечи зажигания;
- подводить оптимальное количество
воздуха для охлаждения свечи;
- иметь высокую жаростойкость.
Кроме того, конструкция защитного кожуха
должна обеспечить простоту сборки и разборки
со свечей, простоту установки свечи на двига-
тель и снятия с двигателя.
Защитный кожух 6 представляет собой втул-
ку, с одной стороны которой приваривается
фланец 7 для крепления кожуха на корпусе КС,
а с другой стороны - донышко с отражателем 9.
Со стороны фланца в кожухе нарезана
внутренняя резьба для крепления свечи зажигания.
В центре донышка и отражателя просверлено
отверстие для выброса плазмы. В боковой
стенке кожуха вырезано отверстие (окно) 10 для
подвода охлаждающего воздуха к свече
зажигания. Для выхода охлаждающего воздуха
выполнены отверстия в донышке кожуха.
Высоковольтные провода передают энергию
высокого напряжения к свечам зажигания.
Высоковольтные провода экранированы и
оборудованы концевыми контактными устройствами
как со стороны подключения к свечам, так и со
стороны подключения к агрегату зажигания.
Контактные устройства обеспечивают
электрический контакт в высоковольтных цепях
системы зажигания. Низковольтные провода подво-
дят питание к агрегату зажигания.
Функциональная схема системы зажигания
представлена на рис. 6.58. Система зажигания
работает следующим образом. При
подключении агрегата зажигания к источнику питания
напряжение питания через помехоподавляющий
фильтр подается на транзисторный
преобразователь, преобразующий напряжение питания
в высокое напряжение. Накопительный
конденсатор 400...3500 раз в секунду подключается
ктранзисторному преобразователю, снимая
каждый раз некоторую порцию электрического
заряда. Одновременно с накопительным
конденсатором заряжается конденсатор активиза-
тора. При достижении на конденсаторе активи-
затора напряжения, равного пробивному
напряжению разрядника, разрядник пробивается.
Высоковольтный импульс напряжения разрядника
способствует первоначальной ионизации
разрядного промежутка свечи и, складываясь с
напряжением накопительного конденсатора, при-
кладывается к свече. Образующиеся на свече
электрические разряды используются для вос-
пламенения TBC.
Системы зажигания некоторых ГТД имеют
в своем составе пусковые воспламенители
(рис. 6.59). Пусковой воспламенитель состоит
из свечи 1 зажигания, форсунки 2 и камеры 3
сгорания, собранных в одном корпусе. Распы-
ленное форсункой топливо смешивается в каме-
pe сгорания воспламенителя с воздухом, полу-
ченная TBC поджигается от свечи зажигания.
Образованный пусковым воспламенителем фа-
кел пламени направляется в КС двигателя.
Эффективность работы воспламенителя зависит
от места его расположения на КС, атакже от
температуры и глубины проникновения факела
1
Рис. 6.59. Воспламенитель: 1 - свеча зажигания;
2 - форсунка; 3 - камера сгорания
110

6.5. Экспериментальная доводка КС
внутрь жаровой трубы. Пусковой
воспламенитель устанавливается таким образом, чтобы его
факел попадал в область жаровой трубы, где
концентрация топлива достаточно высокая,
а скорость слоя сносящего потока воздуха наи-
меньшая.
В некоторых конструкциях воспламенителей
для обеспечения надежного розжига TBC на
больших высотах в камеру сгорания воспламе-
нителя вместо воздуха подается кислород.
В других конструкциях предусмотрен подогрев
воздуха, поступающего в воспламенитель.
Пусковые воспламенители надежно
разжигают КС двигателя. Вместе с тем доводка их
конструкции требует достаточно больших
затрат времени и средств.
Изготовлением систем зажигания
занимаются как российские (ФГУП УНПП «Молния»),
так и зарубежные фирмы: «Unison Indastries»
(США), «Smiys Indastries» (Англия), «Lukas
Aerospse» (Англия), «Champion» (США),
«Simmonds Precision» (США), «SL Auburn»
(США), «Eyquem» (Франция) и другие.
Для разработчика ГТД системы зажигания
относятся к покупным изделиям, поэтому при
проектировании КС важно правильно выбрать
необходимый комплект системы зажигания.
При выборе системы зажигания соблюдают,
как правило, следующие порядок и объем работ
[6.20]:
- формирование технических требований
к системе зажигания двигателя на основании
анализа ожидаемых условий эксплуатации;
- выбор комплекта системы зажигания на
основании данных о мощности двигателя,
условиях эксплуатации, справочных и
информационных материалов, необходимых для выбора
поэлементной комплектовки (агрегата
зажигания, свечей, проводов, контактных устройств).
Окончательное решение по выбору системы
зажигания принимается по результатам летных
испытаний двигателя с запусками в
согласованной области полета.
6.5. Экспериментальная доводка КС
В связи с отсутствием в настоящее время
надежных аналитических методик расчета КС из-
за сложности протекающих в них рабочих
процессов важная роль в их разработке отводится
экспериментальным работам.
Доводка характеристик КС, кроме
испытаний на двигателе, производится на специальных
стендах и установках в модельных и натурных
условиях.
Существующие экспериментальные стенды
и установки можно разделить на следующие:
- установки для аэродинамических продувок
элементов КС;
- установки для гидравлических проливок
топливной аппаратуры;
- установки для огневых испытаний
элементов КС.
На установках для аэродинамических проду-
вок определяются расходы воздуха:
-через систему охлаждения жаровых труб
и газосборников;
- через ФУ жаровых труб;
- через систему охлаждения свечей
зажигания и кожухов обдува топливных форсунок.
На установках для гидравлических проливок
определяются:
- гидравлические характеристики топливных
форсунок (расходная характеристика, угол
конуса распыла, качество распыла, наличие струй
в факеле распыла);
- гидравлические характеристики топливной
арматуры.
Огневые испытания на одногорелочном
отсеке, имитирующем сектор КС с одной горел-
кой (рис. 6.60), позволяют:
- выполнять оценку герметичности форсунок
при работе в нагретом состоянии;
- определять пусковые характеристики КС;
- выполнять оценку теплового состояния
элементов КС, в том числе жаровых труб
с измерением температур как обычными термо-
парами, так и с использованием метода термо-
индикаторных красок. Последний метод
обеспечивает быстрые наглядные показания пико-
вых температур и изотермического
распределения (пример использования термоиндикаторных
красок приведен на рис. 6.62);
- осуществлять доводку температурных по-
лей за КС (занимающую до 70 % времени
доводки КС) и предварительную оценку
эффективности принимаемых конструктивных
решений по снижению выбросов вредных веществ.
Автономные испытания полноразмерной КС
(рис. 6.61) позволяют:
- проводить предварительную оценку
температурных полей за КС (рис. 6.63);
- определять потери давления в тракте КС;
lll

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Рис. 6.60. Внешний вид одногорелочного стенда: 1 - одногорелочный отсек; 2 - входной конфузор;
3 - мерный участок; 4 - воздуховод
Рис. 6.61. Внешний вид стенда для испытаний полноразмерной КС: 1 - КС; 2 - корпус вращающейся турели
термопар; 3 - мерное устройство; 4 - воздуховод
112

6.5. Экспериментальная доводка КС
Щ R | 540...590C
590. .700 С
700..840 С
w
840...900 С
900...1010C
Рис. 6.62. Пример использования термоиндикаторной краски для оценки температурного состояния жаровых труб
1Л
1Л
lM
1.*
lJi-
Рвжимх
Т«3 = 194.98 С
Tcp = 863.34 С
Пл^фа = 3.98
РкЗ = 3.74 кгс/см2
W миЭ = 18*82 м/с
СЬ = 13.3Б «в/с
Ocp M8x=K117
Омэх = К2Ч9
Mo9*KC ж.то
W^onuHufl - 1 * t
И^олишя - 1 • 11
H)cviuiun ~ 1 • 1Э
H^OJiwua
H^QAVIUR
И}олшия
H|OAwun
1.09
1.06
1.03
-1
Рис. 6.63. Пример получения изотерм полей температур на полноразмерный КС. Обозначение: 1.. .12 - номера
жаровых труб; 1. ..37 - номера лопаток CA1
113

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Таблица 6.1
Пример перечня измеряемых параметров, используемых при доводке камер сгорания
на стенде ОАО «Авиадвигатель»
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
Измеряемый параметр, единица измерения
Расход топлива, кг/ч
- на режимах МГ.. .МАКС (ЧР)
- на запуске
Давление топлива на входе в двигатель, кгс/см2
Давление топлива в 1-м контуре форсунок КС, кгс/см :
- на режиме МГ-МАКС (ЧР);
- на запуске
Давление топлива в 2-м контуре форсунок КС, кгс/см
Давление в топливных дренажных полостях, кгс/см2
Температура топлива на входе в двигатель, °С
Давление в кожухе вала, кгс/см
Полное давление воздуха на входе в двигатель, кгс/см2
Полное давление воздуха за КВД, кгс/см
Температура воздуха на входе в двигатель, К
Температура воздуха за КВД, К
Температура газа за турбиной, К
Атмосферное давление, мм рт. ст.
Температура окружающего воздуха, °С
Относительная влажность воздуха, %
Расход воздуха, кг/с
Пульсации давления в камере сгорания, кгс/см2
Эмиссия вредных веществ, ррм
Рабочий диапазон
180.. .7500
500.. .8150
0...700
0...200
0...3
0...100
0...40
0...100
-0,2.. .+0,05
-50...+50
0...0,8
0...1,6 абс
0...36
223.. .323
273.. .923
273.. .953
700.. .800
-50...+50
0...100
0...500
0...0,5
20.. .300
Допустимая суммарная погрешность, %
±1,8 ИЗ
± 0,3 ИЗ
±1,0 ИЗ
±1,0ВПНЗ
± 0,5 ВП НЗ
±1,0ВПНЗ
±1,0ВПНЗ
±1,0ВПНЗ
±1,0ВПНЗ
±1,0ВПНЗ
±1,0 ИЗ
± 0,3 ИЗ
± 0,3 ИЗ
± 0,3 ИЗ
± 0,3 ИЗ
± 0,5 мм рт. ст.
±0,3 ИЗ
± 2,0 ВП
±0,8 ИЗ
± 2,0 ВП
± 5,0 ВП
Примечание: ВП - верхний предел измерения, НЗ - нижнее значение, ИЗ - измеренное значение.
- осуществлять контроль стабильности
производства жаровых труб и газосборников.
При испытаниях в составе двигателя
определяются:
- температурные поля на выходе из КС;
- потери давления в тракте КС;
- выбросы вредных веществ и полнота сго-
рания топлива;
- тепловое состояние элементов конструкции
на предельных рабочих режимах;
- параметры запуска;
- срывные характеристики при предельных
режимах САУ и попадании на вход в КС воды
и льда;
- поле давлений и скоростей воздуха на
входе в КС;
- характер течения в диффузоре;
- пульсации давления газа в процессе горе-
ния топлива на различных режимах;
- нагарообразование на элементах
конструкции КС.
При экспериментальных работах по доводке
КС регистрируются основные параметры,
приведенные в табл. 6.1.
6.6. Особенности КС двигателей
наземного применения
Несмотря на то, что основные процессы в КС
авиационных ГТД и ГТД наземного применения
аналогичны, к последним предъявляется ряд
специфических требований. Во-первых, КС ГТД
наземного применения должны обладать
существенно более высоким ресурсом (межремонт-
ный ресурс ~25000 часов, общетехнический
ресурс - ЮООООчасов). Во-вторых, поскольку
ГТД наземного применения располагаются, как
правило, вблизи населенных пунктов (особенно
это относится к электростанциям), к ним
предъявляются более жесткие экологические
ограничения. В-третьих, наземные ГТД должны иметь
возможность работы на жидких и газообразных
топливах самых различных сортов. И
в-четвертых, наземные ГТД должны обеспечивать
повышенное удобство в техническом
обслуживании и высокую ремонтопригодность. В то же
время масса и габариты для КС ГТД наземного
применения не имеют такого большого
значения, как для авиационных. Пример размещения
114

6.6. Особенности КС двигателей наземного применения
Рис. 6.64. Размещение КС на двигателе ПС-90ГП
КС на двигателе ПС-90ГП, предназначенном
для привода компрессора перекачки газа, при-
веден на рис. 6.64.
В зависимости от назначения ГТД наземного
применения, вида используемого топлива,
параметров рабочего цикла и тепловой схемы
применяются КС различных конструкций.
С точки зрения расположения на двигателе КС
можно условно разделить на две группы:
выносные и встроенные. Выносные КС
размещаются в отдельном силовом корпусе с одной
жаровой трубой параллельно или под углом
к продольной оси ГТД. На рис. 6.65 представле-
на усовершенствованная выносная КС двига-
теля для ГТУ наземного применения фирмы
«General Electric».
Здесь каждая жаровая труба 1 имеет
наружный силовой корпус 2, который легко
отсоединяется от общего корпуса КС. Благодаря этому
жаровую трубу можно извлечь и осмотреть,
а также можно осмотреть сопловой аппарат
первой ступени турбины. Жаровая труба
телескопически соединена с газосборником 3,
который закреплен с помощью опоры 4. Жаровая
труба имеет фронтовое устройство 5 с топлив-
ной форсункой 6 и свечу зажигания 7. Для
обеспечения равномерной подачи воздуха в
жаровую трубу и улучшения условий охлаждения
ее стенки предусмотрен дефлектор 8. Часть
воздуха 9 после компрессора поступает в жаровую
трубу в качестве охлаждающего воздуха 10.
Выносные КС с отдельными жаровыми трубами
удобно обслуживать и ремонтировать, они
проще в доводке, удешевляют разработку
различных устройств, уменьшающих образование
вредных выбросов. Кроме этого, длинные газо-
сборники между жаровыми трубами и турбиной
создают хорошие условия для перемешивания
продуктов сгорания. К недостаткам выносных
КС можно отнести большие размеры с развитой
поверхностью охлаждения и более сложные
условия для компенсации тепловых расширений
газосборников.
2 8
10
Рис. 6.65. Выносная КС фирмы «General Elecpric»: 1 -
жаровая труба; 2 - наружный корпус (отдельный для каждой
жаровой трубы); 3— газосборник; 4 - опора; 5- фронтовое
устройство; 6— форсунка; 7- свеча зажигания; 8-
дефлектор; 9 - воздух после компрессора; 10 - охлаждающий воздух
115

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
25
N.un
20
15
10 -
0
Трубчатые,
выносные
VT^500
ГТУ-20
ГТ-35
ГТШЧ0
ГТК-ЮМ)
GT-B
PGT-lO
PGT-5
PG-10
THMB04
V94 2.3
V84 2.3
FT-4A
ГЩ-2500
7OLK-ATS
Трубчато -
кольцевые
MS-7001
Фрейм-9
Френм-3
ГТ-100
Тайфун
Цнклон
Темпл
M7A-0,2
M7A-0,l
GT-35
MW701
\V501
W4fll
Тип 10 3vnbii
НК-39
НК-38
НК-37-1
ГПУ-10
ГТД-110
ДЖ-50
ГТД-15000
ГТД-8000
ГТД-3000
ГТУ-25
ГТУ-16
ГТУ-12
ГТУ^4
570
57Ж
501K
Yo6ep.-G?61
Тренг
Ro6ep.-2656
RB-211
FT-8
- стационарные ГТУ
- конвертированные ГТУ
Кольцевые
ГТН-25
ГТЭ-350
GT-26
GT-24
GT-1362
GT-11
GT-8
GT-10
Юпнтср
Сатурн
Ta>pyc
Центавр
Марс
PGTlOB
V ftl ЯА
Д-336
АЛ-31СГ
LM-6000
LM-5000
LM-2500
LM:-1600
Ko6ep.-3145
Kb6ep.-2649
R&-211
НК-37
НК-ЗбСТ
HK-18CT
HK-16CT
НК-14ЭТ
HK-14CT
HK-LiCT
PT^
FM
AS^O55
DR-9900
Рис. 6.66. Применяемость различных конструктивных схем КС ГТД наземного применения [6.9]
Встроенные КС позволяют уменьшить общие
габариты и массу ГТД, снизить количество мо-
дулей. Они имеют один общий корпус и так же,
как на авиационных двигателях, подразделяют-
ся на трубчатые, трубчато-кольцевые и
кольцевые. На рис. 6.66 дана «диаграмма»
применяемости различных типов КС на современных
промышленных ГТД. Наиболее распространены
трубчато-кольцевые и кольцевые КС. Такое по-
ложение можно объяснить тем, что в последнее
время значительно расширилась номенклатура
ГТД наземного применения, созданных путем
конвертирования авиационных ГТД с
частичным сохранением конструктивной схемы.
Целесообразность такого подхода обусловлена
возможностью использования богатого опыта
разработчиков авиационных ГТД,
приспособленностью конвертируемых ГТД к организации
централизованного ремонта, атакже
возможностью использования узлов и деталей двигателей,
отработавших летный ресурс, но пригодных для
дальнейшей эксплуатации на земле.
Одной из главных задач, решаемых при
создании КС ГТД наземного применения, является
обеспечение жестких норм на эмиссию вредных
выбросов. В табл. 6.2 приведены виды
нормируемых вредных выбросов и их уровень в
соответствии с действующими в настоящее время
в России стандартами для ГТУ.
Таблица 6.2
Нормируемые вредные выбросы
Назначение ГТУ
Для
газоперекачивающих
агрегатов
Для привода

турбогенераторов:
- при работе
на
газообразном топливе
- при работе на
жидком
топливе
Нормативный уровень, мг/нм3
(приведенный к 15 % Ог)
NO,
150
50
100
со
300
Регламентируется
заказчиком
Нормативный
документ
ГОСТ
28775-90
[6.9.23]
ГОСТ
29328-92
[6.9.24]
В ряде случаев ГТД, укладываясь в нормы
ГОСТов, не обеспечивают предельно-допусти-
116

6.6. Особенности КС двигателей наземного применения
мые концентрации (ПДК) на местности в
рабочей [6.25] и жилой [6.26] зонах по причине, на-
пример, большого количества одновременно
работающих ГТД, специфики рельефа местности,
розы ветров, близости жилого массива и других
факторов. Поскольку ПДК на местности
являются главными интегрирующими
характеристиками экологической совместимости ГТД с
окружающей средой, в этом случае, как правило,
нормы концентраций на выхлопе ГТД для дан-
ного региона ужесточаются с целью выполне-
ния норм ПДК на местности.
При разработке малоэмиссионных КС ГТД
наземного применения основной проблемой
является обеспечение низкого уровня выбросов
окислов азота N0*. В связи с тем, что N0*
начинают образовываться при температуре в зоне
горения выше ~1800 Киих уровень
экспоненциально увеличивается с ростом температуры,
практически все известные методы подавления
выбросов NOjc так или иначе связаны со
снижением этой температуры или с уменьшением
объема зон с высокой температурой. К этим ме-
тодам относятся следующие:
- сжигание обедненных предварительно пе-
ремешанных TBC (схема сжигания LPP - Lean
Premixed Prevaporized);
- сжигание по схеме «богатое горение -
быстрое разбавление - бедное горение» (схема
сжигания RQQL - Rich /Quick Quench/ Lean);
- впрыск в КС воды или пара;
- применение генераторов синтез-газа
(каталитическое горение).
Технология горения LPP позволяет достичь
о
уровня эмиссии NOjc < 50 мг/нм . В то же время
хорошо перемешанные TBC с oc= l,8...2,0
имеют очень узкий диапазон устойчивого горения.
Поэтому КС с организацией горения по схеме
LPP требуют решения таких сложных проблем,
как пульсационное горение, «проскок» пламени
и самовоспламенение топлива в зоне
предварительного перемешивания. Кроме этого, для
обеспечения оптимального состава TBC в зоне
горения независимо от нагрузки двигателя
и внешних атмосферных условий требуются
многоколлекторная подача топлива с
перераспределением топлива между коллекторами
и перепуск воздуха в зависимости от режима
работы двигателя, атакже сложная и
дорогостоящая система автоматического
регулирования работы КС.
Для повышения устойчивости горения в
таких камерах, как правило, организуют
дежурную зону, где топливо сгорает в диффузионном
пламени. Диффузионное пламя устойчиво, но
активно генерирует NO*. Поэтому запуск двига-
теля и выход на установившийся режим
выполняются с использованием дежурной зоны. А на
установившихся режимах стараются
количество топлива, сжигаемого в диффузионном пла-
мени, снизить до предела устойчивого горения.
В качестве примера организации горения по
схеме LPP можно привести КС двигателя
RB-211-535G фирмы «Rolls-Royce» (рис.6.67).
Здесь был выбран конструктивный вариант
с последовательной подачей топлива и воздуха.
С целью обеспечения полного выгорания СО
и CH потребовалось увеличить объем КС при-
мерно в 1,8 раза по сравнению савиационным
прототипом двигателя RB-211. Поэтому вместо
кольцевой камеры было решено установить
девять радиально расположенных выносных
жаровых труб 1 с газосборниками 2. Последние
обеспечивают равномерный подвод продуктов
сгорания к ТВД 3. Фронтовое устройство
жаровой трубы выполнено в виде двойного радиаль-
ного завихрителя 4 с форсункой 5. Розжиг каме-
ры осуществляется с помощью факельных вос-
пламенителей 6, установленных по одному
в головке каждой жаровой трубы. КС имеет
укороченный диффузор 7 с разделительной пе-
регородкой. Через полость камеры проходят ма-
гистрали с воздушными каналами 8.
Более подробно схема устройства модуля
жаровой трубы приведена на рис. 6.68. На
запуске и низких режимах работы ГТД топливо
подается только в дежурную зону 1 с помощью
форсунки 2, создающей обычное диффузионное
пламя. Процесс горения практически
заканчивается внутри дежурной зоны, что не приводит
к резкому «захолаживанию» продуктов
сгорания, когда в основную зону 3 не подается топ-
ливо, и, следовательно, получаются низкие
выбросы СО. С повышением режима в дежурную
зону начинает подаваться предварительно пере-
мешанная TBC. Перемешивание топлива (при-
родного газа) с воздухом осуществляется с по-
мощью двух последовательно расположенных
радиальных завихрителей 4. В каждом из завих-
рителей имеется по шесть точек 5 подвода топ-
лива. Направления закрутки завихрителей
противоположные. При дальнейшем увеличении
117

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Рис. 6.67. КС двигателя RB-211535G фирмы «Rolls-Royce» [6.9.27]: 1- жаровая
труба; 2 - газосборник; 3 - турбина высокого давления; 4 - завихритель; 5 - фор-
сунка; 6 - воспламенитель; 7 - диффузор; 8 - воздушный канал
Рис. 6.68. Жаровая труба КС двигателя RB-211-535G
[6.9.27]: 1 - дежурная зона; 2 - центральная диффузионная
форсунка; 3 - основная зона; 4 - радиальные завихрители;
5 - подвод топлива в дежурную зону; 6 - смесительный
канал основной зоны; 7 - подвод топлива в основную зону
режима работы ГТД вступает в работу основная
зона, куда также подается перемешанная TBC.
Смесительный канал 6 основной зоны
представляет собой кольцевой тороидальный канал,
расположенный вокруг жаровой трубы. Топливо 7
в смесительный канал подается через
множество точек впрыска при помощи специальных
патрубков. Выход TBC из смесительного канала
производится через прямоугольные отверстия
под углом к оси камеры, что обеспечивает
активное взаимодействие и перемешивание TBC
с продуктами сгорания из дежурной зоны.
По мнению представителей «Rolls-Royce»,
последовательное расположение зон имеет ряд
преимуществ по сравнению с параллельным
расположением:
- первая по потоку зона (дежурная)
обеспечивает необходимую огневую поддержку для
начала реакции во второй зоне (основной);
118

6.6. Особенности КС двигателей наземного применения
- процессы во второй зоне не оказывают
отрицательного воздействия на горение в первой;
- за счет поддержания постоянной
температуры в первой зоне обеспечивается устойчивое
горение в основной зоне независимо от
переходных режимов ГТД и условий на входе в КС.
Примером параллельного расположения зон
горения при организации схемы LPP может
служить КС двигателя LM-6000 фирмы «General
Electric», приведенная на рис. 6.69. Фронтовое
устройство этой камеры состоит из трех
кольцевых рядов горелок 7, разделенных кольцевыми
перегородками 2. Внешняя 3 и средняя 4
кольцевые зоны имеют по 30 горелок каждая,
внутренняя кольцевая зона 5 - 15 горелок. Такое
расположение 75 горелок облегчает поэтапную
подачу топлива при работе двигателя на
режимах частичной нагрузки. Кроме этого, большое
число горелок способствует созданию
однородного температурного поля перед первым сопло-
вым аппаратом турбины 6. Горелки каждой
зоны имеют собственный канал подачи топливно-
го газа 7. КС имеет укороченный диффузор 8
с разделительными перегородками. Крепление
жаровой трубы осуществляется с помощью
кронштейна 9. С целью повышения
эффективности конвективного съема тепла со стенок
жаровой трубы предусмотрены наружный 10
и внутренний 11 дефлекторы. Для удобства
сборки и технического обслуживания наружный
корпус 12 выполнен разъемным.
10
11
Рис. 6.69. КС ГТД LM6000 [6.9.28]: 1 - горелка G5 шт.);
2 - разделительные перегородки; 3 - внешняя зона горе-
ния; 4 - средняя зона горения; 5 - внутренняя зона горе-
ния; 6 - первый сопловый аппарат турбины; 7 - подвод
топливного газа; 8- диффузор; 9- кронштейн крепления
жаровой трубы; 10 - наружный дифлектор; 11 - внутрен-
ний дифлектор; 12 - корпус КС
Схема горелки приведена на рис. 6.70.
Воздух проходит через внутренний 1 E лопаток)
и внешний 2 A0 лопаток) завихрители,
закручивающие его в противоположных направлениях.
Получающийся турбулентный поток
интенсивно смешивает топливо (природный газ) и
воздух. Обратная закрутка делается для устранения
возможности формирования зон обратных токов
в приосевой зоне горелки. С этой же целью
внутри горелки размещается центральное те-
ло 3. Топливо из коллектора подается в
закрученный воздушный поток через отверстия 4,
расположенные на выходной кромке лопаток
завихрителя. Остаточный вихрь на выходе из
сопла горелки помогает стабилизировать горе-
ние бедной предварительно перемешанной TBC
за срезом сопла.
Рис. 6.70. Схема горелки КС двигателя LM6000 [6.9.29]:
1 - внутренний завихритель; 2 - наружный завихритель;
3 - охлаждаемое центральное тепло; 4 - выход топливного
газа через отверстия в лопатке завихрителя; 5 - топливный
коллектор
Порядок подключения горелок в
зависимости от режима работы ГТД показан на рис. 6.71.
При работе на полной нагрузке топливо
поступает во все горелки (см. рис. 6.71, г). По мере
снижения нагрузки поддержание необходимой
температуры в зоне горения обеспечивается за
счет уменьшения расхода воздуха через КС
посредством регулируемого входного
направляющего аппарата и клапанов перепуска воздуха из
компрессора. При дальнейшем снижении на-
грузки сначала прекращается подача топлива
в горелки внутреннего кольца, и это топливо
распределяется между горелками наружного
и среднего колец с одновременным закрытием
клапанов перепуска воздуха (см. рис. 6.71, e),
119

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
а затем перекрываются 30 горелок наружного
кольца и открываются 15 горелок внутреннего
кольца (см. рис. 6.71, б). На низких режимах
работы ГТД топливо подается только в горелки
среднего кольца(см. рис.6.71, а). Применение
такой технологии регулирования позволяет
поддерживать температуру в зоне горения не-
намного отличающуюся от расчетной величины
во всем рабочем диапазоне нагрузок ГТД.
а) запуск
б) режим 5...25 % Ne
в) режим 25.. .50 % Ne г) режим 50... 100 % Ne
Рис. 6.71. Стадии подключения групп форсунок КС
двигателя LM6000 [6.9; 6.30]
На рис. 6.72 приведен общий вид КС ГТД
GT-10, разработанной фирмой «ABB», c
кольцевой жаровой трубой 1 и горелками 2
предварительного смешения оригинальной
конструкции. Эти горелки получили название EV-горел-
ки (Environment). Каждая горелка EV (рис. 6.73)
состоит из двух конусных обечаек, образующих
конус высотой 400 мм и диаметром в основании
150 мм. По оси у его вершины расположена
форсунка 7, в которую может подаваться
топливо 2 - жидкое (с водой или без нее) или
природный газ для диффузионного горения. Через две
щели на противоположных сторонах конуса по
всей его высоте внутрь камеры вводится
воздух 3, смешанный с природным газом 4,
который поступает из двух коллекторов с мелкими
отверстиями 5. В результате закрутки потока
возникает вихревая зона 6, обеспечивающая
хорошее воспламенение TBC и стабилизацию
фронта пламени на всех режимах работы. Кроме
основных горелок для запуска КС и работы на
малых нагрузках используются так называемые
«пилотные горелки» аналогичной конструкции,
но с постоянным расходом топлива. При сбросе
нагрузки основные горелки отключаются, а пи-
лотные остаются в работе и создают условия
для быстрого восстановления нагрузки. Горелки
EV при работе на природном газе обеспечивают
120
о
уровень NOjc < 50 мг/нм . Подавление выбросов
NOjc при работе на жидком топливе
осуществляется за счет подачи воды в зону горения. Водо-
топливная эмульсия распыляется на вершине
конуса и перемешивается с воздухом для сжи-
гания, при этом уровень выбросов NOX состав-
о
ляет ~85 мг/нм .
Рис. 6.72. Общий вид КС двигателя GT-10 с 18 горелками
EV [6.9; 6.31]: 1 - жаровая труба; 2 - горелка
1
Рис. 6.73. Схема двухконусной горелки EV [6.32]: 1 - диф-
фузионная форсунка; 2 - топливо; 3 - воздух; 4 -
природный газ; 5 - отверстия; 6 - вихревая зона
Фирма «Siemens» в процессе отработки
технологии снижения эмиссии NO* разработала
конструкцию так называемой гибридной горел-
ки для ГТУ большой мощности. Данная горелка
устанавливается как на КС с двумя выносными
жаровыми трубами башенного типа, например,
вГТД Vx4.2C), V.64, V.84.2C), V94.2C), так
и на встроенную кольцевую КС - ГТД Vx4.3A,
V.84.3A, V.94.3A (по 24 смоделированных го-

6.6. Особенности КС двигателей наземного применения
релки). Устройство гибридной горелки показано
на рис. 6.74. В ней имеются три канала для под-
вода газа: 1 - на диффузионную форсунку, 2 -
на гомогенную форсунку и 3 - на работающую
с ней дежурную форсунку, стабилизирующую
факел ирасширяющую диапазон устойчивого
горения. Имеется также канал для подвода
жидкого топлива 4. Форсунка 5 жидкого топлива
установлена в центре горелки и имеет обратный
слив 6. С целью снижения образования NOX при
работе на жидком топливе или с диффузионной
форсункой на газе, в горелке предусмотрен под-
вод 7 воды или пара, осуществляемый с помо-
щью соответствующих насадок 8 или 9. В цен-
тральной части горелки установлен осевой за-
вихритель 10, благодаря которому улучшается
15
10
12 11
Рис. 6.74. Схема гибридной горелки фирмы «Siemens»
[6.33]: 1 - подвод газа на диффузионную форсунку;
2 - подвод газа на гомогенную форсунку; 3 - подвод газа
на дежурную форсунку; 4— подвод жидкого топлива;
5 - форсунка жидкого топлива; 6 - слив жидкого топлива
из форсунки; 7- подвод воды или пара; 8- насадок для
подачи воды; 9 - насадок для подачи пара; 10 - осевой за-
вихритель; 11 - подача газа из дежурной форсунки;
12 - подача газа из диффузионной форсунки; 13 - подвод
воздуха для смешения с топливом; 14 - подготовленная
TBC; 15 - диагональный завихритель
перемешивание воздуха с топливным газом, вы-
ходящим из дежурной 11 и диффузионной 12
форсунок, и паром (водой). Подвод воздуха 13
для образования предварительно
подготовленной TBC 14 осуществляется через диагональ-
ный завихритель 75. Топливный газ для
смешения подается с помощью гомогенной форсунки
на вход в диагональный завихритель.
В период пуска ГТД работают дежурные
форсунки и часть диффузионных, на которые
подается повышенное количество топлива.
Подключение гомогенных форсунок
происходит при относительной нагрузке ~0,43Л^ном- При
этом расход топлива в диффузионной форсунке
отключается, а в дежурных форсунках
поддерживается на минимально возможном уровне.
Чем меньше относительный расход топлива
в дежурную зону, тем меньше выбросы NOX. Ha
установившихся режимах работы ГТД
относительный расход топлива через дежурную
форсунку поддерживается на уровне 3...4%. При
появлении неустойчивости горения в дежурную
форсунку подается больше топлива (до 25 %).
Дополнительным фактором, позволяющим
снизить эмиссию NOjc и повысить устойчивость го-
рения, является возможность изменения расхода
воздуха через горелки с помощью регулируемо-
го входного направляющего аппарата и пово-
ротного кольца, перекрывающего отверстия
вторичного воздуха в жаровой трубе (на
выносных жаровых трубах). При включении гомоген-
ных форсунок BHA прикрыт, отверстия
вторичного воздуха открыты. При повышении нагруз-
ки до 0,5Л^ном отверстия вторичного воздуха
перекрываются, после чего начинается открытие
BHA, которое заканчивается при полной на-
грузке.
Гибридные горелки фирмы «Siemens» при
работе на природном газе позволяют получать
выбросы NOX < 50 мг/нм3 и СО < 12 мг/нм3.
Технология малоэмиссионного горения по
схеме RQQL не требует такой сложной системы
автоматического управления КС, как схема LPP.
В основу схемы RQQL положен метод
двухступенчатого сжигания топлива. Для этого в КС
конструктивно организовывают три
последовательно расположенные зоны (рис. 6.75).
В первой зоне 1 формируется горение «бо-
гатой» TBC с коэффициентом избытка возду-
хаоскс = 0,6...0,8. Вэту зону подается все топ-
ливо 2, а необходимое соотношение топлива
к воздуху обеспечивается подачей воздуха 3.
121

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
Ввиду недостатка свободного кислорода и низ-
кой температуры горения количество окислов
азота, образующихся в первой зоне, невелико.
Рис. 6.75. Схема жаровой трубы, работающей по принципу
RQQL: 1 - зона «богатого» горения; 2 - подача топлива;
3 - подвод воздуха в «богатую зону»; 4 - подвод воздуха
в зону смешения; 5 - зона «бедного» горения; 6 -
продукты сгорания
Во второй зоне продукты неполного сгора-
ния топлива из «богатой» зоны интенсивно
смешиваются с большим количеством воздуха 4
(зона резкого разбавления). Смешение
продуктов неполного сгорания из «богатой» зоны
с «холодным» воздухом понижает температуру
и увеличивает коэффициент избытка воздуха
в смеси, поступающей в зону 5. В этой зоне
происходит горение «бедной» TBC с
коэффициентом избытка воздуха оскс ~ 2,0
образовавшейся на выходе из зоны резкого разбавления.
Концентрация NOjc в продуктах сгорания 6 здесь
ограничивается невысокой температурой пламени
и малым временем пребывания.
Основной источник образования NO* в схеме
RQQL - зона резкого разбавления, в которой
возможно образование локальных стехиометри-
ческих очагов горения. Поэтому очень важно
организовать процесс разбавления таким
образом, чтобы перемешивание продуктов сгорания
«богатой» зоны с воздухом происходило как
можно быстрее иравномерно по всему попе-
речному сечению жаровой трубы.
Достоинствами схемы RQQL является
простота системы регулирования, так как для пода-
чи топлива может быть задействован только
один коллектор, и хорошая устойчивость горе-
ния во всем диапазоне режимов работы ГТД.
К недостаткам этой схемы можно отнести то,
что на практике она имеет ограниченные
возможности по получению низких уровней вы-
о
бросов NOjc (менее 50 мг/нм ). Наиболее
рационально схему горения RQQL использовать
в ГТД с низкими и средними параметрами
рабочего цикла.
Технология горения по схеме RQQL широко
используется в ОАО «Авиадвигатель», в
частности, на ГТД семейства ПС-90ГП, созданных
на базе газогенератора авиационного серийного
двигателя ПС-90А. На рис. 6.76 приведена КС
двигателя ПС-90ГП-1, предназначенного для
привода компрессора на газоперекачивающих
станциях. Параметры воздуха на входе в КС
двигателя ПС-90ГП-1 на номинальном режиме
5fc О ф
составляют: Рк = 16,2 кгс/см , Тк = 686 К.
Диапазон изменения коэффициента избытка
воздуха на выходе КС от режима холостого хода до
номинального - от 4,41 до 2,96. КС имеет
двенадцать цилиндрических жаровых труб 1
и общий кольцевой газосборник 2. Фронтовое
устройство жаровой трубы включает в себя га-
зовую форсунку 3 с большим количеством
отверстий для лучшего перемешивания топлива
с воздухом и радиальный завихритель 4. В зону
«богатого» горения 5 поступает около 20 %
воздуха, в «бедную» зону 6 - около 70 %. Воздух
в зону разбавления поступает через восемь
крупных отверстий 7. Розжиг КС при запуске
осуществляется с помощью свечи зажигания 8.
При изменении режима работы двигателя от xo-
лостого хода до номинального коэффициент
избытка воздуха в «богатой» и «бедной» зонах
меняется соответственно от 0,9 до 0,6 иот 3,1
до 2,1. Такое изменение коэффициента избытка
воздуха позволяет обеспечить устойчивое горе-
ние во всем рабочем диапазоне ГТД и в то же
время получить низкие выбросы вредных
веществ.
В случае применения воды или пара для
снижения уровня выбросов NO* KC должна
иметь «запас» по полноте сгорания для того,
чтобы впрыск влаги не привел к недопустимому
росту выбросов СО и CH или срыву пламени.
Отсюда следует, что впрыск воды (пара) в каме-
py, работающую на бедной гомогенной смеси
по концепции LPP, нецелесообразен. Он
применяется, как правило, при сжигании околосте-
хиометрических TBC в диффузионном
режиме. Для получения выбросов NO* на уровне
о
50 мг/нм расход пара должен составлять не ме-
нее 100...150 % от расхода топлива. При впры-
ске воды, в соответствии с тепловым балансом,
ее требуется в 1,62 раза больше по сравнению
с паром для достижения одинакового эффекта
122

6.6. Особенности КС двигателей наземного применения
Рис. 6.76. КС двигателя ПС-90ГП-2 с жаровой трубой, работающей по схеме RQQL:
1 - жаровая труба; 2 - газосборник; 3 - форсунка; 4 - завихритель; 5 - «богатая» зона;
6 - «бедная» зона; 7 - отверстия зоны разбавления; 8 - свеча зажигания
по снижению N0*. Поскольку впрыск воды или
пара подавляет образование NO* по
термическому механизму, очень важно для уменьшения
расхода воды (пара) подавать ее в область мак-
симальных температур вместе с топливом.
Очевидно, что лучший способ добиться желаемо-
го - это подготовить и сжечь водно-топливную
эмульсию.
К недостаткам способа с впрыском воды
(пара) можно отнести:
- снижение ресурса из-за возникающих
пульсаций давления в камере и высокого
градиента термических нагрузок, особенно при
впрыске воды;
- усложнение конструкции ГТД (иногда
требуются изменения первого соплового аппарата
турбины с целью повышения его пропускной
способности);
- значительные эксплуатационные расходы,
связанные с качественной подготовкой воды
(жесткость не более 0,005 мгэ/л).
Дорогостоящая вода затем безвозвратно теряется вместе
с выхлопными газами.
Несмотря на указанные недостатки, способ
подачи воды или пара в КС широко использует-
ся в ГТД многих фирм, особенно за рубежом.
Перспективным направлением в решении
проблем по снижению выбросов вредных
веществ является разработка каталитических КС.
С их помощью можно получить ультранизкие
выбросы. Так, на фирме «General Electric»
в стендовых условиях при параметрах,
характерных для двигателей серии F были получе-
ны выбросы: NO* = 0,5 ppm; СО = 0,8 ppm;
НС = 1,7 ppm.
Работы по каталитическим КС проводятся
уже длительное время практически на всех
фирмах, занимающихся разработкой ГТД.
Некоторые из этих камер находятся в стадии
натурных испытаний или опытной эксплуатации
(ГТД5О1 фирмы «Allisson», ГТД Frame-9E
(PG9171E) фирмы «Pratt&Whitney» совместно
с фирмой «Catalytic», ГТД MlA-13A фирмы
«Kawasaki» и др.). Разработчики считают, что
применение каталитических систем приведет
куменьшению капитальных и
эксплуатационных затрат (рис. 6.77). Использование катализа
позволяет получать в натурных условиях вы-
о
бросы NOjc менее 12 мг/нм , а СО и CH - менее
о
7 мг/нм . Поскольку широкое коммерческое
применение каталитических КС сдерживается
их ограниченным ресурсом, то основные работы
123

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
jQ
ё
Q.
i3
cn
_
3
эс
J3
s
ь
с
о
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45
Концентрация NOX
в уходящих газах, ppm
Рис. 6.77. Экономичность различных методов снижения
NOX в промышленных ГТД [6.34]: 1 - каталитическая КС;
2 - впрыск воды; 3 - впрыск пара; 4 - сжигание по
схеме LPP; 5 - сжигание по схеме LPP + селективная
каталитическая азотоочистка продуктов сгорания
в настоящее время ведутся по оптимизации
конструкции каталитической камеры и по
увеличению ресурса катализатора и повышению
температуры его работы. Конструктивная схема
каталитической КС и принцип ее работы приведены
в подразд. 6.3.4.
Проблема высокого ресурса жаровых труб
ГТД наземного применения при дефиците
воздуха, идущего на охлаждение, решается, как
правило, за счет применения
высокоэффективных конструкций систем охлаждения с
использованием теплозащитного покрытия. Так, фирма
«Rolls-Royce» применяет систему охлаждения
типа «трансплай» с «толстым» EК = 500.. .600 мк)
теплозащитным покрытием стенок жаровой
трубы. От исходного уровня расход воздуха на
охлаждение уменьшается почти в два раза.
Фирмы «General Electric» и «Pratt&Whitney»
внедрили технологию конвективного
охлаждения также с «толстым» теплозащитным
покрытием, что дало возможность исключить расход
воздуха на пленочное охлаждение, использовать
его в процессе низкотемпературного горения.
Наиболее радикальным способом снижения
расхода охлаждающего воздуха является
применение керамики. Фирма «Siemens» на своих
больших цилиндрических камерах применяет
керамические плитки, не связанные жестко
с основной конструкцией, а в газосборнике -
металлические плитки, покрытые керамикой
(рис. 6.78). В результате межремонтный ресурс
Рис. 6.78. Жаровая труба КС фирмы «Siemens»
с керамическим покрытием [6.9; 6.35]
достиг уровня 100000 часов. Несмотря на
очевидные положительные стороны внедрения
керамики в конструкцию КС, ее применение
ограничивается такими свойствами, как:
- малые запасы прочности на изгиб и
растяжение;
- растрескивание при больших и часто
повторяющихся тепловых «ударных» градиентах
температур;
- трудности неразрушающего контроля
деталей перед поставкой на двигатель.
6.7. Перспективы развития
камер сгорания ГТД
В связи с постоянно растущим вниманием
к охране окружающей среды основным
требованием из общего перечня требований к КС
ГТД на ближайшую перспективу по-прежнему
остается обеспечение низких уровней выбросов
вредных веществ. При этом одновременно
делается упор на снижение стоимости жизненного
цикла, куда входит стоимость изготовления,
ремонта и технического обслуживания. Для
промышленных ГТД, учитывая конъюнктуру
рынка, дополнительно выдвигается требование по
расширению диапазона применяемых видов то-
плива - от низкокалорийных газообразных топ-
лив до тяжелых продуктов нефтепереработки.
Успешное решение задачи по созданию
перспективной конструкции КС невозможно без
применения новых материалов и технологий из-
готовления. В первую очередь это относится
124

6.7. Перспективыразвитш камер сгорания ГТД
к жаровой трубе. Так, для повышения
эффективности системы охлаждения требуются
материалы с высокой рабочей температурой
A200 °С и более), например, такие как интерме-
таллиды и композиционные материалы на
основе керамики. Кроме этого, на внутренней
поверхности жаровой трубы должно быть
предусмотрено керамическое теплозащитное
покрытие, обладающее хорошим сцеплением с
основным материалом жаровой трубы и
стойкостью к термоциклам.
Для каталитических КС основной проблемой
является повышение теплостойкости и
долговечности катализатора.
К перспективному направлению в плане
создания малоэмиссионных КС относится создания
гибких автоматизированных систем управления,
позволяющих контролировать эмиссию (как
правило, по косвенным параметрам) в процессе
работы ГТД и при изменении условий
воздействовать на регулирующие элементы. В качестве
регулирующих элементов могут выступать топ-
ливные коллекторы, перепускные трубы и (или)
фронтовые устройства изменяемой геометрии.
Такие системы позволяют поддерживать мини-
мальный уровень эмиссии во всем диапазоне
работы ГТД и предотвращать пульсационное
горение и проскок пламени в смесительное
устройство.
С целью сокращения времени на создание
перспективной КС большая роль отводится
расчетным работам. Здесь необходимы надежные
методики расчета, использующие, как правило,
трехмерные модели и апробированные
предыдущими испытаниями.
Контрольные вопросы
1.Для чего предназначен диффузор камеры
сгорания?
2. С какой целью воздух, поступающий в ка-
меру сгорания разделяют на первичный и
вторичный?
3. В чем достоинства и недостатки
кольцевых камер сгорания по сравнению с трубчатыми
и трубчато-кольцевыми?
4. В чем достоинства и недостатки противо-
точных камер сгорания по сравнению с прямо-
точными?
5. Эмиссия каких веществ при работе двига-
теля ограничивается международными и
отечественными стандартами?
6. Какие факторы определяют выброс оки-
слов азота?
7. Каким образом достигается снижение
эмиссии вредных веществ при применении
двухзонных камер сгорания?
8. В чем достоинства и недостатки
ступенчатых диффузоров перед плавными?
9. Каким образом обеспечивается свобода
тепловых расширений жаровых труб трубчато-
кольцевой камеры сгорания в осевом
направлении?
10. Какие материалы применяют для
изготовления жаровых труб камер сгорания?
П.Какие функции выполняет фронтовое
устройство камеры сгорания?
12. Каким образом реализуется снижение
температуры стенок жаровой трубы при конвек-
тивно-пленочной схеме охлаждения?
13. Как реализуется транспирационная схема
охлаждения жаровых труб?
14. Каким нагрузкам подвергается при
работе двигателя наружный корпус камеры
сгорания? Внутренний корпус?
15. Каким образом осуществляется воспла-
менение топливо-воздушной смеси в камере
сгорания?
16. Поясните принцип работы двухсопловой
форсунки.
17. Для чего в камеры сгорания наземных га-
зотурбинных установок подают водяной пар?
Англо-русский словарь-минимум
air spray type fuel spray nozzl - топливная форсунка
с воздушным распылом
annular combustion chamber - кольцевая КС
burning - сжигание, горение
carbon - углерод
carbon dioxide - двуокись углерода
carbon monoxide - окись углерода
chamber - камера
cooling - охлаждение
combustion - горение, сгорание
combustion chamber - камера сгорания (КС)
combustion efficiency - эффективность горения
combustion intensity - интенсивность горения
combustion stability - стабильность горения
dilution zone - зона смешения
electric spark - электрическая искра
emissions - эмиссия
flame - пламя
flame tube - жаровая труба
flare - горелка
fuel manifold - топливный коллектор
125

Глава 6. Камеры сгорания ГТД
fuel supply - подача топлива
fuel spray nozzl - топливные распыливающие форсунки
ignition - воспламенение
interconnecter - пламеперебрасывающий патрубок
multiple combustion chamber - индивидуальная КС
oxides of nitrogen - окиси азота
pollution - вредные выбросы
pre-vaporization - предварительное испарение
primary zone - первичная зона
smoke - дым
snout - заборник
swirl - завихритель
thrust engine - тяга двигателя
tubo-annular combustion chamber - трубчато-кольцевая КС
turbine blades - рабочие лопатки турбины
turbine nozzles guide vanes - сопловые лопатки турбины
unburnt hydrocarbons - несгоревшие углеводороды
vaporizer combustion chamber - испарительная КС
Список литературы
6.1. ОСТ 1 00411-90. Камеры сгорания основные газо-
турбинных двигателей. Методы обработки результатов
измерения поля температуры газа.
6.2. Стандарт ИКАО. (Приложение 16 к Конвенции
о международной гражданской авиации. Том 2: Эмиссия
авиационных двигателей).
6.3. Авиационные правила АП-34 «Охрана
окружающей среды. Нормы эмиссии для авиационных двигателей».
6.4. The Jet Engine Rollse-Royce plc.
6.5. Тепловое и напряженное состояние стенок
жаровых труб камер сгорания ГТД: сборник статей / под ред.
А.Д. Рекина; ЦИАМ. Вып. 2 // Труды № 1295. 1992.
6.6. Сударев A.B. Камера сгорания газотурбинных
установок: Теплообмен / A.B. Сударев, В.И. Антоновский. -
M.: Машиностроение, 1985.
6.7. Скибин B.A. Выбросы вредных веществ от
авиационных двигателей / B.A. Скибин, C.A. Волков. ЦИАМ.
Аэрокосмический курьер. - 2003. - № 2.
6.8. Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД /
А.Лефевр; пер. сангл. СО. Апельбаум [идр.]; под ред.
B.E. Дорошенко. - M.: Мир, 1986.
6.9. Bayle-Laboure Gerard. Pollutant emissions from
aircraft engines: asituation under control // Revue scientifique
Snecma. - 1991. - № 2, Juin.
6.10. Пат. № RU 2107230 C1.
6.11.naT.JVoRU2103611Cl.
6.12. Design and Testing of a Unique, Compact Gas
Turbine Catalytic Combustor Premixer / R.L. Hack [et al.].
Proceedings of ASME Turbo Expo 2003 Power for Land, Sea and
Air, June 16-19, 2003, Atlanta, Georgia, USA.
6.13. Пат. РФ № RU 2211409 C2.
6.14. Пат. РФ № RU 2215241 C2.
6.15. Распыливание жидкостей / Ю.Ф. Дитякин [и др.]. -
M.: Машиностроение, 1977.
бЛб.Хавкин Ю.И. Центробежные форсунки /
Ю.И. Хавкин. - Л.: Машиностроение (Ленингр.
отделение), 1976.
6.17. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим
сопротивлениям / И.Е. Идельчик. - M.: Машиностроение,
1976.
6.18. Хронин Д.Б. Конструкция и проектирование авиа-
ционных газотурбинных двигателей / Д.Б. Хронин. - M.:
Машиностроение, 1989.
6.19. Попов O.A. Современные электрические системы
зажигания для камер сгорания двигателей и
теплотехнических устройств различного назначения. Анализ тенденций
совершенствования и перспектив развития по материалам
ведущих зарубежных фирм и отечественных разработок,
(обзор): технический отчет / O.A. Попов, C.A. Федоров;
ЦИАМ.-М.,1993.
6.20. Мурысев A.H. Порядок работ при согласовании
применения систем зажигания на ГТД. Руководящий
технический материал / A.H. Мурысев; УАКБ «Молния», 1993.
6.21. Ревзин Б.С. Газоперекачивающие агрегаты с газо-
турбинным приводом: учеб. пособие / Б.С. Ревзин. -
Екатеринбург: Изд-во УГТУ-УПИ, 2002.
6.22. Постников A.M. Снижение оксидов азота в вы-
хлопных газах ГТУ / A.M. Постников. - Самара: Изд-во
Самар. науч. центра РАН, 2002.
6.23. ГОСТ 28775-90. Агрегаты газоперекачивающие
с газотурбинным приводом. Общие технические условия. -
M.: Госстандарт, 1991.
6.24. ГОСТ 29328-92. Установки газотурбинные для
привода турбогенераторов. Общие технические условия. -
M.: Госстандарт, 1991.
6.25. ГОСТ 12.1.005-88. Продукция производственно-
технологического назначения. Общие технические усло-
вия.-М., 1988.
6.26.CH245-71. Санитарные нормы проектирования
промышленных предприятий.
6.27. Рекламный проспект «Rolls-Royce Industrial &
Marine Gas Turbines Limited», 1994.
6.28. Mongia H.C. Aero-Thermal Design and Analysis of
Gas Turbine Combustion Systems Current Status and Future
Direction. AIAA Paper 98-3982.
6.29. ASME Paper 94-GT-253.
6.30. Combustion Instability Characteristics of Industrial
Engine Dry Low Emission Combustion Systems / P. Raghavan
et al. AIAA Paper 98-3379.
6.31. Рекламная брошюра фирмы ABB Power
Generation Industry «The Economic Production of Heat and Power.
Steam and Gas Turbines for Industry».
6.32. Пат. Швейцарии № CH 680 467.
6.33. Jeffs E. New Low-NOx combustors in European
Service / E. Jeffs. Gas Turbine World. - 1988. -№ 5.
6.34. Перспективы создания высокотемпературных ма-
лотоксичных камер сгорания стационарных ГТУ / А.Г. Ty-
мановский и др. Теплоэнергетика. - 2000. - № 10.
6.35. Рекламная брошюра фирмы ThyssenKrupp VDM. -
2002. - № 565, ноябрь.
126

Глава 7
ФОРСАЖНЫЕ КАМЕРЫ
Форсажная камера
Рис. 7.1. Двигатель Д-30Ф6
Одним из требований, предъявляемых к ГТД
боевых и некоторых коммерческих самолетов,
является обеспечение возможности
значительного кратковременного или длительного
увеличения тяги двигателя - форсирования.
Существуют различные способы
форсирования тяги. Незначительное и кратковременное
форсирование можно получить подачей
увеличенного количества топлива в основную КС.
Несколько большее форсирование
осуществляется за счет впрыска в компрессор или КС до-
полнительного рабочего тела (например, дисти-
лированной воды). Наиболее широкое
распространение получил метод форсирования тяги
путем подвода за турбиной дополнительного
тепла крабочему телу. Тепло подводится за
счет сжигания топлива в дополнительной
специальной КС, называемой форсажной камерой
(ФК)(рис.7.1).
Характерной особенностью ФК по
сравнению с основной КС является то, что за ФК в
потоке нет деталей и узлов, требующих
специального интенсивного охлаждения, таких как
турбина за КС. Кроме того, к ней не предъявляются
жесткие экологические требования. Это
позволяет организовать процесс горения в ФК
практически при стехиометрическом соотношении
воздух/топливо (при суммарном коэффициенте
избытка воздуха а2, близком к 1, в то время как
в КС современных двигателей коэффициент
избытка воздуха на максимальном режиме обычно
находится в диапазоне от 2,6 до 3,2).
Расход топлива через ФК в 2.. .4 раза больше,
чем через КС. Поэтому от качества ФК во мно-
гом зависят экономические и эксплуатационные
характеристики двигателя в целом.
7.1. Характеристики ФК
В главе 2 приведен «простой» цикл ГТД.
Цикл ГТД с ФК (ТРДФ, ТРДДФ) приведен на
рис. 7.2. В этом цикле на участке Т-Ф к потоку
рабочего тела подводится тепло за счет
преобразования химической энергии топлива в тепло-
вую. Работа цикла значительно повышается и,
Ф
3 4 4'
Рис. 1.2. Цикл ТРДФ (ТРДДФ): - площадь 4ТФ54 - сумма
внешнего тепла и тепла трения, лежащая под линией ТФ
реального подвода тепла в ФК @; - площадь 4'Т'Ф54' -
внешнее тепло B1), определенное тем же интервалом
температур (Тт-Тсм) с учетом полноты сгорания; - площадь
4ТФТ'4' - тепло трения в реальном процессе подвода теп-
лавФК
127

Глава 7. Форсажные камеры
соответственно, возрастает скорость истечения
газов из сопла и удельная тяга двигателя
(в 1,5-2 раза). Следует отметить, что
существуют схемы ФК с форсированием (подводом до-
полнительного тепла) в наружном контуре. Pe-
альный процесс подвода тепла в ФК отличается
от идеального наличием гидравлических и теп-
ловых потерь полного давления газа и неполно-
той сгорания топлива и в принципе аналогичен
процессу подвода тепла в основной КС [7.1].
Как видно из цикла, гидравлические потери
частично компенсируются, т.к. работа трения
преобразуется в тепло, которое возвращается
в работу термодинамического цикла. Однако
потери давления в ФК приводят к уменьшению
полного давления газа перед соплом,
уменьшению степени понижения давления газа в
реактивном сопле и, следовательно, к снижению
КПД цикла.
Кроме потерь давления процессы в ФК
сопровождаются потерями тепла:
- за счет рассеивания в окружающее
пространство (эти потери составляют 0,005-0,010 %
от тепла, подводимого к рабочему телу в ФК);
- за счет неполного сгорания топлива
(экономичность двигателя находится в прямой
зависимости от полноты сгорания).
Потери полного давления газа в ФК
выражаются, как правило, через относительную
величину 5фк, определяемую как отношение
снижения полного давления газа в ФК от входного
до выходного сечения к полному давлению газа
на входе. Эти потери характеризуют
аэродинамическое и термодинамическое совершенство
ФК и состоят из двух основных частей:
гидравлических потерь и потерь, связанных с подво-
дом тепла.
Основные характеристики рабочего процесса
ФК условно могут быть разделены на две
основные взаимосвязанные группы:
- характеристики, определяющие
эффективность работы ФК (степень форсирования Яф,
полнота сгорания топлива г|ок, потери полного
давления в ФК в целом 5ок и в отдельных ее
элементах);
- характеристики, определяющие условия
для организации процесса горения (суммарный
коэффициент избытка воздуха, температура,
давление и скорость газового потока перед по-
дачей в него форсажного топлива).
По основным характеристикам, большинство
из которых определяются из расчета двигателя
в целом, рассчитываются и выбираются
основные геометрические характеристики ФК длины
смесителя, диффузорного участка, зоны горе-
ния, миделевого (максимальный) диаметр ФК
AvfflTj, относительная степень загромождения
сечения фронтовым устройством i<3Arp и
некоторые другие.
Относительная степень загромождения
сечения фронтовым устройством определяется по
формуле
ЗАГР
— Fri\rv/F(
ЗАГР/^ФК?
G.1)
где F3Arp - площадь загромождения сечения
r\
фронтовым устройством, см ; FOK- площадь ФК
в сечении загромождения, см2.
К параметрам, определяющим
эффективность работы ФК, относятся следующие.
Степень форсирования Яф характеризует
увеличение реактивной тяги двигателя при
включении ФК и находится по следующей фор-
муле:
Rch — Rch I R
^БФ?
G.2)
где Яф - фактическая тяга двигателя на
форсированном режиме, кгс; ^БФ - тяга двигателя на
максимальном бесфорсажном режиме,
приведенная по параметрам на входе в двигатель (ГВх,
Рвх) и давлению воздуха за КВД (Рк) к
соответствующему форсированному режиму, кгс.
Для большинства современных
отечественных и зарубежных двигателей 4, 5 и 5+
поколений степень форсирования на полном
форсированном режиме в земных условиях находится
вдиапазоне от 1,4 до 1,7. Эффективность
применения форсированных режимов возрастает
с увеличением скорости полета и степени двух-
контурности.
Полнота сгорания топлива Г|ок в ФК -
характеризует степень совершенства организации
процесса горения. Определяется как отношение
фактического количества тепла, выделенного
при сгорании одного килограмма топлива, к его
теплотворной способности и зависит от
параметров газового потока перед подачей в него
форсажного топлива. Это такие параметры, как
температура, давление, скорость, атакже
коэффициентов избытка воздуха в зонах горения.
Снижение температуры газового потока
отрицательно сказывается на полноте сгорания топли-
ва (поскольку при этом уменьшается скорость
испарения, увеличивается время задержки вос-
128

7.2. Работа ФК
пламенения топлива, замедляются реакции
горения и уменьшается скорость распространения
фронта пламени). Снижение давления в газовом
потоке также неблагоприятно сказывается на
полноте сгорания, поскольку при этом:
увеличиваются размеры капель; возрастает
необходимое для испарения и сгорания время;
ухудшается соотношение сил, вызывающих
турбулентное перемешивание, и сил вязкости; возрастают
энергия и температура воспламенения топлива;
усиливается тенденция к затуханию пламени;
уменьшается скорость химической реакции
в смеси топлива с воздухом. Повышение
скорости газового потока также снижает полноту сго-
рания топлива, поскольку при этом
уменьшается время пребывания смеси в зонах горения.
Влияние температуры, давления и скорости
газового потока наиболее ощутимо для ТРДДФ,
поскольку с изменением условий полета само-
лета они (особенно по наружному контуру дви-
гателя) могут существенно меняться. Это
необходимо учитывать на стадии проектирования
(особенно при увеличении степени двухконтур-
ности двигателя).
Основным параметром, определяющим
условия для организации процесса горения, является
суммарный коэффициент избытка воздуха. Этот
коэффициент показывает, во сколько раз
фактический расход воздуха (газа), проходящий через
ФК, превышает теоретически необходимый
для сжигания поданного форсажного топлива,
ok находится по следующей формуле:
OCs = 3600GB/(GTo+GToop) ^o,
G.3)
где Ge - суммарный расход воздуха через ФК
(двигатель), кг/с; Gxo - расход топлива через
основную КС, кг/ч; GToop - расход
форсажного топлива, кг/ч; Lo - стехиометрический
коэффициент для воздуха и данного вида
топлива.
У большинства современных двигателей
с ФК ocs = 1,05-1,25 на полном форсированном
режиме и ос2 = 1,5-4,8 - на частичном. Макси-
мального значения полнота сгорания достигает
при стехиометрическом соотношении воз-
дух/топливо (при значениях а2, близких к 1).
При значениях а2, находящихся вне
концентрационных пределов воспламенения, горение
невозможно - полнота сгорания равна нулю.
Количественное влияние вышеуказанных
параметров на полноту сгорания топлива
определяется конкретной конструкцией ФК.
Полнота сгорания топлива для современных
отечественных и зарубежных двигателей с
кратковременным ее включением (самолеты-ист-
ребители и самолеты-штурмовики военной
авиации) достигает 0,86-0,92 на полном
форсированном режиме. У ФК двигателей
сверхзвуковых бомбардировщиков и пассажирских
сверхзвуковых самолетов полнота сгорания на
крейсерском форсированном режиме достигает
величины 0,94-0,98.
7.2. Работа ФК
Работу ФК рассмотрим на примере ТРДДФ
с наиболее часто встречающейся конструкцией
ФК(рис.7.3)[7.2].
1 2 4 3 7 5 6 8 9
4z^
Рис. 7.3. ФК ТРДДФ (печатается с разрешения Rolls-Royse
plc.): 1 - смеситель; 2 - лепестки смесителя; 3 - кольцевой
диффузор; 4 - центральное тело; 5- стабилизаторное
фронтовое устройство; 6— стабилизаторы; 7- система
коллекторов и форсунок; 8 - корпус; 9 - теплозащитные
(антивибрационные) экраны; 10 - регулируемое сопло
Воздух наружного контура и газ внутреннего
поступают в смеситель 1 с «лепестками» 2, где
происходит смешение потоков и выравнивание
их параметров по давлению, температуре,
скорости. Далее поток тормозится в
расширяющемся канале, образованном кольцевым
диффузором 3 и центральным телом 4. Снижение
скорости потока позволяет создать на выходе из
диффузора с помощью фронтового
устройства 5, образованного плохо обтекаемыми телами
V-образного профиля - стабилизаторами 6,
циркуляционные зоны, в которые из коллекторов
и форсунок 7 подается топливо.
Образовавшаяся топливовоздушная смесь (TBC)
воспламеняется с помощью специальной системы розжига
(см. подразд. 7.6.1). Циркуляционные зоны
обеспечивают устойчивое горение на всех
режимах работы ФК. Часть относительно холод-
ного воздуха (газа) из пристеночного (перифе-
129

Глава 7. Форсажные камеры
рийного) слоя в диффузоре «забирается» в ка-
нал, образованный корпусом 8 и экранами 9.
Экраны выполняют теплозащитную и
антивибрационную (гасят пульсации давления) функции
в ФК и обеспечивают «транспортирование»
воздуха для охлаждения элементов проточной
части регулируемого сопла 10.
7.3. Требования к ФК
Общие требования, предъявляемые к ФК по
массе, габаритам, надежности, ресурсу и т.д.,
аналогичны требованиям, предъявляемым к дру-
гим узлам ГТД.
Однако для ФК есть и специфические
требования, основными из которых являются:
- соответствие термодинамических
характеристик заданным величинам степени
форсирования, полноты сгорания топлива в ФК уровню
потерь полного давления на бесфорсажных
режимах и форсированных режимах;
- обеспечение надежного и безотказного,
с первой попытки, розжига в требуемом
диапазоне высот и скоростей полета с выходом на
полный форсированный режим в течение
заданного промежутка времени (обычно от 3 до 8
секунд с момента установки ручки управления
двигателем на полный форсированный режим);
- обеспечение надежной, устойчивой работы
без срывов пламени, вибрационного горения
и нарушения газодинамической устойчивости
двигателя на стационарных и переменных
форсированных режимах.
7.4. Схемы ФК
Схема ФК выбирается в зависимости от типа
двигателя, заданных характеристик и условий
эксплуатации. Рассмотрим подробнее признаки,
по которым ФК могут быть условно
классифицированы.
По типу двигателя. ФК могут применяться
на ТРДФ или ТРДДФ. До середины 70-х годов
прошлого века ФК применялись, в основном,
для ТРДФ. А позднее ФК стали применятся
и для ТРДДФ (см. рис. 7.3). Применению ФК
в составе ТРДДФ способствует:
- наличие достаточного количества
кислорода (за счет воздуха, поступающего в ФК из
наружного контура двигателя), дающее
возможность получения более высоких степеней
форсирования;
- наличие в периферийной части ФК
достаточного количества относительно холодного
воздуха наружного контура, облегчающее
организацию охлаждения корпусов и экранов;
- возможность более экономичного
использования форсажного топлива на различных
режимах от крейсерского до полного
форсированного.
В то же время в ФК ТРДДФ необходимо
применение смесительного устройства, что
увеличивает длину и вес ФК, и двигателя в целом.
Кроме этого, для ФК ТРДДФ характерна
«прямая» аэродинамическая связь через наружный
контур с КНД, повышающая чувствительность
КНД к возникающим возмущениям давления
в ФК на переменных режимах.
К положительным особенностям применения
ФК в составе ТРДФ можно отнести:
- относительно равномерные поля
параметров потока газа на входе (температур, давлений
и скоростей);
- высокое значение температуры потока газа
на входе, повышающее интенсивность
испарения топлива и облегчающее розжиг ФК;
- отсутствие необходимости применения
смесителя, что сокращает длину и вес ФК.
К отрицательным особенностям применения
ФК в составе ТРДФ можно отнести:
- пониженное содержание кислорода на
входе из-за наличия балластных газов после
основной КС, что приводит к ограничению по
величине степени форсирования и необходимости
обеспечения более тщательного распределения
топлива по сечению для организации
устойчивого процесса горения при околостехиометри-
ческих соотношениях воздух/топливо;
- отсутствие на периферии камеры
относительно холодного воздуха наружного контура,
что затрудняет организацию охлаждения
корпусов и экранов ФК.
По уровню параметров газа на входе ФК
ТРДФ аналогичны основным КС, отличаясь от
них более низкими концентрацией кислорода
и давлением и, как правило, более высокой
температурой.
По месту подвода тепла. В современных
двигателях наиболее часто применяются ФК
с подводом тепла за турбиной (см. рис. 7.3). Для
ТРДДФ теоретически возможен подвод тепла
в наружном контуре двигателя (такие ФК в
современных двигателях практически не
применяются).
130

7.4. Схемы ФК
По способу стабилизации пламени:
- за счет плохообтекаемых тел (см. под-
разд. 7.4.1);
- с вихревой стабилизацией пламени
(см. подразд. 7.4.2);
- с аэродинамической стабилизацией пламе-
ни (см. подразд. 7.4.3).
По типу смесителя (для ТРДДФ) (подробнее
см. подразд. 7.5.1):
- с кольцевым смесителем;
- с лепестковым смесителем.
По способу подачи топлива (подробнее
см. подразд. 7.5.3):
- с предварительной подготовкой TBC
в специальных устройствах;
- с непосредственной подачей топлива в зону
горения с помощью форсунок и коллекторов.
7.4.1. ФК со стабилизацией
плохообтекаемыми телами
ФК со стабилизацией пламени с помощью
плохообтекаемых тел (СПОТ) получили
наибольшее распространение в современной
авиации. Поэтому в качестве примеров на рис. 7.4-
7.8 показаны конструкции ФК отечественных
и зарубежных двигателей именно с такой
схемой стабилизации пламени. Поскольку
приведенные конструкции имеют много общего, бо-
лее подробно на рис. 7.4 рассмотрена
конструкция ФК двигателя Д-30Ф6, а по конструкциям
ФК других двигателей отмечены только их
основные особенности.
ФК двигателя Д-30Ф6 состоит из следующих
основных элементов:
1. Корпуса 1 с четырьмя рядами экранов 2.
Корпус болтовыми соединениями крепится
к диффузору 3 и реактивному соплу (на выходе
из ФК, на рис. 7.4 не показано). Экраны имеют
гофрированные подвески 4, посредством
которых они крепятся к корпусу.
2. Диффузора 3 с криволинейной (изогради-
ентной) образующей, имеющего два ряда
экранов 5. Корпус диффузора крепится болтовыми
соединениями к корпусу смесителя 6 и корпусу.
В передней части диффузора крепятся
трубопроводы 7 подвода топлива к коллекторам 8.
В средней части диффузора имеется силовое
кольцо 9 для крепления фронтового
устройства 10. В нижней части диффузора крепятся
датчики контроля розжига ФК 11. В задней
части диффузора имеются гофрированные
подвески 12, с помощью которых экраны крепятся
к диффузору.
3. Корпуса-смесителя, на котором крепятся
смеситель 13 лепесткового типа, с центральным
телом 14, имеющий шесть глубоких и шесть
мелких лепестков 75. Корпус крепится болтовы-
ми соединениями к наружному силовому кольцу
16 задней опоры двигателя и корпусу диффузора.
В средней части корпуса имеются стойки 17 для
крепления смесителя и коллектора 18 термопар.
В передней нижней части корпуса крепится
пусковая форсунка 19 системы запуска ФК
способом «огневая дорожка». В задней части смесите-
ля имеются подвески 20, с помощью которых
смеситель крепится к корпусу.
4. Стабилизаторного фронтового устройства,
состоящего из четырех стабилизаторов 21 пла-
мени У-образного профиля (периферийного -
радиально-кольцевого, центральных -
кольцевых), расположенных эшелонированно и
соединенных между собой пламеперебрасывающими
патрубками 22 и тягами 23, и системы из пяти
топливных коллекторов, имеющих форсунки 24
и трубопроводы подвода топлива. Фронтовое
устройство крепится к корпусу диффузора с по-
мощью тяг.
Приведем особенности конструкции ФК
некоторых двигателей.
Двигатель РД-33 (рис. 7.5):
- наличие промежуточного корпуса 1;
-коническая образующая диффузора 2,
имеющего экран 3;
- фронтовое устройство с секторными ради-
ально-кольцевыми стабилизаторами пламени 4,
крепящимися к диффузору при помощи тяг.
Двигатель АЛ-31Ф (рис. 7.6):
-количество лепестков смесителя 1 A1 глу-
боких и 11 мелких);
- кольцевые стабилизаторы пламени 2 и 3
C шт.) фронтового устройства, центральный из
которых 2 имеет «форкамеру» 4 (специальное
устройство для оптимизации запуска ФК и
поддержания устойчивого горения - не путать
с термином «форсажная камера» как основным
узломГТД; более подробно «форкамера»
описана в подразд. 7.6.1).
Двигатель TF-30-P-3 (рис. 7.7):
- смеситель кольцевого типа 1;
- коническая образующая диффузора 2,
имеющего спрямляющий аппарат 3 на входе
и экран 4 на выходе;
131

ВидВ
ВидА
Рис. 7.4. ФК двигателя Д-ЗОФ6: 1 - корпус; 2 - теплозащитные (ан-
тивибрационные) экраны; 3 - диффузор; 4 - гофрированные
подвески; 5 - экраны диффузора; 6 - корпус смесителя; 7 -
трубопроводы подвода топлива; 8- топливные коллекторы; 9- силовое
кольцо; 10 - фронтовое устройство; 11 - датчики контроля
розжига; 12 - гофрированные подвески; 13 - смеситель лепесткового
типа; 14 - центральное тело; 15 - лепестки смесителя; 16- наружное
силовое кольцо задней опоры двигателя; 17- стойки смесителя;
18 - коллектор термопар; 19 - пусковая форсунка системы «огневая
дорожка»; 20 - подвеска смесителя; 21 - стабилизаторы пламе-
ни; 22 - пламеперебрасывающие патрубки; 23 - тяги фронтового
устройства; 24 - форсунки

7.4. Схемы ФК
1
Фронтовое устройство
Форсажная камера
Рис. 7.5. ФК двигателя РД-33:1 - промежуточный корпус; 2 - диффузор; 3 - экран диффузора; 4 - секторные радиально-
кольцевые стабилизаторы пламени; 5 - тяги крепления фронтового устройства
133

Глава 7. Форсажные камеры
1
Рис. 1.6. ФК двигателя АЛ-31Ф: 1 - лепестки смесителя; 2 - центральный стабилизатор пламени фронтового устройства;
3 - кольцевые стабилизаторы пламени фронтового устройства; 4 - «форкамера» центрального стабилизатора фронтового
устройства
1 3 2
4
Рис. 1.1. ФК сгорания двигателя TF-30-P-3: 1 - смеситель кольцевого типа; 2 - диффузор; 3 - спрямляющий аппарат; 4 - эк-
ран диффузора; 5- периферийный радиально-кольцевой стабилизатор; 6— кольцевые центральные стабилизаторы; 7-
наружные радиальные патрубки периферийного стабилизатора; 8 - внутренние радиальные патрубки периферийного
стабилизатора; 9 - топливные коллекторы
134

7.4. Схемы ФК
Рис. 7.8. ФК двигателя RB.199-34: 1 - щелевой смеситель-диффузор; 2 - щели для смешения потоков; 3 - передний корпус
ФК; 4 - задний корпус ФК; 5 - кольцевые стабилизаторы пламени; 6 - центральное тело; 7 - тяги крепления стабилизаторов;
8 - форкамера; 9 - пусковой коллектор форкамеры; 10 - экраны
1
Рис. 1.9. Двигатель F110-GE-100:1 - ФК; 2 - центральное тело; 3 - фронтовое устройство; 4 - теплозащитный
экран; 5 - коллекторы подвода топлива
135

Глава 7. Форсажные камеры
- количество стабилизаторов 5 и 6 C шт.)
фронтового устройства, периферийный ради-
ально-кольцевой из которых имеет наружные 7
и внутренние 8 радиальные патрубки;
- количество топливных коллекторов 9
G шт.).
Двигатель RB.199-34 (см. рис. 7.8):
- щелевой смеситель-диффузор 1 с
конической образующей и восемнадцатью продольны-
ми щелями 2 для смешения потоков
(совмещение зоны смешения с первичной зоной горения);
- передний и задний корпусы;
- кольцевые стабилизаторы 5 пламени B шт.)
фронтового устройства, крепящиеся к
центральному телу 6 с помощью тяг 7;
- «форкамеру» 8 на границе контуров со
смесительными патрубками и специальный
пусковой коллектор 9;
- количество секций G шт.) теплозащитных
экранов 10 корпусов и ФК с выходом охлаж-
дающего воздуха в конце каждой секции.
Двигатели ТРДДФ M53-P2 (фирмы
«SNECMA») и F100-PW-229 (фирмы «Pratt&
Whitney») c частичными разрезами приведены
на рис.3.5 и 3.13 вподразд. 3.1.2, двигатель
F110-GE-100 (фирмы «General Electric») - на
рис. 7.9.
7.4.2. Вихревые ФК
Одним из способов стабилизации пламени
в ФК является вихревой. В вихревых ФК
устойчивая стабилизация горения осуществляется за
счет закрученных струй основного газового
потока.
Такая схема стабилизации пламени по
сравнению со СПОТ дает:
- снижение гидравлических потерь;
- снижение массы ФК;
-расширение диапазона устойчивого горе-
ния в области «бедных» смесей;
- более «слабую» зависимость характеристик
ФК от параметров воздушного потока на входе;
- увеличение скорости тепловыделения и
существенное увеличение скорости
распространения пламени в зоне горения за счет движения
объемов сгорающей TBC через «свежую» TBC
под воздействием сильного поля
центробежных сил.
На рис.7.10 для примера приведена схема
ФК с раздельной закруткой потоков наружного
и внутреннего контуров, характерная для одной
1
Рис. 7.10. Схема вихревой ФК модификации двигателя
F-100 с раздельной закруткой потоков наружного и внут-
реннего контуров: 1 - лопатки для закрутки потока
наружного контура; 2 - лопатки для закрутки потока внутренне-
го контура; 3 - кольцевая форкамера; 4 - топливные
коллекторы; 5 - наружный контур; 6 - внутренний контур
из модификации двигателя F-100 фирмы
«Pratt&Whitney». Как видно из рисунка, для
закрутки потоков на входе в ФК установлены ло-
патки G - наружного контура и 2 - внутреннего
контура) с углом закрутки от 20 до 35 градусов.
При этом данные лопатки являются
поворотными, занимая на бесфорсажном режиме
положение, при котором гидравлические потери пол-
ного давления минимальны. В качестве
постоянного источника воспламенения топлива
и поддержания устойчивого горения TBC на
периферии ФК установлена вспомогательная
кольцевая «форкамера» 3, которая непрерывно
работает на околостехиометрических
соотношениях воздух/топливо на всех форсированных
режимах. Топливо подается в закрученный
поток воздуха и газа из концентрично
расположенных коллекторов 4 непосредственно за
закручивающими поток воздуха лопатками.
Закрученный поток воздуха наружного контура 5,
смешанный с топливом, поданным из
коллекторов, поступает на периферию, где смешивается
с горящими газами форкамеры, имеющими
температуру ~2000 К. Воспламененная смесь
смешивается с закрученным потоком TBC
внутреннего контура 6. Фронт пламени в результате
такого течения приобретает форму конуса с
вершиной, расположенной в сторону турбины.
136

7.4. Схемы ФК
7.4.3. ФК с аэродинамической
стабилизацией
Еще одним способом повышения
эффективности работы ФК и снижения гидравлических
потерь полного давления в ФК является приме-
нение ФК с аэродинамической стабилизацией
пламени. Основным отличием такой ФК от ФК
со СПОТ является стабилизация пламени за
счет втекания под углом к основному газовому
потоку веерных струй предварительно
подготовленной TBC.
Преимуществами такой схемы стабилизации
пламени по сравнению со СПОТ являются:
- снижение гидравлических потерь и мас-
сы ФК;
-расширение диапазона устойчивого горе-
ния в области «бедных» смесей;
- более «слабая» зависимость характеристик
ФК от параметров воздушного потока на входе.
Основным недостатком такой схемы
является необходимость отбора воздуха высокого
давления из компрессора двигателя для создания
веерных струй предварительно подготовленной
TBC, что ухудшает характеристики компрессо-
pa и КПД двигателя в целом.
На рис. 7.11 представлена ФК
перспективного двигателя поколения 5+ с аэродинамической
стабилизацией пламени за счет веерных струй.
Как видно из рисунка, фронтовое устройство
ФК состоит из одного центрального 1 и шести
периферийных 2 аэродинамических
стабилизаторов пламени. Центральный аэродинамический
стабилизатор пламени расположен в задней ox-
лаждаемой части затурбинного кока 3 на оси
камеры.
3
Рис. 7.11. ФК перспективного двигателя с аэродинамической стабилизацией пламени: 1 - центральный
аэродинамический стабилизатор; 2 - периферийные аэродинамические стабилизаторы; 3 - кок затур-
бинный; 4 - трубопроводы подвода воздуха высокого давления к аэродинамическим стабилизаторам;
5 - топливные форсунки аэродинамических стабилизаторов; 6 - топливные коллекторы; 7 - кок антивиб-
рационный; 8 - воздушный коллектор для охлаждения кока; 9 - воздухозаборники
137

Глава 7. Форсажные камеры
Для организации аэродинамической
стабилизации пламени с помощью веерных струй
воздух высокого давления в центральный и пери-
ферийные аэродинамические стабилизаторы
пламени подается из компрессора двигателя
по двум трубопроводам 4. Кроме этого, допол-
нительно, в трубопроводы через специальные
форсунки 5 подается топливо в количестве
4-8 % от расхода на полном форсированном
режиме для его предварительного смешения с
воздухом с целью подготовки TBC в виде веерных
струй.
С помощью аэродинамических
стабилизаторов пламени реализуется минимальный
форсированный режим и обеспечивается устойчивое
горение на других режимах по мере увеличения
степени форсирования, на которых основное
форсажное топливо подается в ФК через
систему основных топливных коллекторов 6 и
разжигается устойчиво горящими веерными струями.
Затурбинный кок конструктивно состоит из
двух частей - передней антивибрационной 7
и задней охлаждаемой, воздух в которую
поступает из наружного контура двигателя по
специальному коллектору 8 с помощью
расположенных в наружном контуре воздухозаборников 9.
7.5. Основные элементы ФК
Основными элементами ФК являются смеси-
тель, диффузор, фронтовое устройство с
системой топливоподачи, корпуса и экраны с канала-
ми охлаждения.
7.5.1. Смеситель
Смеситель служит для смешения газовых
потоков внутреннего и наружного контуров для
обеспечения более равномерных параметров
потока перед фронтовым устройством с целью
организации эффективного процесса горения
и уменьшения влияния изменения параметров
потока наружного контура перед фронтовым
устройством при изменении полетных условий.
Наиболее широко применяются два
основных типа смесителей: кольцевой (рис.7.12, а)
и лепестковый (рис. 7.12, б).
Кольцевой смеситель представляет из себя
кольцевую оболочку, разделяющую потоки
наружного и внутреннего контуров двигателя. Он
обычно применяется при низких степенях двух-
контурности (m = 0,1...0,3), когда практически
весь воздух наружного контура используется на
охлаждение корпусов и экранов.
Лепестковый смеситель имеет, как правило,
лепестки разной глубины для взаимного
проникновения газовых потоков внутреннего и
наружного контура друг в друга и применяется
при степенях двухконтурности больше 0,3. При
выборе количества лепестков принимается ком-
промиссное решение между уровнем
гидравлических потерь и степенью перемешивания
потоков, необходимой для обеспечения устойчивого
процесса горения во всей области эксплуатации
двигателя. Иногда применяются лепестковые
смесители двухзонного типа, имеющие лепест-
ки не только с разной глубиной, но и разной
длиной. Такие смесители имеют больший «сма-
чиваемый» периметр и, следовательно, большие
гидравлические потери. Но при этом они более
равномерно, в две стадии (в двух зонах по
длине) перемешивают потоки наружного и
внутреннего контуров, что необходимо, например,
для двигателей со степенями двухконтурности
больше 1,5 инизкими температурами на входе
в ФК по наружному контуру на отдельных
режимах.
1
а
ВидБ
Рис. 7.12. Основные типы смесителей: 1 - смеситель;
2 - лепестки смесителя
138

7.5. Основные элементы ФК
Разновидностями кольцевых смесителей для
промежуточных значений степени двухконтур-
ности могут быть так называемые карманные
смесители с карманами-патрубками 1 (рис. 7.13)
и смесители с отбортованными отверстиями 1
в разделительной стенке (рис. 7.14) или щелями
(см. рис.7.8 - двигатель RB.199-34R фирмы
«Rolls-Royce»).
1
ВидА
Рис. 7. 13. Карманный смеситель; 1 - карман-патрубок
Рис. 7.14. Струйно-кольцевой смеситель; 1 - отверстие
с отбортовкой
На корпусе смесителя может
устанавливаться коллектор термопар для измерения темпера-
туры газа за турбиной и на некоторых двигате-
лях - форсунки системы запуска ФК.
В качестве материала для изготовления
корпуса смесителя применяются обычно титановые
сплавы, для изготовления собственно смесите-
ля - жаростойкие и жаропрочные сплавы на ни-
келевой основе.
7.5.2. Диффузоры
Диффузор ФК служит для снижения
скорости газового потока перед фронтовым
устройством и завершения смешения, что в конечном
итоге определяет условия для организации
устойчивого процесса горения и безотрывного
течения с приемлемым уровнем потерь полного
давления.
В практике конструирования ФК
применяются следующие основные типы диффузоров:
- с криволинейной (изоградиентной)
образующей без центрального тела (см. рис. 7.4) или
с центральным телом (см. рис. 7.6);
- с прямолинейной (конической)
образующей без центрального тела (см. рис. 7.8) или
с центральным телом (см. рис. 7.5 и 7.7).
В современной авиации чаще применяются
диффузоры с центральным телом.
Как правило, на корпусе диффузора
располагаются фланцы для крепления фронтового
устройства, топливных коллекторов, штатных
датчиков (для контроля наличия пламени в ФК,
измерения уровня пульсаций давления газа в ФК
и некоторых других) и арматуры.
В качестве материала для изготовления
корпуса диффузора применяются титановые спла-
вы, для изготовления экранов диффузора,
центрального тела - жаростойкие и жаропрочные
сплавы на никелевой основе.
7.5.3. Фронтовые устройства
Фронтовое устройство служит для
стабилизации пламени в ФК. Правильность выбора типа
и конструкции фронтового устройства в
значительной степени влияет на организацию
устойчивого процесса горения и основные
характеристики ФК - полноту сгорания топлива и
гидравлические потери полного давления.
Основные типы фронтовых устройств
(СПОТ, вихревое и аэродинамическое),
представленные в подразд. 7.4, рассмотрим более
детально.
Наиболее широко в современной авиации
распространены фронтовые устройства типа
СПОТ.
Фронтовое устройство стабилизаторного ти-
па состоит из (рис. 7.15):
-стабилизаторов пламени 7,
представляющих из себя сварной узел и имеющих гофры 2
по краям для снижения температурных
напряжений и цапфы 3 с проушинами для крепления
пламеперебрасывающих патрубков;
139

Глава 7. Форсажные камеры
1
ВидА
Рис. 7.15. Стабилизатор пламени без карбюратора: 1 -
стабилизатор пламени; 2 - гофры по краям стабилизатора
пламени; 3 - цапфы для крепления пламеперебрасывающих
патрубков
- пламеперебрасывающих патрубков 22
(см. рис. 7.4), расположенных между
стабилизаторами и имеющих профиль и гофры по краям
аналогично стабилизаторам;
- крепежных тяг 23;
-топливных коллекторов 8, форсунок 24
и элементов их крепления.
Стабилизаторы пламени могут быть «глухи-
ми» - без подачи TBC в циркуляционную зону
стабилизатора (см. рис.7.15) или проточными
(с подачей TBC непосредственно в
циркуляционную зону стабилизатора с помощью
специальных устройств, называемых карбюратора-
ми-рис.7.16). Проточные стабилизаторы пла-
1 3 4
Воздух
8
Рис. 7.16. Схема стабилизатора пламени с карбюратором:
1 - форсунки карбюраторного кольцевого коллектора;
2 - факел распыла карбюраторного топлива; 3 - заборный
патрубок карбюратора; 4— некарбюраторный кольцевой
коллектор; 5 - внутренняя полость карбюратора; 6—
отверстия в карбюраторной пластине; 7 - карбюраторная пласти-
на; 8 - циркуляционная зона стабилизатора
140
мени с карбюраторами необходимы для
повышения устойчивости процесса горения при
особо неблагоприятных режимах и условиях экс-
плуатациии. Как правило, они устанавливаются
в зоне ФК, ответственной за ее запуск, и в
периферийной части ФК, где для ФК ТРДДФ, на-
пример, имеют место самые низкие температу-
ры газового потока. Топливо из форсунки 1
карбюраторного коллектора, имея
определенный факел распыла 2, попадает в заборный пат-
рубок 3 карбюратора, где дробится о
некарбюраторный кольцевой коллектор 4, предварительно
смешивается с воздухом, испаряется и поступает
во внутреннюю полость 5 карбюратора. Через
отверстия 6 в карбюраторной пластине 7 топли-
вовоздушная смесь попадает в циркуляционную
3OHyS.
На рис. 7.17 для примера показана
конструкция кольцевого проточного стабилизатора пла-
мени с карбюратором (двигатель Д-30Ф6
разработки ОАО «Авиадвигатель»).
1
2 4 5 6
8 9
10
1
/
/
'*' 1
" fl—
ш
■г
i
■
г
1
Рис. 7.17. Конструкция кольцевого стабилизатора пламени
с карбюратором: 1 - форсунка карбюраторного
коллектора; 2 - поток воздуха; 3 - карбюраторный кольцевой
коллектор; 4— распыленное топливо; 5- некарбюраторный
кольцевой коллектор; 6— внутренняя полость
карбюратора; 7- TBC; 8- отверстия в карбюраторной пластине;
9 - карбюраторная пластина; 10 - кольцевой стабилизатор
пламени
На рис. 7.18 для примера показана
конструкция сектора радиально-кольцевого проточного
стабилизатора пламени с карбюратором (двига-
тель РД-33 разработки ФГУП им. В.Я. Климо-
ва). Данные стабилизаторы пламени
изготавливаются первоначально в виде отдельных
секторов, которые впоследствии свариваются или
собираются на втулках в кольцо и крепятся на
тягах к корпусу.
Фронтовое устройство аэродинамического
типа в виде втекающих под углом к основному

7.5. Основные элементы ФК
Воадух
Топливо
Л
А-Л
Б-Б
Воздух
Топливо
Воздух }
']'BC
Топливо
Рис. 7.18. Конструкция радиально-кольцевого
стабилизатора пламени с карбюратором
газовому потоку струй предварительно переме-
шанного топлива и воздуха высокого давления
(перспективный двигатель поколения 5+ -
см. рис.7.11) может иметь следующие
направления «вдува» струй относительно направления
течения основного газового потока:
- против потока (встречная струя - рис. 7.19);
Воздух
Топливо
ч
Поток
TBC
Поток
Рис. 7.19. Встречная струя
- поперек потока (поперечная струя
рис. 7.20);
- веерная струя (рис. 7.21) [7.3].
Воздух
X
Поток
TBC
Поток
Рис. 7.20. Поперечная струя
Воздух
Топливо
\
>ч
TBC
Циркуляционная зона
Рис. 7.21. Веерная струя
Для подачи топлива в ФК применяют два
основных типа форсунок: шнековые (подробно
описаны в подразд. 6.4.3) и струйные. Для
улучшения степени перемешивания с воздухом
шнековые форсунки, как правило, расположены
141

Глава 7. Форсажные камеры
перед стабилизаторами пламени, подают распы-
ленное топливо навстречу газовому потоку,
работают во всех условиях эксплуатации и
обеспечивают надежное горение TBC в
циркуляционных зонах фронтового устройства. Струйные
форсунки представляют из себя отверстия диа-
метром 0,4...0,7мм вкольцевых коллекторах
или пальцевых распылителях, подают топливо
под углом к газовому потоку иработают, как
правило, при больших расходах форсажного то-
плива (в земных условиях). В качестве
материала для изготовления элементов фронтового
устройства (стабилизаторов, пламеперебрасываю-
щих патрубков, тяг, коллекторов и форсунок)
применяются жаростойкие и жаропрочные спла-
вы на никелевой основе.
7.5.4. Корпусы и экраны
Корпусы ФК - корпус 6 (см. рис. 7.4) смеси-
теля 13, корпус диффузора 3 и корпус 1
непосредственно ФК входят в силовую схему ФК
и имеют между собой фланцевые болтовые
соединения. Фланцевым болтовым соединением
корпус смесителя крепится к наружному сило-
вому кольцу 16 задней опоры двигателя. Вниз
по потоку к корпусу ФК крепится регулируемое
СОПЛО.
Корпусы ФК (рис. 7.22) имеют закрепленные
на нем с помощью подвесок 2 и пальцев 3 теп-
лозащитные и антивибрационные экраны 4.
Аналогичные экраны имеет часто в своей
нижней по потоку части и диффузор. Экраны
диффузора вместе с экранами корпусов ФК
образуют канал 5 охлаждения.
Для увеличения жесткости в продольном
направлении и податливости в поперечном
направлении экраны канала охлаждения имеют
продольные гофры. В некоторых ФК экраны
имеют поперечные гофры (рис. 7.23). В этом
случае тепловые перемещения экранов
обеспечиваются в осевом направлении за счет
деформации в гофрах, в радиальном направлении - за
счет радиальной деформации подвесок. Крепле-
ние экранов 1 канала 2 охлаждения к корпусу 3
обычно выполняется при помощи ленточной
гофрированной подвески 4. При этом первый
и последний экраны крепятся, как правило,
в двух поясах, промежуточные экраны - в од-
ном поясе. Подвески приклепываются к
экранам, экраны с подвесками при помощи паль-
цев 5 крепятся к корпусу приваркой или
развальцовкой пальцев.
3 2
^l
A-A
1
Рис. 7.22. Продольные гофры экранов: 1 - корпус;
2 - подвеска; 3 - пальцы крепления подвески
к корпусу; 4 - экраны; 5 - канал охлаждения
А
5 4
^l
A-A
1
Рис. 7.23. Поперечные гофры экранов: 1 -
экраны; 2 - канал охлаждения; 3 - корпус;
4 - ленточная гофрированная подвеска;
5 - пальцы крепления подвесок к корпусу
142

7.6. Управлениеработой ФК
Экраны имеют два пояса подвесок и крепят-
ся к корпусу в первом поясе неподвижно, во
втором - через овальные отверстия, за счет
которых экран с подвеской могут перемещаться
в осевом направлении при тепловых
расширениях. В радиальном направлении при нагреве
экраны и подвески деформируются за счет
гофров.
Экраны могут иметь и один пояс подвески,
который крепится к корпусу неподвижно и теп-
ловое расширение экранов при нагреве
происходит свободно в обе стороны от подвески.
Соединение экранов между собой
телескопическое. Зазор в телескопическом соединении
обеспечивается минимально возможным для
исключения утечки охлаждающего воздуха из
канала охлаждения.
Кроме функции охлаждения часть экранов
выполняет и антивибрационные функции для
подавления радиальных и радиально-танген-
циальных колебаний давления газа в ФК с
частотой/> 600 Гц в случае их возникновения. При
более низких частотах, как правило,
эффективность подавляющих свойств антивибрационных
экранов значительно уменьшается.
Для создания пленочно-заградительного
охлаждения экраны канала охлаждения имеют
мелкую перфорацию отверстиями диаметром
~l,0...1,5 мм. Для подавления колебаний с
частотой /> 600 Гц антивибрационные экраны
имеют более крупную перфорацию - диаметром
~3,5...6,5 мм.
В ТРДФ для канала охлаждения использует-
ся газ, вытекающий из турбины, имеющий
относительно высокую температуру и,
соответственно, относительно низкие охлаждающие
свойства. Расход газа на входе в канал
охлаждения составляет обычно 15.. .20 %, а на выходе из
канала охлаждения - 6...10% от суммарного
расхода газа через двигатель.
В ТРДДФ для канала охлаждения использу-
ется воздух наружного контура, имеющий
относительно низкую температуру и,
соответственно, относительно высокие охлаждающие
свойства. Расход воздуха на входе в канал
охлаждения составляет обычно 10... 12 %, а на выходе из
канала охлаждения - 3.. .5 % от суммарного
расхода газа через двигатель. Экраны канала
охлаждения по длине ФК обычно начинаются
после фронтового устройства, где уже идет
процесс горения и необходимо охлаждение
корпусов. Охлаждение створок и проставок регули-
руемого сопла обеспечивается при этом спе-
циальными экранами 12 створок (см. рис. 9.23)
и 6 проставок (рис. 9.26) сопла, которые
образуют продолжение канала охлаждения ФК.
Корпус ФК и экраны канала охлаждения из-
готавливаются из жаростойких и жаропрочных
сплавов на никелевой основе.
7.6. Управление работой ФК
Управление работой ФК в общем виде
приведено в главе 12. В данном разделе описаны
основные функции системы автоматического
управления (САУ) работой ФК.
7.6.1. Розжиг ФК
Надежный розжиг ФК должен быть
обеспечен во всем требуемом эксплуатационном
диапазоне высот и скоростей полета с первой по-
пытки без потери при этом газодинамической
устойчивости компрессора. Это особенно важно
для ТРДДФ, поскольку в этом случае
возникающие в ФК при розжиге возмущения могут
оказывать непосредственное влияние на КНД
через воздушный поток в наружном контуре
двигателя. Как правило, в технических условиях
на двигатель задаются минимальные скорости
полета и соответствующие им высоты, при
которых ФК должна надежно разжигаться.
В настоящее время существуют следующие
основные системы розжига ФК:
- самовоспламенение топлива (для ФК ТРДФ
при температуре газа за турбиной Гт > 950 °С);
- с помощью традиционной свечи зажигания
(при более низких температурах газа за
турбиной);
- с помощью специальной «форкамеры» (для
ФК ТРДДФ, рис. 7.24);
- с помощью системы «огневая дорожка»
(см. рис. 7.25).
Розжиг ФК с помощью специального
устройства, называемого «форкамерой»,
применяется для ТРДДФ со смесителем кольцевого ти-
па. «Форкамера» располагается обычно в
наружном контуре двигателя или на границе
контуров, служит для воспламенения TBC от свечи
зажигания и поддержания устойчивости
процесса горения при низкой температуре воздуха
на входе в двигатель.
«Форкамера» имеет форсунку 1 (см.
рис. 7.24) для подачи первичного топлива, ста-
143

Глава 7. Форсажные камеры
Рис. 7.24. Схема «форкамеры» в наружном контуре:
1 - форсунка для подачи первичного топлива; 2 - стабили-
заторное фронтовое устройство; 3 - патрубки для подачи
«горячего» газа внутреннего контура; 4 - форсунка для
подачи основного топлива; 5 - генераторы вихрей (завихри-
рители, лопатки и т.д.)
1
~*
j
Рис. 7.25. Схема розжига ФК способом «огневая дорожка»
(печатается с разрешения Rolls-Royse plc.): 7, 2 - форсун-
ки; 3 - корпус смесителя; 4 - дозатор топлива; 5 - датчик
контроля пламени; 6 - топливоподводящие трубопроводы
билизаторное фронтовое устройство 2, патрубки
3 для подачи «горячего» газа внутреннего кон-
тура, форсунки 4 для подачи основного топлива
и генераторы 5 вихрей (завихрители, лопатки
и т.д) для турбулизации основной части воздуха
наружного контура. Часть топлива подается не-
посредственно за фронтовое устройство через
форсунку в струи «горячего» газа внутреннего
контура, вытекающие из патрубков, в
результате чего образуется высокотемпературная топли-
во-воздушная смесь, воспламенияющаяся от
свечи зажигания при розжиге ФК. Горящая TBC
поддерживает горение основной части топлива,
подающегося через форсунки в основную часть
воздуха наружного контура. Основная часть
воздуха наружного контура закручивается с по-
мощью генераторов вихрей, смешивается с
основной частью топлива, подающей в него через
форсунки, после чего образующаяся TBC попа-
дает в высокотемпературный поток газа,
смешиваются с ним и эффективно горит с высокой
полнотой.
В современных двигателях наиболее часто
применяется система розжига ФК способом
«огневая дорожка». На основе этого способа да-
лее рассмотрена работа действия САУ в
процессе ее розжига ФК.
Принцип работы системы розжига ФК спо-
собом «огневая дорожка» (см. рис. 7.25)
заключается в перебросе пламени из основной КС
в ФК через турбину. Система состоит из
следующих элементов:
- двух форсунок 1 и 2 для подачи топлива,
одна из которых 1 расположена перед основной
КС, вторая 2 - за турбиной на корпусе 3 смеси-
теля подает топливо во внутренний его контур.
Форсунки в окружном направлении
расположены таким образом, что топливный факел от
первой форсунки попадает непосредственно в ме-
сто впрыска топлива второй форсункой с
учетом крутки потока в турбине;
- дозатора 4, входящего в САУ двигателя
и подающего топливо в форсунки по
предварительно выбранной программе;
- датчиков 5 контроля наличия пламени
вФК;
- топливоподводящих трубопроводов 6.
Розжиг ФК происходит в следующей
последовательности:
-ручка управления двигателем (РУД)
устанавливается в диапазон форсированных
режимов (в САУ поступает сигнал от датчика
положения РУД);
- в случае нахождения газогенератора на
дроссельном режиме частота вращения ротора
ВД достигает определенной величины,
соответствующей максимальному бесфорсажному или
близкому к нему режиму для данных полетных
условий (в САУ также поступает сигнал);
- для парирования возникающих при
включении ФК возмущений с целью обеспечения
газодинамической устойчивости компрессора pe-
гулятор сопла увеличивает площадь его
критического сечения на определенную,
предварительно выбранную величину (критерий -
сигнал, поступающий в регулятор сопла от дат-
144

7.6. Управлениеработой ФК
чика, измеряющего перепад давления газа на
турбине);
- подкачивающий насос подает топливо
в регулятор расхода форсажного топлива;
- регулятор расхода форсажного топлива
дозирует его в пусковой коллектор ФК в
количестве, соответствующем минимальному форси-
рованному режиму для данных полетных
условий. Обычно это 8...12 % от расхода форсажно-
го топлива в этих полетных условиях на полном
форсированном режиме, но не ниже минималь-
но допустимого расхода, обеспечивающего
необходимый перепад давления топлива на
форсунках;
- на форсунках пускового коллектора
достигается определенный, заранее выбранный, пере-
пад давления топлива (над давлением газа
в ФК) - в САУ поступает сигнал от специально-
го датчика, контролирующего уровень этого пе-
репада;
- дозатор системы «огневая дорожка» подает
топливо в ее форсунки, как правило,
несколькими циклами (с отключением или неотключе-
нием последующих циклов в случае розжига
ФК), с определенным временным интервалом
между ними (около одной секунды). Обычно
в дозатор системы «огневая дорожка» подается
недозированное топливо для исключения
снижения режима основного контура двигателя при
розжиге ФК;
- датчики контролируют наличие пламени
в ФК, после чего в САУ снимается так
называемая «блокировка по розжигу», и значение
расхода топлива в ФК устанавливается
соответственно положению РУДа, режиму работы двига-
теля и полетным условиям.
В качестве датчиков контроля наличия пла-
мени в ФК могут быть использованы
оптические или ионизационные датчики. Последние
наиболее часто применяются в современных
двигателях. Для повышения надежности работы
системы могут применяться два датчика
контроля наличия пламени в ФК.
Ионизационный датчик пламени представляет
из себя полый металлический стержень,
чувствительная часть которого расположена в
циркуляционной зоне стабилизатора пламени,
соответствующего пусковому коллектору, и электроизо-
лирована от корпуса ФК. При наличии пламени
в ФК в цепи датчика между стержнем датчика
и корпусом ФК возникает ионизационный ток,
используемый в качестве сигнала для САУ.
7.6.2. Управление ФК
на режимах приемистости и сброса
Управление работой ФК на одном из пере-
менных режимов, в процессе розжига, подробно
рассмотрено вподразд. 7.6.1. Управление
работой ФК в процессе других переменных режимов
должно обеспечить надежный режим горения
в ФК и устойчивую работу компрессора при
включении коллекторов форсажного контура.
При приемистостях, после розжига ФК
и снятия «блокировки по розжигу», расход
форсажного топлива увеличивается до значения,
соответствующего положению РУДа, режиму
работы двигателя (давлению воздуха за ком-
прессором) и полетным условиям (температуре
воздуха на входе в двигатель).
Темп увеличения расхода форсажного топ-
лива в процессе приемистости задается регуля-
тором расхода. Темп предварительно
выбирается и может регулироваться в эксплуатации.
Кроме этого, в процессе приемистости регу-
лятор сопла параллельно для парирования
возникающих при включении коллекторов
форсажного контура возмущений, с целью
обеспечения устойчивой работы компрессора (обычно
по уровню перепада давления газа на турбине),
увеличивает площадь критического сечения
сопла от требуемого программного значения на
статических режимах в данных условиях на
определенную, предварительно выбранную,
величину. Эта величина также может
регулироваться в эксплуатации регулировочным винтом.
При сбросе в диапазоне форсированных
режимов для предотвращения погасания ФК
синхронизируются темп уменьшения площади
критического сечения реактивного сопла и темп
снижения расхода форсажного топлива. При
этом темп уменьшения площади критического
сечения реактивного сопла в процессе сброса
режима определяется быстродействием
исполнительного механизма регулятора сопла, а темп
снижения расхода форсажного топлива
определяется регулятором расхода форсажного топли-
ва. Темп предварительно выбирается при
доводке ФК в составе двигателя и может быть от-
регулирован в эксплуатации.
При встречных приемистостях, как в
диапазоне форсированных режимов, так и при сбросе
режима на бесфорсажный с последующим его
увеличением до форсированного, действуют оба
механизма, описанные выше.
145

Глава 7. Форсажные камеры
7.6.3. Управление ФК
на стационарных режимах
Управление ФК на стационарных режимах
включает в себя:
-дозирование суммарного расхода форсаж-
ного топлива в зависимости от положения РУДа,
режима работы двигателя и полетных условий;
-распределение отдозированного суммарно-
го расхода форсажного топлива в соответствии
с принятой программой по дозаторам (группам
коллекторов) ФК с целью равномерного
распределения форсажного топлива по сечению ФК во
всей области эксплуатации двигателя;
-распределение расхода форсажного топли-
ва данного дозатора в соответствии с принятой
программой между всегда работающим «высот-
ным» коллектором данной группы и «земным»
коллектором, который работает только при
больших расходах топлива на низких высотах.
Распределение происходит с помощью агрега-
тов распределения топлива;
- автоматическое снижение режима работы
ФК (аварийное выключение ФК). Например,
в случае поступления в САУ сигнала от
датчиков о возникновении вибрационного горения.
При этом критический уровень вибрационнного
горения (уровень срабатывания защиты)
задается обычно по величине двойной амплитуды
пульсаций давления газа в ФК, выбранной
экспериментально на стадии доводки.
Контрольные вопросы
1.Что такое степень форсирования двига-
теля?
2. Что такое суммарный коэффициент
избытка воздуха?
3. Для чего предназначен диффузор
форсажной камеры?
4. Для чего в форсажной камере образуются
циркуляционные зоны?
5. Каким образом обеспечивается гашение
пульсаций давления газа в форсажной камере?
6. В чем различие условий применения
форсажных камер в ТРДФ и ТРДДФ?
7. Как осуществляется стабилизация пламе-
ни в форсажной камере?
8. Какие системы розжига применяются
в форсажных камерах современных двигателей?
9. Поясните принцип розжига форсажной
камеры с помощью «огневой дорожки».
10. Каким образом обеспечивается
охлаждение корпуса форсажной камеры?
146
Англо-русский словарь-минимум
afterburner (augmentor) - форсажная камера
afterburner (augmentor) control unit - система
регулирования форсажной камеры
afterburner (augmentor) thrust - тяга двигателя на
форсированных режимах
air - воздух
airflow - расход воздуха
air-to-fuel ratio - коэффициент избытка воздуха
air-to-fuel stoichiometric ratio - стехиометрический
коэффициент
annular afterburner - форсажная камера с кольцевыми
стабилизаторами пламени
burning - горение, сжигание
bypass ratio - степень двухконтурности двигателя
combustion - горение, сгорание
combustion efficiency - полнота сгорания топлива
combustion stability - стабильность горения
cooling - охлаждение
diffuser - диффузор
dome - фронтовое устройство
dry thrust - тяга двигателя на бесфорсажных режимах
engine thrust - тяга двигателя
exit nozzle - реактивное сопло
flame - пламя
flame stabilizer - стабилизатор пламени
fuel - топливо
fuel distribution - распределение топлива
fuel manifold - топливный коллектор
fuel nozzle - топливная форсунка
fuel supply - подача топлива
ignition - воспламенение
interconnecter - пламеперебрасывающий патрубок
life - ресурс
middle section diameter - миделевый диаметр
mixer - смеситель
overhaul period - межремонтный ресурс
pressure - давление
radial afterburner - форсажная камера с радиальными
стабилизаторами пламени
temperature - температура
total pressure loss - суммарные потери полного давления
Список литературы
7.1. Стенькин Е.Д. Тепловые потери полного давления
в газовом потоке / Е.Д. Стенькин, Б.Д. Фишбейн //
Некоторые вопросы проектирования и доводки авиационных
газотурбинных двигателей: сб. науч. тр. - Самара: Изд-во
КуАИ, 1970.-Bbin.45.
12. ROLLS-ROYCE plc, The Jet engine, 1996.
7.3. Костерин B.A. О распространении боковых струй
в сносящем потоке / B.A. Костерин, И.П. Мотылинский.
Труды КАИ. - Казань, 1968. - Вып. 98.

Глава 8
ТУРБИНЫ ГТД
В простом термодинамическом цикле ГТД на
участке Г-Т (см. рис. 2.1) происходит
расширение рабочего тела с давления Р4 за камерой
*ц
сгорания (КС) до давления Р45 перед выходным
устройством. Этотпроцесс (рис.8.1)осуществ-
41
с
uQ
Ё
£Т)
Охлаждение
ротора
Энтропия
Рис. 8.1. Термодинамический процесс
расширения в турбине
ляется в турбине (рис. 8.2) - лопаточной маши-
не, преобразующей потенциальную энергию га-
за (сжатого в компрессоре и нагретого за счет
сжигания топлива в КС) в механическую работу
на валу турбины.
Преобразование энергии происходит в не-
подвижном лопаточном венце 1 (рис. 8.3) co-
плового аппарата (CA) и вращающемся лопа-
точном венце 2 рабочего колеса (PK). CA
состоит из сопловых лопаток (СЛ), а рабочее колесо -
из рабочих лопаток (РЛ). Эти лопатки вместе
с деталями корпуса 3 образуют проточную
часть турбины.
На диаграмме хорошо видно отличие иде-
ального процесса расширения газа (точки 41-
415is) от реального (точки 41-415). Идеальный
процесс (происходящий без увеличения
энтропии) называют еще изоэнтропическим
процессом (с индексом is).
На диаграмме видно также влияние
охлаждения статора (соплового аппарата) и ротора
(рабочего колеса). Предполагается, что в
результате подвода охлаждающего воздуха проис-
_*£;
Рис. 8.2. Турбина ГТД ПС-90А
147

Глава 8. Турбины ГТД
\
отбор иэ-ээ
Рис. 8.3. Проточная часть одноступенчатой турбины с охлаждаемыми лопатками: 1 - CA; 2 - PK; 3 - корпус
ходят процессы смешения потоков газа и
охлаждающего воздуха в CA (процесс 4-41) и в PK
(процесс 415-45).
8.1. Общие вопросы
проектирования турбин
Коэффициент полезного действия
турбины
Диаграмма энтальпия-энтропия дает
возможность определить коэффициент полезного
действия (КПД) турбины как отношение
удельной (отнесенной к единице расхода газа) работы
»£
турбины в процессе реального расширения АН
к идеальной (располагаемой) удельной работе
»£
A#is , которую можно получить в изоэнтропиче-
ском процессе расширения до того же давления
на выходе.
В кинематике турбинной ступени скоростям
перед CA (рис. 8.4) присваивается индекс 0, на
выходе из CA - индекс 1, а скоростям на выходе
из PK - индекс 2. Газ входит в CA со скоростью
Со, а выходит из CA с увеличенной (за счет па-
дения статического давления) скоростью Ci
и углом oci к плоскости решетки (плоскости
вращения PK).
В PK (окружная скорость вращения на
среднем диаметре - U) газ попадает уже с
относительными параметрами - скоростью W\ и углом
Pi. Из PK газ выходит тоже с относительными
скоростью W2 и углом р2, которые затем в
абсолютном движении (для следующей сопловой
M
Щ.
Рис. 8.4. Лопаточные решетки и треугольники
скоростей (чисел Маха) в CA и PK турбинной ступени
лопатки или выходного устройства)
превращаются В СКОрОСТЬ C^ И уГОЛ 0C2.
При обтекании непосредственно профиля
(рис. 8.5) возникает разница скоростей (и,
соответственно, статических давлений) потока на
корыте и спинке. На более протяженной спинке
уровень скорости (число Маха) существенно
выше, чем на корыте. Соответственно уровень
статического давления на корыте выше, и эта
разница давлений на корыте и спинке создает
окружное усилие (вращающий момент) на PK.
Углы выхода из CA и PK определяются уг-
лами выхода лопаточных решеток, а углы Pi и oc2
определяются из построения треугольников ско-
148

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
02 0,4 Q6 o,e
Относительная осевая хорда
Рис. 8.5. Распределение статического давления
по профилю турбинной лопатки
Рис. 8.6. Треугольники скоростей турбинной ступени
ростей с учетом окружной скорости вращения
PK - в соответствии с треугольниками
скоростей, которые являются основой определения
работы и КПД турбинной ступени. Треугольни-
ки скоростей в более детальном виде - уже для
физических скоростей потока - приведены на
рис. 8.6. Проекции основных скоростей (Сщ,
С2ц) используются в определении удельной
работы, мощности и КПД. Скорости и углы
потока являются условными осредненными (на
среднем диаметре проточной части турбины)
величинами, которые, однако, позволяют на-
глядно показать, что удельная работа L на валу
турбины получается в результате изменения
количества движения газа при протекании
через PK:
L = C\jjJJ\ + C2jjJJ2.
Это уравнение называется уравнением Эйле-
pa и используется для определения полезной
удельной работы турбинной ступени.
Располагаемая удельная работа определяется с
использованием температуры торможения рабочего
*u
тела в сечении 41-Г41 и отношения полных дав-
лений перед и за турбиной (степени расшире-
sk sk
НИЯ) - Р45 1Рм -
A4*-rnT *n (P */p V^-1)/A"i
A#is - vp^4i U - \5 Ar41; J?
где К и Cp - соответственно средние (в
процессе расширения) показатель адиабаты и удельная
теплоемкость рабочего тела.
Из уравнения Эйлера можно определить
мощность на валу турбины, используя расходы
рабочего тела на входе (Gi) и выходе (G2) из PK
(в общем случае они неодинаковы):
Мт = GiCiuUi + G2C2UU2.
Тогда первичный КПД турбины (так
называемый КПД на окружности колеса - без утечек
в зазорах и дополнительных потерь) будет
определяться как
Л*п = #T / (G4i Atfis*).
Для охлаждаемой турбины в определении
КПД используется мощность, получаемая на ва-
лу турбины и отнесенная к мощности, которую
можно получить в изоэнтропическом процессе -
для удельной работы расширения при темпера-
туре ирасходе газа на входе вротор турбины
(сечение 41, см. рис. 8.3). Такой (наиболее
простой в определении) КПД охлаждаемой
турбины в отечественной практике называется пер-
вичным и используется наиболее часто.
Возможны усложненные варианты
определения мощности на валу турбины (в том числе
дополнительный учет мощности на прокачку
охлаждающего воздуха через ротор, на трение
в подшипниках), и располагаемой изоэнтропи-
ческой мощности (включение в нее
дополнительно потенциальной работы каждого потока
охлаждающего воздуха). Такой КПД с учетом
потенциальной работы охлаждающего воздуха
в отечественной практике называют
эффективным - он на несколько процентов меньше пер-
вичного КПД. Вариантов расчета может быть
много, поэтому для охлаждаемых турбин
сравнить КПД турбин различных производителей
(даже если они публикуют эти сведения)
достаточно трудно.
Потери энергии в турбине
Чем более отклоняется процесс расширения
от изоэнтропического, тем ниже КПД турбины.
Отклонение от изоэнтропического процесса
определяется уровнем потерь энергии. Потери
149

Глава 8. Турбины ГТД
энергии в турбине можно подразделить на
аэродинамические (возникающие в потоке при
течении непосредственно в лопаточных решетках)
и дополнительные [8.1].
Потери энергии потока в лопаточных
решетках оцениваются в относительных
величинах - по изменению полного давления (от-
ношению потери полного давления в решетке
к исходному полному давлению перед ней)
или (чаще всего) кинетической энергии потока
(отношению потери кинетической энергии
к ее уровню за решеткой при истечении без
потерь).
Аэродинамические потери (кинетической
энергии или полного давления потока)
возникают при течении газа непосредственно в лопа-
точных решетках и уменьшают величину
реальных скоростей газа на выходе из решеток - по
сравнению с изоэнтропическими скоростями
(без потерь). Отношение реальной скорости за
венцом к изоэнтропической скорости
(определенной по располагаемому отношению
давлений на решетке) называется коэффициентом
скорости венца.
Аэродинамические потери (достаточно
условно) разделяют на профильные (трение в по-
граничном слое, отрыв потока, выравнивание
поля скоростей за решеткой, волновые - в
скачках уплотнения) и концевые (от вторичных
течений и перетеканий в радиальном зазоре).
На рис. 8.7 приведено поле полных давлений
за лопаточной решеткой на ширине одного ша-
га (межлопаточного расстояния) решетки
(точки 0 и 100 % по шагу относятся к серединам
межлопаточных каналов с обеих сторон лопат-
ки). Хорошо видно, что в центральной части
профиля (примерно от 30 до 75 % высоты ло-
патки) потери распределены достаточно
равномерно и достигают 7 % полного давления. Это
зона профильных потерь. На расстоянии при-
мерно 15 и 85 % относительной высоты лопат-
ки расположены две зоны увеличенных (до
12 % полного давления) потерь - это зоны так
называемых вторичных потерь.
Непосредственно в пристеночных зонах @...5 % и 95...100 %
высоты лопатки) возникают зоны повышенных
потерь давления из-за трения на торцевых
поверхностях.
Природа профильных потерь (трение на
профиле, след за решеткой, скачки уплотнения)
достаточно проста. Механизм возникновения
вторичных потерь подробно показан на рис. 8.8.
100
40 60
Шаг решетки, %
100
Рис. 8.7. Распределение измеренных потерь полного давления за профилем лопатки в плоской
экспериментальной решетке
150

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
Точка разделения
Граница
погранслоя
Пограничный
слой на входе
Подковообразный
вихрь
Торцевая стенка
Мсжлопаточный вихрь
Поперечный поток
у стенки
Встречный вихрь
Рис. 8.8. Механизм возникновения вторичных потерь в турбинной решетке
Из рисунка следует, что в натекающем на
решетку лопаток потоке существует пограничный
слой, скорость в котором снижена из-за трения
о торцевую поверхность. Под действием
разницы давления между спинкой и корытом медлен-
но движущиеся частицы пограничного слоя
начинают смещаться в сторону спинки, образуя
поперечное основному потоку движение вдоль
торцевой стенки. У торцевой поверхности
образуется так называемый «подковообразный»
вихрь, результатом которого является ядро
значительных потерь (вторичных потерь), хорошо
различимое на рис. 8.7 у обеих ограничивающих
поверхностей. Основной вихрь способствует
закрутке потока в углу между спинкой лопатки
и торцевой поверхностью межлопаточного ка-
нала и образованию дополнительного
встречного вихря. Все эти вихри тормозят поток
и генерируют потери полного давления
(кинетической энергии), называемые вторичными
потерями.
Дополнительными потерями считаются
потери, связанные с охлаждающим воздухом -
потери энергии основного потока от втекания
воздуха в проточную часть и смешения его с
основным потоком, атакже потери мощности на
прокачку охлаждающего воздуха через ротор.
Для цилиндрической проточной части
{U\ = U2), без охлаждения (G4i = G\ - G2)
и с использованием условной адиабатической
скорости газа, вычисленной по перепаду на
турбине,
Сад* = BAtfis*I/2 =^iV/i>45*)
уравнение для КПД может быть приведено
к удобному для анализа виду
4n=2U(Cw+C2u)/Q
ад
Исторически на практике КПД турбины чаще
*u
соотносят не с UIC^ , а с UIC^ где Сад
определяется по статическому давлению на выходе, то
есть является функцией отношения давлений
4;
P41 IPb5- Зависимость КПД турбины от
параметра U/Cax показана на рис. 8.9. Использование
*u
U/Сад вместо U/Сад не меняет принципиально
характера изменения КПД от параметра на-
грузки.
Из уравнения для первичного к.п.д. видна
зависимость КПД от окружной скорости U (и
параметра нагрузки U/Сад). С увеличением UIC^
от нуля КПД монотонно увеличивается, но за-
тем, как видно из рис. 8.9, начинает сказываться
уменьшение проекции Cw, которая меняет знак
и с дальнейшим увеличением окружной
скорости U полностью компенсирует проекцию Сщ-
Когда алгебраическая сумма Cw + C2u
сравняется с нулем, КПД тоже станет равным нулю.
Эту зависимость можно отнести к наиболее
часто используемым.
151

Глава 8. Турбины ГТД
Л
0,95
0.90
♦ 0,85
0,80
0,75
0.70
0.65
0.60
Турбина В E ступеней)
Турбина А A ступень)
Турбина Б A ступень)
0.30 0.35
0.40 0,45 0,50 0,55 0,60
м/сАД
Рис. 8.9. Изменение КПД различных турбин при
испытаниях в зависимости от параметра нагрузки U/C^
В практике проектирования наиболее часто
используются корреляция КПД с двумя пара-
метрами: удельной аэродинамической нагруз-
r\
кой AH/U (величина, обратная UIC^ и
относительной осевой скоростью CJU. Са является
средней величиной из C\a и Сга (см. рис. 8.8).
Увеличение CJU уменьшает углы поворота
потока в решетках, то есть снижает потери в них
и увеличивает КПД - но до некоторого предела,
так как затем КПД падает из-за уменьшения
основных составляющих удельной работы Сщ
и С2и-
Таким образом, уровень аэродинамических
потерь в лопаточных решетках, оказывающий
основное влияние на КПД, зависит прежде всего
от угла поворота потока в лопатке
(аэродинамической нагрузки турбины AH/U2),
относительной длины лопаток (относительной осевой
скорости потока в ступени CJU), уровня чисел
Маха (отношения полных давлений P4*/P45*)?
потерь охлаждения (расхода охлаждающего
воздуха).
График, изображающий КПД турбины в
зависимости от AH/U2 и CJU, называется «диа-
граммой Смита». Оригинальная «диаграмма
Смита» (рис. 8.10) построена по
экспериментально измеренным КПД различных турбин
и позволяет оценить влияние удельной
аэродинамической нагрузки и относительной осевой
скорости на КПД ступени.
«Диаграмма Смита» используется также для
проверки различных методик расчета потерь
в турбине. В более современной форме (с
использованием более полных и современных
3.0
2.5
2.0
I
£15
в
S1-<>
8
0.5
0.2 0.4 0.6 0.8 1.0
Относительная скорость СД!
1.2
Рис. 8.10. «ДиаграммаСмита» [8.2]
экспериментальных данных) эта диаграмма по-
прежнему активно используется в
проектировании.
Тенденции развития турбин
Общими тенденциями в развитии газовых
турбин можно считать увеличение
аэродинамической нагрузки на ступень и увеличение тем-
пературы газа на входе в турбину. Обе эти
тенденции отражают общее направление развития
авиационных и наземных двигателей -
увеличение термического КПД (за счет увеличения
температуры газа и степени сжатия) и
улучшение удельных параметров (за счет уменьшения
габаритов, массы, сокращения количества
ступеней и лопаток).
Недостаточная величина располагаемой
окружной скорости - для требуемой удельной
работы - приводит к увеличению
аэродинамической нагрузки. В ТВД окружная скорость
ограничивается массой и прочностью диска,
а в ТНД - частотой вращения вентилятора и га-
баритами/массой самой ТНД. Недостаточная
величина окружной скорости в ТНД приводит
к существенному снижению степени
расширения, которую можно реализовать в одной
ступени. Поэтому количество ступеней в ТНД
(у гражданских двигателей с большой степенью
двухконтурности) существенно выше, чем
в ТВД. ТВД может быть одноступенчатой или
152

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
двухступенчатой. ТНД может иметь до восьми
ступеней.
Военные двигатели обычно имеют одно- или
двухступенчатые ТВД и ТНД.
Недостаток окружной скорости - в
соответствии с треугольниками скоростей - приводит
к увеличению углов поворота потока в лопатке,
более изогнутым профилям и увеличенным по-
терям в них. Влияние коэффициента
аэродинамической нагрузки AH/U2 и относительной
осевой скорости CJU на потери в лопатках и,
в конечном счете на КПД, хорошо отражено
в «диаграмме Смита». Сх - это средняя
величина между осевыми скоростями газа в CA - CiA
и в PK - С2А.
Увеличение степени расширения (степени
понижения полного давления) в ступени
приводит к росту скоростей на поверхности профилей
до уровня скорости звука и выше, появлению
скачков уплотнения и увеличению потерь.
Принципиальное влияние степени понижения
полного давления на КПД одноступенчатой
идвухступенчатой турбин видно на рис.8.11
(центр графика соответствует степени
расширения 4,0).
В одноступенчатой турбине уровень
скоростей газа существенно выше и уровень КПД ее
ниже. С увеличением степени расширения рост
уровня скоростей в лопаточных решетках
одноступенчатой турбины идет гораздо более
высоким темпом и КПД ее падает гораздо быстрее.
7
6
id
< 3
■?
1
о
■
■
_| 2 ступени
х^ | 1 ступень
Степень расширения
Рис. 8.11. Влияние степени расширения по полному
давлению на относительный уровень КПД [8.3]
Увеличение температуры на входе в турбину
является одним из параметров, наиболее сильно
влияющих на КПД. Высокие температуры де-
лают необходимым применение охлаждения.
Оно влияет на КПД как непосредственно -
уменьшение КПД при прокачке охлаждающего
воздуха, выпуске воздуха из лопаток, утечках
в проточную часть, так и косвенно - увеличение
толщины выходных кромок для выпуска
воздуха, конструктивные ограничения для
размещения каналов охлаждающего воздуха в ло-
патках, корпусе и т.д. Уменьшение КПД
турбины с охлаждением может достигать 2...4%
и более.
Изменение КПД ТВД по мере увеличения
температуры газа перед турбиной по опыту
«Rolls-Royce» [8.4] представлено на рис. 8.12.
95
ос
Q.
Ф
ф
о
со
О
О
I
IS
8.
5
СО
сх
Ф
О
с
щ—
•5
IRH
<j
О
о
(С
Оч
ф
%
г их
90
85
80
75
70
низконагруженные
турбины
неохлаж-
даемые
внлреннее конвективное
охлаждение
высоконагруженные
турбины
внутреннее конвективное
и пленочное охлаждение
проникающее
охлаждение
1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000
Температура на входе в турбину (на выходе из CA), К
Рис. 8.12. Влияние увеличения расхода воздуха и развития технологии охлаждения на КПД ТВД
153

Глава 8. Турбины ГТД
Достигнутый уровень
аэродинамической эффективности
турбин
В целом КПД авиационных турбин в первую
очередь определяется теми условиями, в
которых должна быть реализована конструкция. Это
жесткие ограничения по количеству ступеней,
массе, по габаритным размерам, по прочности
рабочих лопаток и дисков, необходимость ин-
тенсивного охлаждения, как следствие, высоких
степеней сжатия и двухконтурности - малая
длина лопаток и т.д.
Авиационные турбины можно разделить на
несколько групп, каждая из которых
характеризуется своими конструктивными особенностями
и реально достижимым значением КПД.
К первой группе могут быть отнесены
свободные силовые турбины ГТУ для
механического привода и электроэнергетики, созданные
на базе авиационных двигателей. Силовой
турбиной (CT) называется турбина, передающая
всю свою мощность какому-либо внешнему
устройству (например, генератору или винту).
Если CT не имеет механической связи с ком-
прессором, то ее называют свободной. При
проектировании свободной турбины
конструктивные ограничения обычно минимальны. КПД
этих неохлаждаемых многоступенчатых турбин
находится на уровне 92.. .94 %.
Ко второй группе могут быть отнесены
авиационные многоступенчатые ТНД, создаваемые
в условиях жестких ограничений по массе и по
располагаемой окружной скорости. Основной
проблемой для КПД этих турбин является
высокая аэродинамическая нагрузка (нехватка
окружной скорости, приводящая к большим углам
поворота потока в лопаточных решетках). Эти
турбины обычно имеют КПД на уровне
89...93 %. Например, КПД четырехступенчатой
ТНД CFM56-5Bfl> составляет 88,5 % [8.5]
прежде всего из-за высокой удельной нагрузки.
Пятиступенчатый вариант ТНД (разработка MTU)
наиболее современного ТРДД GP7200 имеет
КПД 92,4 % [8.6]. Для двигателя с очень
высокой степенью двухконтурности (то есть очень
высокой нагрузкой на ТНД) эта величина
считается значительным достижением.
ТВД гражданских авиационных двигателей
могут быть как одноступенчатыми (как правило,
сильно нагруженными - со степенью
расширения по полному давлению 2,8...4,5), так и
двухступенчатыми (с умеренной нагрузкой -
степенью расширения на ступени от 2,0 до 2,5
и общей степенью понижения полного давления
4,0...5,5). Первичный (отнесенный красходу га-
за на выходе из lCA) КПД одноступенчатых
турбин зависит от степени расширения (то есть
уровня чисел Маха в проточной части) и
составляет 87...90%. Первичный КПД
двухступенчатых турбин в меньшей степени зависит от
степени расширения и находится на уровне
88...92%.
Увеличение степени расширения приводит
кувеличению разницы в реализованных
значениях КПД (см. рис. 8.11). Это различие
достигает 4 % при степени понижения полного
давления на уровне 4,0. Сокращение этой разницы -
при общей тенденции к сокращению количества
ступеней - является одной из наиболее
актуальных задач в проектировании турбин.
Влияние КПД турбины на удельный расход
топлива двигателя с большой степенью
двухконтурности E...8) можно приближенно
выразить следующими цифрами: 1 % изменения
КПД ТВД или ТНД изменяет расход топлива на
0,60...0,80%.
Для ТВД газогенераторов со свободной CT
(для механического привода или привода
газогенератора) коэффициент влияния составляет
1,0... 1,5 % расхода топлива на 1 % КПД ТВД.
Для свободных CT этих установок каждый
процент изменения КПД означает относительное
изменение КПД и мощности установки на
такую же величину.
Для турбин стационарных энергетических
установок, мощность которых делится между
компрессором и потребителем, коэффициент
влияния больше 1 - и тем больше, чем больше
выходная мощность превышает мощность ком-
прессора. Обычно каждый процент увеличения
КПД турбины увеличивает мощность турбины
(или уменьшает расход топлива) на 2.. .2,5 %.
8.1.1. Требования, предъявляемые
к конструкции турбин
Турбина - часть ГТД и к ней предъявляются
те же общетехнические требования, что и ко
всему двигателю (см. подразд. 2.3). Конкретные
требования к конструкции турбины можно
сформулировать следующим образом:
1. Максимальный КПД.
Важность обеспечения максимально
возможной аэродинамической эффективности (КПД)
турбины в ходе проектирования видна из pac-
154

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
смотренного в подразд. 8.1 влияния турбины на
удельные параметры двигателя.
2. Минимальный расход охлаждающего
воздуха.
Расход охлаждающего воздуха имеет
фактически столь же важное значение для удельных
параметров двигателя, как и КПД турбины.
Кроме того, увеличение расхода на охлаждение
ухудшает КПД турбины и затрудняет получение
таких экологических характеристик двигателя,
как низкая эмиссия в КС.
В современных авиационных турбинах
расход охлаждающего воздуха может достичь 30 %
от расхода воздуха через КВД.
Следует различать расход охлаждающего
воздуха на lCA турбины (от сечения 4 до
сечения 41, см. рис. 8.3) и расход воздуха,
поступающего в проточную часть за сечением 41, то
есть на ротор турбины, с которого и происходит
непосредственный отбор мощности. Расход на
lCA A0...12 % от расхода через КВД) в термо-
динамическом смысле может считаться частью
КС и непосредственно влияет не на удельные
параметры двигателя, а на уровень температуры
газа за КС (в сечении 4) и потери энергии
в lCA. Разница температур газа в сечении 4 и 41
составляет от 80 до 120 К.
3. Минимальная производственная
себестоимость.
Доля турбин (ТВД и ТНД) в себестоимости
двигателя средней тяги (типа CFM56 и V2500)
Сопло 3,4% Агрегаты Вентилятор
2,7% 5.7%
ТНД
14,5 %
КНД 9,0 %
КВД 11,8%
Камера
сгорания
10.0%
ТВД
42,9 %
а
составляет около 30 %. Для промышленных на-
земных двигателей, созданных на базе
газогенератора авиационного прототипа, в которых
убраны вентилятор и КНД, а ТНД заменена на CT
(типа ПС-90ГП-1, -2, -3), доля турбин
составляет около 40 %.
4. Минимальная стоимость ТО.
Доля стоимости ТО турбины в стоимости
обслуживания двигателя (основную часть
которого составляют затраты на запчасти и цеховые
ремонты) составляет около 60 % (рис. 8.13).
Для турбин двигателей ближне- и среднема-
гистральных самолетов, а также турбин так
называемых «авиапроизводных» наземных дви-
гателей (мощностью до 50 МВт) полная
стоимость обслуживания составляет от 50 до
150 долларов за летный час. Для турбин двига-
телей большой (свыше 40 тонн) тяги стоимость
обслуживания значительно выше.
Самостоятельное и важнейшее значение
стоимость обслуживания приобрела в 1990-х гг.
после повсеместного распространения системы
обслуживания двигателей производителем на
основе фиксированной оплаты за летный час.
5. Обеспечение необходимого для
конкурентоспособности двигателя ресурса (срока
службы) основных деталей. Именно ресурс основных
деталей турбины определяет наработку на
ремонт всего двигателя. Ресурс лопаток чаще
всего измеряется в часах (реже - в циклах). Ресурс
роторных деталей (дисков, дефлекторов и валов)
5 % Обслуживание в экспл\атации
Детали ограниченного циклического
ресурса (роторные детали)
10-20 % Цеховые ремонты
Запчасти F0 % - лопатки)
Рис. 8.13. Стоимость технического обслуживания турбины: а - доли ТВД и ТНД в стоимости обслуживания двигателя
CFM56-3 [8.7]; б - составляющие стоимости обслуживания узлов типичного авиационного двигателя
155

Глава 8. Турбины ГТД
измеряется в циклах. В лучших современных
авиационных конструкциях турбин ресурс ло-
паток ТВД достигает 15000 часов, apecypc
роторных деталей ТВД - 20000 циклов.
6. Наличие запаса по температуре газа перед
турбиной.
Проектный запас по температуре перед
турбиной - это выбранная при проектировании
величина, на которую увеличиваются расчетные
температуры газа перед турбиной (перед рото-
ром турбины) при тепловых и прочностных
расчетах.
Запас на проектирование турбины учитывает:
-разброс двигателей по температуре перед
турбиной (из-за производственных отклонений
в размерах деталей и зазорах в пределах
допусков),
- износ турбины и двигателя в эксплуатации,
- погрешности системы управления.
Риск, связанный с применением новых
технологий и новых параметров.
Запас, окончательно полученный после
проектирования, используется при эксплуатации
двигателя в виде запаса по температуре газа за
турбиной. С использованием этого запаса
устанавливается предельная температура газа за
турбиной (называемая Redline), по достижении
которой двигатель должен быть снят.
150
ММ)
50
• •
I I I I
22 24 2b 2H 30 32 Тяга
(lU-4bs)
Рис. 8.14. Запас по температуре газа за турбиной
в зависимости от располагаемой тяги для
двигателей семейств CFM56-5A и CM56-5B [8.5]
Для двигателей одного семейства уровень
температуры Redline одинаков, но запасы по
температуре за турбиной могут существенно
отличаться в зависимости от того, кокой
уровень тяги необходим в конкретном применении.
На рис. 8.14 приведен пример запасов для ТВД
CFM56-5A и CFM56-5B в зависимости от тяги,
с которой двигатель будет использоваться. Дви-
гатели в пределах каждого семейства полностью
унифицированы.
8.1.2. Конструктивные схемы турбин
Рассмотренные ниже конструктивные схемы
газовых турбин являются в основном осевыми
(в соответствии с подавляющим большинством
реализованных конструкций) и авиационными
(наиболее конструктивно сложными).
Стационарные наземные газовые турбины рассмотрены
в минимальном объеме.
8.1.2.1. Классификация газовых турбин
Конструктивно турбины различаются по
направлению течения газа - осевые и радиальные
турбины.
В ГТД, за редким исключением,
применяются осевые турбины. Газ в осевой турбине
движется по проточной части параллельно оси
вращения ротора. В радиальной турбине газ
движется не только в осевом направлении (это
необходимо для обеспечения расхода газа через
турбину), но и в радиальном направлении -
перпендикулярно оси вращения ротора
турбины.
Радиальные турбины могут быть, в свою
очередь, центростремительными (газ движется
к центру ступени) и центробежными (газ
движется от центра ступени).
Центробежные турбины встречаются очень
редко, поэтому на практике радиальными
турбинами называют центростремительные
радиальные турбины.
Центростремительные радиальные турбины
применяются в основном для малых объемных
расходов газа. Это турбонасосы, турбостартеры,
электрогенераторы мощностью 30...250 кВт
(например, фирмы «Capstone»). Известна серия
промышленных двигателей мощностью
1,5...1,8МВт срадиальными турбинами OP16
(рис. 8.15) голландской компании OPRA) [8.8].
Двигатель OP16 выполнен с радиальной
турбиной 1 и центробежным компрессором 2. Газ
через канал 3 радиально входит в рабочее коле-
co 4. Турбина (степень расширения около 6,0)
состоит из рабочего колеса, корпуса 5 и
выходного патрубка 6. Температура газа перед
турбиной - около 1000 °С.
Основные преимущества радиальной
турбины: отсутствие CA, малые габариты, простота,
малая масса. Малая длина позволяет использо-
156

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
1
а
в
Рис 8.15. Промышленный двигатель OP16 с радиальной турбиной: а - радиальная турбина в двигателе; 1 - турбина;
2 - центробежный компрессор; 3 - входной канал в турбину; 4 - входная кромка рабочего колеса; 5 - корпус турби-
ны; 6-выходной канал; б-ротор двигателяОР16срадиальнойтурбиной; 7-входнаякромка PK; 2- выходная
кромка PK; 3 - вал; в - рабочее колесо радиальной турбины; 1 - входная кромка PK; 2 - выходная кромка PK
вать консольную подвеску ротора относительно
подшипников. Преимуществом является и
возможность получения степени расширения около
6,0 в одной ступени с КПД на уровне 90 %.
Однако значительны и недостатки радиальной
турбины, ограничившие ее применение:
ограниченность степени расширения (количество
ступеней ограничено одной), ограничение темпера-
туры газа из-за трудностей охлаждения
больших поверхностей и сложных геометрических
форм.
Осевые газовые турбины различаются
прежде всего по своему назначению -
промышленные наземные и авиационные. Различное
назначение определяет и различие конструктивных
схем.
Промышленные наземные турбины, в свою
очередь, включают две основные группы.
Первая из них - стационарные газовые
турбины для энергоустановок (привода
электрогенератора) и механического привода (в
основном перекачки газа). Конструктивной
особенностью стационарных наземных
конструкций является их массивность из-за отсутствия
ограничений по массе. В наземных
конструкциях чаще используются более простые одноваль-
ные схемы и предусматривается возможность
частичной разборки и ремонта на месте
эксплуатации.
Вторая группа - это так называемые
«авиапроизводные» конструкции, созданные на базе
авиационных двигателей и применяемые для
выработки электроэнергии, механического
привода и для транспортных нужд (полезная
мощность «авиапроизводных» установок до
настоящего времени не превышает 50 МВт). Авиапро-
изводные конструкции вследствие своих
особенностей (более высокий КПД и относительно
небольшая масса) нашли наибольшее
применение в ГТУ в качестве силового привода ГПА
и на транспорте в качестве двигателей судов,
танков. Практически во всех случаях наземного
применения эти турбины вынуждены
конкурировать с дизелями, всегда проигрывая по цене
и стоимости эксплуатации. Поэтому
применение авиапроизводных конструкций всегда
обосновано их конкретным преимуществом.
При перекачке газа этим преимуществом
является меньшая масса, что обеспечивает
удобство транспортировки и замены в
труднодоступных местностях, где чаще всего располагают
газопроводы, и топливо - газ. На военных
судах - это высокая удельная мощность и
быстрота запуска. На круизных судах - менее шумная
157

Глава 8. Турбины ГТД
по сравнению с дизелями работа. Выгодность
применения авиапроизводных конструкций для
выработки электроэнергии очевидна на
нефтяных морских платформах.
Реализованная мощность стационарных на-
земных турбин (до 725 МВт) значительно
превышает мощность авиационных. В самом боль-
шом по тяге - 52 тонны - современном
авиационном двигателе GE90-115B (рис.8.20, 8.21)
суммарная мощность ТВД и ТНД составляет
около 190 МВт.
В следующих разделах подробно
рассмотрены конструкции авиационных газовых турбин.
«Авиапроизводные» конструкции рассмотрены
в отдельном подразд. 8.8.
8.1.2.2. Основные факторы,
определяющие конструкцию турбины
1. Место расположения роликового
подшипника ТВД и способы обеспечения герметично-
сти и защиты от перегрева его масляной по-
лости.
Возможны три базовых варианта размещения
подшипника и его опоры: перед ТВД, между
ТВД и ТНД, за ТНД. Каждое решение имеет
свои преимущества и недостатки с точки зрения
себестоимости, надежности, опыта
эксплуатации, а также обеспечения необходимых условий
работы для масляной полости. Все они
рассмотрены ниже на примере реальных конструкций.
Каждый ротор турбины должен иметь две
опоры. Одна из них может быть совмещена
с опорой компрессора (то есть этой опорой
служит общий вал турбины и компрессора). В
опоре компрессора обычно устанавливается
шариковый подшипник, исключающий осевые
перемещения ротора и воспринимающий его осевые
усилия.
В опоре турбины устанавливается роликовый
подшипник. Он воспринимает только
радиальные усилия и допускает относительные осевые
перемещения ротора и корпуса. Эти
перемещения неизбежны как следствие действия осевых
аэродинамических сил и разности
температурных расширений ротора и корпуса. Величина
осевых перемещений от холодного состояния
в сборке к рабочему увеличивается с удалением
шарикового подшипника от турбины. Эти
перемещения от «холодного» состояния к «горяче-
му» обязательно учитываются при
проектировании.
2. Количество роторов (валов) - одновальная,
двухвальная или трехвальная схемы.
Количество роторов оказывает очевидное
и значительное влияние на сложность
конструкции. Дополнительный ротор означает
дополнительную подшипниковую опору и
необходимость решения проблемы ее размещения.
В современных авиационных двигателях
турбина является, как минимум, двухвальной и
состоит из ТВД и ТНД. В трехвальной
авиационной турбине между ТВД и ТНД появляется
ТСД, служащая для привода отдельного каскада
компрессора. В промышленных двигателях
третий ротор может быть свободным от
механической связи с компрессором и иметь свободную
турбину, являющуюся одновременно CT для
привода устройств-потребителей мощности.
3. Конструктивная схема ТВД
(одноступенчатая или двухступенчатая, наличие бандажных
полок на рабочих лопатках ТВД).
В современных авиационных двигателях
главную роль играет ТВД, которая служит для
привода КВД. ТВД работает в условиях
наиболее высоких температур и в большинстве
случаев является охлаждаемой. Охлаждение и
высокие напряжения существенно усложняют
конструкцию ТВД и вынуждают применять
дорогостоящие высокотемпературные сплавы для
лопаток и дисков.
Одноступенчатая ТВД при одинаковой
степени расширения с двухступенчатой (для
современных ТВД типичная степень расширения -
4,0...5,5) должна иметь окружную скорость на
среднем диаметре в 1,4 раза больше, чем при
одинаковой по UIC^ нагрузке. Увеличение
окружной скорости приводит к возрастанию
центробежных сил и, соответственно, увеличению
массы конструкции для обеспечения
напряжений приемлемого уровня.
Увеличение массы роторных деталей (в
первую очередь диска) влечет также повышение
инерционности ротора и усложняет проблемы
регулирования радиального зазора, контроля
качества изготовления диска и дефлектора из
порошковых сплавов.
Сокращение вдвое количества решеток
увеличивает степень расширения и уровень
скоростей в каждой решетке. Возрастают потери
энергии и газовые нагрузки на все элементы
конструкции.
Применение бандажной полки на рабочей
лопатке ТВД означает увеличение уровня на-
158

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
пряжении, усложнение конструкции и
увеличение расхода охлаждающего воздуха для охлаж-
дения полки. Выигрыш от полки в виде
увеличения КПД должен перевешивать увеличение
расхода воздуха и потенциальные проблемы
с долговечностью.
4. Уровень температуры газа перед ротором
турбины и эффективность системы охлаждения.
Уровень температуры газа перед ротором
и требуемая эффективность системы
охлаждения оказывают решающее влияние на
сложность применяемых технологий охлаждения ло-
паточных венцов и на конструкцию системы
охлаждения турбины. Под уровнем температу-
ры газа понимается максимальный уровень тем-
пературы (для среднего нового двигателя)
в жаркий день (при температуре +30 °С).
Уровень температуры на режиме «Redline» будет
выше в зависимости от имеющегося запаса по
температуре газа. Конструкция должна
обеспечить все охлаждаемые лопаточные венцы и ox-
лаждаемые элементы необходимым объемом
воздуха минимально возможной температуры с
запасом по давлению (по отношению к
давлению газа). Запас давления воздуха необходим
для предотвращения проникновения газа в ox-
лаждаемые детали, выпуска его в проточную
часть.
8.1.2.3. Наиболееуспешные конструкции
газовых турбин
Несмотря на многочисленность
реализованных в металле газовых турбин, количество
действительно успешных конструкций не так уж
велико. К успешным (рассмотренным ниже)
конструкциям турбин отнесены:
- представляющие собой целое семейство
конструкций;
-реализованные серией или имеющие пер-
спективу реализации (хотя бы в масштабах ce-
мейства) достаточно значительной серии -
несколько тысяч штук;
- доказавшие надежность и долговечность
в эксплуатации;
- обеспечивающие прибыльность в
производстве и обслуживании.
Для ОАО «Авиадвигатель» это турбина дви-
гателя ПС-90А2, являющаяся современным
развитием турбины двигателя ПС-90А и
конструктивной схемы турбин, реализованной в
семействе двигателей Д-30 (Д-30, Д-ЗОКУДСП,
Д-30Ф6). На базе турбин ПС-90А иПС-90А2
создано семейство турбин для авиационных
и промышленных СУ.
Базовые характеристики конструкции
турбины ПС-90А2 (рис. 8.16, 8.17):
- двухвальная схема (одноступенчатая ТВД
+ четырехступенчатая ТНД);
- роликовый подшипник и опора ТВД
расположены под КС;
- двухступенчатая высоконагруженная
(степень расширения выше 5,0) ТВД с бесполочной
первой рабочей лопаткой и полочной второй;
- высокий уровень максимальной температу-
ры газа перед ротором (оценочно 1700K).
Для «GE Aircraft Engines», атакже фирмы
«Snecma», принимающей значительное участие
во многих разработках с GE, в том числе на
50 % в программе CFM56, это турбины трех ce-
мейств: CF6, GE90 и CFM56. Современная мо-
дель CF6-80C2 представляет семейство CF6,
находящееся в производстве с середины 1960-х гг.
(TF39, CF6-6, CF6-50, CF6-80A, CF6-80C2^1).
Многие модели конвертированы в успешные
промышленные двигатели (TF39 - в LM2500,
CF6-80C2 - в LM6000). Базовые характеристики
конструкции турбины (рис. 8.84, 8.89) [8.9;
8.10]:
- двухвальная схема (двухступенчатая ТВД +
пятиступенчатая ТНД);
- роликовый подшипник и опора ТВД под
КС;
- двухступенчатая умеренно нагруженная
(степень расширения около 4.0) ТВД с беспо-
лочными рабочими лопатками;
-умеренный уровень максимальной темпе-
ратуры газа перед ротором (оценочно 1650 К).
Самая современная турбина GE90 является
основой для новых разработок (GE90-115B,
GP7200). Производится серийно с 1995 года.
Базовые характеристики конструкции (рис. 8.20
и8.21)[8.11;8.12]:
- двухвальная схема (двухступенчатая ТВД +
шестиступенчатая ТНД);
- роликовый подшипник и опора ТВД между
ТВД и ТНД; стойки опоры в переходном канале
между турбинами;
- двухступенчатая высоконагруженная
(степень расширения около 5,5) ТВД с бесполоч-
ными рабочими лопатками;
- высокий уровень температуры газа перед
ротором (оценочно 1850 К).
CFM56 является самой успешной и массовой
моделью в современном авиационном двигате-
159

Глава 8. Турбины ГТД
лестроении - в 2003 г. в эксплуатации
находилось свыше 13000 двигателей. Базовые
характеристики конструкции турбины CFM56-5B
(рис. 8.22 и 8.23) [8.13; 8.14; 8.15]:
- двухвальная схема (одноступенчатая ТВД
+ четырехступенчатая ТНД);
- опоры ТВД и ТНД совмещены, силовые
стойки проходят через заднюю опору турбины;
роликовый подшипник ТВД - межвальный
(размещен между валами ТВД и ТНД);
- одноступенчатая высоконагруженная
(степень расширения около 4,2) ТВД с бесполочной
РЛ;
- умеренный уровень температуры перед po-
тором ТВД (оценочно 1500...1650 К в
зависимости от модели).
Для «Rolls-Royce» это турбины семейства
RB211ATrent, сохраняющие на протяжении
почти тридцати лет все базовые характеристики
конструкции. Эти характеристики приведены на
примере турбины RB211-535E4 (см. рис. 8.26
и8.27)[8.16;8.17]:
- трехвальная схема: одноступенчатая ТВД +
одноступенчатая ТСД + трехступенчатая ТНД;
- роликовый подшипник и опора ТВД co-
вмещены с роликоподшипником и опорой ТСД;
общая опора совмещена с сопловыми лопатками
ТСД;
- одноступенчатая умеренно нагруженная
(степень расширения около 3.0) ТВД с
полочной РЛ;
- умеренный уровень температуры газа перед
ротором (для RB211-535E4 оценочно 1550 К).
Для «Pratt&Whitney» это модели V2500,
PW6000,F119.
Модель V2500 - вторая в мире (после
CFM56) по масштабам производства.
Принципиально одинаковая с PW2000 и PW4000 схема
турбины. Базовые характеристики конструкции
турбины (рис. 8.18) [8.18; 8.19; 8.20]:
- двухвальная схема (двухступенчатая ТВД +
пятиступенчатая ТНД);
-роликовый подшипник под КС, стойки
опоры ТВД совмещены с корпусом КС;
- двухступенчатая высоконагруженная
(степень расширения около 5,0) ТВД с бесполоч-
ными рабочими лопатками;
- высокий уровень температуры газа перед
турбиной (оценочно 1700 К).
PW6000 - самая современная разработка,
ставшая базой для новых технологий снижения
производственной себестоимости и стоимости
обслуживания. Особенности - одноступенчатая
безбандажная ТВД с высоким перепадом,
подшипник ТВД под КС, переходный канал для
ТНД (рис. 8.24). Базовые характеристики
конструкции турбины (см. рис. 8.24) [8.21; 8.22]:
- двухвальная схема (одноступенчатая ТВД +
трехступенчатая ТНД);
-роликовый подшипник под КС, стойки
опоры ТВД совмещены с корпусом КС;
- одноступенчатая высоконагруженная
(степень расширения около 4,0) ТВД с бесполоч-
ной РЛ;
-умеренный уровень температуры газа
перед турбиной (оценочно 1650... 1700 К).
Самая современная военная конструкция
и основа для новых разработок (таких, как
F135)- модель F119. Базовые характеристики
конструкции турбины (рис. 8.25) [8.22]:
- двухвальная схема (одноступенчатая ТВД +
одноступенчатая ТНД);
- опоры ТВД и ТНД совмещены, силовые
стойки проходят через заднюю опору турбины;
роликовый подшипник ТВД - межвальный
(размещен между валами ТВД и ТНД);
- одноступенчатая умеренно нагруженная
(степень расширения около 3,0) ТВД с беспо-
лочной РЛ;
- высокий уровень температуры газа перед
ротором ТВД (оценочно 1950...2000 К).
8.1.2.4. Конструкции газовых турбин
с двухступенчатыми ТВД
Упомянутые реальные конструкции служат
далее базой для анализа типовых конструкций
газовых турбин.
Турбина двигателя ПС-90А2 (см. рис. 8.16) -
двухвальная, состоит из двухступенчатой ТВД 1
и четырехступенчатой ТНД 2. Роликовый
подшипник 3 ТВД и его масляная полость 4
размещены под КС 5, при этом опора подшипника
совмещена с корпусом 6 КС. Таким образом,
ротор ТВД расположен консольно по
отношению к подшипнику. Роликовый подшипник 7
ТНД размещен за ТНД и его силовая связь
с корпусом осуществляется через заднюю
опору 8 турбины и ее стойки 9, проходящие за
тнд.
Система охлаждения подшипника и его мас-
ляной полости должна:
- обеспечить изоляцию масляной полости от
проникновения окружающей среды с высокой
температурой;
160

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
из-за компрессора
+* 10 ступень компрессора
7 ступень компрессора i4
17 1 13 272625
31 19 22 21 20 23 24 29 28 34
32
Рис. 8.16. Турбина двигателя ПС-90А2: 1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - подшипник ТВД; 4 - масляная полость подшипника ТВД;
5- КС; 6— корпус КС; 7- подшипник ТНД; 8- задняя опора турбины; 9- стойка задней опоры; 10- масляная полость
подшипника ТНД; 11 - коммуникации для воздуха; 12 - полость наддува; 13 - 1РЛ ТВД; 14 - 2РЛ ТВД; 15 - 1СЛ; 16 -
вторичная зона КС; 17- верхняя полка 1СЛ; 18- нижняя полка 1СЛ; 19- аппарат закрутки; 20- диск первой ступени;
21 - дифлектор первой ступени; 22 - полость за аппаратом закрутки; 23 - полость под дифлектором; 24 - полость под
замком лопатки; 25 - 2СЛ; 26 - кольцевая полость над 2CA; 27 - полость под 2CA; 28 - промежуточный диск; 29 - замок 1РЛ;
30 - замок 2РЛ; 31 - полость охлаждающего воздуха для ротора; 32 - трубы охлаждающего воздуха для ТНД; 33 - полость
ротора НД; 34 - полость между роторами ТВД и ТНД
- исключить утечки масла;
- обеспечить температуру подшипника на
уровне проектной, а температуру стенок масля-
ной полости на уровне, исключающем
коксование масла.
Размещение масляной полости подшипника
и опоры ТВД под КС традиционно применяется
в турбинах ОАО «Авиадвигатель». Общей про-
блемой этого варианта является размещение
масляной полости и подшипника в области
относительно высокой температуры за КВД и
высокого давления, близкого к давлению в осевом
зазоре первой ступени ТВД. Поэтому
необходима система охлаждения масляной полости
подшипника и защиты ее от горячего воздуха
высокого давления.
На рис. 8.17 показана (применительно к ТВД
ПС-90А2) система охлаждения масляной полос-
ти подшипника 7, стенки 2 которой снаружи
охлаждаются холодным воздухом, изолированным
от полости лабиринтом 3.
Для защиты полости роликового подшип-
ника ТВД от окружающей среды применен
наддув масляной полости подшипника охлаж-
денным в размещенном в наружном контуре те-
плообменнике воздухом высокого давления.
Чтобы расход охлажденного воздуха в мас-
ляную полость подшипника не был слишком
велик, используют контактные графитовые
уплотнения масляной полости или (для
уменьшения требуемого давления холодного
воздуха) вводят промежуточную «буферную» по-
лость. «Буферная» полость сообщается с
наружным контуром или (в промышленном двига-
теле) с окружающей средой. Она защищает
масляную полость от окружающего воздуха
относительно высокого давления, отводя утечки
этого воздуха и утечки холодного воздуха
наддува за пределы двигателя. Эти утечки могут
достигать 1 % расхода воздуха через КВД
и являются основным недостатком приведенной
схемы.
161

Глава 8. Турбины ГТД
Полость наддувс
холодным
воздухом
Р-2.0Рмт
T=0.95TM
Масляная полость
роликоподшипника
Р=Рм,Т=Тм
Сброс утечек за
пределы
газогенератора.
Буферная полость
Р=1.2Рм,Т=1.7Тм
Полость
охлаждающего
воздуха для ротора ТВД
Р=15РмД=1.8Тм
Утечки в буферную полость
Утечка в масляную полость
Рис. 8.17. Принципы работы системы охлаждения опоры роликового подшипника ТВД ПС-90А2:
1 - роликовый подшипник; 2 - внутренние стенки масляной полости; 3 - лабиринтное уплотнение
Буферная полость дает возможность исполь-
зовать воздух промежуточных ступеней ком-
прессора с более низкой температурой для
наддува опоры. Чем ниже давление отбираемого
воздуха, тем ниже его температура и больше его
возможности по охлаждению масляной полости
подшипника.
Размещение роликового подшипника ТНД
в области относительно низких давлений
(близких к давлению за ТНД) позволяет
относительно просто решить проблему охлаждения -
наддув относительно холодным воздухом из-за
подпорных ступеней. Давления этого воздуха
обычно достаточно для изоляции масляной по-
лости от окружающей среды, атемпературы -
для охлаждения ее стенок. Но в конструкции
ПС-90А2 (см. рис. 8.16) масляная полость 10
подшипника ТНД граничит с
коммуникациями 11 сброса относительно горячего воздуха по-
сле охлаждения ротора и вала ТНД. Поэтому
для защиты и охлаждения масляной полости
(как и в ТВД) использован охлажденный в теп-
лообменнике воздух высокого давления, пода-
ваемый в полость наддува 12.
Применение двухступенчатой ТВД
(см. рис. 8.16) означает принятие решения
в пользу более высокой аэродинамической
эффективности (по сравнению с одноступенчатой
турбиной), более стабильного КПД в
эксплуатации, но и более высоких себестоимости и
стоимости обслуживания (из-за большего
количества деталей).
162
Применение бесполочной РЛ 13 на первой
ступени ТВД означает выбор меньших значений
уровня напряжений растяжения и расхода
воздуха на охлаждение, меньшего риска доводки,
но и меньшей величины потенциально реали-
зуемого КПД.
Применение полочной РЛ 14 на второй
ступени ТВД означает выбор большей
аэродинамической эффективности, меньшего риска
доводки по вибронапряжениям, но более высокого
уровня напряжений растяжения и более
высокого расхода охлаждающего воздуха.
Дополнительный воздух необходим для снижения
рабочей температуры самой лопатки, но может быть
необходим и для охлаждения непосредственно
бандажной полки.
Относительно высокий уровень температуры
газа приводит к необходимости охлаждения
всех четырех лопаточных венцов ТВД. 1СЛ 15
охлаждается воздухом высокого давления из-за
КВД, отбираемым из вторичной зоны 16 КС.
Воздух подается в лопатку со стороны
ограничивающих проточную часть верхней полки 17
и с нижней полки 18.
Рабочая лопатка 13 охлаждается воздухом
из-за КВД, отбираемым из вторичной зоны
16 КС через аппарат закрутки 19 (лопаточную
решетку высотой 5...15 мм или систему
отверстий, разгоняющих поток воздуха и
закручивающих его в направлении вращения диска).
К диску 20 первой ступени спереди прикреплен
дефлектор 27, обеспечивающий с помощью ла-

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
биринтов уплотнение полости 22 за аппаратом
закрутки, из которой воздух поступает в по-
лость 23 между дефлектором и диском. Из по-
лости 23 воздух сбоку распределяется по не-
большим полостям 24 под замком каждой
рабочей лопатки. Из полости 24 через отверстия
в замке воздух поступает во внутреннюю по-
лость лопатки и после охлаждения внутренних
полостей выходит в проточную часть, в том
числе для создания пленочного охлаждения
наружной поверхности лопатки.
Для охлаждения 2СЛ 25 и 2РЛ 14 ТВД ис-
пользуется воздух промежуточной ступени
компрессора (за три ступени до выхода из
КВД). Это решение позволяет использовать
воздух со значительно более низкой (примерно
на 100 К) температурой и вполне достаточным
для эффективного использования давлением
(примерно 60 % от давления за КВД).
Использование воздуха промежуточной ступени
наиболее эффективно и для двигателя в целом.
В ТВД ПС-90А, как и в большинстве
двухступенчатых ТВД, для лопаток второй ступени
достаточно только внутреннего конвективного
охлаждения без использования пленки.
Воздух для охлаждения 2CA отбирается
через наружный корпус КВД и подводится по
трубам в кольцевую полость 26 над СЛ. Затем
воздух распределяется по лопаткам, выходя
в проточную часть через щели в окрестности
выходной кромки лопаток. Часть воздуха через
специальные каналы направляется в полость 27
под 2CA - для закрытия смежных с ротором по-
лостей от проникновения газа из проточной
части. Этот воздух также охлаждает снаружи
промежуточный диск 28 и замковые соединения
первого 29 и второго 30 дисков.
Воздух для охлаждения 2РЛ тоже отбирается
через наружный корпус КВД, по трубам через
КС подводится в полость 31 перед ротором ТВД
и направляется под диск первой ступени для
внутреннего охлаждения ротора и 2РЛ. Как
видно на рис. 8.16, отбор воздуха на наружном
диаметре компрессора усложняет конструкцию
статора и ротора ТВД, поэтому в других
конструкциях использованы и иные компоновки - без
труб (с отбором воздуха для охлаждения внутрь
ротора компрессора). Однако подвод по трубам
имеет и свои преимущества - возможность
измерять и контролировать расход охлаждающего
воздуха.
Лопаточные венцы ТНД неохлаждаемые. Для
охлаждения ротора ТНД используется воздух,
поступающий по трубам через заднюю опору
турбины и полость 32 вала ТНД - из середины
КВД. Главное назначение этого воздуха -
наддув изнутри полостей 33 ротора ТНД и полос-
ти 34 между роторами ТВД и ТНД для
предотвращения проникновения газа к дискам и валам.
В роторе ТНД воздух охлаждает диски и
замковые соединения дисков с лопатками, постепенно
выходя в проточную часть.
Турбина двигателя CF6-80C2. [8.9] - двух-
вальная с двухступенчатой ТВД (рис. 8.84)
и пятиступенчатой ТНД (рис. 8.89).
Конструкция турбины CF6-80C2 близка по базовым
решениям к турбине ПС-90А2.
Роликовый подшипник 1 ТВД размещен под
КС. Масляная полость 2 наддувается
относительно холодным воздухом из-за КНД через по-
лость 4. Буферные полости 5 и 6 используются
для защиты масляной полости от горячего
воздуха из-за КВД, направляемого на охлаждение
ротора ТВД из вторичной зоны КС через
отверстия 7 в корпусе КС и аппарат закрутки 8. Через
лабиринт 9 воздух высокого давления попадает
в «буферную» полость, откуда по трубам 10
незначительный расход отводится в полость
ротора ТНД. В результате отвода давление горячего
воздуха за лабиринтом уменьшается в
несколько раз и, соответственно, уменьшаются его
утечки во вторую буферную полость 5. Из по-
лости 5 утечки воздуха высокого давления
и утечки воздуха наддува масляной полости (из
подпорных ступеней) сбрасываются за ТНД.
В конструкции ТВД CF6-80C2 использованы
бесполочные 1РЛ 11 и2РЛ 12. По сравнению
с ПС-90А2 отказ от использования бандажной
полки на второй ступени снижает
центробежную нагрузку на профиль и избавляет от
необходимости охлаждения полки. При этом
усложняется обеспечение вибрационной прочности
лопатки и увеличиваются потери КПД в ради-
альном зазоре. Уменьшение необходимого
расхода охлаждающего воздуха на профиль и
исключение необходимости охлаждения полки до
некоторой степени компенсируют потери КПД.
Система охлаждения ротора ТВД использует
для охлаждения ротора и РЛ обеих ступеней
только воздух высокого давления (и,
соответственно, высокой температуры) из-за КВД. По-
лость 13 перед диском первой ступени 14 над-
163

Глава 8. Турбины ГТД
дувается через отверстия в опоре 15 lCA 16,
алабиринт 17 ограничивает поступление
воздуха из-за аппарата закрутки в полость 13. Для
снижения утечек через лабиринт 17 давление
в аппарате закрутки снижается настолько, что
в дальнейшем для подачи воздуха из полости
ротора 18 в 1РЛ он «подкачивается» при
прохождении между двумя промежуточными
дисками 19 с ребрами. Подача основной части
воздуха в полость 13 через отверстия 15 позволяет
эффективно контролировать его расход и мало
зависеть от износа лабиринтов.
Полость 18 ротора ТВД снабжается воздухом
КВД через аппарат закрутки. Использование
одного источника для охлаждения (воздуха
КВД) упрощает конструкцию системы
охлаждения, но увеличивает температуру ступиц
дисков по сравнению с отбором на вторую ступень
ТВД воздуха за промежуточной ступенью ком-
прессора примерно на 50...70 °С, а 2РЛ - на
2О...ЗО°С.
Только кольцевой лабиринт 20 охлаждается
воздухом промежуточной ступени КВД A1-й из
14) - по трубам 21 через лопатки 22 2CA.
Задняя сторона (полость 23) диска 24 2-й ступени
охлаждается воздухом 7-й ступени КВД, пода-
ваемым по трубам 25 через переднюю часть
внутренней полости 26 ЗСА 27.
В ТНД (рис. 8.89) роликовый подшипник
и его масляная полость 14 расположены в
области относительно низких давлений и надду-
ваются воздухом из-за КНД.
Турбина двигателя V2500 («Pratt&Whitney»,
«MTU») [8.19] (рис. 8.18) близка кПС-90А2 по
многим конструктивным решениям. Турбина
имеет двухвальную схему с двухступенчатой
ТВД 1 и пятиступенчатой ТНД 2.
Роликовый подшипник 3 ТВД расположен
под КС. Опора 4 роликового подшипника co-
вмещена с корпусом 5 КС. Размещение опоры
ТВД под КС является традиционным в двигате-
лях «Pratt&Whitney» (семейства PW2000,
PW4000).
Важные отличия от ПС-90А2 по системе
охлаждения масляной полости 6 роликового под-
шипника ТВД заключаются в применении
контактных графитовых уплотнений 7. Эти уплот-
нения выдерживают значительную разницу
давлений, позволяя сохранять относительно
высокое давление вокруг полости подшипника
и исключая необходимость буферной полости
для сброса утечек за пределы газогенератора.
7 5
1 11
12
8 2 9
10
Рис. 8.18. Турбина V2500:1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - подшипник; 4 - опора подшипника; 5 - корпус КС; 6 - масляная полость;
7, 8 - контактные уплотнения; 9 - подшипник ТНД; 10 - теплоизоляция; 11 - 1РЛ ТВД; 12 - 2РЛ ТВД
164

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
На рис. 8.19 приведены принципы работы
системы охлаждения масляной полости подшип-
ника 7, в которой внутренняя стенка 2
охлаждается холодным воздухом, а сама полость изоли-
рована от воздуха контактным уплотнением 3.
Такие же (см. рис. 8.18) контактные ушют-
нения 8 имеет и масляная полость роликового
подшипника 9 ТНД. Стенки полости имеют те-
плоизолирующее покрытие 10.
ТВД имеет бесполочные рабочие лопатки 11
в первой ступени и бесполочные рабочие лопат-
ки 12 второй ступени. Таким образом, на 2РЛ
(в отличие от ПС-90А2) бандажная полка
отсутствует. Применение бесполочных рабочих лопа-
ток в ТВД является традиционным решением
как для «Pratt&Whitney», так и для «GE Aircraft
Engines».
Турбина двигателя GE90 (GE Aircraft
Engines) (рис. 8.20 и 8.21) имеет двухвальную
схему с двухступенчатой ТВД 1 и шестиступен-
чатой ТНД 2 [8.11; 8.12]. РЛ 3 первой ступени
и РЛ 4 второй ступени - без бандажных полок.
Роликовый подшипник 5 ТВД и опора 6 ТВД
расположены между ТВД и ТНД. Стойки 7 опо-
ры размещены в переходном канале 8 и закрыты
обтекателями 9. Эта схема выносит полость
подшипника из зоны высоких температур и
давлений и дает возможность использовать воздух
из-за первой ступени КВД (подаваемый по по-
лости 10 между валами) для наддува сначала
масляной полости 11 подшипника ТВД, азатем
и масляной полости роликового подшипника 12
тнд.
С полостями 13 (наддув подшипника ТВД)
и 14 (наддув подшипника ТНД) граничит
«буферная» полость 15 пониженного давления,
защищающая масляные полости от окружающей
среды высокого давления и температуры. В
«буферную» полость собираются утечки воздуха
наддува и воздуха четвертой ступени КВД, за-
полняющего полость за ротором ТВД 16
и внутреннюю полость 17 ротора ТНД. Из
«буферной» полости утечки сбрасываются в
проточную часть за ротор ТНД.
Полость охлаждающего
воздухадля 1РЛ
P - 20 Рм, T - 2,0 Тм
Масляная полость
роликоподшипника
Р - Рм, Т - Тм
1
ы
Ml
Ж,
Полость наддува
холодным воздухом
Р=12Рм,Т = 0,9Тм
Воздух на
охлаждение 2РЛ
Р=12Рм,Т = 0г9Тм
±
Полость с
теплоизоляцией
Утечка воздуха
Рис. 8.19. Принципы работы системы охлаждения опоры: 1 - роликовый подшипник;
2 - внутренние стенки масляной полости; 3 - контактное уплотнение с графитовым
кольцом
165

Глава 8. Турбины ГТД
17
23 24 19 18 20 21 16 10 22 6 5 11
13 15
14
12
Рис. 8.20. Продольный разрез турбины GE90: 1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - 1РЛ ТВД; 4 - 2РЛ ТВД; 5 - подшипник ТВД; 6 - опора
подшипника ТВД; 7- стойки; 8 — переходной канал; 9- обтекатель; 10- межвальная полость; 11- масляная полость;
12 - подшипник ТНД; 13 - полость наддува подшипника ТВД; 14 - полости наддува подшипника ТНД; 15 - буферная
полость; 16- воздушная полость за ТВД; 17- полость ротора ТНД; 18- аппарат закрутки; 19- вал ТВД; 20- диск первой
ступени ТВД; 21 - промежуточный диск ТВД; 22 - диск второй ступени ТВД; 23 - межвальная полость; 24 - вал ТНД;
25 - 2CA; 26 - трубы для воздуха; 27 - полость над ротором ТВД
Стойки за ТВД, необходимые в
рассматриваемой схеме, являются источником дополни-
тельных потерь полного давления для основного
потока газа в проточной части. Они могут
потребовать охлаждения. Причем расход воздуха,
учитывая большие поверхности, которые
необходимо охлаждать, может быть значительным. Кроме
того, стойки являются потенциальным
источником дефектов. По сравнению с турбиной CF6-
80C2 в GE90 перенос опоры за ТВД применен
при наличии двух условий:
-длинного переходного канала между ТВД
и ТНД, необходимого при значительном
различии диаметров проточной части этих турбин
и обеспечивающего размещение стоек;
- значительно увеличенной (с 4,0 до 5,5)
степени расширения газа на ТВД, что позволило
выполнить обтекатели 9 стоек без специального
охлаждения (с продувкой воздухом
промежуточной ступени компрессора).
Система охлаждения ТВД использует для
1РЛ и 1СЛ воздух из-за КВД. Для РЛ он подает-
ся через аппарат закрутки 18. В то же время
перенос опоры ТВД назад и большой диаметр вала
19 ТВД предоставили возможность
использования воздуха промежуточной (за 7-й из 10)
ступени КВД для охлаждения основной
поверхности диска 20 первой ступени,
промежуточного диска 21 и диска 22 второй ступени. Этот
воздух отбирается внутрь ротора КВД и
поступает по полости 23 между валом 19 ТВД и ва-
лом 24 ТНД.
2СЛ 25 тоже охлаждается воздухом из-за 7-й
ступени КВД, отбираемым на этот раз с
наружного диаметра компрессора и поступающего по
трубам 26. При этом часть воздуха пропускается
под лопатку и заполняет полость 27, охлаждая
замковые соединения обоих дисков и обод
промежуточного диска 21.
Таким образом, за счет активного
использования воздуха промежуточных ступеней ком-
прессора, система охлаждения турбины GE90
более экономична. Она обеспечивает более
низкую температуру роторных деталей ТВД
166

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
25 3 26 9 4
8
17
18
19 18 22 21 3 27 4 6 5 13 14
Рис. 8.21. Турбина GE90. (Обозначения соответствуютрис. 8.21)
и меньший расход охлаждающего воздуха для
второй ступени ТВД по сравнению с
использованием для этих же целей воздуха на выходе из
квд.
8.1.2.5. Конструкции газовых турбин
с одноступенчатыми ТВД
Одноступенчатая турбина имеет свои
преимущества по сравнению с двухступенчатой
турбиной: простота конструкции, меньшее
количество деталей, более низкие себестоимость
и стоимость обслуживания, меньший расход ox-
лаждающего воздуха. Для определенных
применений (особенно в двигателях региональных
самолетов, самолетов ближнего и среднего
радиуса действия) эти преимущества становятся
гораздо важнее упоминавшихся выше
недостатков.
Турбина двигателя CFM56-5B (GE Aircraft
Engines, Snecma) [8.13; 8.14] Турбина двига-
теля CFM56-5B (рис. 8.22, 8.23) имеет двух-
вальную схему с одноступенчатой ТВД 1
(разработка GE) и четырехступенчатой ТНД 2
(разработка Snecma). РЛ 3 ТВД без бандажной
ПОЛКИ.
Отличительной чертой этой турбины
является использование в качестве опоры вала ТВД
межвального подшипника 4, расположенного
между вспомогательным валом 5 ТВД и валом 6
ТНД. Роликовый подшипник 4 ТВД опирается
не на статор турбины, а на вал ТНД. Эта схема
позволяет вынести опору ТВД в наиболее
холодное место (фактически за ТНД) и совместить
опоры ТВД и ТНД - подшипник 4 ТВД и под-
шипник 7 ТНД расположены в одной масляной
полости 8. Конструкция значительно
упрощается и удешевляется за счет исключения стоек для
опоры ТВД, уменьшения количества масляных
полостей и выноса общей масляной полости
в зону низкого давления. Задняя опора 9 ТНД
и ее стойки 10 используются в качестве связи
ротора ТВД с корпусом турбины.
Несмотря на все преимущества схемы с меж-
вальным подшипником ТВД, обеспечение
работоспособности самого межвального роликового
подшипника является достаточно сложной зада-
167

Глава 8. Турбины ГТД
16
17 18 3 24 20 25 19 21 23 26
14 9 10
11 13 12
29 27 15 28 1 22
4 6
8
Рис. 8.22. Продольный разрез турбины двигателя CFM56-5B: 1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - рабочая лопатка ТВД; 4 - межвальный
подшипник ТВД; 5 - вспомогательный вал ТВД; 6 - вал ТНД; 7 - подшипник ТНД; 8 - масляная полость; 9 - задняя опора
ТНД; 10 - стойки задней опоры ТНД; 11 - полость подачи воздуха КНД; 12 - внутренний кожух ротора ТВД; 13 - полость
ротора ТВД; 14 - задняя полость ротора ТНД; 15 - передний дефлектор ТВД; 16- вторичная зона КС; 17- аппарат
закрутки; 18 - замковое соединение диска; 19 - передний дефлектор ТВД; 20 - трубы подачи воздуха из-за четвертой ступени
КВД; 21 - СЛ ТНД; 22 - полость за диском ТВД; 23 - передняя полость ротора ТНД; 24 - подвод воздуха от четвертой или
пятой ступеней КВД; 25 - подвод воздуха из-за девятой ступени КВД; 26 - подвод воздуха из-за вентилятора; 27 - полость
за аппаратом закрутки; 28 - отверстия в переднем дефлекторе; 29 - полость за лабиринтом КВД; 30 - лабиринт за КВД
чеи, прежде всего, из-за трудностей в
идентификации условий его реальной нагрузки и,
соответственно, обеспечения оптимальных
рабочих условий. Для турбины CFM56, судя по
результатам эксплуатации, эта проблема
практически решена [8.23]. Однако случаи выхода из
строя межвального подшипника все-таки имеют
место, и CFMI собирается внедрить в
эксплуатацию дополнительную систему контроля
подшипника для своевременной диагностики его
предаварийного состояния [8.24].
Масляная полость наддувается относительно
холодным воздухом подпорных ступеней,
который поступает из специально организованной
полости 11 между валом ТНД и кожухом 72,
вращающимся вместе с валом ТВД. Следующий
уровень защиты масляной полости -
охлаждающий воздух из-за КНД, проходящий из по-
лости 13 под ротором ВД в полость 14 под зад-
168
ними ступенями ротора ТНД. Этот воздух ис-
пользован для охлаждения дисков ротора КВД,
затем ступиц дефлектора 15 и диска ТВД,
поэтому его температура выше, чем у такого же
воздуха из полости 11. В полости 12 воздух ox-
лаждает два последних диска ТНД и
сбрасывается за ротор ТНД в проточную часть.
Для охлаждения обода диска, замка и
рабочей лопатки ТВД используется воздух из-за
компрессора, подаваемый из вторичной зоны 16
КС через аппарат закрутки 17 на входе в ротор.
Основная часть воздуха поступает через
отверстия в дефлекторе в рабочую лопатку, а
меньшая часть уходит в осевой зазор перед диском,
закрывая зазор от втекания газа и охлаждая зам-
ковое соединение 16 лопатки и диска.
Передний дефлектор 15 диска ТВД служит
для управления расходом охлаждающего
воздуха на рабочую лопатку, обеспечивая необходи-

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
21
23
19
20
15
Рис. 8.23. Турбинадвигателя CFM56-5B (обозначения соответствуютрис. 8.22)
мое давление воздуха в полости между дефлек-
тором и диском с помощью системы лабиринтов
над аппаратом закрутки и под ним. Задняя
сторона диска и заднее уплотнение 19 диска ТВД
охлаждаются воздухом промежуточной
(четвертой) ступени компрессора, подаваемым по тру-
бам 20. Через первую внутреннюю полость 2СЛ
21 ТНД этот воздух заполняет полость 22 и ис-
пользуется для уплотнения осевого зазора за
диском ТВД.
Воздух четвертой ступени КВД, подаваемый
через вторую внутреннюю полость 2СЛ, ис-
пользуется для наддува передней полости 23
ротора ТНД. Этот воздух охлаждает первые две
ступени ротора и выходит в проточную часть,
а часть его через систему лабиринтов через
полость 14 сбрасывается за ТНД в проточную
часть.
К особенностям системы охлаждения
турбины можно отнести:
- эффективное охлаждение обоих валов
относительно холодным воздухом из-за подпор-
ных ступеней;
- охлаждение ступиц дефлектора и диска
ТВД воздухом подпорных ступеней (температу-
pa которого на сотни градусов меньше, чем
температура воздуха за КВД, обычно исполь-
зуемого для охлаждения дисков ТВД).
Турбина двигателя PW6000 (Pratt&
Whitney, MTU) [8.22].
Турбина PW6000 (рис. 8.24) имеет двухваль-
ную схему с одноступенчатой ТВД 1 и
четырехступенчатой ТНД 2 (разработка MTU). Рабочая
лопатка 3 ТВД без бандажной полки.
Роликовый подшипник 4 вала 5 ТВД
расположен под КС и корпус 6 КС используется
в качестве опоры подшипника. Роликовый под-
шипник 7 вала 8 ТНД расположен под задней
опорой 9 ТНД, стойки которой 10 используются
для связи ротора ТНД с корпусом.
169

Глава 8. Турбины ГТД
20
17
23
13
16
11
9
Рис. 8.24. Турбина PW6000: 1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - рабочая лопатка ТВД; 4 - подшипник ТВД; 5 - вал ТВД; 6 - корпус КС;
7- подшипник ТНД; 8- вал ТНД; 9- опора ТНД; 10- стойка опоры ТНД; 11- масляная полость подшипника ТВД;
12 - полость перед ротором ТВД; 13 - передний дефлектор диска ТВД; 14 - стенка масляной полости; 15 - контактные уп-
лотнения; 16- аппарат закрутки; 17- ступица диска ТВД; 18- полость между валами ТВД и ТНД; 19- полость ротора
ТНД; 20 - заднее уплотнение (дефлектор) диска ТВД; 21 - СЛ ТНД; 22 - трубы подвода охлаждающего воздуха; 23 -
трубопровод для воздуха на охлаждение корпуса ТВД; 24 - трубопроводы для воздуха на охлаждение корпуса ТНД
Масляная полость 11 подшипника ТВД ком-
пактна и изолирована от полости под КС 12
(полости перед передним дефлектором 13 ТВД)
двойными стенками 14. Принцип охлаждения
масляной полости такого типа с контактными
графитовыми уплотнениями 15 показан на
рис. 8.19. Полость подшипника наддувается ox-
лажденным в теплообменнике воздухом
высокого давления (отбираемым за КВД), который
затем сбрасывается в полость 12. Давление
воздуха в полости 12 значительно ниже давления за
КВД (оно регулируется лабиринтом за КВД)
и примерно соответствует давлению за аппара-
том закрутки, о чем свидетельствует отсутствие
лабиринтного уплотнения между полостью за
аппаратом закрутки и полостью 12.
Охлаждение рабочей лопатки, дефлектора,
передней стороны иступицы 17 диска ТВД
осуществляется воздухом из-за КВД. Для
охлаждения задней стороны диска ТВД и ротора
ТНД используется воздух промежуточной
(четвертой из шести) ступени КВД. Это воздух
отбирается внутрь ротора КВД и поступает через
полость 18 между валом 5 ТВД и валом 8 ТНД
в полость 19 ротора ТНД. Эта полость уплотне-
на задним уплотнением (дефлектором) диска
ТВД и двумя лабиринтами под 2СЛ 21 ТНД.
Лопатка 21 охлаждаемая - воздух промежуточ-
170

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
нои ступени компрессора подается по тру-
бам 22. Воздух относительно низкой температу-
ры из полости 19 используется для закрытия
осевого зазора за ТВД, охлаждает заднюю
сторону диска ТВД, диски и замковые соединения
ТНД и выходит в проточную часть ТНД.
Конструкция турбины и ее системы
охлаждения сохраняет традиционные для «Pratt&-
Whitney» подходы к размещению опоры, а
также к охлаждению диска и дефлектора ТВД
воздухом высокой температуры, несмотря на
повышенный уровень напряжений в роторе ТВД.
Повышенный уровень напряжений является
следствием увеличенной до 19000 об/мин (по
сравнению с примерно 12000 об/мин для ТВД
V2500) частоты вращения при высокой
(около 4.0) степени расширения ТВД.
Турбина двигателя F119 (Pratt&Whitney)
[8.22].
Турбина F119 (рис. 8.25) имеет двухвальную
схему с одноступенчатой ТВД 1 и
одноступенчатой ТНД2. РабочаялопаткаЗ ТВД без
бандажной полки. ТВД имеет более низкую
(около 3,0) степень расширения по сравнению
с PW6000 и CFM56, но значительно более
высокий уровень температуры газа. А невысокая
степень расширения означает, что температура
газа в проточной части снижается медленнее,
чем в упомянутых турбинах.
Роликовый подшипник 4 ТВД размещен ме-
жду фланцем 5 диска ТВД и фланцем 6 вала 7
ТНД. Таким образом, подшипник ТВД является
межвальным (его опорой служит вал ТНД). Вал
ТНД через роликовый подшипник 8 опирается
на опору 9 ТНД. Связь с корпусом
осуществляется через стойки 10 задней опоры турбины.
В отличие от межвального подшипника ТВД
CFM56 конструкция усложнена - на валу ТВД
размещена внутренняя обойма подшипника,
а на валу ТНД - наружная обойма. В отличие от
CFM56 масляные полости подшипников ТВД
и ТНД размещены отдельно, хотя и сообщаются
между собой через полость 11. Размещение
опоры за турбинами позволило наддувать мас-
ляную полость воздухом промежуточной
ступени компрессора из полости 72, охлаждающим
ступицы обоих дисков турбины.
Вследствие высокого уровня температуры
газа охлаждаются все лопатки турбины. Рабочая
лопатка ТВД охлаждается вторичным воздухом
КС, подаваемым через аппарат закрутки 13
и отверстия в дефлекторе 14. Этим же воздухом
охлаждаются передняя сторона диска 15 ТВД
и дефлектор 14. Ступица диска 16 охлаждается
воздухом промежуточной ступени компрессора,
поступающим между валом 17 (соединяющим
роторы КВД и ТВД) и валом 7 ТНД.
!У
Рис. 8.25. Турбина F119 (Pratt & Whitney): 1- ТВД;
2 - ТНД; 3 - рабочая лопатка ТВД; 4 - подшипник ТВД;
5- фланец диска ТВД; 6- фланец ротора ТНД; 7- вал
ТНД; 8- подшипник ТНД; 9- опора ТНД; 10- стойки
опоры ТНД; 11 - масляные коммуникации; 12 - полость
охлаждающего воздуха; 13 - аппарат закрутки ТВД;
14— дефлектор ТВД; 15- диск ТВД; 16- ступица диска
ТВД; 17- вал ТВД; 18- трубы подвода воздуха; 19-
полость корпуса; 20 - коммуникации воздуха; 21 - аппарат
закрутки ТНД; 22 - передний дефлектор ТНД; 23 - задний
дефлектор ТНД
Для охлаждения ТНД используется воздух
промежуточной ступени КВД, поступающий по
трубам 18 в полость 19 над сопловой лопаткой
ТНД и по коммуникациям 20 в аппарат
закрутки 21 ТНД. Через аппарат закрутки и отверстия
в переднем дефлекторе 22 воздух поступает
в рабочую лопатку ТНД. Диск ТНД имеет
и задний дефлектор 23, уплотняющий
воздушную полость за диском ТНД от проточной
части.
Особенностями турбины можно считать
конструкцию межвального подшипника ТВД,
применение аппаратов закрутки и дефлекторов для
обеих турбин.
171

Глава 8. Турбины ГТД
8.1.2.6. Конструкции газовых турбин
трехвалыюй схемы
Турбина двигателя RB211-535E4 (RoUs-
Royce) [8.25].
Турбина RB211-535E4 (рис. 8.26, 8.27)
является типичным (хотя и не самым современным)
представителем семейства RB211ATrent.
Турбина имеет трехвальную конструкцию с
одноступенчатой ТВД 7, одноступенчатой ТСД 2
и трехступенчатой ТНД 3.
Трехвальная конструкция является основной
отличительной чертой семейства RB211/Trent.
Несмотря на определенные преимущества (бо-
лее оптимальное распределение
аэродинамической нагрузки по турбинам), эта схема имеет
существенный конструктивный недостаток -
сложность. В работе [8.26] приведено сравнение
трехвальной турбины (на примере Trent 900)
и двухвальной (на примере GP7200). Сделан
вывод, что трехвальная турбина проигрывает
в массе, ей необходимы 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
турбинами. Общая опора 7 проходит через проточную
часть с помощью стоек 8, которые совмещены
с сопловыми лопатками 9 ТСД. Совмещение
опор и масляных позволило несколько
упростить конструкцию. Совмещение СЛ ТСД
и стоек опоры позволило избежать удлинения
проточной части (и соответствующего
увеличения массы), атакже сэкономить расход охлаж-
дающего воздуха (отдельно расположенные
стойки потребовали бы не меньшего
дополнительного охлаждения, чем СЛ ТСД).
Роликовый подшипник 10 ТНД расположен
за турбиной и связан с корпусом через заднюю
опору 11 и ее стойки 12. Масляная полость 7
уплотнена лабиринтами и наддувается
относительно холодным воздухом промежуточных
ступеней компрессора, поступающим между ва-
лом 13 ТВД и валом 14 ТСД. Между валом 14
ТСД и валом 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
рабочей лопаткой 16 является в определенной
степени уникальной конструкцией. Даже в двух-
12
13 19 21 18 17 6 14
15 7 5
10
11
Рис. 8.26. Продольный разрез турбины двигателя RB211-535E4: 1 - ТВД; 2 - ТСД; 3 - ТНД; 4 - подшипник ТВД; 5 -
подшипник ТСД; 6 - опора ТВД и ТСД; 7 - масляная полость; 8 - стойки; 9 - СЛ ТСД; 10 - подшипник ТНД; 11 - опора ТНД;
12 - стойки задней опоры; 73 - вал ТВД; 14 - вал ТСД; 15 - вал ТНД; 16- РЛ ТВД; 17- ступица диска ТВД; 18 - верхняя
половина диска ТВД; 19 - полость перед диском ТВД; 20 - вторичная зона КС; 21 - аппарат закрутки; 22 - нижний лабиринт
аппарата закрутки; 23 - верхний лабиринт аппарата закрутки
172

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
19 20 22 21 23 1 16 6 8 9
13
14
15 17 18
Рис. 8.27. Турбина RB211-535E4 (обозначения соответствуютрис. 8.26)
ступенчатых ТВД (которые в связи с меньшей
степенью расширения на одной ступени приме-
няют меньшую окружную скорость) бандажи-
рованные рабочие лопатки применяются очень
редко и только на одной из ступеней.
Преимущество бандажной полки в КПД турбины
зависит от абсолютной величины радиального
зазора иего можно оценить в1,5...2,5%. Однако
для обеспечения необходимой прочности
рабочей лопатки с увеличенными напряжениями
необходимо утолстить ее стенки и снизить
рабочую температуру. Для обеспечения прочности
диска с увеличенной за счет более массивной
лопатки нагрузкой на обод необходимо
увеличить его массу или снизить температуру.
В рассматриваемом случае задача несколько
облегчена, так как одноступенчатая ТВД
семейства RB211ATrent имеет степень расширения
около 3.0. Это существенно меньше, чем
в CFM56 и PW6000, поэтому необходима
меньшая окружная скорость и реализуется меньший
уровень центробежной нагрузки. Однако
меньшая степень расширения увеличивает
относительную температуру газа перед рабочей лопат-
кой. Система охлаждения ТВД предусматривает
охлаждение ступицы 17 диска ТВД воздухом
более низкой температуры, что увеличивает
допустимый уровень напряжений за счет
снижения температуры металла.
Верхняя часть 18 диска спереди охлаждается
воздухом непосредственно из-за КВД,
поступающим по полости 19. Рабочая лопатка ТВД
охлаждается воздухом из вторичной зоны 20 КС
через аппарат закрутки 21. Диск ТВД не имеет
дефлекторов и уплотнение полости за аппара-
том закрутки осуществляется двухсторонними
лабиринтами 22 и 23, выполненными заодно
с диском.
Сопловая лопатка 9 ТСД охлаждается
воздухом промежуточной ступени компрессора, по-
даваемым сверху через полости в корпусе.
Рабочая лопатка ТСД неохлаждаемая.
Совмещение стоек опоры и сопловых лопа-
ток ТСД искажает аэродинамику сопловых ло-
паток. В такой конструкции трудно реализовать
оптимальный аэродинамический профиль co-
173

Глава 8. Турбины ГТД
пловых лопаток ТСД (сравнение профилей этих
лопаток с профилями лопаток ТВД приведено
на рис. 8.28).
1
Рис. 8.28. Поперечное сечение
сопловой G) и рабочей B)
лопаточных решеток ТВД в сравнении
с сопловыми лопатками C) ТСД
в двигателе Trent
Кроме того, относительно большая осевая
ширина лопаток при малой длине приводит
к относительно высокому уровню вторичных
потерь (известно, что при отношении длины ло-
патки косевой ширине профиля менее 1,5
вторичные потери резко возрастают; здесь же это
отношение менее 1,0).
«Rolls-Royce» сохраняет рассмотренные
выше конструктивные особенности (трехвальную
схему, бандажированную лопатку ТВД,
совмещенные со стойками лопатки ТСД) во всех
разработках двигателей семейства Trent, сохраняя
накопленный опыт по надежности и
долговечности.
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
схема, которая и наиболее популярна в
стационарных двигателях, особенно в энергетических
двигателях большой мощности. В этом случае
многоступенчатая турбина одновременно
приводит компрессор и отдает часть мощности
генератору или механическому приводу. В случае
двухвальной схемы одна турбина служит
турбиной газогенератора (ТВД), адругая турбина
(на отдельном валу) служит CT и называется
также свободной турбиной.
Несмотря на относительную сложность,
двухвальная схема со свободной турбиной
имеет значительно большую гибкость для
конкретных применений. Одна модель промышленного
двигателя может иметь несколько CT 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 подшип-
ников скольжения (вместо подшипников
качения, применяемых в авиационных турбинах).
Вместо шариковых подшипников,
воспринимающих осевые усилия в авиационных
турбинах, применяются упорные подшипники сколь-
жения. Часто это несколько упрощает
конструкцию за счет исключения необходимости
применения разгрузочных полостей для
регулирования осевого усилия роторов, но требует
увеличения массы опор и больших расходов
масла.
Фирма «European Gas Turbines»
(принадлежащая компании «Siemens») производит
стационарные двигатели умеренной полезной
мощности (до 15 МВт). На рис. 8.29 приведены
турбины двух модификаций одного стационарного
двигателя (Tempest и Cyclone) [8.27].
В модификации Tempest все расширение га-
за происходит в двухступенчатой одновальной
CYCLONE
_/ rrLA_jn^i
TEMPEST
Рис. 8.29. Турбины стационарных двигателей Tempest
и Cyclone: 1 - одновальная турбина; 2 - турбина
газогенератора (ТВД); 3 - CT; 4 - вал CT; 5 - внутренний корпус;
6 - наружный корпус; 7 - вал ТВД
174

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
турбине 1 и полезная мощность (мощность тур-
бины, превышающая мощность компрессора)
отбирается с общего вала турбокомпрессора.
В модификации Cyclone степень расширения га-
за в двухступенчатой ТВД 2 уменьшена до
величины, необходимой для привода компрессора,
а остальная энергия газа преобразуется в
полезную мощность в новой свободной CT 3.
Полезная мощность отбирается с помощью вала CT 4,
который имеет две опоры с подшипниками
скольжения, одна из которых использует
упорный ПОДШИПНИК.
По сравнению с авиационными турбинами
конструкция очень массивна - за счет
использования двойных корпусов E и 6), а также
использования сплошной (без внутренней полости)
конструкции вала 4 CT и вала 7 ТВД.
Применение более массивных конструкций часто дает
возможность использовать более дешевые
материалы.
Типичная турбина одновального
стационарного двигателя MS6001C General Electric Power
Systems полезной мощностью 42,3 МВт
приведена на рис. 8.30. Эту турбину можно назвать
типичной (авторы работы [8.28] называют ее
«классической»), так как подавляющее
большинство турбин GE Power Systems создано на
базе «эволюционной философии» методом
масштабирования ранее созданных успешных
конструкций.
Рис. 8.30. Турбина MS6001C (GE Power Systems): 1 - 1РЛ;
2 - 2РЛ; 3 - ЗРЛ; 4 - аппарат закрутки; 5 - lCA; 6 - 2CA;
7 - дефлектор; 8 - корпус; 9 - проставки над РЛ
Это одновальная турбина с частотой
вращения 7100об/мин итемпературой за КС 1600K
(оценочный уровень температуры перед рото-
ром всечении 4.1 составит 1500...1520K).
Рабочие лопатки 1 и 2 (первых двух рабочих колес
турбины) не имеют бандажных полок. ЗРЛ
имеет бандаж для обеспечения вибрационной
прочности. Как отмечено в [8.28], это отступление
• * -
№ -
htfHi9^*
* , ^*rV*v
>ve £
I м^Л
1
~*>d
Рис. 8.31. Сборка двигателя 9H (GE Power Systems); 1 - турбина
175

Глава 8. Турбины ГТД
от стандартной практики GE в отношении 2РЛ,
которая обычно выполняется с бандажной пол-
кой. Отказ от бандажа для 2РЛ позволил
«уменьшить количество лопаток, организовать
более эффективное охлаждение и более равно-
мерное распределение температуры в лопатке»
[8.28].
1РЛ охлаждается воздухом из-за компрессо-
pa через аппарат закрутки 4 в опоре 5 первого
CA. Сопловой аппарат 6 второй ступени и
рабочие лопатки 2 второй ступени охлаждаются
воздухом из-за промежуточной восьмой (из 12)
ступени компрессора. Воздух для рабочих лопа-
ток отбирается внутрь ротора компрессора
и подается в лопатки через пазы в дефлекторе
(проставке) 7. Лопатки третьей ступени неохла-
ждаемые.
Упорный подшипник скольжения
расположен за ротором турбины. Обращает на себя
внимание массивность конструкции, особенно
корпуса турбины 8 и проставок 9 над рабочими
лопатками.
На рис. 8.31 приведен снимок ротора
стационарного ГТД большой мощности 9H (GE Power
Systems) [8.29] с четырехступенчатой турби-
ной7, дающий представление оразмерах мощ-
ных стационарных газовых турбин класса
мощности 250 МВт.
8.1.3. Методология проектирования
турбин
Методология проектирования включает
структуру, логическую организацию, методы
и средства проектирования.
Задачей методологии проектирования
турбины является обеспечение экономической
эффективности разработки посредством:
-удовлетворения основных требований
потребителя;
- минимального уровня затрат на разработку
(окупаемости проекта);
- приемлемого уровня риска;
- минимальной себестоимости в
производстве (то есть прибыльности изготовления).
- минимальной стоимости обслуживания (то
есть прибыльности контрактов на обслуживание
с почасовой оплатой).
Требования потребителя в конечном счете
сводятся к минимальной величине прямых
эксплуатационных расходов и на практике
выражаются в минимальной стоимости
приобретения + минимальной стоимости эксплуатации.
Стоимость эксплуатации состоит из затрат на
176
топливо и стоимости обслуживания (запчастей
и ремонта).
Методология проектирования турбины
решает эту задачу за счет:
- методов проектирования;
- проектирования на целевую себестоимость
турбины;
- проектирования на целевую стоимость
обслуживания;
- минимизации риска проекта;
- средств проектирования (ключевых
технологий разработки турбины);
- эффективной структуры и организации
процесса проектирования.
8.1.3.1. Проектирование на целевую
себестоимость турбины
Проектирование на заданную себестоимость
(Design-to-cost) позволяет уже на проектной
стадии заложить основу обеспечения мини-
мально возможной производственной
себестоимости.
Уже на стадии предварительного
проектирования принимается основная часть решений,
предопределяющих производственную
себестоимость.
Во-первых, это выбор температуры газа
и частоты вращения (при выработке требований
к турбине в составе двигателя). Уровень тепло-
вой и центробежной нагрузки определяет
необходимость разработки или использования новых
технологий и материалов с соответственным
увеличением себестоимости относительно про-
тотипа.
Во-вторых, это унификация - использование
максимального количества деталей с уже
освоенных в производстве конструкций. Серийная
конструкция может быть использована в
качестве базовой «платформы» с изменениями,
обеспечивающими требования к
характеристикам новой турбины. Этими изменениями могут
быть перепроектирование лопаточной части
турбины (аэродинамических профилей лопаток
и/или их системы охлаждения), увеличение или
уменьшение расхода охлаждающего воздуха.
С появлением с середины 1990-х гг. технологий
пространственного твердотельного
моделирования геометрии деталей (Unigraphics, CATIA)
стало применяться и полное моделирование
существующей турбины на необходимый расход
газа. Ранее такой подход применялся только для
компрессоров и для турбин стационарных дви-
гателей.

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
В-третьих, это выбор количества ступеней
турбины. Минимизация количества ступеней
вносит значительный вклад минимизацию
себестоимости.
Эффективность производственных процессов
определяет общее количество материалов для
использования в процессе производства. Из-за
потерь в процессе производства отношение
общей массы использованных материалов
к массе вошедших в турбину деталей обычно
составляет от 6 до 10, часто доходя до 15 или
даже 25 [8.30]. Соответственно, чем меньше эта
величина, тем более эффективны конструкция
и производственная технология, тем ниже
себестоимость турбины. Примером эффективной
конструкции является турбина двигателя
Pratt&Whitney PW6000, для которой это
отношение заявлено на уровне 4.
Себестоимость турбины не может быть
определена без привязки к конкретным условиям
производства, так как зависит от его
технологической базы. Наиболее надежный способ
моделирования себестоимости подразумевает
использование в качестве базы моделей
себестоимости прототипов основных деталей.
Управление себестоимостью предполагает
совместимость конструкции с имеющимися или
планируемыми процессами производства, а
также повышение эффективности самих этих
процессов.
В процессе проектирования должны
рассматриваться с точки зрения себестоимости
различные варианты каждого важного
технического решения. Только вариантный подход может
обеспечить принятие действительно оптималь-
ного по себестоимости решения.
Обоснование выбора зависит от имеющегося
опыта, принятой в компании практики и
наличия соответствующего математического
обеспечения для экономической оценки вариантов
конструкции. Из опубликованных в открытой
литературе методов экономической оценки
вариантов конструкции турбины следует отметить
работу специалистов Alstom Power Uniturbo
[8.31].
8.1.3.2. Проектирование на целевую
стоимость обслуживания турбины
Статистика [8.32] показывает, что полная
стоимость обслуживания турбины состоит из
стоимости запчастей E5...65% - лопатки,
15...25 % - роторные детали ограниченного
циклического ресурса - диски, валы), стоимости
проведения непосредственно ремонтов
A0...20%) и стоимости обслуживания в
эксплуатации E %).
Соответственно, минимизация стоимости
обслуживания достигается уменьшением расходов
на запчасти (уменьшением их количества и
увеличением ресурса) и ремонт (уменьшением
количества ремонтов).
Стоимость замены охлаждаемых лопаток
ТВД может составлять до 50 % общей
стоимости ремонта всего двигателя [8.33], а цена одной
лопатки достигает 3...5 тысяч долларов [8.34]
Практика эксплуатации современных двига-
телей (ПС-90А, PW2000 [8.35], PW4000 [8.36],
CFM56 [8.9, 8.37], V2500 [8.38]) показывает, что
абсолютно все ТВД в ходе эксплуатации
подвергаются неоднократной модернизации с
увеличением расхода охлаждающего воздуха для
рабочих лопаток, применением материала лопа-
ток с лучшими характеристиками, внедрением
теплозащитных покрытий, улучшением систем
охлаждения лопаток и даже уменьшением тем-
пературы газа за счет увеличения расхода
воздуха через газогенератор двигателя. Все эти ме-
ры направлены на увеличение долговечности
именно лопаток, и все они оправданы
увеличением их ресурса.
Таким образом, экономия в процессе
проектирования на охлаждающем воздухе, на
стоимости материала, на трудоемкости системы
охлаждения не оправдывается в эксплуатации.
Поэтому лопатки должны проектироваться с мак-
симальным запасом по температуре газа,
который и должен обеспечить их долговечность
и ремонтопригодность.
Уменьшение количества лопаток турбины
тоже уменьшает стоимость обслуживания (и
себестоимость), так как уменьшает количество
необходимых запчастей. Поэтому уменьшение
количества лопаток стало одним из основных
направлений при проектировании турбин. Для
этого разрабатываются и уже применяются
технологии аэродинамического проектирования
решеток с «высокой» и «ультравысокой подъ-
емной силой» (Rolls-Royce, MTU), атакже
«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
177

Глава 8. Турбины ГТД
дисков, валов, дефлекторов (а она варьируется
в диапазоне от 10000 до 25000 циклов)
распределяет стоимость их замены на больший срок
эксплуатации и снижает стоимость
обслуживания летного часа.
Циклический ресурс деталей при
проектировании увеличивается за счет:
- оптимизации уровня и размаха напряжений
в рабочем цикле при помощи методов
моделирования нестационарного теплонапряженного
состояния и методов конечно-элементного
анализа;
- оптимизации уровня рабочих температур
деталей за счет системы охлаждения.
Стабильность параметров турбины в
эксплуатации замедляет выработку запаса по тем-
пературе за турбиной и увеличивает наработку
на ремонт.
Стабильность параметров обеспечивается:
- оптимальной величиной радиальных
зазоров РЛ и СЛ в рабочем цикле;
- защитой от окисления и обгорания торца
рабочих лопаток ТВД и корпусных вставок над
ними за счет эффективного охлаждения и
применения стойких к окислению и коррозии
материалов.
8.1.3.3. Минимизацияриска проекта
Основные методы минимизации риска:
- Эволюционный подход к проектированию.
- Создание и использование базы
накопленного опыта.
- Обеспечение готовности применяемых
технологий.
- Использование запасов по температуре газа
и частоте вращения.
Эволюционный подход (выбор оптимально-
го варианта конструкции с использованием
одной из уже разработанных конструкций в
качестве базовой) является основным в
технической политике любой фирмы. Он дает
возможность существенно уменьшить риск, так как
затраты на доводку новой конструкции турбины
(так называемой 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
эксплуатации с 1995 г.) практически сохранены базовые
размеры и конструктивные особенности
турбин (трехвальная конструкция, одноступенчатая
ТВД с бандажированной рабочей лопаткой,
одноступенчатая ТСД, сопловая лопатка которой
совмещена с опорой подшипников роторов ТВД
и ТСД). Для семейства Trent впервые было
применено прямое геометрическое моделирование
турбины. При этом с 1545 до 1850 К выросла
температура перед ротором ТВД [8.39].
Несмотря на увеличение конструктивной
и технологической сложности турбины,
преемственность конструкции обеспечила
уменьшение риска доводки.
Образцом реализации эволюционного
подхода можно считать и одноступенчатую ТВД
GE Aircraft Engines, разработанную для F101,
использованную eF110, всемействе CFM56-2/-
3/-5A/-5B/-5C/-7 и смоделированную для
использования в F414, CF34-10.
База накопленного опыта
Независимо от подхода, реализуемого в
конкретном проекте, один из принципов
конструирования остается неизменным - это максималь-
ное использование накопленного опыта - базы
знаний. Опора на прошлый опыт является ca-
мым надежным способом снижения
технического и финансового риска нового проекта.
У каждой фирмы этот опыт складывается
исторически, и далеко не всегда он формализован
в виде документации. Носителями его
являются специалисты, математическое обеспечение
и процедуры, используемые в процессе
проектирования.
На практике использование базы знаний
означает «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
условий успешной реализации целых семейств
турбин в рамках эволюционного подхода к
проектированию.
Готовность применяемых технологий
Новые материалы и новые технологии
являются ключевым фактором для успеха новых
разработок. Использование новой технологии
при проектировании турбины требует
предварительной - по крайней мере, на трех уровнях -
проверки ее готовности к использованию.
178

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
Первый уровень - это исследовательский
уровень (определение концепции и оценка ее
потенциала).
Второй уровень - это технологическая
демонстрация в узле (оценивается реализуемость
и эффективность технологии при модельных
испытаниях узла).
Третий уровень - испытания в системе дви-
гателя (включая длительные циклические
испытания).
Зарубежные компании ориентируются на
шкалу NASA (Национального агентства по
аэронавтике США), которая оценивает уровень
готовности технологии в баллах от 0 до 9.
Уровень готовности оценивается в зависимости от
уровня экспериментальной проверки
технологии. Максимальный (9-й) уровень готовности
соответствует минимальной степени риска -
проверке технологии в реальной конструкции
в летной эксплуатации.
Успешное проведение всех испытаний, к
сожалению, еще не дает гарантии надежной
эксплуатации с предсказуемым уровнем стоимости
обслуживания, так как все условия будущей
работы ни предусмотреть, ни воспроизвести
невозможно. Однако внедрение новой
конструкции турбины с исключением одного из уровней
испытаний (например, на модельном
воздушном стенде) представляет собой достаточно
большой технический риск. Поэтому во всех
современных проектах стадия модельных
испытаний обязательно присутствует, даже при
использовании масштабированных конструкций.
Компания «GE Aircraft Engines» при
создании двигателя GE90 провела модельные
испытаний всех турбин, однако при создании
модификации GE90-115B тягой 52 тонны изготовила
и вновь провела модельные испытания ТВД
и ТНД (новые турбины отличались увеличенной
пропускной способностью). При разработке
ТВД двигателя GP7000, представляющей гео-
метрическую модель ТВД GE90-115B в
масштабе 86 % (что соответствует 72 %
моделирования по расходу), компания все равно провела
полные испытания ТВД на модельном стенде
для оптимизации зазоров, расходов охлаждаю-
щего воздуха и относительного окружного по-
ложения сопловых лопаток первой и второй
ступеней [8.40].
Компания «Rolls-Royce» при создании всех
новых двигателей семейства Trent испытала все
новые конструкции ТВД, ТСД и ТНД на полно-
размерных турбинных стендах.
Стоимость модельных испытаний турбин
очень высока - прежде всего из-за больших
отношений давления ирасходов рабочего тела,
которые необходимо реализовать.
При создании стационарных энергетических
турбин большой мощности (в отличие от
авиационных) до середины 1990-х гг. стадия мо-
дельных испытаний часто отсутствовала из-за
ее дороговизны. Новые большие стационарные
турбины отправлялись в эксплуатацию без ка-
кой-либо значительной доводки.
Во второй половине 1990-х гг. опыт
эксплуатации и повышение уровня сложности
внедряемых технологий заставили производителей
ввести так называемую стадию «опытно-промыш-
ленной эксплуатации», а затем и создать
собственные стенды.
Опыт корпорации ALSTOM показал, что
стадии «опытно-промышленной эксплуатации»
недостаточно для уменьшения риска создания
новых высокотемпературных турбин. Доводка
в эксплуатации турбины новых энергетических
двигателей ALSTOM GT24/GT26 A79/262 МВт)
в 1999...2003 гг. обошлась компании более чем
в пять миллиардов евро. Этот опыт побудил
компанию построить полноразмерный стенд для
доводки машин большой мощности и ввести
специальные корпоративные процедуры для
минимизации риска при разработке и внедрении
новых турбинных технологий.
Недооценка риска внедрения новой
конструкции и недостаточный объем испытаний при-
вели к проблемам в эксплуатации с турбинами
стационарных двигателей серии «F» [8.41]
General Electric Power Systems и к затратам
столь же огромного масштаба на замену
роторов всего парка двигателей в эксплуатации.
8.1.3.4. Ключевые технологии
вразработке турбины
К ключевым технологиям, необходимым при
разработке турбины, можно отнести:
- проектирование на среднем диаметре
(выбор основных параметров);
- аэродинамическое проектирование лопа-
точных решеток в 2Б-постановке (невязкой
и вязкой);
- аэродинамическое ЗБ-моделирование мно-
гоступенчатой турбины (невязкое и вязкое);
179

Глава 8. Турбины ГТД
- моделирование (гидравлический и тепло-
вой расчет) теплового состояния лопаток в lD,
2D и ЗБ-постановке;
- моделирование (гидравлический и тепло-
вой расчет) теплового состояния роторов и
корпусов в lD, 2D и ЗБ-постановке;
- цифровое геометрическое (твердотельное)
моделирование в инженерной системе высокого
уровня (Unigraphics, CATIA);
- эффективные производственные техноло-
гии жаропрочных лопаточных сплавов (в том
числе направленной кристаллизации и моно-
кристаллических);
- эффективные производственные
технологии для литья лопаток с многоходовой петлевой
системой охлаждения;
-технологии лопаточных покрытий
(теплозащитных и металлических - против окисления
и коррозии);
- эффективные производственные
технологии порошковых сплавов для роторов;
- технология экспериментальной проверки
конструкции турбины, обеспечивающая:
• идентификацию применяемого матема-
тического обеспечения;
• проверку готовности новой технологии;
• проверку соответствия требованиям
заказчика по долговечности и надежности
(посредством сертификационных и длительных
испытаний).
8.1.3.5. Эффективная организация
процесса проектирования
Организация процесса проектирования
должна обеспечить выполнение проекта с
удержанием стоимости и времени разработки в
допустимых пределах. Общая схема организации
процесса разработки турбины приведена на
рис. 8.32.
Баланс требований в системе двигателя:
Характеристики, рабочий цикл, ресурс,
себестоимость, стоимость обслуживания
Опьгг
Методология проектирования, программные
средства, технологми проектирования
Производственные возможности,
Собственное производство, субподряд,
поставщики заготовок
||. ШПП^^~>>^ ■ ■■■.... .Y.Y.Y.Y.Y.-.-.-.-.-.-.-.-.=. „жж^ : !.j.-.-.-.-.-.-.-.-.-.V.V.V.
I. Проекгированиетурбины
Базовые ограничения:
Уровень температуры C-4i),
Frf*,u,Cxfa.iHr/u2, к?
Эскизная компоновка(облик)
Выбор проточной части, материалов.
производственных технопогий
База знаний и опыта
"Выученные уроки"
Эскизное проектирование:
Оптимизация основнькпараметров по ПЭР
в рамках проектирования на себестоимость
| Закаэзаготовокдлительногоцикла |
1
Экспериментальная npoi*pxa
базовых допущений
Снижение риска
Детальное проектирование:
-UG модели,
- 2Ctf3D аэродинамика.
- 2Df2D нестационарныетепловые
модели
I
РаэработкаЛггработка
производственных технологий^
Необходимая оснастка и инструмент
Модель себестоимости
План производства/
производственные технологии
Модели, чертежи, спецификации
EEE
Щ№&ТОЩЯШШШШ^^ЩШ
иоду^туЩШ
ЯИНш
ШШш
Производство
Интеграция собственного производства, сублодрядчиков и поставщиков
i;i;
Сборка
!!!!ЩШШ!!!
I Установка в двигатель ;ш
ЖШЖ
IV. Проверка
Доводочные испытания:
- Проверка надежности и ресурса
- Устранение проблем
^
H «удовлетворите л ь н о
Сертификация
Рис. 8.32. Процесс разработки турбины
180

8.1. Общие вопросы проектирования турбин
Основные условия обеспечения
эффективности процесса разработки:
- Применение схемы «параллельного инжи-
ниринга» [8.42] («интегрированной разработки
продукта»), в процессе которого параллельно
выполняются задачи разработки турбины, вы-
полняемые разными проектными группами
(задачи аэродинамического, теплового, прочност-
ного и геометрического проектирования).
- Параллельное выполнение задач
проектирования и производства (в том числе передача
инженерной информации для производства по
мере ее готовности, заказ заготовок,
технологическая подготовка производства и само
производство).
- Проведение технических обзоров (Design
Review) состояния проекта для оценки уровня
риска. Переход к следующей стадии
проектирования возможен только после положительного
заключения экспертов.
- Организация информационного обмена
между проектными группами посредством
системы управления данными о продукте (PDM -
Product Data Management).
- Организация базы данных о накопленных
знаниях - экспериментальной, аналитической
и другой проектной информации.
- Гибкость проектных программ,
обеспечивающая возможность использования их как
в проектных задачах, так и при анализе
эксперимента. Эта гибкость обеспечивает как
системность в подходе к проектированию, так и
экономию.
- Наличие альтернативных алгоритмов (в том
числе базирующихся на эксперименте) для
одних и тех же концептуальных задач. Этот
подход обеспечивает наиболее системный и
объективный анализ проблем проектирования.
- Возможность запоминания
(архивирования) и последующего воспроизведения
интерактивных дизайн-сессий для нового
использования. Эта возможность позволяет значительно
экономить время на решении некоторых
стандартных задач, а главное, вернуться к исходной
точке при ухудшении характеристик в ходе
проектирования (особенно при 2D
аэродинамическом проектировании).
- Возможность объединения сложных
методов анализа в единую систему, использующую
одну базу данных. Это объединение позволяет
существенно сократить непроизводительные
затраты времени на передачу данных из одной
программы в другую.
Контрольные вопросы
1. Какими соображениями определяется
требование минимального расхода охлаждающего
воздуха в турбине?
2. Что понимается под запасом по темпера-
туре газа перед турбиной?
3. В чем преимущества и недостатки
центростремительных радиальных турбин перед oce-
выми?
4. В чем преимущества и недостатки
одноступенчатых ТВД перед двухступенчатыми?
5. Назовите особенности газовых турбин
ГТД наземного применения.
6. В чем различие методологии
проектирования турбины на целевую себестоимость и на це-
левую стоимость обслуживания?
7. Назовите основные направления
минимизации риска при проектировании турбины.
8. Назовите ключевые технологии в
разработке турбин.
Список литературы
8.1. Абианц B.X. Теория авиационных газовых турбин
/ B.X. Абианц. - M.: Машиностроение, 1979.
8.2. Smith S.F. A Simple Correlation of Turbine
Efficiency // S.F. Smith. J. of R.A.S.- 1965. - № 69.
8.3. Ni R.-H. Advanced Modeling Techniques for New
Commercial Engines / R.-H. Ni // ISABE 99-7043, 1999.
8.4. Wilde G.L. The design and performance of high
temperature turbines in turbofan engines / G.L. Wilde //
Aeronautical Journal. - 1977. - August.
8.5. Mari C. Trends in the Technological Developments of
Aeroengines: an overview / C. Mari // ISABE 2001-1012,
2001.
8.6. Steffens K. Driving the Technological Edge in Air-
breathing Propulsion / K. Steffens, R. Walther // ISABE 2003-
1002, 2003.
8.7. Rupp O. Maintenance cost forecast for civil aircraft
gas turbine engines / O. Rupp // ISABE Paper № 99-7021.
8.8. Radial revisited. Modern Power Systems, January
2004.
8.9.GE Aircraft Engines: CF6-80C2 Engine Airflow
FADEC Control, без автора, USA, 1995.
8.10. www.geae.com.
8.11. GE Aircraft Engines: GE90 Engine Airflow, без
автора, USA, 1992.
8.12. GE Aircraft Engines: GE90 Propulsion System, без
aBTopa,USA, 1991.
8.13. CFM International: CFM56-5B Engine Airflow,
CFM56-2134,France, 1991.
8.14. CFM International: CFM56-5B, CFM-2142, France,
1998.
181

Глава 8. Турбины ГТД
8.15. www.CFM56.com
8.16. Tubbs H., Holland M.J. Advances in Turbine
Technology, ICAS-86-3.7.2, 1986.
8.17. www.rolls-royce.com/media/gallery/default.j sp.
8.18. International Aero Engines: V2500 Engine, S13975-
10, 1999.
8.19. International Aero Engines: Concourse V2500, May
1999.
8.20. www.iaenews.com
8.21. Pratt&Whitney: PW6000Engine, S13975-7, 1999.
8.22. www.pratt-whitney.com/news_presskit _images/asp.
8.23. The CFM56 in service. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - June/July 2001.
8.24. Meggitt solution for CFM56 bearing problem takes
wing. Flight International, June 15-21, 2004.
8.25. Rolls-Royce: Двигатели фирмы Rolls-Royce
(Роллс-Ройс) для гражданской авиации. Rolls-Royce 535.
TS 10281, Роллс-Ройс плк. Дерби, Англия, 1992.
8.26. Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st
Century - A Vision into the Future / M.J. Benzakein // ISABE
2001-1005,2001.
8.27. European Gas Turbines: The Cyclone. England,
1997.
8.28. Harper D., Martin D. Design of the 6C Heavy-Duty
Gas Turbine. GT2003-38686 / D. Harper, D. Martin // ASME
TurboExpo2003.
8.29.Pritchard J.E. H SystemTM Technology Update.
GT2003-38711 / J.E. Pritchard // ASME Turbo Expo 2003.
8.30. Gupta D.K. Materials and Processes for Affordable
and High Performance Propulsion Systems / D.K. Gupta //
ISABE-2001-1104.
8.31. Костеж M.K. Выбор оптимальной стратегии при
проектировании газовой турбины и ее компонентов /
M.K. Костеж [и др.] /ЛУГатер. XLDC Научно-техн. сессия по
проблемам газовых турбин. - M., 2002.
8.32. Power Struggle // Maintenance Repair & Overhaul.
NovVDec. 1999.
8.33. Airlines Continue the Search for Improved
Reliability. MRO Management, June 2003.
8.34. Soditis S. Turbine Engine Maintenance and Overhaul.
AIAA 97-2630. AIAA /ASME /SAE /ASEE Joint Propulsion
Conference and Exhibit, Seattle, USA, July 1997.
8.35. PW2000 - a mature performer. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - OctoberMovember 2003.
8.36. PW4000 engine focus. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - August/September 2002.
8.37. Service Solutions. Volume 3, Issue 2, March-April
2003. GE Engine Services.
8.38. A Phoenix rises... Aircraft Technology Engineering
& Maintenance - Apri^May 2002.
8.39. Jones M. Evolutions in Aircraft Engine Design and a
Vision for the Future / M. Jones, N. Birch, S. Bradbrook //
ISABE 2001-1014.
8.40. GP7000 - Power for the A380. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - Paris 2003 Special.
8.41.Advanced gas turbine teething troubles. Modern
Power Systems, September 1996.
8.42. Dodd A.G. The use of simultaneous engineering for
the design and manufacture of the Low Pressure Turbine for
the Rolls-Royce Trent engine / A.G. Dodd, M.C. Butcher //
Rolls-Royce, 1991.
8.2. Аэродинамическое проектирование
турбины
Проектирование турбины начинается с
«аэродинамики» - выбора количества ступеней
и размеров проточной части. Принимаемые на
этой стадии решения фактически предопреде-
ляют облик будущей турбины, ее
конструктивные особенности и возможность
удовлетворения требований, которые она должна
обеспечить, конкурентоспособность, себестоимость,
а также стоимость разработки.
8.2.1. Этапы и ключевые технологии
аэродинамического проектирования
Диаграмма на рис. 8.33 [8.1] наглядно
показывает степень предопределенности стоимости
жизненного цикла узлов двигателя на стадиях
его жизненного цикла. Уже на стадии
предварительного (одномерного) проектирования предо-
пределяются две трети затрат. Соответственно
предопределяются стоимость и другие
характеристики турбины.
100%
m%
бб%
Стоимость
жюмснкого
цнкла
(СЖЩ
Предогдееделенность СЖЦ
Расходы
Знання о турбине
Легкость шесення кзменсний
Этап2 » ЭтапЗ » Эгап4 » Этап5
t\ ЭтапзЧ
Рис. 8.33. Измерение предопределенности стоимости жиз-
ненного цикла турбины, произведенных затрат и суммы
знаний о турбине в зависимости от этапа жизненного
цикла [8.1]. Этап 1 - предварительное проектирование; этап 2 -
проектирование и испытания; этап 3 - производство;
этап 4 - эксплуатация; этап 5 - списание
Исследование фирмы «Boeing»
применительно к проектированию авиационных турбин
[8.2] показало, что на стадии выбора основных
параметров тратится менее 1 % стоимости
жизненного цикла. Но при этом принимаются pe-
182

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
шения, определяющие 80 % всех будущих
расходов.
Аэродинамическое проектирование турбины
включает два практически одинаковых по
важности базовых этапа: одномерное
проектирование турбины и проектирование лопаточных
венцов.
Одномерное проектирование на среднем
диаметре с выбором основных параметров
и достоверной оценкой основных показателей
турбин включает следующие технологии:
- выбор количества ступеней;
- определение размеров проточной части;
- выбор количества лопаток;
- распределение удельной работы и
реактивности между ступенями;
- выбор системы охлаждения, расходов
воздуха и системы вторичных потоков;
- определение достижимого уровня КПД;
- определение теплонапряженности и дости-
жимого уровня долговечности;
- оценка массы;
- оценка производственной себестоимости
и стоимости обслуживания.
Аэродинамическое проектирование лопаточ-
ных венцов включает следующие технологии:
- синтез геометрии профиля (сечения венца)
с учетом ограничений (возможности
производства, охлаждение, статическая и динамическая
прочность);
- анализ и оптимизацию аэродинамических
характеристик решетки профилей с
использованием 2Б-моделирования потока: невязкого (по
уравнениям Эйлера) и вязкого (по уравнениям
Навье-Стокса);
- формирование лопаточного венца из
базовых сечений с учетом аэродинамики, а также
ограничений по системе охлаждения;
- сквозное численное ЗБ-моделирование
потока в многоступенчатой турбине - невязкое (по
уравнениям Эйлера) и вязкое (по уравнениям
Навье-Стокса);
- анализ и оптимизацию аэродинамических
характеристик венцов;
- численное 2Б/ЗВ-моделирование
нестационарного потока в многоступенчатой турбине
в невязкой и вязкой постановке.
Одномерное проектирование на среднем
диаметре является наиболее важным этапом
проектирования турбины.
Во-первых, оно закладывает те границы
(основные параметры), врамках которых должен
быть реализован проект и которые во многом
предопределяют потенциальные результаты,
достижимые на основе более сложных и
современных технологий численного анализа потока.
Во-вторых, принимаемые на этом этапе
решения фактически сохраняют свою силу на
протяжении всего жизненного цикла турбины, а он
достигает 4О...5Олет. Для некоторых двигате-
лей, конвертированных из авиационных в про-
мышленные, жизненный цикл турбины явно
будет выше 50 лет. На протяжении жизненного
цикла крайне редко - из-за дороговизны
реализации - принимаются решения об изменении
основных параметров, принятых в ходе одно-
мерного проектирования.
В первую очередь принимаются решения
о смене материала, применении покрытия,
модификации конструкции системы охлаждения.
В последнюю очередь модифицируется
аэродинамика. Проточная часть изменяется крайне
редко, а решение об изменении количества
ступеней уже означает начало разработки новой
турбины.
Таким образом, правильные решения на
этапе одномерного проектирования определяют
конкурентоспособность турбины в течение
всего жизненного цикла.
К ключевым технологиям
аэродинамического проектирования можно отнести следующие
технологии:
- одномерное (на среднем диаметре)
проектирование турбины;
- одномерное моделирование потерь энергии
в лопаточных венцах турбины;
- 2Б/ЗВ-моделирование невязкого (по
уравнениям Эйлера) потока в проточной части
турбины;
- 2Б/ЗВ-моделирование вязкого (по
уравнениям Навье-Стокса) потока в турбине;
- синтез 2D и ЗБ-геометрии лопаточного
венца турбины.
8.2.2. Технология одномерного
проектирования турбины
Выбор количества ступеней и размеров
проточной части происходит одновременно, так как
необходимая окружная скорость зависит от
степени расширения на каждой ступени, а
располагаемая величина окружной скорости
непосредственно зависит от диаметра.
При выборе проточной части необходимо
обеспечить достаточную окружную скорость
183

Глава 8. Турбины ГТД
и оптимальное значение осевои скорости газа
(для обеспечения приемлемого по КПД тре-
угольника скоростей). При этом параметр на-
rj
пряжений Fn (произведение осевой площади на
частоту вращения в квадрате) должен
оставаться в приемлемых пределах.
Окружная скорость колеса и осевая скорость
газа должны обеспечивать приемлемое по поте-
рям энергии сочетание удельной аэродинамиче-
ry
ской нагрузки AH/U и относительной осевой
скорости газа Ca/U.
Уменьшение осевой скорости на выходе
приводит к уменьшению потерь полного
давления в выходном устройстве и увеличению пере-
пада полного давления на турбине, т.е. ее
мощности. Уменьшение осевой скорости может
быть обеспечено только увеличением длины
лопаток турбины, увеличением напряжений
в лопатках, замках и дисках.
На рис. 8.34 приведены абсолютные
значения скоростей газа на выходе из реализованных
конструкций силовых турбин.
Для сохранения материальной части
допускаются высокие уровни выходной скорости.
Фирма «GE» в 40-мегаваттном промышленном
двигателе LM6000PA7B при полном сохранении
материальной части ТВД и ТНД с авиационного
двигателя CF6-80C2 допустила выходную
скорость около 340 м/с. Даже с
перепроектированными в середине 1990-х последними ступенями
ТНД (для увеличения осевой площади на выхо-
350
де - в модели LM6000PCVD) выходная скорость
составила не менее 300 м/с.
В заново создаваемых CT уровень выходной
скорости существенно ниже. Он составляет от
160 м/с (LM1600, LM2500+) до 190 м/с
(LM5000). В этом же диапазоне находятся и
выходные скорости вПС-90ГП-1/2. Этот уровень
и следует считать близким к оптимальному,
хотя существуют и конструкции с еще более низ-
ким уровнем выходной скорости - например,
M80 («Зоря-Машпроект», г. Николаев).
Выбор осевой скорости непосредственно
влияет и на геометрическую конфузорность
венцов (отношение площади межлопаточного
канала на входе к площади минимального
сечения межлопаточного канала на выходе). Опти-
мальная величина конфузорности составляет
l,6...2,0 (нежелательно опускать ее ниже 1,4).
Конфузорность определяет ускорение потока
в венце и уровень потерь (особенно вторичных
потерь) в венце.
Допустимое значение параметра напряжений
О О fc\
(при измерении в м (об/мин) /10 ) приближенно
соответствует уровню напряжений растяжения
n
в рабочей лопатке в кг/мм . Нежелательно иметь
его более 25...30 для рабочих лопаток ТВД
(работающих при высоких температурах) и более
40...45 для рабочих лопаток последних
ступеней турбины. В реализованных конструкциях
наиболее напряженных в этом отношении
одноступенчатых ТВД параметр напряжений варьи-
% зоо
^
I
ffl 250
fA
E
Л
H
и
£200
§
U
150
100
|ГТУ-12П|
А ГТУ-16П
LM 2500+
•
LM2500
О
А
LM 2500+
О
LM 6000РД
LM
| ШФ000
О
^L. . 5000 ...
м 80 1 Ф - зооо
ш wUUU • • ■
•
о
6000РС
7000 об/мин
3600 об/мин
10
20
30
40
50
Мощность, МВт
Рис. 8.34. Абсолютные скорости газа на выходе из силовых турбин авиапроизводных двигателей
184

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
руется (на режиме Redline) от 24,8 (CFM56) до
31,7 (PW6000). Для самого современного воен-
ного двигателя F119 параметр напряжений pa-
вен 32,4 [8.3]. Для ТВД перспективного газоге-
нератора Pratt&Whitney XTC67/1 Fn2 = 38,5.
Этот газогенератор разрабатывается по про-
грамме разработки перспективной технологии
IHPTET правительства США и должен
обеспечить для будущих военных двигателей
увеличение отношения тяги к весу на 100 % и
увеличение температуры перед турбиной на 220 °С
[8.3].
На рис. 8.35 приведены значения параметра
напряжений для некоторых турбин
промышленных двигателей с полезной мощностью до
16 МВт.
Значения параметра удельной аэродинамиче-
rj
ской нагрузки (AH/U ) и относительной осевой
скорости {CxlU) на «диаграмме Смита»
определяют достижимый КПД турбины. Подобные
диаграммы, построенные на основе
собственных одномерных полуэмпирических моделей
потерь энергии в лопаточных решетках и
идентифицированные по натурному эксперименту,
продолжают использоваться для выбора
параметров новых проектов (рис. 8.36).
Выбор осевых размеров сводится к выбору
удлинения лопаток (отношения длины лопатки
50
45
о
40
x
s
J
535
30
25
20
TAURUS
TYPHOOIS
I
НК-12СТ
L гту-юп
ALLISON 601
i
PGT10
CYCLONE
^ГТУ-12П
г
-
ГТУ-16П
8 10 12
МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ , МВт
14
16
18
Рис. 8.35. Параметр напряжений для рабочей лопатки последней ступени
силовой турбины ряда промышленных двигателей
Линии постоянного угла поворота потока
<M
i
«з
ПО(
/
J
1
Линии
;тоянногоК1Ш
/
/
/
%
1/
у
i
ч
^—
-0-715
V
/
>
-"T-i-T800 .
__i4^ IA >ч ^
1
и
f
■к
' /
ч
/
)
р*
N
>
ш
\
\
\
\
\
j
/
Возрастание КПД
3.5
3.0
2.5
OJ
3
X
G
2.0
1.5
1.0
F
\
(К
И
г i
т
г
/
1
0
А
А. —/ !—
Г-1
<<
-ч
/
-—■
%
I
>
I—-
ВС
й-
\ 1
/11
\
лп4%
>
v
\
||
1
1
/ /
о,
Реализованные ТН
/ /Т, t t, r\
г 7f
CftAi
1.2 1.3
'а
а
0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 1.1
Ca/U
б
Рис. 8.36. Варианты диаграммы Смита, применяемые «Rolls-Royce»: a - на диаграмме нанесены
точки для каждой ступени многоступенчатых ТНД Trent 500, Trent 800, BR715 и для каждой из
этих турбин в целом [8.4]; б - диаграмма с нанесенными на ней линиями постоянного (осредненно-
го) угла поворота потока в лопатках и точками, соответствующими реализованным ТНД [8.5]
185

Глава 8. Турбины ГТД
по выходной кромке к средней осевой хорде)
и осевых зазоров между лопаточными венцами.
Увеличенное удлинение способствует
уменьшению уровня вторичных потерь (удлинение
менее 1,5 приводит кособенно сильному
возрастанию потерь) и уменьшению массы лопа-
ток. Поэтому для авиационных ТНД, для
которых вопросы снижения массы особенно остры,
характерны повышенные значения удлинений.
Увеличение удлинения за счет осевой хорды
увеличивает аэродинамическую нагрузку лопа-
ток, характеризуемую коэффициентом Цвайфе-
ля [8.8] (коэффициент Цвайфеля определяет
уровень аэродинамической нагрузки на пло-
щадь осевой проекции лопатки в проточной
части) и ухудшает прочностные характеристики
лопаток - особенно стойкость к вибрационным
нагрузкам.
Для ориентировочного выбора удлинений
лопаток неохлаждаемых турбин (ТНД и CT)
можно использовать рис. 8.37, на котором
приведены данные по ряду современных турбин.
На рисунке видно, что какая-либо
систематизация приведенных статистических данных
затруднена и корреляция с приведенными
зависимостями B.X. Абианца [8.6] весьма условна.
В качестве первого приближения лучше
использовать данные прототипа.
Выбор осевого зазора производится с
учетом:
- необходимости выравнивания потока
между решетками (для минимизации колебаний
статического давления на профиле последующей
решетки из-за следов предыдущей) - с этой
точки зрения зазор необходимо увеличивать;
- минимального уровня дополнительных
потерь полного давления в увеличенном осевом
зазоре и выравнивании потока (с этой точки
зрения целесообразен минимальный зазор).
На рис. 8.38 показано влияние
перепроектирования проточной части двухступенчатой ТВД
[8.7] с увеличением осевого зазора между co-
пловой и рабочей лопатками. Увеличение зазора
позволило существенно уменьшить колебания
статического давления (и скорости) на профиле
рабочей лопатки с увеличением
аэродинамической эффективности турбины примерно на
0,3 %.
Необходимая для выравнивания величина
зазора зависит от уровня скорости потока за
предыдущей решеткой - с увеличением скорости
она увеличивается. Для трансзвуковых
скоростей можно ориентироваться на оптимальную
величину зазора до 65 % от величины осевой
хорды предыдущей решетки, адля дозвуковых
скоростей ТНД/СТ - до 40 %. Здесь тоже можно
порекомендовать использовать данные о
прототипе или проточную часть одной из известных
турбин.
При выборе углов наклона проточной части
надо учитывать отрицательное влияние
больших (свыше 15 градусов) значений этих углов
на аэродинамическую эффективность лопаточ-
ного венца, особенно по наружному диаметру.
~.
а
I
§
а
о
о
О
s
Ьй
§
=
о
-
cd
=
s
-
^
10
9
8
7
6
5
4
3
2
1
4 X
*
Е
•
>.. ;
*
+0
и
▲
и *
~-.
•у -
о
i
•
1С*
+
-.
V
*--
□
+
+
■
--- -л
&
'■""
1
о....,
1
Турбина СА РК
ЕЗ P&W Д ▲
ЕЗ ОЕ О •
FT8(CT3600) □ ■
ТНДСТ6-80С2 х *
THARB211-535E4 И Ы
ТНД GE90 О ♦
CTFT8-PT3CO0 Ф +
к
* — --
О
•А--
Ci
-2.
'атистические зависи-
)Сти В. X
-РК, 2-
-СА)
- -*
'"о"*'
8
10
11
12 13
14
15
16
17
18
Средний диаметр (/Х)/Длина лопатки (h)
cp^
Рис. 8.37. Относительные удлинения лопаток авиационных турбин
186

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Нестационарная нагрузка при перемещении РКзалопатками CA
Давление
*
Исходная конструкция
Улучшенная конструкция
Входная
кромка
Выходная
кромка
Осевое расстояние
Входная
кромка
Выходная
кромка
Осевое расстояние
Рис. 8.38. Влияние осевого зазора на распределение статического давления по профилю
рабочей лопатки первой ступени ТВД (Pratt&Whitney)
При этом уменьшается местная конфузорность
(отношение площади на входе к площади на
выходе) венца на периферии проточной части
и возникает радиальная составляющая скорости
потока, искажающая поле течения.
В турбинах ВД трансзвуковые скорости
потока и относительно малая длина лопаток
(приводящая к значительному влиянию
периферийных областей проточной части) ограничивают
применяемые углы наклона величиной 10...15
градусов на сторону и они редко превышают
20 градусов.
Максимальные углы раскрытия обычно
имеют место в первых ступенях ТНД. Из
данных открытой литературы можно отметить
принятые при проектировании проточной части
о
ТНД двигателя E GE ограничения по макси-
мальному углу наклона проточной части
в 25 градусов. Анализ существующих
конструкций показывает, что обычно углы наклона
проточной части турбины не превышают 30
градусов.
Выбор конфигурации проточной части над
бесполочными рабочими лопатками имеет
дополнительную особенность - практически во
всех известных конструкциях корпус имеет
цилиндрическую поверхность.
Постоянный диаметр проточной части
позволяет исключить влияние взаимных осевых
перемещений ротора и статора на радиальный
зазор. При конической проточной части
недостаточная точность определения осевых
перемещений вносит неопределенность в величину
радиального зазора в рабочем состоянии.
По результатам предварительного анализа
строится проточная часть турбины (рис. 8.39)
для использования при проектировании.
В ходе проектирования необходимо
прорабатывать возможность сохранения максимального
количества деталей турбины-прототипа (если
она есть), особенно дисков и корпусов, а также
входных и выходных устройств (таких как
переходные каналы на входе и задняя опора на
выходе). Все эти соображения обеспечивают
максимальную преемственность и минималь-
ную себестоимость новой турбины, а в
значительной степени - и уменьшение затрат на
доводку.
Аэродинамическая оптимизация на среднем
диаметре производится на основе следующих
частных критериев проектирования, с помощью
которых оптимизируются треугольники
скоростей и обеспечивается минимальный уровень
потерь энергии в лопаточных венцах:
- одинаковых углов поворота потока в
лопаточных решетках;
- одинаковые скорости потока за лопаточ-
ными решетками турбины;
- оптимальное соотношение вторичных
и профильных (кромочных) потерь за счет
выбора числа лопаток;
- степень реактивности (термодинамическая)
в корневых сечениях рабочих лопаток (при
приближенной оценке) не должна быть ниже 0...0,l;
187

Глава 8. Турбины ГТД
Э6173
эбаэ
__,j_ 59fc3l Ы»
sesu&e У***7 эмле wwi
3**^" Mfc><8 wU7
зтадт sei.75 -
Э7ЭАЙ Э7Ив
этогэ
5ttJS7 ^
ЯЭЬ46>^
РУ34
-1
СЛ5
РУ15
СУ16
РУ16
-.iOXS9 J|M*3 40Ь(Ц *WJM 4Q4X жоИТ ift?M
gJM <DUt *» ~ <«* Ш7 *Л Ж Ж8, ^^^
ам.97
3S9JS
эшэ
^M4.7a 3-l7M
343J7
3e3*9 ЭМ1»
377.9< 379.7S
ЭМ..И 373-?e
эм.« *4^3
aoa4a
з?ют
Рис. 8.39. Проточная часть многоступенчатой турбины. Размеры указаны в виде диаметров
(верхний - в горячем состоянии, нижний - в холодном состоянии)
целесообразно выдерживать ее в диапазоне
0,4...0,6, ориентируясь на общую
эффективность турбины;
-угол потока на выходе из турбины жела-
тельно иметь близким к осевому, так как в про-
тивном случае может быть необходим спрям-
ляющий аппарат.
Эти ограничения носят характер «мягких»,
так как на практике выполнение многих из них,
особенно одновременно, является достаточно
трудной или дорогостоящей задачей.
Фактически все реальные конструкции представляют
собой компромисс, при котором часть
указанных выше ограничений выполняется за счет
смягчения или отказа от других.
Применение спрямляющего аппарата (за
ТНД или CT) должно быть оправдано выигры-
шем в КПД турбины. Этот аппарат представляет
собой компрессорную лопаточную решетку,
которая приводит поток к осевому направлению.
Спрямляющий аппарат увеличивает потери
давления, массу и стоимость двигателя, но его
применение позволяет оптимально
распределить нагрузку по ступеням и повысить конфу-
зорность лопаток (особенно рабочей лопатки)
последней ступени. Этот выигрыш КПД должен
существенно превышать потери в КПД,
эквивалентные потерям полного давления в спрям-
ляющем аппарате. Как показывает опыт
реализованных конструкций, угол поворота потока
в спрямляющем аппарате не превышает 25
градусов (рис. 8.40).
*s с _
3.0-
«э 2.5 -
5 "
2.0-
1 с*
I .О
1.0 i
-у
■ Реализованные ТН,
I
i
i
.-—*
, "
JjL-
—
/ J
' 1
Ш 1
Э
J
—-^
г+-
if/
7/
~jnim
1
1
г
Д
4 35
\
/
Г
\
\
25
1S
0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 1.1 1.2 1.5
Сй/U
Рис. 8.40. Углы поворота потока в спрямляющих
аппаратах ТНД Rolls-Royce [8.5]
Важное значение при одномерном
проектировании имеет выбор размеров переходных ка-
налов между ТВД и ТНД (CT). Необходимость
применения таких каналов обусловлена
необходимостью увеличить окружную скорость в ТНД
для получения приемлемого КПД. Малая
частота вращения роторов ТНД (CT) в двухвальных
двухконтурных двигателях приводит к необхо-
188

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
димости значительного (в два раза и более)
увеличения среднего диаметра в ТНД по
сравнению с ТВД. Для согласования проточных частей
ТВД и ТНД появляется переходный канал.
Проектирование переходных каналов
основывается на анализе выполненных конструкций
и оценке потерь полного давления в
одномерной и пространственной постановке.
Анализ реальных конструкций (E3 PW,
GE90, CF6-50, FT8) показывает, что на
начальном участке диффузора C3...60 %)
обеспечивается максимальное расширение осевой площа-
ди, которая далее практически постоянна. На
входе по внутреннему диаметру имеется
горизонтальный участок. Различие длин начальных
участков определяется различной степенью
расширения диффузоров, так как темп
расширения почти одинаков - 10 % от площади входа
на 20 мм длины.
Максимальная степень расширения обычно
не превышает 1,6... 1,7, амаксимальный
эквивалентный угол раскрытия - не выше 32...330.
Максимальным эквивалентным углом
раскрытия называется угол, который имел бы
кольцевой диффузор с постоянным средним диамет-
ром, таким же отношением площадей и длиной:
осэкв = 2arctg((FBX/3,14I/2x
X (С^вых/^вх) - 1)/£диФ. осЕв)?
где FBx и FBbix - площади входного и выходного
сечений, м; ЬдИФш ОсЕв - длина диффузора, м.
Максимальные углы наклона проточной
части канала обычно реализованы у авиационных
конструкций с их жесткими требованиями
к массе (например, в GE90, GP7200 между ТВД
и ТНД).
Количество лопаток выбирается из условия
обеспечения близкой к максимальной
аэродинамической нагрузки венцов по числу
(коэффициенту) Цвайфеля [8.8] за счет варьирования
числа и осевой хорды лопаток. Увеличение
коэффициента Цвайфеля выше оптимального
значения (около 0,8) вызвано желанием уменьшить
количество лопаток - уменьшить стоимость
турбины.
Увеличение числа Цвайфеля выше 0,8 (при
сохранении уровня проектирования 2Б-аэроди-
намики решеток) приводит к монотонному
увеличению потерь. И это неоднократно показано
экспериментально. Однако современные методы
оптимизации аэродинамики профилей в 2D-no-
становке позволяют минимизировать
количество лопаток при сохранении или приемлемом
увеличении уровня потерь. Поэтому
окончательно количество лопаток выбирается и
оптимизируется в 2D/3D-nocTaHOBKe. При
проектировании на среднем диаметре целесообразно
выбрать количество лопаток, исходя из числа
Цвайфеля на уровне 0,9.
Самая важная в настоящее время
характеристика турбины, на которую влияет выбор
количества лопаток, это себестоимость турбины
и стоимость ее ремонта. Если габариты
проточной части опосредованным образом (через мас-
cy и диаметр заготовок) влияли на
себестоимость, то количество лопаток влияет на нее
прямо. В современных программах развития
новой технологии для ТНД (например,
европейская программа ANTLE) [8.5] предполагается
снижение массы и себестоимости на 25 % при
сохранении характеристик.
Масса является в большей части
ограничением, чем оптимизируемым параметром.
Ограничение по массе турбины может быть как
определяющим (например, для авиационных
конструкций), так и сравнительно мягким (например,
для наземной установки, где минимизация мас-
сы важна для минимизации стоимости и
улучшения транспортабельности двигателя).
Масса турбины на этапе выбора проточной
части может быть оценена приближенно в
зависимости от частоты вращения и диаметра
проточной части:
M=KsND^U^,
где Dcp - средний диаметр, м; Uc? - окружная
скорость, м/с; N - количество ступеней; Кэ -
эмпирический коэффициент.
Эмпирический коэффициент в этой формуле
отражает конструктивные особенности
турбины. Для одноступенчатой ТВД E3 Pratt&Whitney
[8.9] этот коэффициент составляет 15,9, для
двухступенчатой E3 GE [8.10] - 12,6. Для ТНД
этих же двигателей соответствующие
коэффициенты составили 7,3 и 8,1.
На более поздних стадиях проектирования
для вычисления массы используются
геометрические пространственные модели лопаток,
дисков и корпусов. Однако возможности
управления массой на этих стадиях достаточно
ограничены.
На основе спроектированной одномерной
аэродинамики проточной части и
предварительного распределения параметров по длине лопа-
189

Глава 8. Турбины ГТД
ток строится одномерная модель теплового
состояния и газовых нагрузок. Эта модель по-
строена на предыдущем опыте эксперименталь-
ного исследования теплового состояния турбин,
проектных традициях и накопленной базе экс-
периментальных и литературных данных. По-
лученные средние температуры рабочих лопа-
ток и дисков являются базовыми:
- для определения необходимых прочност-
ных характеристик (площадей сечений и мо-
ментов инерции) проектируемых профилей ло-
паток - из условия обеспечения необходимого
часового и циклического ресурса, а также
динамической прочности;
- проектирования замковых соединений.
8.2.3. Одномерное моделирование
потерь в лопаточном венце
Коэффициенты потерь в турбинной решетке
могут быть определены как отношение
действительного приращения кинетической энергии
в решетке к тому приращению, которое имело
бы место при идеальном (изоэнтропическом)
расширении потока до статического давления за
решеткой (Q, - общепринятый в российской
практике подход; или как потери полного
давления, отнесенные к скоростному напору на
выходе из решетки (У), - типичная зарубежная
практика.
Использование того или иного коэффициента
объясняется традициями, но существуют и
теоретические исследования [8.11], доказывающие
преимущества £ при расчете турбин с
трансзвуковым уровнем скоростей в решетках.
Формулы для приближенного и точного
пересчета коэффициентов даны в [8.8].
Приближенный пересчет может быть сделан по фор-
муле
С=1/[1 + 7/A+Ш2/2)],
где к - показатель адиабаты; M - число Маха.
Одномерные модели потерь базируются на
эмпирических соотношениях, полученных при
продувке плоских решеток профилей и
испытаниях турбинных ступеней. Моделей такого типа
опубликовано достаточно много, но фактически
лишь две (из опубликованных в открытой
литературе) нашли систематическое применение.
Это модели Кэкера-Окапу (модель Эйнли-
Метьюсона с модернизациями Дангема-Кэйма
и Кэкера-Окапу) [8.12] и Мухтарова-Кричакина
[8.13].
Модель Мухтарова-Кричакина впервые опуб-
ликована в 1969 г. В ней использованы
результаты экспериментальных исследований
турбинных решеток в ЦИАМ. Результаты продувок
плоских решеток в широком диапазоне
скоростей и углов атаки обобщены в виде эмпириче-
ских зависимостей для профильных и
вторичных потерь в зависимости от геометрических
параметров решетки и режимных параметров
потока. Модель является полной и может быть
использована как для проектировочного, так
и для поверочного расчетов (расчета параметров
турбины на нерасчетном режиме). В повероч-
ном расчете дополнительно необходимы
зависимости для потерь в решетке с изменением уг-
ла атаки на входе и приведенной скорости на
выходе.
К недостаткам модели Мухтарова можно
отнести отсутствие прямого учета влияния конфу-
зорности решетки на профильные и вторичные
потери. Главным недостатком является то, что
она представляет собой в чистом виде
решеточную модель, не использующую каких-либо
корректировок по результатам испытания модель-
ных или натурных турбин.
Модель Кэкера-Окапу (Kacker-Okapuu)
представляет собой результат достаточно дол-
гой эволюции метода Эйнли-Метьюсона (Ain-
ley-Mathieson), опубликованного еще в 1951 г.
Этот метод тоже основан на определении
потерь по результатам продувки плоских решеток,
но при модификациях этого метода использова-
лись результаты испытаний модельных и
натурных ступеней (в модификации Дангема-
Кэйма (Dunham-Came) - 25 турбин; в
модификации Кэкера-Окапу - 34 турбины). Кэкер
и Окапу прямо использовали согласование
результатов расчета КПД и результатов
испытаний турбин для увязки коэффициентов
пропорциональности в формуле для вторичных потерь.
Таким образом, их модель лишена упомянутых
выше недостатков модели Мухтарова, но
диапазон ее использования ограничен, так как в ней
отсутствуют зависимости для потерь с углом
атаки и скорости за решеткой.
Идентификация модели Мухтарова по
результатам испытаний конкретных турбин пока-
зала, что она в большинстве случаев
обеспечивает приемлемую точность аналитического
определения характеристик турбин - особенно
турбин низкого давления и силовых турбин (т.е.
турбин с относительно низкой степенью расши-
190

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
рения в одной ступени). В частности,
моделирование характеристик ТНД E3 GE [8.14] показало
более чем удовлетворительные результаты по
приведенному расходу через турбину и хорошее
совпадение изменения КПД (за исключением
крайне малых степеней расширения).
К целесообразным модификациям модели
Мухтарова можно отнести:
- использование расчета влияния угла атаки
по методуработы [8.15] (Pratt&Whitney Canada);
- разделение потерь в каждой решетке на два
вида потерь - потери до горлового сечения (ис-
пользуемые для расчета приведенного расхода
газа через решетку) и суммарные потери - для
расчета КПД.
8.2.4. 2D/3D-rvioitJiifpOBaiiife невязкого
потока в проточной части турбины
Численное моделирование должно
обеспечить надежное определение и контроль
распределения степени расширения потока по сту-
пеням и венцам, распределения скоростей
потока в проточной части лопаточных венцов,
атакже уровня потерь энергии в лопаточных
венцах. Численное моделирование
аэродинамики осуществляется с помощью решения систем
уравнений, описывающих сжимаемый
дозвуковой и трансзвуковой поток в каждой из ячеек
сетки (рис. 8.41), на которую разбивается вся
область проточной части. Уравнения Эйлера
используются для описания идеального (невяз-
кого), а уравнения Навье-Стокса - вязкого
потока.
Как показывает практика, наиболее важные
для проектирования характеристики реального
потока (распределение статического давления
в осевых зазорах проточной части,
распределение скорости по обводам профилей,
распределение угла выхода потока из венцов) с
достаточной степенью точности могут
рассчитываться в предположении стационарности и
«невязкости» потока, т.е. с использованием уравнений
Эйлера. В решения с использованием уравнений
Эйлера могут быть искусственно введены
потери энергии для моделирования «эффектов»
вязкости, т.е. приближения к характеристикам
реального потока.
Моделирование с использованием уравнений
Навье-Стокса позволяет получить такие важные
количественные характеристики потока, как
уровень потерь энергии в плоской решетке или
пространственном венце, а также
идентифицировать отрывные явления в проточной части.
Решение уравнений Эйлера несравненно ме-
нее трудоемко по затратам времени (для самого
простого случая плоской решетки - примерно
на порядок) и гораздо более надежно (расчет
более устойчив).
Рис. 8.41. Построение сетки для расчета многоступенчатой турбины по 3D-3nnepy
191

Глава 8. Турбины ГТД
Моделирование течения в многоступенчатой
турбомашине на основе уравнений Эйлера для
невязкого стационарного потока является наи-
более важной задачей, реализуемой в невязкой
постановке. Модель ЗБ-Эйлера может быть
реализована «с учетом эффектов вязкости», т.е.
заданием при моделировании течения потерь
энергии в каждом венце. Определение этих
потерь может быть произведено отдельно с
использованием 2Б/ЗВ-моделей Навье-Стокса или
эти потери могут генерироваться в самой моде-
ли в соответствии с методом, предложенным
Дентоном [8.18].
Моделирование течения газа в проточной
части многоступенчатой охлаждаемой турбины
проводятся в рамках ЗБ-системы уравнений Эй-
лера с добавочными членами для описания
эффектов вязких потерь, «выдува» охлаждающего
воздуха, утечек, перетеканий через радиальные
зазоры и так далее.
При переходе от венца к венцу используется
специальная процедура осреднения параметров
по окружному направлению, что позволяет
рассматривать стационарные решения,
ограничивать область расчета для каждого венца одним
межлопаточным каналом и значительно
сократить время, необходимое для выполнения
расчетов.
Расчетная область ограничена, с одной
стороны, твердыми поверхностями вращения (втул-
кой и периферией), с другой - входным и
выходным сечением, которые выбираются на
достаточно большом расстоянии, соответственно
вверх и вниз по потоку. Внутри каждого из
расположенных в канале венцов рассматривается
один межлопаточный канал. Область расчета
для каждого венца включает, кроме межлопа-
точного канала, участки осевого зазора на входе
в венец и на выходе из него.
Система уравнений, описывающих течения
газа, записывается в цилиндрической системе
координат (z, r, ф) в консервативной форме:
Э _ Э _ Э _ 1 Э _ _
\
dt dz dr r
п =
ри
pv
pw
Iе )
;F = F(U) =
Эф
ри
2
ри +р
puv
puw
{e+p)u
J
G = G(U) =
/
V
/
pv
puv
pv2+p
pvw
{e+p)v
\
J
H = H(U) =
pw
puw
pvw
2
pw +p
y{e+p)w
\
J
r
h =
v
rm
rmVz + fu
rmVr + fv + p + p(w + coyJ
rmV<p + fw - pv(w + 2coY)
rmH' + q + co2y2pv
\
/
где fu, /v, fw - компоненты вектора диссипатив-
ных сил, с помощью которых моделируются
эффекты вязких потерь; p - плотность; и, v, w -
осевая, радиальная и угловая компоненты
вектора скорости; p - статическое давление; e -
полная энергия на единицу объема; со - угловая
скорость вращения относительной системы
отсчета, в которой рассматривается течение.
К этим уравнениям добавляются уравнения
состояния:
P = pRT,
e = p[8 + (и2 + v2 + w2 )/2],
т
8 = е(Г) = | Cv (x)dx + const.
То
Для численного решения системы
дифференциальных уравнений в частных производных
используется неявная монотонная разностная
схема, имеющая 2-й (в некоторых случаях даже
3-й) порядок точности по пространству. Схема
является развитием схемы C.K. Годунова и ис-
пользует процедуру распада произвольного
разрыва [8.17]. Стационарные решения задачи по-
лучаются установлением по времени.
Использование неявного оператора, его обращение
с помощью скалярных трехточечных прогонок,
использование переменного шага
интегрирования по времени и другие приемы позволяют
192

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
существенно сократить затраты машинного
времени для получения решения.
В результате расчета может быть получена
информация как по отдельным венцам
(распределение по высоте проточной части полных
и статических давлений, углов и скоростей
потока в осевых зазорах проточной части), так
и по всей турбине в целом (расходы газа, мощ-
ности, степени расширения, КПД).
Кроме этого, строятся графики
распределения адиабатической приведенной скорости Хщ
по длине профиля в трех сечениях: корневом,
среднем и периферийном, или в любом сечении
по высоте лопатки.
Для моделирования аэродинамических
потерь в правую часть системы уравнений Эйлера
добавляется вектор диссипативных сил (F),
в приближенном виде учитывающий вязкие
эффекты в потоке и потери от смешения потока
газа с охлаждающим воздухом. Для каждого
венца задаются коэффициенты суммарных,
вторичных и кромочных потерь, которые
являются основой для создания вектора диссипатив-
ных сил.
Моделирование потерь в программе
проводится с помощью диссипативных сил, вводимых
из условия кусочного постоянства
коэффициентов трения на отдельных участках твердых
поверхностей, величины этих коэффициентов
(всегда положительные) определяются из
заданных суммарных потерь. При этом
автоматически генерируются вторичные течения,
особенно хорошо заметные при использовании гус-
тых сеток.
При выдуве охлаждающего воздуха в
проточную часть скорость воздуха в месте выдува
предполагается равной местной скорости газа.
Это сделано для того, чтобы исключить трудно
контролируемые потери смешения,
образующиеся в противном случае автоматически, по-
этому потери смешения явно включаются
в суммарные потери.
Перетекания в радиальном зазоре бандажи-
рованных лопаток явно не моделируются, по-
этому потери в радиальном зазоре вводятся
в суммарные потери и задается уровень
перетекания газа мимо лопаточного венца.
Задаваемые потери могут быть получены на
промежуточном этапе в 2D/3D-HaBbe-CTOKce
или сгенерированы в самой модели посредством
предложенного Дентоном подхода
«распределенных сил трения на поверхности лопаток».
Модель ЗБ-Эйлера для многоступенчатой
турбины позволяет:
- получать распределение степени
расширения между ступенями и венцами (т.е.
распределение удельной работы и реактивности);
- оценивать венцы по характеристикам их
обтекания (распределению адиабатической
приведенной скорости или статического давления
по профилям);
- определять граничные условия для каждого
венца в турбине (необходимые для
проектирования).
Автоматическое определение граничных
условий является главным преимуществом
многоступенчатой модели Эйлера.
Современные ЗБ-модели по уравнениям Эй-
лера имеют преимущество высокой
эффективности с точки зрения соотношения трудоемкости
и надежности получаемых результатов. Именно
поэтому они являются в настоящее время
общепринятым инструментом проектирования. Эта
эффективность обеспечена возможностью
получения полной картины течения и граничных
условий в проточной части для каждого венца:
- за приемлемое время (десятки минут);
- в наиболее полной геометрической
постановке - с включением в модель всех ступеней
и устройств на входе и выходе (см. рис. 8.41);
- с достаточной (проверенной
экспериментом) точностью;
- с высокой надежностью получения
результата (модель Эйлера обычно имеет хорошую
сходимость).
Идентификация по эксперименту на полно-
размерной турбине является необходимой
предпосылкой для эффективного использования мо-
делей ЗБ-Эйлера. Идентификация должна быть
выполнена по измерениям статического
давления в осевых зазорах проточной части турбины.
Моделирование невязкого 2Б-потока в
турбинной решетке по уравнениям Эйлера
достаточно надежно может проводиться несколькими
методами. В том числе методом Годунова-Кол-
гана [8.16], неявным методом Годунова или ме-
тодом TVD [8.17] (последний является наиболее
надежным и быстродействующим).
Следует отметить, что моделирование на
этом уровне является, как правило,
промежуточным этапом в процессе проектирования
и используется для предварительного анализа
аэродинамического качества вновь полученной
лопаточной решетки.
193

Глава 8. Турбины ГТД
Идентификация модели 2Б-Эйлера является
обязательной частью ее использования, хотя
уже достаточно давно этот уровень численного
анализа достиг высокой степени надежности.
8.2.5.2В/ЗБ-моделирование
вязкого потока в турбине
Задача расчета стационарного вязкого
течения в плоской решетке турбомашины решается
в рамках двумерных уравнений Навье-Стокса,
замкнутых двухпараметрической (q-w) моде-
лью турбулентности [8.17]. Численное
интегрирование системы уравнений осуществляется
неявной монотонной схемой Годунова 2-го
порядка точности. Стационарное решение находится
методом установления по времени. Для расчета
используется составная сетка типа O-H.
Осредненные по Рейнольдсу двумерные
уравнения Навье-Стокса в декартовой системе
координат (x, у) записываются в виде:
dU dF dG л
+ — + — = 0,
dt dx dy
F = F - F
1 L l L V?
G = Gt — Gv,
U =
P
pu
pv
F =
pu
2
pu +p
puv
{e+p)u
G: =
pv
puv
pv2+p
(e+p)v
, F =
V
1
Re
0
T
XX
A
X
,G =
V
1
Re
0
T
xy
T
УУ
Ay
-1-
A^-MT^+vT^+цРг TX9
Ay = u%xy + vXyy + цРг lTy,
^xx = (Я + 2yi)Ux + Xvy,
Tyy = (X + 2yi)Vy + Xux,
Ъху = V>(VX + Uy ),
e = p(u2+v2)/2 + p/(y-l\
p = pT(y-l)/y,
где t - время; р - плотность; р - давление; Т -
температура; и, v - физические компоненты
относительной скорости на оси X, Y\ ^i и ц, -
коэффициенты молекулярной и турбулентной
вязкости; X = -B/3)(x; Pr/ = 0,72; Pr, = 0,9; у -
показатель адиабаты; Re - число Рейнольдса.
Вышеприведенная система записана в
безразмерной форме: компоненты вектора
скорости отнесены к характерной величине V«,; плот-
ность - к Ре<>; давление и полная энергия - к
величине PooVoo2, температура к vJlCp (Cp -
удельная теплоемкость при постоянном
давлении), линейные размеры - к характерной дли-
НС iL/CX5>
Для вычисления коэффициента вихревой
вязкости yLt применяется двухпараметрическая
(q - со) модель турбулентности, величины q, со
связаны с кинетической энергией турбулентно-
1 Ю
сти к и скоростью диссипации e: q = k , со = г/к.
В безразмерной форме {q отнесено к V», со
к Voo/Loo) система уравнений (q - со) модели
в декартовой системе координат имеет вид:
dQdF,dG,_^
I I — iJf,
dt dx dy
<j = V^,CO = -,
к
Q =
pq
pco
F — F — F
rt — Гц rtv ?
Gt = Gt. - Gtv,
Fu =
pqu
рсом
. Gh =
pqv
prov
F, =Re
*v
-1
Gt =Re
*v
-1
Vq4x
ЦсоСОх
V>q<ly
ЦсоСО^
St =
O,5pq
r r
с,
V V
^/co--divV
\
\
/
-co
/ /
Q
2 ,. -
/
\\
V V
C^P—divV-co-C2oy
divV =ux+vy,
j
j
194

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
VLq=to+VLt&tq,
^=^+^/Pr^,
^ = (c^/co)Re,
/ = l-exp(-Reocpgn/^),
—\2
P = 2u2x+(vx+Uy) +2vy—(divV) ,
*j
Qi = 0,09, d = 0,045 + 0,405/, С2 = 0,92,
a = 0,0065, Pr^ = 1, Ргш = 1,3.
При расчете течения в плоской решетке про-
филей граничные условия для систем уравнений
ставились следующим образом. На поверхности
профиля для компонент скорости ставились
условия прилипания и = v = 0. Стенка
предполагалась адиабатической dT/dn = 0, где n - нормаль.
Для турбулентных величин q = dtf>ldn = 0.
На входной границе для основной системы
фиксировались значения полного давления, полной
температуры и угол обтекания решетки.
Четвертый необходимый параметр доопределялся из
расчетной области по характеристическим
соотношениям.
Для системы уравнений по модели
турбулентности на входной границе фиксировались
значения q^, cOoo. На выходной границе
задавалось значение статического давления, для
остальных величин применялась экстраполяция
нулевого порядка. На линиях периодичности
вычислительной сетки на все искомые функции
накладывались условия периодичности.
При расчете течения в плоской решетке про-
филей в качестве poo, VLo выбираются
критические значения плотности и скорости - p*, a*; ве-
о
личинаЬоо=10~ м.
Численный метод основывается на неявной
монотонной схеме Годунова второго порядка
точности.
Общие проблемы применения
моделей Навье-Стокса
Расчет вязкого течения по уравнениям
Навье-Стокса в принципе позволяет решить все
основные задачи проектирования (оценивать
распределение скоростей и уровень потерь в ло-
паточных венцах), атакже определять области
отрыва потока в проточной части турбины.
Однако использование моделей
Навье-Стокса в качестве рабочих инструментов
проектирования встречает ряд трудностей:
- достаточно длительное время расчета, даже
при использовании компьютерной сети. Про-
блема оперативности наиболее серьезна для
моделирования всей турбины и моделирования
течения в венце (ЗБ-Навье-Стокс) по TASCFlow.
Время имеет большое значение для
использования модели в качестве рабочего инструмента
в практике проектирования;
- точность расчета (по крайней мере, в
доступных на рынке коммерческих моделях) не
может быть гарантирована для всех частных
случаев. Только используемых моделей
турбулентности (необходимых для замыкания осред-
ненных по Рейнольдсу уравнений Навье-
Стокса) известно свыше десятка. Пока нет
оснований ожидать появления единой модели
турбулентности, позволяющей одинаково надежно
проводить расчеты во всем диапазоне рабочих
условий;
- надежность получения результата
недостаточно высока. Проблема устойчивости расчета
иногда вынуждает использовать не ту схему
применения, которая дает наилучшие
результаты при идентификации, а ту, что позволяет
достичь сходимости расчета, чтобы получить хоть
какой-то результат.
Но наиболее важной проблемой является
идентификация. На рынке математического
обеспечения предлагается целый ряд
коммерческих программных пакетов (TASCFlow, Fluent,
Star-CD и другие). Каждый из этих пакетов
имеет несколько схем расчета и возможность
применения нескольких моделей турбулентности.
Это естественное следствие универсальности
коммерческих пакетов, которые обычно не про-
ходят достаточной верификации по
экспериментальным данным из-за отсутствия таковых
у фирм-разработчиков. Поэтому идентификация
является обязательным условием применения
моделей по уравнениям Навье-Стокса.
Идентификации расчетных моделей для
конкретных условий работы турбинной решетки
или венца заключается в настройке параметров
сетки, выборе схемы расчета и модели
турбулентности, которые обеспечивают наилучшее
согласование с имеющимся экспериментом.
При этом эксперимент должен быть проведен
для лопаточных решеток или венцов с похожи-
ми параметрами в необходимом для конкретной
задачи диапазоне рабочих условий (например,
в трансзвуковой области).
По сообщению [8.19] некоторые ведущие
разработчики двигателей («Pratt&Whitney»,
195

Глава 8. Турбины ГТД
«Rolls-Royce») выбрали одну из простых
моделей - модель Болдуина-Ломакса - которая наи-
более удобна для настройки с использованием
экспериментальных баз, которыми они
располагают.
При отсутствии собственной
экспериментальной базы по аэродинамике решеток и
венцов необходимо использовать для
идентификации приобретаемых моделей наиболее
надежные из опубликованных экспериментальных
данных.
Идентификация 2Б-моделей
Навье-Стокса для вязкого потока
2Б-моделирование вязкого потока в лопа-
точной решетке с использованием уравнений
Навье-Стокса позволяет определить важнейшие
характеристики лопаточной решетки -
распределение скорости по профилю и профильные
потери энергии. Такое моделирование наиболее
часто применяется в процессе профилирования
для определения уровня потерь и характеристик
спроектированной решетки.
Идентификация применяемой модели
должна показать ее достоверность:
- по уровню и изменению потерь с
изменением числа Маха за решеткой;
- по сравнительному анализу потерь в
близких по геометрии решетках;
- по изменению потерь с изменением угла
потока на входе (угла атаки).
Последняя характеристика особенно важна
для дозвуковых (работающих при числе Маха
0,5...0,8) решеток турбин низкого давления
и силовых турбин, которые работают в
условиях достаточно значительного изменения угла
атаки.
На рис. 8.42 показано сравнение расчета
и эксперимента для одной дозвуковой решетки
ТНД по углу атаки и для двух дозвуковых
решеток по числу Маха за решеткой. В обоих
случаях результаты сравнения можно считать очень
хорошими - правильно отражено влияние угла
атаки, числа Маха за решеткой и влияние гео-
метрии профиля на уровень потерь энергии.
Можно сделать вывод, что рассматриваемая мо-
дель вполне пригодна для анализа
характеристик дозвуковых лопаточных решеток.
На рис. 8.43 показано сравнение результатов
моделирования потерь по числу Маха для
трансзвуковой решетки ТВД по двум моделям
вязкого потока, использующим уравнения
Навье-Стокса. Результаты для обеих моделей
можно считать в общем удовлетворительными,
однако модель А имеет лучшие результаты
в области чисел Маха до 1,1, а модель Б - в
области 1,2-1,4.
1.fi
ДР*-
p*,
ш\
1,4
12
o.e
0.6
0,4
к .
■
\
\ А
решетке <
. 1
Г~
Г
/
(AFTLOAT
1 1
Расчет для «AFTLOADED»
А
)ED» (экст
1
к
.еримент)
А
1
др*
1.3
к
35 40 45 50 55 60 65
Угол потока на входе в решетку ot, град
г*™
1.2
06
0.5
0.4
Расчет для «SOUARED-OFF»!
i —
| Расчет для «AFTLQA DEDh _
1-
-—
к
О -ре
к.
тетка <cSC
А
—У
_
tUARED-OFF» Оксп
еримент)
А - решетка «AFTLOADED» (эксперимент)
1 1 1 1
0-В 005 07 Q.75 0£ 0,6S 0.Э
Число Маха на выходе из решетки Мвых
0-95
Рис. 8.42. Идентификация модели A BD-HaBbe-OroKc) для расчета потерь в дозвуковых решетках по экспериментальным
данным [8.20]
196

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Рис. 8.43. Идентификация модели^ и Б BD-HaBbe-OroKc) для расчета потерь в трансзвуковой
решетке по экспериментальным данным [8.21]
ЗБ-моделирование вязкого потока
ЗБ-моделирование вязкого потока с
использованием уравнений Навье-Стокса позволяет
сразу решить основные задачи анализа геомет-
рии проточной части для многоступенчатой
турбины: найти распределение скоростей для
основных сечений каждого венца, потери
энергии в каждом венце и граничные условия для
каждого венца. Расчет многоступенчатой
турбины в полной постановке позволяет
автоматически определять граничные условия для
каждого венца.
Однако такие расчеты - по крайней мере
в настоящее время - очень трудоемки и
затратны по времени. Кроме того, очень трудно найти
среди предлагаемых на рынке коммерческих
пакетов модель, удовлетворяющую главным
требованиям - достоверности в расчете потерь
энергии в каждом венце и в расчете
распределения статического давления в осевых зазорах
(распределения работы и реактивности) для
многоступенчатой турбины.
Поэтому ЗБ-модели Навье-Стокса обычно
используются для определения потерь энергии
в каждом венце в отдельности - в основном для
сравнительного анализа потерь (т.е. сравнения
разных вариантов венцов при проектировании).
Кроме того, при этом возможен анализ
характеристик течения в венце на величину зон
вторичных течений (особенно при меридиональном
раскрытии проточной части), зоны отрывных
явлений и паразитных течений. Граничные
условия для анализа венца могут быть взяты из
моделирования многоступенчатой турбины по
ЗБ-Эйлеру.
Однако задача идентификации для моделей
ЗБ-Навье-Стокса еще более важна. Такая
идентификация необходима хотя бы по результатам
продувок прямых лопаточных решеток, во
время которых измеряются как профильные, так
и вторичные потери. Тестирование одной из
моделей ЗБ-Навье-Стокса показало хорошее
совпадение общего уровня потерь в венце,
однако при этом профильные потери были
переоценены на 20-30 %, а вторичные -
недооценены более чем в два раза. Разумеется, прогноз-
ные возможности такого моделирования весьма
невелики.
Наряду с общей оценкой потерь, модель
ЗБ-Навье-Стокс позволяет оценить характер
течения потока - например, выявить области
отрыва или паразитных течений.
На рис. 8.44 приведены результаты расчета
течения в сопловом аппарате многоступенчатой
силовой турбины по ЗБ-Навье-Стоксу. По при-
стеночным линиям тока хорошо видны зоны
вторичных течений на корыте и спинке лопатки,
атакже зона паразитного вертикального
течения на корыте лопатки.
Несмотря на предоставляемые численным
анализом возможности для анализа, по-прежне-
197

Глава 8. Турбины ГТД
Паразитное
вертикальное
течение
Входная
кромка
-- w_fcfiT
Области
вторичных
течений
Входная
кромка
Корыто
Спинка
Рис. 8.44. Результат расчетного анализа течения по ЗО-Навье-Стоксу в сопловом венце
силовой турбины. Линии тока в прилегающих к поверхности лопатки областях течения газа в
сопловой лопатке показывают зоны вторичных и паразитных течений
му остаются проблемы правильного
истолкования результатов и определения путей для
улучшения эффективности.
По этому поводу можно привести слова
одного из основоположников численных методов
анализа потока Джона Дентона [8.22]: «Так как
расчет потерь методами вычислительной
газовой динамики (CFD) остается неточным,
интерпретация результатов их применения требует
значительного умения и опыта. Хорошее
понимание физики потока и способность выносить
верное заключение о том, действительно ли
имеет место улучшение, остаются очень
важными. Есть много сообщений о примерах yc-
пешного применения CFD, но столь же много
неудач, о которых не сообщается».
8.2.6. Синтез геометрии
профилей и лопаточных венцов
Задача проектирования лопаточных венцов
фактически подразделяется на два этапа -
проектирование базовых сечений каждого венца
(не менее трех - корневое, среднее и верхнее)
и проектирование лопаточного венца на основе
полученных сечений.
Разработано достаточно много методов
построения профилей турбинных лопаток. Для
построения кривых, служащих выпуклой
частью (спинкой) и вогнутой (корытом) профиля
применяются полиномы 4-й и 5-й степеней, ис-
пользуется так называемый метод
«доминирующей кривизны» и другие. Одной из
наиболее популярных математических основ для по-
198
строения профиля турбинной лопатки
являются кривые Безье. В работе [8.23] представлено
достаточно детальное описание методологии
проектирования профиля на основе кривых
Безье.
Метод аналитического профилирования
базовых сечений основан на использовании
параметрических кривых пятой степени в форме Бе-
зье-Бернштейна [8.24] вида:
r{u) = гоA - uf + 5riw(l - uf +
+ lOr2u\l - uf + 10г3м3A - uf+
+ 5г4м4A - и) + г5и5,
где и - параметр (и = [0;l]); r0, rb r2, r3, r4, r5 -
векторы узлов образующего многогранника.
Рациональная кривая проходит через
крайние вершины образующего многогранника,
касательно к его боковым граням.
Данный метод профилирования турбинных
решеток основан на описании корытца и спинки
по отдельным участкам рациональными пара-
метрическими кривыми пятого степени с
соблюдением непрерывности 1-й и 2-й
производной в точках сопряжения.
Корытце профиля описывается одним сег-
ментом рациональной кривой пятой степени.
Спинка профиля - двумя сегментами кривой пя-
той степени: сегмент 1 - участок спинки от
точки сопряжения спинки с входной кромкой до
точки горла на спинке; сегмент 2 - от точки
горла на спинке до точки сопряжения спинки
с выходной кромкой.

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Входная и выходная кромки профиля
описываются сегментами пятой степени. В первом
приближении они соответствуют окружностям
заданного диаметра. В дальнейшем, при
профилировании входная кромка может иметь любую
форму.
Базирующаяся на использовании кривых Бе-
зье система проектирования позволяет
оптимизировать форму профиля на двух уровнях.
На первом уровне задаются основные гео-
метрические характеристики профиля фис. 8.45),
которые и позволяют построить профиль
кривыми Безье. При этом часть указанных на
рис. 8.45 параметров фактически предопределе-
на предварительным (одномерным)
проектированием турбины (это du fi?2, В, t, 02E)- Однако
в ходе дальнейшего проектирования они тоже
могут быть изменены - если окажется, что это
необходимо для получения эффективного про-
филя. Вместо диаметров входной и выходной
кромок могут быть использованы эллипсы,
целесообразность использования которых будет
показана в дальнейшем.
Если диапазон управления формой кривых,
образующих профиль, окажется недостаточным
для его оптимизации, реализуется переход на
второй уровень управления формой кривых
корыта и спинки. На этом уровне в диалоговом
режиме корректируется положение
промежуточных узлов образующего многогранника.
Количество «узлов» зависит от количества
участков кривых Безье, из которых «склеена» спинка
B-3) или корыто A-2) профиля.
На рис. 8.46 корыто профиля состоит из
одного, а спинка - из двух участков. Входная
кромка тоже описана полиномом Безье.
Перемещаются все узлы, за исключением узлов
с номером 0 E). Часть узлов перемещается
свободно, часть - только вдоль прямых линий (что
позволяет сохранить углы и другие общие гео-
метрические характеристики решетки). При
этом в программе профилирования
автоматически вычисляется номинальное положение
промежуточных узлов многогранников
обеспечивающие гладкое протекание кривизны.
Данная двухуровневая система управления
процессом профилирования позволяет создавать
турбинные решетки с высоким
аэродинамическим качеством, при обеспечении прочностных
и конструктивных ограничений.
di - диаметр аходной кромки
с/2 - диаметр выходной кромки
С максимальная толщина
m
В - осевая хорда
L - хорда
t - шаг
р1К _ конструктивный угол входа
рж _ юнструктивныйуголвыхол
Рн - эффективныйуголвыхода
ИЛ _ угол заострения на входе
W2 - угол заострения на выходе
Y _ уголустановки
5 _ уголотгиба
Рис. 8.45. Основные геометрические характеристики, необходимые для построения
решетки турбинных профилей (первый уровень проектирования профиля)
199

Глава 8. Турбины ГТД
о
4
0
Рис. 8.46. Управление формой кривых корыта и стенки
на втором уровне проектирования профиля
а
Рис. 8.47. Построение лопаточного венца на основе трех
базовых сечений: а - соединение сплайнами
соответствующих координат базовых профилей; б- получение
интерполяцией дополнительных промежуточных сечений
После проектирования и оптимизации всех
базовых профилей осуществляется построение
лопаточного венца (рис. 8.47). По спрофилиро-
ванным базовым сечениям с помощью
специального алгоритма формируется внешняя
поверхность лопатки. В результате образуется
точечно-заданная поверхность, которая является
200
геометрической моделью поверхности лопаточ-
ного венца.
Программа позволяет изгибать
спроектированную лопатку или отдельные ее части в
различных направлениях, смещать вдоль
проточной части и поворачивать вокруг оси на
необходимый угол.
При построении венца базовые профиля мо-
гут быть несколько деформированы, и это
должно учитываться на следующей итерации
проектирования.
Гибкость применяемого метода построения
профиля играет важнейшую роль в получении
профиля, характеристики которого
удовлетворяют требованиям проекта. От этой гибкости
непосредственно зависит количество итераций
построения геометрии, которые будут исполь-
зованы, и иногда даже сама возможность
получения требуемых характеристик.
8.2.7. Одномерное проектирование
турбины
Как отмечено выше, правильные решения на
этапе одномерного проектирования определяют
конкурентоспособность турбины в течение
всего жизненного цикла. Кроме того, эти решения
предопределяют подавляющую часть стоимости
жизненного цикла турбины. Стоимость этих
решений очень велика, и от них зависит
эффективность всего проекта для самого
производителя.
8.2.7.1. Выбор количества ступеней ТВД
Авиационные ТВД фактически представляют
собой отдельный класс турбин, для которого
характерно сочетание:
- степени расширения в одной ступени (по
полному давлению) от 2,0 до 4,0.. .4,5;
- температуры газа, требующей
обязательного охлаждения всех лопаток;
ry
- высокого A5... 40 кгс/мм ) уровня
напряжений в профильной части рабочих лопаток.
Для ТВД авиационного двигателя основной
выбор состоит в применении одной или двух
ступеней. Одноступенчатая ТВД имеет
несколько преимуществ, к числу которых относятся
существенно меньшее число деталей и более
простая конструкция, а также меньший расход
охлаждающего воздуха. В то же время
двухступенчатая ТВД способна обеспечить значительно
более высокий (на 2...4 %) КПД иболее
стабильное значение КПД в эксплуатации
(вследствие более медленного износа).

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
В современных авиационных ТВД может
применяться одна ступень при отношении пол-
ных давлений 3,0...4,5. Такие одноступенчатые
ТВД используются в семействах гражданских
двигателей Trent (Rolls-Royce), CFM56
(GE/SNECMA), PW6000 (Pratt&Whitney).
Двухступенчатые ТВД с отношением полных
давлений 4,0...5,5 применены BCF6-80C2, GE90,
PW2000, PW4000, V2500 (International Aero
Engines). При этом такие преимущества
двухступенчатой ТВД, как более высокая
аэродинамическая эффективность и более стабильные
параметры в эксплуатации [8.25], позволяют ей
частично сохранять свои позиции даже в
военном двигателестроении. Об этом
свидетельствует продолжающаяся конкуренция все новых
версий двигателей F100 (Pratt&Whitney) с
двухступенчатой ТВД nF110 (GE Aircraft Engines)
с одноступенчатой.
Тем не менее преимущества
одноступенчатой ТВД в отношении себестоимости и
стоимости обслуживания (из-за меньшего количества
деталей) достаточно очевидны. Поэтому даже
консорциум «International Aero Engines» (Pratt&
Whitney, Rolls-Royce, MTU и японские
фирмы) - производитель одного из наиболее
успешных двигателей (V2500), изучает
возможность применения в своем двигателе
одноступенчатой ТВД вместо двухступенчатой [8.25].
И делает это под влиянием очевидных успехов
основного конкурента - семейства CFM56.
Одноступенчатая ТВД (с отношением
давлений 5,5) объявлена также в качестве
перспективной цели GE при совершенствовании двига-
теля GE90 [8.26].
Но на практике переход на одноступенчатую
ТВД связан с большим риском из-за вполне
вероятной необходимости увеличения затрат на
доводку и достижение конкурентоспособности
новой одноступенчатой ТВД с уже имеющейся
двухступенчатой.
Применение одноступенчатой ТВД (с
отношением полных давлений на входе и выходе 4,0
и более) означает:
- трансзвуковой и сверхзвуковой уровень
чисел Маха в проточной части (необходимость
решения проблемы проектирования охлаждае-
мых профилей, эффективных в диапазоне чисел
Маха от 1,0 до 1,4); с увеличением скорости
потока в трансзвуковой области уровень потерь
энергии в решетке профилей существенно
возрастает и в большинстве случаев увеличивается
далее и в трансзвуковой области; это приводит
к уменьшению КПД турбины с увеличением
степени расширения выше 2,5.. .3,0;
- образование системы скачков уплотнения
в проточной части и возможность
возникновения дополнительных потерь от нестационарного
взаимодействия этих скачков в системе
неподвижных (CA ТВД и CA ТНД) и вращающейся
(PK ТВД) решеток; на рис. 8.48 показана
волновая структура течения в решетке рабочих лопа-
ток при числе Маха за решеткой 1,25;
Рис. 8.48. Система скачков уплотнения в плоской решетке
турбинных лопаток при осредненном числе Маха 1,25
[8.21]. Теневая фотография (шлирен-фотография) при
визуализации потока с помощью окрашенного масла
- относительно высокий уровень
напряжений в роторе (диске и дефлекторе) из-за
высокого (необходимого для обеспечения приемлемой
аэродинамической нагрузки) уровня окружной
скорости E00...600м/с) - потенциальные про-
блемы с обеспечением циклического ресурса
ротора при проектировании;
- высокий уровень механических и
термических (возникающих вследствие температурных
напряжений) напряжений в рабочей лопатке
n
B5...40кгс/мм) - потенциальные проблемы
с обеспечением ее долговечности и надежности;
- повышенный уровень аэродинамических
сил, возбуждающих динамические напряжения
в рабочей лопатке;
201

Глава 8. Турбины ГТД
- в целом более низкий, чем в
двухступенчатой турбине, уровень аэродинамической
эффективности ТВД.
Только после надежного овладения
соответствующими технологиями и достижения
надежности, хотя бы равной надежности
двухступенчатой ТВД, можно рассчитывать на
эффективность применения одноступенчатой турбины.
Эффективно работающие в настоящее время
одноступенчатые ТВД (CFM56, F119) прошли
достаточно длительную доводку, и эмпириче-
ским путем были найдены некоторые опти-
мальные решения, которые в новом проекте
необходимо найти аналитически.
8.2.7.2. Выбор количества ступеней ТНД
Выбор количества ступеней авиационных
ТНД определяется располагаемой окружной
скоростью и требуемой степенью расширения.
Располагаемая окружная скорость зависит от
частоты вращения и выбранного диаметра
проточной части. Оптимальное решение находится
с учетом КПД, массы и стоимости. Хотя эти па-
раметры в различных двигателях выбираются
с учетом множества факторов, оказалось, что
в реализованных конструкциях количество
ступеней находится в достаточно узкой
зависимости от степени расширения в ТНД.
Фирма «MTU» построила такую зависимость
для спроектированных ею ТНД (рис. 8.49).
Резкий переход к меньшему более чем в два раза
количеству ступеней осуществляется только
с помощью использования редуктора между
вентилятором и ТНД для повышения частоты
вращения турбины.
ю
« 8
а
и
Qi
& ^
а 6
I
§
а
л 4
И
O>
И
0i
52
0
ТНДс
редукторным
приводом
\
Обычные ТНД
0
2 3 4 5 6
Число ступеней
8
Рис. 8.49. Измерение количества ступеней в ТНД
в зависимости от степени расширения по
полному давлению для турбин MTU [8.27]
Сравнение и выбор оптимального варианта
для конкретного применения производятся
в системе двигателя на основе сравнения пря-
мых эксплуатационных расходов для каждого
варианта. С использованием программ
одномерного расчета турбины по среднему диаметру
определяется КПД ТНД и оценивается
необходимый расход охлаждающего воздуха, система
вторичных потоков. Затем после оценок массы
и стоимости проводится сравнение вариантов
турбины в системе двигателя по прямым
эксплуатационным расходам.
На рис. 8.50 приведена иллюстрация выбора
количества ступеней в свободной CT для
привода электрогенератора.
rt
Ц
К
w
эК
g
u
О
1,015
1,010
1,005
1,000
0,995
0,990
0,985
VHEA3A
7,80
2,8
0,988 /
ш~
-3,90
12,0
-6,50
22,0
2,0
-8,0
3 4 5 6
Число ступеней
Рис. 8.50. Выбор количества ступеней CT
s?
e^
^
zn
s
Л
Й
о
S
s
3
к
Л
202

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Функцией цели служит стоимость
приобретения и прямые эксплуатационные расходы для
данного варианта конструкции за определенный
(обозримый для заказчика) период времени.
В приведенном примере при выборе количества
ступеней для силовой турбины учитывается
изменение КПД, себестоимости (затрат на
приобретение), затрат на эксплуатацию (стоимости
топлива) в течение одного года (этот срок
выбран как приемлемый для заказчика в качестве
срока окупаемости любого рассматриваемого
изменения конструкции).
На рис. 8.50 видно, что стоимость
приобретения монотонно растет вследствие роста
себестоимости при увеличении количества
ступеней. Подобным же образом растет и реализуе-
мый КПД, как следствие снижения нагрузки на
ступень. Затраты на эксплуатацию (топливо)
падают с ростом КПД. Однако суммарные
затраты имеют четкий минимум при четырех
ступенях в СТ.
Во всех этих расчетах очень важно
учитывать собственный опыт и опыт других фирм для
достоверности проведенных оценок, иначе
дальнейшие сравнения и выводы могут не иметь
реальной основы.
8.2.7.3. Аэродинамическое
проектирование и КПДтурбины
Схема пропроцесса одномерного
проектирования турбины показан на рис. 8.51.
Детальное аэродинамическое
проектирование на среднем диаметре заключается в выборе
оптимального распределения удельной работы
и реактивности по ступеням для предварительно
выбранных осевых и диаметральных размеров
проточной части. В процессе оптимизации до-
пустима корректировка любых размеров.
Целью оптимизации является выбор
сочетания параметров, обеспечивающих минималь-
ную величину прямых эксплуатационных
расходов.
Опыт
База
экспериментальных
данных
Оптимизация на среднем
диаметре
Опыт
База
экспериментальных
данных
1D - Тепловое состояние
Система вторичных
потоков
Распределение
работы по радиусу
Проектирование
радиального
распределения
параметров
1D - геометрия
Нерасчетные режимы
1
*»
*
'—--,
-■
—■ ■
■ ■
-4
f
А
Я Я V
\
)
iwi км) юп vm ш Еп»№
Расчет характеристик
7
' i—и—i
Л
Рис. 8.51. Схема процесса одномерного проектирования турбины
203

Глава 8. Турбины ГТД
Примерная схема определения КПД турбины
в одномерном аэродинамическом расчете для
типичных ступеней (одноступенчатой охлаж-
даемой ТВД с высоким отношением
давлений и для одной из ступеней неохлаждаемой
многоступенчатой ТНД) приведена втабл. 8.1.
Из таблицы следует, что главную роль в
определении КПД играют потери энергии в
проточной части турбины. Они включают потери
кинетической энергии потока газа в лопаточных
венцах и потери мощности (КПД) из-за
функционирования системы охлаждения.
Следует иметь в виду, что оптимальные
параметры не могут быть окончательно
выбраны в одномерном расчете, так как одномерная
модель только с определенной степенью
приближения отражает реальные процессы в
турбине.
8.2.8. Аэродинамическое
проектирование лопаточных венцов
Общая схема процесса
Общая схема процесса проектирования лопа-
точных венцов представлена на рис. 8.52.
Содержание процесса проектирования
венца
Предварительная аэродинамическая
оптимизация лопаточной решетки в 2Б-постановке
проводится непосредственно в программе про-
филирования в диалоговом режиме по
распределению приведенной адиабатической скорости
(или статического давления) по обводам профи-
ля. Обтекание решетки оценивается
моделированием по 2Б-Эйлеру (моделированием сжи-
маемого дозвукового, трансзвукового и сверх-
Таблица 8.1
Приближенный анализ потерь и КПД типичных ступеней турбины
Потери / КПД
Перепад полного давления
Параметр нагрузки и/Сад
Углы входа венцов СА/РК, град
Углы выхода венцов СА/РК, град
Приведенная изоэнтропическая скорость за СА/РК
Профильные потери СА/РК, %
Вторичные потери СА/РК, %
Аэродинамические потери СА/РК, %
КПД (аэродинамический, без охлаждения), %
Охлаждение (относительный расход воздуха) статора/ротора, %
Потери от охлаждения венцов СА/РК, %
Суммарные потери венцов СА/РК, %
Коэффициенты скорости в СА/РК
КПД (аэродинамический с учетом охлаждения лопаток), %
Охлаждение осевого зазора (расход воздуха в осевой зазор), %
АКПД (потери из-за охлаждения ротора через аппарат закрутки), %
АКПД (осевой зазор), %
КПД с охлаждением, %
Радиальный зазор СА/РК, мм
Относительный (к длине лопатки) радиальный зазор СА/РК, %
АКПД (радиальный зазор) СА/РК, %
Первичный КПД турбины, %
твд
(одноступенчатая)
4
0,48
90,0/42,7
10,3/17,8
0,98/1,30
2,31/4,06
1,85/4,24
4,16/8,30
92,4
11,3/3,95
3,00/0,93
7,16/9,23
.9635/.9527
91,4
0,59
-0,95
-0,63
89,8
0/0,53
0/0,84
-1,68
88,1
ТНД (одна ступень
многоступенчатой турбины)
1,55
0,407
43,7/43,0
20,6/20,6
0,70/0,72
5,19/5,34
1,32/1,03
6,51/6,37
91,6
—
—
6,51/6,37
.9669/.9677
91,6
—
—
—
—
0,50/0,50
0,30/0,30
-0,60/-0,73
90,3
204

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Ограничения :
по площади сечения
по системе
охлаждения
по моменту инерции
l
Опыт
Технологическая
база
Идентификация
по эксперименту
Идентификация
по эксперименту
Изгиб / наклон
*--
Технологическая
база
Идентификация
по эксперименту
UG
ANSYS „
PATRAN
1
2D - Проектирование профиля
1
Аэродинамический анализ
BD-;
Аэродинамич
Эйлер)
ее кий анализ
BD - Навье-Стокс)
г
1D/2D анализ прочности
г
Формирование лопатки
-1
i
Аэродинамический анализ
CD - Эйлер 3D - Навье-Стокс)
г
3D анализ прочности
Г
Окончательный вариант
3D модель
5
5
I
Ф
Q-
Л
s
а
о
m
о
m
о
I
^s~
Рис. 8.52. Схема процесса проектирования лопаточных венцов турбины
звукового потока в решетке по уравнениям
Эйлера для невязкого потока).
Критериями оптимального распределения
скорости являются:
- обеспечение относительно низких (на
уровне, близком к средней приведенной
скорости на входе в решетку) значений приведенной
скорости на начальном участке профиля спинки
(непосредственно после окончания разгона
потока на входной кромке от точки торможения).
Наиболее эффективным средством для этого
является отрицательный угол атаки (разница
между конструктивным углом и углом потока на
входе в решетку);
-равномерное ускорение потока до точки
максимальной скорости вблизи или за точкой
горлового сечения межлопаточного канала;
- плавное торможение потока от точки мак-
симума скорости на спинке до выходной кромки
(оптимальный темп снижения приведенной
скорости составляет 0,05...0,10 на 10 % периметра
профиля). Очевидно, что чем меньше этот темп,
тем лучше. Значительные отрицательные
градиенты скорости на спинке (в пределе
переходящие в скачки уплотнения) могут привести
к отрыву потока и значительному увеличению
потерь;
- минимально возможная степень перерас-
ширения потока на спинке (отношение макси-
мальной скорости к средней скорости на выходе
из решетки). Приемлемым уровнем перерасши-
рения на практике можно считать l,05.. .1,20;
- исключение местных всплесков скорости
в месте схода потока с окружности входной
205

Глава 8. Турбины ГТД
кромки на спинку и корыто после разгона от
точки торможения. Эти всплески оказывают не-
благоприятное влияние на развитие погранич-
ного слоя и способствуют увеличению местных
коэффициентов теплоотдачи от газа к корыту
лопатки.
Уровень этих местных всплесков может быть
снижен уменьшением диаметра входной кромки
(около 0,6 мм в современных ТНД) или
переходом к описанию входной кромки не
окружностью, а эллипсом.
Помимо этих общих критериев, необходимо
иметь в виду частные случаи проектирования:
- в случае появления зоны сверхзвуковых
скоростей на спинке целесообразно максималь-
но снизить как общий уровень сверхзвуковых
скоростей, так и протяженность этой зоны, даже
за счет некоторого повышения уровня
скоростей в начале спинки;
- для охлаждаемых лопаток целесообразно
добиваться исключения или снижения местных
забросов скорости в начале корыта, так как это
способствует увеличению местных
коэффициентов теплоотдачи от газа;
- для лопаток последних ступеней
авиационных турбин может быть существенным влияние
числа Рейнольдса на полетных режимах.
Поэтому целесообразно исключать значительные
градиенты потока в конце спинки (характерные
для так называемых задненагруженных профи-
лей), которые имеют тенденцию к отрыву
потока при уменьшении числа Рейнольдса.
Однако целевое распределение скорости
в двумерной постановке при проектировании
сечений может отличаться от
вышеизложенного, так как эта задача является промежуточной.
Распределение скорости в сечении должно быть
таковым, чтобы оптимальное распределение
имело место в окончательной постановке - мно-
гоступенчатом расчете по ЗБ-модели (Эйлера
или Навье-Стокса). Характер изменения
распределения скорости при переходе от
двумерной к пространственной постановке не может
быть универсальным и определяется опытным
путем.
На следующем этапе спроектированная
решетка оценивается на уровень потерь
(кинетической энергии или полного давления), на
чувствительность куглу атаки (к изменению угла
атаки на входе) и изменению режима работы по
числу Маха. Последние характеристики очень
важны для многорежимных турбин (ТНД и CT).
Моделирование проводится по 2D-HaBbe-
Стоксу (моделирование вязкого потока
в решетке по уравнениям Навье-Стокса). По-
мимо изменения уровня потерь и его изменения
с числом Маха и углом атаки, оценивается
вероятность отрыва потока на профиле (рис. 8.53).
\
■■*
Spwd
Etf7430E*3
ыоеоЕ*2
5.S690E*Z
52tt2OE*Z
*S39ME*;
<.bBffi>I
J4v39DE*2
|шавд
1ЛйЛЕ*а
хэяш*г
Э№Я£*2 лй
Область
!l7M60Eta
iTO^ отрыва
*&***г потока
lJff99E*Z
lJWHE*2
1JZS1DE*2
дашЕ+i
ti7raoE*i
3jM0HS>t
2ЯЗОТЕ2
\ '. ц '. h
Рис. 8.53. Расчет турбинной решетки по 2D-HaBbe-OroKcy,
показывающий возможность распознавания отрывных зон
с областями обратного течения газа (зона на спинке
профиля около выходной кромки)
2Б-аэродинамическое проектирование
является основой в получении эффективной
аэродинамики турбины. Как уже говорилось,
необычайную важность имеет наличие гибкого и
эффективного математического обеспечения для
проектирования лопаточных решеток.
В современной практике совершенствование
методов проектирования профилей использует-
ся не для повышения КПД, а для поддержания
достигнутого уровня эффективности при
уменьшении себестоимости и стоимости
обслуживания турбины - за счет сокращения количества
лопаток [8.5].
Так называемые профили с «высокой подъ-
емной силой» («High Lift») и с «ультра-высокой
подъемной силой» («Ultra High Lift») [8.28]
позволяют сократить количество лопаток на
величину до 20 % при сохранении уровня
аэродинамической эффективности. Такие профили
интенсивно исследуются и начинают использо-
ваться в первую очередь в авиационных
турбинах (рис. 8.54).
206

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
С очень высокой подъемной силой
С высокой подъемной силой
Обычный профиль
1.4
1.2
О 1.0
О
~
т
8
S
0.8
0.6
g0.4
0.2
X
Vs==>
г
т —
. "
—'
_ 1
/у
Ж ж
/
0 2 0 4 oe oe
Относительная осевая хорда
1.0
Рис. 8. 54. Сравнение уровней скорости на поверхности
профилей для обычного профиля, профилей с «высокой
подъемной силой» («High Lift») и «очень высокой силой»
(«Ultra High Lift»), спроектированных в Rolls-Royce [8.28]
Окончательная аэродинамическая оценка
и оптимизация профилей (решеток) и лопаточ-
ных венцов турбины - определение граничных
условий, характеристик обтекания и потерь -
проводятся в системе более высокого уровня,
которую представляет собой численная модель
сквозного течения потока в многоступенчатой
турбине (ЗБ-Эйлер или ЗБ-Навье-Стокс).
Сквозное ЗБ-моделирование для многоступенчатой
турбины в целом (включая входные и
выходные устройства, переходные каналы, стойки
и спрямляющие аппараты) позволяет
автоматически и наиболее точно моделировать
граничные условия для каждой отдельной лопаточной
решетки турбины и оценивать ее
характеристики (обтекание и потери) наиболее точно.
При неудовлетворительных характеристиках
и необходимости дальнейшей оптимизации
происходит возвращение к 2Б-проектированию
профилей и построению венцов.
Ограничения
Практическое применение технологии 2D-
проектирования связано с использованием
конструктивных и технологических ограничений.
Во-первых, это выбор количества лопаток.
Для унификации типа применяемого елочного
замка с существующим (что всегда
предпочтительнее с точки зрения сохранения оснастки
и уменьшения риска) количество рабочих лопа-
ток уточняется с учетом применяемого замка.
Тогда новое количество лопаток ZH может быть
определено на основе существующего у прото-
типа Zn c учетом отношений средних диаметров
замков новой конструкции DH и конструкции
прототипа Du - ZH = ZnDH/Z)n-
B качестве среднего диаметра принимается
указываемый в чертеже диаметр так называемой
«базовой плоскости замка» - базового диамет-
рального размера замка. Отклонение от полу-
ченного числа в сторону увеличения/уменьше-
ния количества лопаток приводит,
соответственно, к утонению хвостовика лопатки/утолще-
нию выступа диска или к утолщению
хвостовика/утонению выступа диска.
Во-вторых, это прочностные ограничения.
На основании расчетной оптимизации массы
профильной части лопатки задаются
конструктивные ограничения:
- требуемое распределение площади сечения
металла по длине профиля (обеспечение
прочности по напряжениям растяжения);
- требуемое распределение минимального
момента инерции по длине профиля
(обеспечение прочности по напряжениям изгиба и дина-
мическим напряжениям).
В-третьих, это производственные
ограничения. Производственная база для производства
лопаток определяет технологические
ограничения:
- минимальную толщину выходной кромки;
- минимальную толщину стенок у охлажда-
емой лопатки;
- минимальный угол заострения выходной
кромки;
- прямоугольную полку для корневого
сечения лопатки (сумма абсолютных максимальных
ординат выходной кромки и спинки должна
быть меньше шага решетки);
У охлаждаемых и полых лопаток
дополнительно задаются минимальная толщина стенки
(у выходной и выходной кромки и в месте мак-
симальной толщины в каждом сечении) и ми-
нимальные радиусы входной и выходной кром-
ки внутренней полости.
8.2.9. Методы управления
пространственным потоком в турбине
Формирование лопаточного венца представ-
ляет собой эффективное средство управления
распределением аэродинамической нагрузки
и потерь энергии по длине лопатки с целью
уменьшения суммарных профильных и
вторичных потерь и повышения КПД ступени. Однако
применение таких методов управления потоком
207

Глава 8. Турбины ГТД
должно быть экономически оправдано с
точки зрения соотношения стоимости реализации
и получаемого эффекта.
Синтез лопаточного венца (из оптимизиро-
ванных в плоской постановке базовых профилей
на цилиндрических поверхностях) проводится
с помощью сплайн-функции и задаваемых
характеристик пространственной формы венца.
Формируется точечно-заданная поверхность
профиля лопатки - геометрическая модель, ис-
пользуемая на всех следующих стадиях
аэродинамического анализа.
К конструктивным методам реализации
пространственной формы венца относятся
следующие.
Местное открытие выходной кромки
(увеличение эффективного угла выхода)
Местное открытие выходной кромки в
концевых сечениях сопловых и рабочих лопаток
способствует уменьшению аэродинамической
нагрузки в этих сечениях и уменьшению
генерации вторичных потерь, а также увеличению
степени реактивности в корневых сечениях
рабочих лопаток.
Открытие корневых сечений сопловых лопа-
ток ТНД (до 6 градусов) наиболее эффективно
для уменьшения вторичных потерь в наиболее
нагруженных корневых сечениях сопловых
и рабочих лопаток. В малоразмерных турбинах
может быть эффективно открытие обоих
концевых сечений сопловых лопаток с перенесением
основной аэродинамической нагрузки в
середину лопатки и уменьшением угла поворота и
вторичных потерь в концевых сечениях [8.29].
Меридиональное сужение проточной
части CA 1-й ступени
Меридиональное сужение проточной части
практически применимо для первого соплового
аппарата и имеет целью уменьшение вторичных
потерь за счет реализации большей части
поворота потока с меньшей скоростью, а затем
разгона потока преимущественно в прямом ка-
нале.
Различные варианты профилирования
наружной ограничивающей поверхности были
исследованы еще Дейчем [8.30], но результаты
последующих исследований, в том числе с
использованием численных методов расчета, показали,
что наиболее оптимальной является коническая
форма наружной поверхности. При этом
наибольшее уменьшение потерь имеет место, как
показывает эксперимент, у корневого сечения
лопатки. Эксперименты в составе ступени пока-
зали, что не всегда уменьшение потерь в сопло-
вом аппарате приводит к увеличению КПД
ступени.
В настоящее время меридиональное
сужение проточной части применяется практически
на всех первых сопловых аппаратах ТВД
(см. рис. 8.22, 8.25, 8.26).
Наклон лопаток на корыто
Наклон лопаток на корыто на величину до
15...20 градусов уменьшает потери укорневого
сечения лопатки и увеличивает их у периферии,
как следует из большинства известных
экспериментов. Наклон лопаток считается также
средством уменьшения градиента реактивности
ступени по радиусу. Однако в некоторых из
известных экспериментов (по крайней мере
в двух) наклон лопаток на корыто не оказал
влияния на градиент реактивности.
Современные методы аэродинамического проектирования
позволяют достаточно точно оценить влияние
наклона на распределение давления и потери
в лопаточных венцах.
Изгиб средней части лопаток в сторону
корыта и спинки
Так же, как наклон лопаток на корыто
уменьшает потери у корневого сечения, наклон
верхней части на спинку уменьшает потери
у верхнего сечения лопатки. На этом базируется
идея так называемых саблевидных лопаток,
средняя часть которых смещена в сторону
корыта. Идея таких лопаток известна давно,
и первые исследования таких лопаток
проведены в паротурбостроении (рис. 8.55).
Рис. 8.55. Сопловые лопатки с изгибом профиля
в сторону корыта (саблевидные) и с изгибом
профиля в сторону спинки
Однако в реальной конструкции впервые
нашли применение лопатки с изгибом в сторону
спинки (рис. 8.56). Вопрос об эффективности
208

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
Рис. 8.56. Изгиб лопаток в сторону спинки в конструкции
сопловой лопатки 2-й ступени ТВД двигателя PW4168
применения лопаток с изгибом исследован
вработе специалистов «Pratt&Whitney» [8.31].
Изгиб в сторону спинки (в отличие от саблевид-
ных лопаток) показал реальный выигрыш в КПД
двухступенчатой ТВД (на турбинном стенде)
в 0,5 %.
Дугообразная выходная кромка сопловой
лопатки
Дугообразная форма выходной кромки co-
пловой лопатки A-й ступени) при практически
плоских поверхностях корыта и спинки
является достаточно распространенным видом
пространственной формы венца.
Впервые такая форма лопатки была
исследована Морганом [8.32], экспериментально полу-
чившим увеличение КПД на 0,8 %. Из работы
Моргана не следует, что такого значительного
выигрыша можно ожидать в любых условиях.
Тем не менее лопатки с различной степенью
дугообразности выходной кромки применены
в реальных конструкциях, например, в ТВД
RB211-535E4 (Rolls-Royce)-pnc. 8.66.
Следует иметь в виду, что применение любо-
го вида пространственной формы венца должно
быть обосновано с использованием численных
расчетов аэродинамики турбины и венца.
Любой из упомянутых методов может быть
эффективным только в определенных условиях, на-
пример, саблевидные лопатки получили первое
признание в паровых турбинах с относительно
низким исходным КПД. Их применение в
газовых турбинах не всегда позволяет получить
ожидаемый выигрыш, так как исходная база
(использованная в экспериментах) могла быть
достаточно низкой.
Таким же образом перераспределение
работы вдоль радиуса не является универсально
эффективным. Имеется в виду увеличение угла
поворота потока в среднем сечении (в котором
отсутствуют вторичные потери) и уменьшение
его в корневом и периферийном сечениях, т.е.
перераспределение работы в область среднего
диаметра с меньшим уровнем потерь энергии.
Если в известной работе Шлегеля [8.29] в мало-
размерной турбине удалось получить 1,8 %
увеличения КПД, то в работе специалистов
«General Electric» [8.33] все испытанные варианты
пространственного проектирования турбинной
ступени оказались хуже исходного.
Тем не менее элементы пространственного
проектирования явно видны в некоторых
современных конструкциях, например, в ТНД
семейства Trent (Rolls-Royce) (рис. 8.57, рис. 8.58).
*
Рис. 8.57. Пространственная форма сопловых и рабочих лопаток в турбине двигателя Trent 700
209

Глава 8. Турбины ГТД
Рис. 8.58. Рабочая лопатка ТНД, спроектированная Rolls-
RoyceATR в ходе реализации одной из европейских техноло-
логических программ (ANTLE) [8.5]
Применение достаточно сложной простран-
ственной формы венца неизбежно приводит
к технологическим сложностям при его
производстве. Поэтому необходима оценка
целесообразности применения пространственной формы
с учетом увеличения себестоимости
производства, т.е. по критерию
стоимость-эффективность.
8.2.10. Экспериментальное обеспечение
аэродинамического проектирования
Основные рабочие инструменты для
проектирования - одномерное моделирование и мно-
гомерное численное моделирование невязкого
и вязкого потока в проточной части - не
обеспечивают необходимой точности результатов.
Это следствие приближенности самих моделей
(все они сохраняют большой потенциал
совершенствования) и использования в них
имеющегося экспериментального опыта. Применение их
за пределами имеющегося опыта и
экспериментальной базы все еще представляет собой
значительный риск.
Именно поэтому испытания
крупномасштабных моделей или полноразмерных турбин на
специальных стендах на холодном воздухе не
только не сходят с повестки дня, но и
приобретают все большие масштабы. Даже для ТНД,
испытания которых требуют особенно высоких
затрат, строятся полноразмерные натурные
стенды. (Из-за высокой пропускной
способности и высоких степеней расширения ТНД
необходимо обеспечить значительно больший
расход воздуха и сжать его до значительно больше-
го давления, чем при испытаниях ТВД).
GE Aircraft Engines, в свое время проведя
испытания ТНД проектов E3 и GE90-85B с
моделированием соответственно 2/3 и 3/4, в 2002 г.
построила новый автономный стенд для
испытаний полноразмерных ТНД [8.34]. MTU
испытывает полноразмерные ТНД своей разработки
(и, в частности, ТНД GP7200) на стенде Штут-
гартского университета [8.35]. Компания «Rolls-
Royce» испытывает все новые ТВД и ТНД ce-
мейства Trent на автономных стендах на холод-
ном воздухе [8.4]. Такие же испытания проходят
все новые турбины семейства двигателей малой
тяги BR700 [8.28].
В качестве дальнейшего развития
экспериментальной базы создаются новые стенды -
с имитированием переходного канала и первого
соплового аппарата ТНД (стенд GE для ТВД
GP7200), а также для испытания двухкаскадных
турбин. Это стенд GE: для испытаний
взаимовлияния ТВД и ТНД CFM56 в технологической
программе TECH56 [8.26] и стенд Rolls-Royce
для совместного испытания ТВД и ТСД Trent
500 [8.36]. Эти стенды позволяют обеспечить
наиболее близкие к действительности условия
испытания с учетом взаимодействия турбин.
Процесс разработки новых
аэродинамических технологий для турбины, несмотря на
активное вторжение в эту область численного
эксперимента, продолжает основываться на
экспериментальной проверке и отработке.
Экспериментальное исследование турбины
на стенде (рис. 8.59) проводится с целью:
1) Определения реальной аэродинамической
эффективности (КПД) и пропускной
способности турбины.
2) Определения характеристик турбины
в важном для применения диапазоне
приведенной окружной скорости и степени расширения.
3) Определения реальной аэродинамической
нагрузки отдельных ступеней и венцов, их
аэродинамических характеристик и резервов
повышения КПД.
4) Исследования работы системы
охлаждения и системы регулирования радиальных
зазоров.
5) Идентификации аэродинамических и теп-
ловых моделей турбины различного уровня для
совершенствования математического
обеспечения и использования в ходе доводки и
разработки других турбин.
Исследование полноразмерных турбин на
натурных турбинных стендах является очень
дорогостоящим делом. В России такой стенд
имеется в ЦИАМ. Он позволяет проводить
испытания как охлаждаемых, так и неохлаждае-
мых турбин.
210

8.2. Аэродинамическое проектирование турбины
4 гребенки датчиков
полного давления
и температуры на входе
Сечения траверсирования
потока по площади
Измерение статического .
давления на стенке
Радиальное
траверсирование
±
Датчики полного давления
на входных кромках CA
Измерение статического
давления на стенке
Л
4 гребенки датчиков
полного давления и температуры
Рис. 8.59. Турбинный стенд для испытаний турбин на холодном воздухе (испытание ТНД BR715- Rolls-Royce [8.28]
В ходе доводки двигателя исследование
аэродинамических параметров турбины
проводится обычно на натурных двигателях и
газогенераторах. Хотя область исследуемых режимов
при этом ограничена близостью крабочей
точке, эти испытания являются часто единственно
возможными по условиям стоимости.
Основные условия моделирования
аэродинамических процессов в турбине и зависящих от
них процессов теплопередачи сводятся к
обеспечению геометрического, кинематического и ди-
намического подобия турбин
экспериментального и стандартного двигателей, а именно:
1) Подобие геометрических параметров,
определяющих геометрическое подобие
проточной части турбины испытываемого и
стандартного двигателя.
2) Равенство критериев подобия,
характеризующих процесс расширения газа в турбине
(чисел Маха, Рейнольдса - Re, показателя изо-
энтропы расширения К = CplCv).
3) Подобие треугольников скоростей,
обеспечивающих кинематическое подобие режима
турбины.
4) Подобие полей параметров в
испытываемой и стандартной турбинах.
Требование геометрического подобия
обеспечивается использованием натурных
газогенераторов и двигателей с натурным рабочим те-
лом (равенство К) на режимах работы,
соответствующих реальным или близким к ним по
уровню давления газа (равенство Re).
Для обеспечения подобия треугольников
скоростей и чисел Маха в проточной части
необходимо обеспечение равенства степени
расширения по полному давлению на турбине
GГТ* = Ро*/Рт*) и приведенной частоты вращения
nnp = п/(Го*H'5.
Равенство этих критериев подобия
обеспечивает:
- одинаковое относительное распределение
удельной работы по лопаточным венцам;
- одинаковые граничные условия по
теплоотдаче от газа к деталям проточной части;
- одинаковую рабочую точку по
аэродинамическим характеристикам для
экспериментальной и стандартной турбины.
Равенство полей параметров обеспечивается
за счет равенства критериев подобия и
использования камеры сгорания с характеристиками,
соответствующим стандартным.
Идентификация математических моделей
течения в проточной части турбины
осуществляется по измеренным статическим давлениям
в осевых зазорах проточной части (рис. 8.60)
и измеренной степени расширения на каждой
ступени.
Идентификация осуществляется за счет
подбора минимальных площадей лопаточных
венцов и коэффициентов потерь в них для
согласования распределения по ступеням полных и
статических давлений в модели и в эксперименте.
Объектом идентификации являются
аэродинамические модели (одномерная и ЗБ-Эйлер)
модели проточной части турбины. После
идентификации эти модели могут быть использова-
ны для:
- анализа аэродинамической эффективности
турбины и разработки мероприятий по ее
усовершенствованию ;
211

Глава 8. Турбины ГТД
Рис. 8.60. Измерение и приведение (к полному
давлению на входе в турбину) статических
давлений в осевых зазорах на верхнем и нижнем
диаметрах проточной части [8.27]
- прогноза ее характеристик в других
условиях работы или эксплуатации;
- сопровождения доводки и эксплуатации
турбины (при анализе возникающих проблем,
разработке модификаций и так далее).
МЭ
Отрыв потока
Рис. 8.61. Сравнение расчетной и
экспериментальной (шлирен-фотография) кар-
тины течения в лопаточной решетке [8.27]
В эксперименте возможна и качественная
идентификация моделей Навье-Стокса (рис. 8.61)
по их прогнозной способности по предсказанию
отрыва потока на профиле.
Контрольные вопросы
1. Какие параметры турбины выбираются на
этапе одномерного проектирования на среднем
диаметре?
2. Какие соображения являются
определяющими при выборе осевых зазоров между лопат-
ками ротора и статора в турбине?
3. Какие характеристики турбины и ее
элементов могут быть получены использовании
2Б-моделей Эйлера и Навье-Стокса?
4. Какие проблемы ограничивают
применение моделей Навье-Стокса при проектировании
турбин?
5. Назовите конструктивные методы
реализации пространственной формы лопаточного
венца в турбинах.
6. Какие задачи решаются при
экспериментальном исследовании турбин?
Список литературы
8.1. Fabrycky W. Life-Cycle Costs and Economic Analy-
sis/W. Fabrycky, В. Blanchard. ISBN 0-13-538323-4,
Prentice Hill, New Jersey, 1991.
8.2. Beatty R.F. Turbomachinery Design Process
Improvements Produce More Robust Machine / R.F. Beatty,
G.H. Prueger AIAA 2000-3876, 36th Joint Propulsion
Conference and Exhibit, 2000.
8.3. Core Competency. Aviation // Week&Space Techno-
logy.-2003.-Sept. 1.
8.4. Gonzalez P. Advanced Low Pressure Turbine Design
for a High By-Pass Ratio Aero Engine / P. Gonzalez, I. Ulizar.
ISABE2001-1061.
8.5. Vazquez R. High Stage Loading Low Pressure
Turbine. A New Proposal for an Efficiency Chart / R. Vazquez,
D. Cadrecha, D. Torre. GT2003-38374, ASME TURBO EXPO
2003.
8.6. Абианц B.X. Теория авиационных газовых турбин /
В.Х.Абианц.-М., 1979.
8.7. Meece C.E. Gas Turbine Technologies of the Future /
C.E. Meece. ISABE 95-7006, 1995.
8.8. Хорлокк Дж.Х. Осевые турбины / Дж.Х. Xop-
локк. - M.: Машиностроение, 1972.
8.9. NASA7P&WA Energy Efficient Engine. High Pressure
Turbine Detailed Design Report. NASA CR-165608, 1984.
8.10. NASA/GE E3 - Flight Propulsion System Final
Design and Analysis. NASA CR-168219, 1985.
212

8.3. Охлаждение деталей турбины
8.11.Гостелоу Дж. Аэродинамика решеток турбома-
шин / Дж. Гостелоу. - M.: Мир, 1987.
8.12. Kecker S.C. A Mean Line Prediction Method for
Axial Flow Turbine Efficiency / S.C. Kecker, U. Okapuu. ASME
Paper No. 81-GT-58. (Энергетические машины и установ-
КИ.-1982.-Т. 1О4.-№1).
8.13. Мухтаров M.X. Методика оценки потерь в
проточной части осевых турбин при расчете их
характеристик / M.X. Мухтаров, В.И. Кричакин // Теплоэнергетика. -
1969.-№7.
8.14. Cherry D.G. The Aerodynamic Design and
Performance of the NASA/GE E3 Low Pressure Turbine / D.G. Cherry.
AIAA Paper. - 1984.. - № 1162.
8.15. Газодинамический расчет и характеристики тур-
бины вентилятора двигателя E3 фирмы Дженерал
Электрик // Новости зарубежной науки и техники. Серия Авиа-
ционное Двигателестроение. - 1985. - № 3.
8.16. Moustapha S.H. An Improved Incidence Losses
Prediction Method for Turbine Airfoils / S.H. Moustapha,
S.C. Kacker, B. Tremblay. Presented at the Gas Turbine and
Aeroengine Congress and Exposition. June 4-8, 1989, Toronto,
Ontario, Canada.
8.17.Богод А.Б. Повышение точности исокращение
времени при численном исследовании трансзвуковых
течений газа в решетках турбомашин / А.Б. Богод, A.B. Гра-
новский, A.M. Карелин // Теплоэнергетика. - 1986. - № 8. -
С. 48-52.
8.18. Mathematical Models of Gas Turbine Engines and
their components. AGARD Lecture Series, AGARD-LS-198,
1994.
8.19. Denton G.D. The Use of Distributed Body Force to
Simulate Viscouse Flows in 3-D Flow Calculations / G.D. Den-
ton. ASME Paper #86-GT-144, 1986.
8.20. Dunn M.G. Convective Heat Transfer and
Aerodynamics in Axial Flow Turbines / M.G. Dunn 2001-GT-0506.
Proceedings ofASME TURBOEXPO 2001.
8.21. NASA^WA Energy Efficient Engine. Low Pressure
Turbine Subsonic Cascade Component Development and
Integration Program. NASA CR-165592, 1982.
8.22. NASA^WA Energy Efficient Engine. High Pressure
Turbine Supersonic Cascade Technology Report. NASA CR-
165567,1981.
8.23. Horlock J.H., Denton J.D. // A Review of some
design practice using CFD and a current perspective. GT2003-
38973. ASME TURBO EXPO 2003.
8.24. Карелин A.M. Построение решетки турбинных
профилей на основе рациональных параметрических
кривых / A.M. Карелин // ЦИАМ. Труды № 1234. - С. 79-89.
8.25. Безье П. Геометрические методы / П. Безье. - M.:
Мир, 1989.
8.26. An organization with legs (International Aero
Engines) // Air Transport World, October 2002.
8.27. Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st
Century - A Vision into the Future / M.J. Benzakein ISABE-2001-
1005.
8.28. Malzacher F.J. Aerodesign and Testing of an Aero-
Mechanically Highly Loaded LP Turbine / F.J. Malzacher,
J. Gier, F. Lippl. GT2003-38338, ASME TURBO EXPO 2003.
8.3. Охлаждение деталей турбины
Система охлаждения является в настоящее
время неотъемлемой частью конструкции лю-
бой современной турбины. В ТВД охлаждаются
все лопатки, роторы, корпуса, в ТНД - роторы,
корпуса и достаточно часто - лопатки
первых ступеней. Непрерывное совершенствование
и усложнение технологий охлаждения является
обязательным условием реализации
конкурентоспособной конструкции турбины -
конструкции, в которой при увеличении температуры
перед турбиной расход воздуха на охлаждение
не перекрывает выигрыш в удельных
параметрах двигателя, а ресурс деталей турбины
соответствует требованиям заказчиков.
8.3.1. Тепловое состояние
элементов турбин
На современных гражданских ТРДД
большой тяги уровень температуры газа перед
турбиной практически сравнялся с уровнем темпе-
ратуры перед турбиной военных ТРДД.
Максимальная температура газа перед ротором ТВД
достигает1700...1850К.
Двигатели для ближне-среднемагистральных
самолетов (CFM56, V2500) имеют существенно
меньший уровень температуры.
Рабочие и сопловые лопатки турбины
работают в непосредственном соприкосновении
с высокотемпературным газом, при этом
допустимая температура лопаточных сплавов ниже
рабочих температур газа перед каждым венцом
на 2ОО...5ОО°С. Наибольшую трудность пред-
ставляет обеспечение надежности рабочих ло-
паток, особенно в турбине высокого давления.
Они наряду с сопловыми лопатками
подвержены термической усталости, вибрации,
газовой коррозии и эрозии, действию газовых на-
грузок. Кроме того, рабочие лопатки
подвергаются действию центробежных сил. С учетом
всего этого для надежной работы средняя тем-
пература металла лопаток не должна превышать
9ОО...1ООО°С, а максимальный уровень -
1100 °С. Уровень допустимых рабочих темпера-
тур непосредственно зависит от характеристик
применяемого материала лопаток.
Непосредственному воздействию газа
подвержены также некоторые роторные и статор-
213

Глава 8. Турбины ГТД
ные детали турбины: корпуса, ободная часть
дисков, лабиринты и другие, менее нагружен-
ные детали. Для обеспечения их надежной
работы в течение заданного ресурса применяются:
- специальные жаропрочные, жаростойкие
и коррозионно-стойкие сплавы, способные
сопротивляться сульфидно-оксидной коррозии;
- изготовление лопаток методом
направленной кристаллизации или из монокристалла;
- покрытия для повышения жаростойкости
материала (например, из окиси алюминия);
- металлические многокомпонентные
покрытия для повышения коррозионной
жаростойкости материала, например, покрытие из четырех
компонентов (никель - хром - алюминий -
иттрий);
-теплозащитные покрытия из керамических
материалов с низкой теплопроводностью - для
снижения теплового потока в металл лопатки;
-различные схемы воздушного (для про-
мышленных турбин иногда даже парового)
охлаждения.
Оптимальная с точки зрения стоимости
жизненного цикла двигателя конструкция турбины
подразумевает оптимальное сочетание всех
перечисленных выше основных способов
обеспечения работоспособности. Применение
дорогостоящих жаропрочных сплавов увеличивает
стоимость материала, но уменьшает
потребность в охлаждении. Применение более
сложной и эффективной системы охлаждения
турбинной лопатки увеличивает ее себестоимость,
но позволяет использовать менее дорогие
материалы.
Проектирование оптимальной системы
охлаждения предполагает последовательное
нахождение обоснованного компромисса на всех
стадиях реализации проекта.
8.3.1.1. Принципы охлаждения
Наиболее популярной системой охлаждения
современных турбин является схема открытого
(с выпуском охладителя в проточную часть
турбины) воздушного охлаждения. Для охлаждения
турбины может использоваться воздух,
отбираемый за КВД или за одной из его ступеней. Для
наружного охлаждения корпусов турбины
(и управления радиальными зазорами) исполь-
зуется воздух из-за КНД или из-за вентилятора.
С точки зрения общей эффективности турбины
в двигателе обычно необходимо проектировать
систему охлаждения во-первых, с минимальным
расходом охлаждающего воздуха, а во-вторых,
с использованием по мере возможности отбора
воздуха из-за промежуточных ступеней ком-
прессора.
Уменьшение расхода воздуха на охлаждение
турбины может быть достигнуто:
- формированием оптимальной радиальной
эпюры температуры газа за КС;
- уменьшением окружной неравномерности
температуры за КС;
- применением аппарата закрутки для
закрутки воздуха в направлении вращения диска
на входе в ротор ТВД (при этом снижается тем-
пература охлаждающего воздуха);
- предварительным охлаждением воздуха
в воздухо-воздушном теплообменнике,
установленном в наружном контуре ТРДД (такая схема
реализована на двигателях Д-30Ф6 иАЛ-31Ф)
или (в случае промышленного двигателя)
выведенном за пределы двигателя и обдуваемого
электровентилятором;
- уменьшением утечек охлаждающего
воздуха в проточную часть турбины;
-увеличением эффективности системы
охлаждения лопаток;
-уменьшением потерь давления охлаждаю-
щего воздуха при подводе к лопаткам (это по-
зволяет сохранить и эффективно использовать
потенциал давления охлаждающего воздуха
непосредственно в лопатках).
Существует общепринятая характеристика
эффективности системы охлаждения -
относительная эффективность охлаждения,
оценивающая совершенство системы и позволяющая
определить температуру лопатки при известном
расходе воздуха. Относительная эффективность
охлаждения является отношением реального
понижения температуры металла лопатки Gл)
относительно газа Тт к максимально
возможному понижению - до температуры охлаждающе-
го воздуха (Гв). Соответственно, относительная
эффективность охлаждения определяется по
формуле:
е = (Гг-Гл)/(Гг-Гв).
На рис. 8.62 представлен прогресс в области
эффективности охлаждения (за счет
конструктивного совершенствования схем охлаждения).
На рис. 8.63 приведены приближенные
зависимости средней (по сечению лопатки)
относительной эффективности охлаждения для
конвективного и конвективно-пленочного охлаждения.
214

8.3. Охлаждение деталей турбины
КОНВЕКТИВНО
ПЛЕНОЧНОЕ
О
2500
о
О
CL
О
ё
fi- 2000
а
ш
a
ш
<
0_
>>
E
Ш
1500
1000
ПЕРСПЕКТИВНОЕ
ОХЛАЖДЕНИЕ
БЕЗ ОХЛАЖДЕНИЯ
МОНОКРИСТАЛЛИЧЕСКИЕ
МАТЕРИАЛЫ
КОНВЕКТИВНОЕ
с<°А
■ния >д^
материал лопатки
S' температура плавления
Рис. 8.62. Увеличение температуры газа перед ротором турбины [8.1]
1
5 G, %
Рис. 8.63. Относительная эффективность
охлаждения для среднего сечения рабочей лопатки: 1 -
конвективное охлаждение; 2 -конвективно-пле-
ночное охлаждение
Для больших расходов воздуха конвективная
схема реализуется с трудом (из-за ограничений
по пропускной способности лопатки). При ма-
лых расходах воздуха трудно реализовать пле-
ночное охлаждение (из-за нехватки воздуха на
пленку).
Для ориентировочных расчетов может быть
использована обобщающая формула для оценки
эффективности охлаждения лопатки в
зависимости от расхода охлаждающего воздуха:
9 = Gfio / (Gbo + 3,5),
где GBo - расход охлаждающего воздуха, %.
Относительная эффективность охлаждения
может определяться для любого места профиля
(например, для входной кромки) или как
средняя величина по сечению профиля лопатки.
0 определяется соотношением коэффициентов
теплоотдачи от газа к лопатке и от лопатки
к охлаждающему воздуху. На коэффициент теп-
лоотдачи от газа повлиять довольно сложно,
хотя повышение аэродинамического совершенства
лопаток позволяет снизить уровень скоростей
на профиле и коэффициент теплоотдачи к нему.
Однако решающее влияние на относительную
эффективность охлаждения оказывает
интенсивность внутренней теплоотдачи лопатки - от
металла к охлаждающему воздуху.
Расход охлаждающего воздуха в лопатку
(как и на другие детали турбины) обычно
измеряется в относительных величинах - в
процентах от расхода воздуха на входе в КВД.
Сравнение различных конструкций лопаток наиболее
информативно по относительной
эффективности охлаждения при одинаковом относительном
расходе охлаждающего воздуха.
Однако всегда более высокая интенсивность
внутренней теплоотдачи (которая обеспечивает
более высокую эффективность охлаждения)
достигается за счет более высоких потерь пол-
ного давления в самой лопатке. А увеличение
давления на входе в лопатку всегда связано
с увеличением паразитных утечек охлаждающе-
го воздуха в системе подвода.
8.3.2. Конвективное, пленочное
и пористое охлаждение
Конвективное охлаждение деталей турбины
реализуется путем съема тепла потоком воздуха
с внутренних поверхностей охлаждающих
каналов в лопатках и других деталях с последую-
215

Глава 8. Турбины ГТД
щим выпуском воздуха в проточную часть.
Воздух обычно выпускается в проточную часть
в зоны с относительно низким давлением газа
(в области выходной кромки или в область
верхнего торца лопатки за гребешками ушют-
нения). Поэтому конвективная схема допускает
достаточно интенсивное использование запаса
по давлению во внутренних каналах деталей
и применение достаточно значительных
гидравлических сопротивлений для интенсификации
теплоотдачи на внутренних поверхностях
деталей.
Конвективный теплообмен вносит
важнейший вклад в эффективность системы
охлаждения любой лопатки с интенсивным
использованием пленки на наружной поверхности фис. 8.64,
8.66, 8.67).
Наиболее эффективный метод конвективного
охлаждения - струйный, когда струи из
отверстий в промежуточной стенке или дефлекторе
натекают на противостоящую поверхность
и обеспечивают очень высокую теплоотдачу
в пятне контакта. Хотя с удалением от центра
струи теплоотдача быстро падает, в целом
струйное охлаждение считается наиболее
эффективным по сравнению с другими способами
конвективного охлаждения. На рис. 8.64
показана типичная система охлаждения сопловой
лопатки, в которой используются все основные
виды охлаждения.
Воздух, проходящий через отверстия 1 в
дефлекторе 2, обеспечивает струйное охлаждение
внутренней поверхности стенки лопатки 3.
Оставшийся потенциал по давлению воздуха ис-
пользуется для организации пленочного
охлаждения стенки через отверстия 4. Выступы 5 на
дефлекторе удерживают его на требуемом
расстоянии от стенок лопатки и одновременно
создают штырьковую матрицу для турбулиза-
ции потока и увеличения конвективного съема
тепла со стенки в полости между дефлектором
и стенкой.
Увеличение интенсивности теплоотдачи за
счет турбулизации потока в канале с помощью
массива штырьков (см. рис. 8.64, 8.66)
применяется как в сопловой, так и в рабочей лопатках.
Недостатком штырьковой матрицы является
относительно высокое гидравлическое
сопротивление, так как она обеспечивают высокую теп-
лоотдачу за счет создания гидравлического
сопротивления для всего потока в охлаждающем
канале.
Однако наибольшее сопротивление теплооб-
мену воздуха со стенкой лопатки оказывает по-
граничный слой, который имеет наименьшую
скорость за счет торможения у стенки и,
соответственно, наибольшее термическое
сопротивление. Поэтому столь широкое распространение
в лопатках получил такой способ увеличения
интенсивности конвективного теплообмена, как
/
Рис. 8.64. Схема конвективно-пленочного охлаждения стенки сопловой лопатки: 1 - отверстия в дефлекторе;
2 - дефлектор; 3 - стенка лопатки; 4 - отверстия в стенке лопатки; 5 - штырьки
216

8.3. Охлаждение деталей турбины
разрушение пограничного слоя с помощью при-
стеночных поперечных ребер (см. рис. 8.65).
Поток воздуха вдоль стенки 1 охлаждающего
канала натекает на ребра-турбулизаторы 2
с отрывом потока в точке 3 и образованием зо-
ны возвратного течения 4. Поток вновь
присоединяется к стенке в точке 5 и повторяет цикл
отрыва на следующем ребре. Экспериментально
установлены оптимальные соотношения высоты
ребер h и шага ребер t для различной высоты
канала и параметров потока (числа Рейнольдса).
Охлаждающий
воздух
-*
Основной поток воздуха
Т////П7777Т/////////////777777
Рис. 8.65. Интенсификация теплообмена с помощью турбу-
лизирующих ребер: 1 - стенка; 2 - ребро; 3 - точка отрыва;
4 - зона возвратного течения; 5 - точка присоединения
Основной поток при этом не затрагивается,
и увеличение гидравлического сопротивления
для всего потока вполне приемлемо.
Максимально (судя по экспериментам на круглых
трубах) коэффициент теплоотдачи может возрасти
в 3 раза за счет пристеночной интенсификации.
Следует иметь в виду, что во всех случаях
коэффициент гидравлического сопротивления для
потока в канале возрастет в большей степени,
чем коэффициент теплоотдачи.
Ребра обычно выполняют под углом 30...45
градусов к направлению потока для
уменьшения коэффициента гидравлического
сопротивления (при этом реализуется наиболее выгодное
соотношение между увеличением теплоотдачи
и увеличением гидравлического
сопротивления). Существуют оптимальные величины
высоты и шага ребер для различной высоты канала
и различных чисел Рейнольдса.
В основной на сегодняшний день схеме
охлаждения рабочих лопаток - петлевой с
многочисленными «ходами» охлаждающего воздуха
(подробно рассмотренными в следующем
разделе) используются оба основных способа
конвективного охлаждения. Это струйное
охлаждение внутренней поверхности входной кромки
через литые отверстия во внутренней стенке
и течение в длинных (с многочисленными
поворотами на 180 градусов) внутренних каналах
(рис. 8.67) с поперечными пристеночными реб-
рами.
Пленочное охлаждение деталей
подразумевает вторичное использование воздуха после
конвективного охлаждения - выпуск его на
омываемую газом поверхность лопатки для
создания защитной пленки между газом и метал-
лом. Пленочное охлаждение наиболее
эффективно при выпуске воздуха на наиболее
нагретые поверхности лопатки - входную кромку,
вогнутую поверхность рабочей лопатки и так
далее. Выпуск воздуха в эти зоны требует
сохранения достаточно высокого потенциала по
давлению, т.е. умеренного использования его
запаса по давлению конвективного охлаждения.
Сопловые лопатки 1-й ступени ТВД
обладают наиболее развитой системой конвективно-
пленочного охлаждения. В конструкции сопло-
вой лопатки использованы все типы
конвективного охлаждения (рис. 8.66):
- струйное охлаждение стенок через
дефлекторы 1 в передней и задней полостях;
- штырьковая матрица 2 в районе выходной
кромки;
- поперечные пристеночные ребра 3 в
центральном канале;
а также пленочное охлаждение входной кром-
ки 4, корыта 5 и нижних полок 6.
На рис. 8.67 показано развитие системы
охлаждения рабочих лопаток Rolls-Royce от одно-
ходовой конвективной схемы 1 к одноходовой
конвективно-пленочной 2 (с пленкой на
входной кромке и на корыте выходной кромки) и за-
тем к многоходовой конвективной 3 с
интенсивным пленочным охлаждением.
Пленочное охлаждение дополнительно
интенсифицирует отвод тепла от металла за счет
создания дополнительных поверхностей
охлаждения в отверстиях для выпуска воздуха на
поверхность лопатки. В сопловых лопатках
первых ступеней высокотемпературных турбин
применяется практически сплошное пленочное
217

Глава 8. Турбины ГТД
1
охлаждающий ^
водцух
охлаждающий
воздух
Рис. 8.66. Схема конвективно-пленочного охлаждения сопловой лопатки 1-й ступени RB211-535E4
Rolls-Royce[8.2]: 7-дефлекторы; 2-штырьковаяматрица; З-пристеночныеребра; 4-входная
кромка; 5 - корыто; 6 - нижняя полка
охлаждающий воздух
низкого давления
охлаждающий воздух
высокого давления
<M
i
Рис. 8.67. Развитие схем охлаждения рабочих лопаток ТВД фирмы «Rolls-Royce» [8.2]
(печатается с разрешения Rolls-Royce plc)
218

8.3. Охлаждение деталей турбины
охлаждение. При этом дополнительный эффект
от увеличения поверхности теплообмена за счет
отверстий пленочного охлаждения может быть
очень значительным (снижение температуры за
счет этого фактора достигает 100 °С и более).
Наибольший эффект от увеличения
поверхности теплообмена теоретически может быть
достигнут при пористом охлаждении лопаток.
Пористая стенка подразумевает большую
внутреннюю поверхность охлаждения и создание
равномерной пленки на наружной поверхности.
Реализация такой схемы в ее классическом по-
нимании вряд ли возможна из-за трудностей из-
готовления и более чем вероятного засорения
рабочих каналов в стенках лопатки.
Поэтому в настоящее время реализуются бо-
лее простые варианты пористого охлаждения -
так называемый «ламиллой» (Rolls-Royce-Alli-
son) и так называемая схема проникающего
охлаждения или «лопатка с охлаждаемыми стен-
ками» (схемы таких лопаток опубликованы, на-
пример, Rolls-Royce [8.1] - рис.8.68 иЦИАМ
[8.2]-рис.8.69).
КОРЫТО
Пленочное
охлаждение
Канал
у корьгга
Цен
полость
Подача
воздуха
из-за КВД
СПИНКА
ОХЛАЖДАЕМЫЕ
СТЕНКИ
Канал
у спинки
- Охлаждающий поток ограничен горячими
стенками
- Уменьшенные потери на поворот потока
- Струйное охлаждение поверхности корыта
- Подача вдоль хорды в выходную кромку
Рис. 8.68. Перспективная схема охлаждения «лопатка
с охлаждаемыми стенками» фирмы «Rolls-Royce» [8.2]
Рад4
Рад5
РадЗ
Рис. 8.69. Поперечное сечение лопатки, разработанной в ЦИАМ с
использованием так называемой технологии «гибких стержней» [8.4].
Снизу - распределение относительной эффективности охлаждения по
сечению
219

Глава 8. Турбины ГТД
8.3.3. Гидравлический расчет систем
охлаждения
Эффективность и надежность системы охла-
ждения турбины могут быть обеспечены только
применением достоверных идентифицирован-
ных методов аналитического моделирования ее
гидравлических характеристик.
Расчет системы охлаждения сводится к опре-
делению расходов, давлений и температур ox-
лаждающего воздуха во всех элементах
системы. На стадии проектировочных расчетов
решается обратная задача, заключающаяся в выборе
геометрических размеров каналов охлаждения,
обеспечивающих требуемые расходы и
давления и наиболее рациональное их распределение
по элементам системы охлаждения.
Основные расчетные методы основаны на
положениях гидравлики, в которой движение
среды рассматривается в одномерной
постановке, без учета пространственной структуры
течения, и в качестве расчетных параметров
фигурируют интегральные параметры потока.
Система охлаждения газовой турбины
состоит из разветвленной сети каналов, по которым
протекает охлаждающий воздух. Поэтому ее
можно представить в виде графа, ветви
которого соответствуют характерным частям
охлаждающих каналов, а узлы - местам соединения
отдельных каналов в единую систему.
На рис. 8.70 показан пример построения
графа для системы охлаждения корпуса ТВД.
Каждый кружок означает полость в системе
воздушных коммуникаций, соединенную рядом
гидравлических сопротивлений с соседними по-
лостями. Двойными кружками обозначены
источники подачи охлаждающего воздуха и
конечные элементы гидравлической сети (полос-
ти, в которые сбрасывается охлаждающий
воздух, проточная часть или окружающая среда).
Для математического описания
распределения расходов воздуха по каналам системы ox-
Давление в трубе
подвода воздуха
Давление вторичного
воздуха камеры сгорания
Давления в проточной
части ТВД
Давления в проточной
части 2-й ступени ТВД
Давление
в полости под 2CA
Рис. 8.70. Конструкция и расчетная схема системы охлаждения корпуса ТВД
220

8.3. Охлаждение деталей турбины
лаждения (ветвям графа) используются
соотношения, вытекающие из первого и второго
законов Кирхгофа, атакже дополнительное
замыкающее соотношение. Согласно первому закону
Кирхгофа, в каждом узле графа должно
соблюдаться условие материального баланса, т.е. ал-
гебраическая сумма расходов должна равняться
нулю:
n
za=o.
i=\
Согласно второму закону Кирхгофа в
каждом замкнутом контуре алгебраическая сумма
перепадов давлений в ветвях должна равняться
нулю:
m
ZA^=0.
;=i
В качестве замыкающего соотношения ис-
пользуется зависимость, характеризующая для
каждой ветви графа взаимосвязь между перепа-
дом давлений, гидравлическим сопротивлением
и расходом:
APj=rrG?.
Гидравлическое сопротивление определяется
по формуле
r = bftTI2F2P,
где £, - коэффициент гидравлического
сопротивления; R - универсальная газовая
постоянная; F - площадь канала; T - средняя темпера-
тура в ветви; P - среднее давление в ветви.
Коэффициент гидравлического
сопротивления вычисляется как сумма из нескольких сла-
гаемых, соответствующих сопротивлению на
входе, выходе, сопротивлению трения, местного
сужения (расширения), поворота, подогрева
и т.д. Коэффициент гидравлического
сопротивления каждого участка вычисляется чаще всего
по экспериментально полученным обобщенным
критериальным зависимостям для различных
типов каналов - на основе задаваемых в
исходных данных геометрических параметров
каналов и вычисляемых параметров потока.
На рис. 8.71 показан пример расчетного
графа системы охлаждения ротора ТВД. Кружоч-
ками обозначаются узлы графа с указанием
номера узла и давления в нем, линиями со стрел-
ками - ветви графа с указанием расхода и тем-
пературы среды.
Математическая модель системы охлаждения
включает геометрические размеры каналов
охлаждения, граничные условия (давление и тем-
пература среды в граничных узлах графа), тем-
пературу окружающих деталей (итерационно
уточняется после тепловых расчетов).
Давление в
проточной части
Температура
воздуха (°С)
Расход воздуха (%)
Давление в полости
перед лабиринтным
уплотнением
проточной части
Рис. 8.71. Графическое представление модели системы охлаждения ТВД
221

Глава 8. Турбины ГТД
Идентификация аналитической модели
системы охлаждения конкретной лопатки или тур-
бины проводится в два этапа.
На первом этапе для уточнения модели ис-
пользуются конкретные экспериментальные
гидравлические характеристики каналов
охлаждения лопаток и отдельных элементов корпуса
и ротора (в том числе аппарата закрутки, цели-
ком соплового аппарата или ротора).
Гидравлические испытания корпусов и роторов в
собранном виде дают очень ценную информацию
о гидравлическом сопротивлении отдельных
каналов и особенно о величине утечек,
обусловленных допусками, зазорами и качеством
поверхностей реальной конструкции.
На втором этапе для идентификации
гидравлической модели системы охлаждения исполь-
зуются результаты испытаний ТВД в системе
двигателя с измерением давлений в проточной
части, в основных полостях статора и полостях,
окружающих ротор. Измеряются все расходы
охлаждающего воздуха, поступающего в
турбину (за исключением lCA, для которого это
сделать затруднительно из-за относительно малых
отношений давления охлаждающего воздуха
в системе подвода).
Для более полной информативности
испытаний проводится регулирование расходов охлаж-
дающего воздуха в коммуникациях для настрой-
L^
ки реакции модели на изменение расхода
воздуха. Полученная модель далее используется для
доводки и совершенствования турбины в
течение всего ее жизненного цикла.
Одним из путей совершенствования расчетов
систем охлаждения является проведение
гидравлических расчетов в нестационарной постановке.
Необходимость таких расчетов обусловлена тем,
что на переходных режимах распределение
расходов и давлений по элементам системы
охлаждения может существенно отличаться от
стационарного, кроме прочего за счет изменения
зазоров в лабиринтных уплотнениях. Решение задачи
в такой постановке требует проведения
совместных расчетов гидравлики системы охлаждения,
теплового и напряженно-деформированного
состояния роторных и статорных деталей.
Кроме одномерных гидравлических расчетов
системы охлаждения, возможен расчет течения
в охлаждающих каналах в двумерной и
трехмерной постановке методами вычислительной
газовой динамики. При этом может быть полу-
чена наиболее полная информация о картине
течения. На рис. 8.72 приведены результаты
расчета полости между двумя дисками в
турбине. Расчеты такого рода весьма трудоемки,
и при наличии принимаемых в расчетных моде-
лях допущений их результаты требуют
экспериментальной проверки.
.
SPEED
a.oooE^oi
7.58QE^0L
7.300E^01
6.830E^01
6 600E*0l
6.180E^0l
5.900Ef01
5.480E^0l
5.200E*0L
4.730E^01
4.B00E^01
4.0BOE^OI
3.900E*0L
3.3S0E^01
3 IOOE^QI
2,630E+01
2_400E*01
1.980E^01
I.7QQE+OI
1.28OE^O1
1 .OQQE+OL
Рис. 8.72. Поле скоростей в полости между дисками турбины,
полученное численным моделированием течения
222

8.3. Охлаждение деталей турбины
Достаточно достоверные результаты полу-
чаются лишь для простых каналов, а для
наиболее сложных, таких, как каналы системы охла-
ждения лопаток, надежность таких расчетов
в настоящий момент еще не соответствует
требованиям практики и требует дальнейшего
развития расчетных методов.
8.3.4. Методология расчета
температур основных деталей
турбин
Корректное определение температурного
состояния деталей турбины относится к числу
наиболее важных задач на этапе
проектирования.
Температурное состояние детали турбины
определяется в основном конвективным тепло-
обменом с внешней средой и контактным теп-
лообменом с сопряженными деталями.
Лучистым теплообменом в практических расчетах
можно пренебречь вследствие его
незначительности, кроме определения температуры сопло-
вой лопатки первой ступени, где его доля может
быть весьма значительна.
Основным способом определения теплового
состояния деталей турбины в настоящее время
является расчет по методу конечных элементов
(МКЭ) в двумерной (поперечное сечение ло-
патки или осесимметричное сечение ротора)
и пространственной постановке.
Задача определения стационарной темпера-
туры тела сводится крешению уравнения теп-
лопроводности (уравнения Фурье):
q = -XgradT,
где q - тепловой поток; X - теплопроводность
материала; Г-температура.
Для такого класса задач применяются
граничные условия 2-го рода - задание на
поверхности теплообмена коэффициента теплоотдачи
и температуры среды. Интенсивность
конвективного теплообмена в инженерной практике
оценивается величиной коэффициента теплоот-
дачи а:
a = qw/(T-Tf),
где T - температура; qw - удельный тепловой
поток в данной точке поверхности теплообмена.
Величина ТУдолжна быть задана по
определению и обычно представляет собой температуру
среды, омывающей поверхность теплообмена.
Основной проблемой при определении поля
температур в деталях турбин является
назначение корректных граничных условий.
Коэффициенты теплоотдачи определяются либо по эм-
пирическим зависимостям, либо по результатам
расчета параметров течения методами
вычислительной газовой динамики.
Для задания граничных условий в месте
контакта сопряженных деталей применяется
коэффициент контактного теплообмена ocCOnt
OCcont — Я cont / (Ты — Tbz),
где Ты и Tb2 - температуры металла в данной
точке поверхности теплообмена; qcont -
удельный тепловой поток.
При проектировании комбинируются
расчеты в 2D (осесимметричной) и 3D
(пространственной) постановке.
При расчетах роторов и корпусов турбины,
состоящих в основном из тел вращения, исполь-
зуются осесимметричные BD) расчетные моде-
ли, позволяющие с некоторыми допущениями
получить представление о тепловом состоянии
узла в целом. На рис. 8.73 показана осесиммет-
ричная расчетная модель ротора ТВД и
трехмерная CD) расчетная модель сектора диска
первой ступени ТВД с лабиринтом и фланцем
вала.
Для определения циклического ресурса и
радиальных зазоров проводятся расчеты теплово-
го состояния в нестационарной постановке. Для
осесимметричной модели ротора турбины
производится расчет нестационарного теплового
состояния для определения напряженного
состояния деталей турбины в типовом полетном
цикле (ТПЦ) двигателя и выбора областей для
проведения анализа в пространственной
постановке (см. рис. 8.73).
По результатам расчета теплового состояния
в ТПЦ ротора и корпуса определяются их
радиальные перемещения, необходимые для
расчета радиальных зазоров в турбине (одного из
основных факторов, влияющих на ее КПД).
На рис. 8.74 показано изменение частоты
вращения ротора высокого давления в ТПЦ двига-
теля пассажирского самолета.
Сочетание нестационарного осесимметрич-
ного расчета ротора в целом и трехмерного
анализа его наиболее критичных зон (детали с
отверстиями подвода воздуха, замковые части
дисков и т.п.) позволяет оптимизировать детали
так, чтобы получить циклический ресурс всех
частей турбины не ниже, чем в наиболее нагру-
женном месте ротора (обычно ступица диска),
223

Глава 8. Турбины ГТД
Рис. 8.73. Расчетная схема ротора ТВД для расчета методом конечных элементов в осесимметричной постановке
и выделенная из ротора 3D модель диска 1-й ступени (с сопряженными фланцами дефлектора и вала)
11500
10500
ю
о
g= 9500
8500
\
р
1
1
700
О
о
<в
Q.
Ф
Ф
500
2000 4000 6000
Время, с
8000
2000 4000 6000
Времяр с
8000
Рис. 8.74. Изменение частоты вращения ротора ТВД
в типовом полетном цикле двигателя
и обеспечить приблизительно равные запасы по
статической прочности в деталях.
Использование комбинированных BD/3D)
расчетов позволяет значительно сократить
трудоемкость и время проектирования турбины.
При проектировании деталей ротора
турбины требуется получить минимально возможные
градиенты температуры, определяющие общий
уровень температурных напряжений в детали.
Для диска турбины это разница температур ме-
жду ступицей и ободом диска. Наибольших
величин температурные градиенты достигают на
переменных режимах работы (взлет, снижение),
Рис. 8.75. Изменение температуры диска 1-й ступени ТВД
в типовом полетном цикле двигателя
что вызвано различными темпами прогрева
и охлаждения разных частей ротора.
На рис. 8.75 показано изменение температу-
ры обода и фланца диска турбины в ТПЦ. Темп
прогрева характеризуется величиной,
называемой постоянной времени т:
т = mc/(aF),
где m - масса; с - удельная теплоемкость
материала; а - коэффициент теплоотдачи; F - пло-
щадь поверхности.
Следовательно, более массивные части (сту-
пица диска) ротора или части с меньшим
значением а будут прогреваться и остывать медлен-
224

8.3. Охлаждение деталей турбины
а
ш
l.t [ ЦЩУШцццттуитШУ1
^c^+w.
Рис. 8.77. Стационарное поле температур ротора турбины
на крейсерском режиме
Рис. 8.76. Нестационарное поле температур ротора турбины на взлете (а) и на снижении (б) режима
нее, а части с меньшей массой (обод и фланцы
диска) или с большим а - быстрее.
Ha рис. 8.76 показаны нестационарные oce-
симметричные поля температур в турбине на
переходных режимах (взлет и снижение), на-
глядно демонстрирующие разные темпы про-
грева и охлаждения ободной и ступичной части
дисков.
На рис. 8.77, 8.78 приведено стационарное
поле температур на крейсерском режиме.
Необходимо избегать появления зон со
значительными локальными температурными гра-
диентами, обусловленными наличием
застойных, невентилируемых зон, не иметь участков
с увеличенной скоростью течения воздуха. Это
требование не всегда выполнимо по
конструктивным соображениям (например, для
отверстий и каналов подвода охлаждающего
воздуха), но необходимо конструктивными мерами
минимизировать их влияние.
8.3.5. Расчет полей температур
в лопатках
Сопловые ирабочие лопатки турбины
являются наиболее теплонапряженными деталями
двигателя и потому практически определяют как
межремонтный, так и общий ресурс двигателя.
Наиболее информативным методом
определения теплового состояния охлаждаемой лопат-
ки является тепловой расчет в трехмерной
постановке. Ввиду его сложности и трудоемкости,
а также определенных методических проблем
в достоверном определении граничных условий
на стадии проектировочных расчетов в
основном используются двумерные расчеты
температурных полей в сечениях лопаток.
Рис. 8.78. Стационарное поле температур
3D модели замкового соединения диска
1-й ступени ТВД на взлетном режиме
225

Глава 8. Турбины ГТД
В настоящее время основным методом чис-
ленного решения тепловых задач является метод
конечных элементов, позволяющий очень точно
моделировать геометрию расчетной области
и граничные условия. Математически задача
сводится к решению уравнения тешюпроводно-
сти в плоской двумерной постановке с гранич-
ными условиями третьего рода (температура
среды и коэффициент теплоотдачи на границе
расчетной области). В качестве расчетных сече-
ний берутся плоские сечения пера лопатки на
нескольких значениях радиуса (обычно от 3 до
7 сечений на пере). Конечно-элементная сетка на
расчетной области обычно строится
автоматически с использованием какого-либо готового
пакета или программы. На рис. 8.79 приведен при-
мер сетки для сечения рабочей лопатки.
Рис. 8.79. Конечно-элементная сетка сечения рабочей
лопатки
Численное решение задачи теплопроводно-
сти методом конечных элементов к
настоящему времени достаточно хорошо разработано,
и трудностей не представляет. При
практическом решении конкретных задач основные
сложности возникают при задании граничных
условий; необходимо в каждом граничном узле
сетки задать коэффициент теплоотдачи и тем-
пературу среды.
Различают внешние границы расчетной
области со стороны газа и внутренние границы со
стороны охлаждающего воздуха. Граничные
условия со стороны газа задают по двум методи-
кам. Первая заключается в получении локально-
го распределения коэффициента теплоотдачи
и температуры газа методами
вычислительной газовой динамики и привязке их значений
к граничным узлам сетки. Корректное
вычисление этих параметров само по себе является
сложной задачей и требует настройки
расчетных моделей по результатам экспериментов
и дальнейшего совершенствования расчетных
методов. По второй методике, более простой
и проверенной, границу со стороны газа
разбивают на характерные зоны теплоотдачи
(входная кромка, корыто, спинка, выходная кромка),
в каждой из которых коэффициент теплоотдачи
вычисляется по критериальным зависимостям,
полученным в эксперименте. Их общий вид:
Nu = A Re",
где Nu - число Нуссельта; Re - число Рей-
нольдса; A, n - коэффициенты, зависящие от
геометрии лопаточной решетки.
В пределах зоны коэффициент теплоотдачи
может быть постоянным или изменяться по
какой-нибудь простой зависимости. Температура
газа во всех зонах задается (по результатам
аэродинамического расчета проточной части
турбины) равной температуре на входе в лопа-
точный венец (так как именно через нее
вычислялись экспериментальные коэффициенты теп-
лоотдачи, входящие в критериальные
зависимости).
Для рабочих лопаток температура газа на
корыте задается больше, чем на спинке, с учетом
эффекта сегрегации. Для сопловых и рабочих
лопаток температура газа задается с учетом
радиальной, а для сопловых - и окружной
неравномерности температуры газа за камерой сго-
рания.
Внутренние границы расчетной области со
стороны охлаждающего воздуха также
разбиваются на характерные зоны, коэффициент теп-
лоотдачи в которых вычисляется по
критериальным зависимостям аналогичного вида. При
этом используются зависимости для различных
типов течения: струйный обдув входной кром-
ки, гладкий канал, каналы с различного вида
интенсификаторами теплообмена и другие.
На рис. 8.80 показано расположение зон теп-
лоотдачи в сечении рабочей лопатки.
Распределение расходов охлаждающего
воздуха и его температуры по элементам
внутренней полости лопатки, соответствующие зонам
теплоотдачи, задается на основе результатов
предварительного гидравлического расчета
системы охлаждения лопатки.
Лопатки с пленочным (заградительным) ox-
лаждением имеют свои особенности расчета.
Наличие отверстий перфорации и теплосъем
226

8.3. Охлаждение деталей турбины
в них учитываются или введением дополни-
тельных зон теплоотдачи внутри расчетной
области в местах расположения рядов
перфорации, или заданием в этих местах стоков тепла.
Влияние выдуваемого воздуха на теплоотдачу
со стороны газа учитывается снижением темпе-
ратуры газа вблизи поверхности лопатки,
которое численно характеризуется значением
эффективности пленки:
б = (Гг - Tu)/(Tr - Гв),
где Э как функция параметров выдува и
расстояния от ряда перфорации может быть
вычислена по эмпирическим формулам.
Теплофизические свойства материала - теп-
лопроводность и теплоемкость, задаются как
функция температуры.
Рис. 8.80. Расположение зон теплоотдачи в сечении
рабочей лопатки
Теплозащитное покрытие, наносимое на
внешнюю поверхность лопатки, в расчете
учитывается или непосредственно построением на
нем конечно-элементной сетки или пересчетом
коэффициента теплоотдачи со стороны газа по
формуле
a' = (l/oc + 5A)~1,
где 8 и X - толщина и теплопроводность тепло-
защитного покрытия.
Для определения температурного состояния
лопатки на переходных режимах проводится
нестационарный расчет. Граничные условия
задаются такие же, как в стационарном расчете, но
как функция времени. При этом не
рекомендуется пользоваться квазистационарными гранич-
ными условиями, так как запаздывание темпе-
ратуры охлаждающего воздуха может достигать
величины, соизмеримой с постоянной времени
лопатки, а относительный расход охлаждающе-
го воздуха на переменных режимах может
отличаться от стационарного на 10...15 %.
■
1О6Ч
1047
1021
-
■'
вза
Рис. 8.81. Температурное поле в сечении рабочей лопатки
На рис. 8.81 приведены результаты расчета
рабочей лопатки 1-й ступени в виде изотерм
температурного поля.
Контрольные вопросы
1.Что такое относительная эффективность
охлаждения?
2. В чем различие между конвективным,
пленочным и пористым охлаждением?
3. Назовите пути снижения расхода воздуха
на охлаждение турбины.
4. Каким образом может быть
идентифицирована математическая модель, описывающая
распределение охлаждающего воздуха во
внутренних полостях лопаток?
5. В каких случаях при расчете тепловых по-
лей в деталях роторов турбин могут быть ис-
пользованы осесимметричные 2D модели, и в
каких требуется применение 3D моделей?
6. На каких режимах работы двигателя
градиенты температур в дисках турбины достигают
наибольших значений?
7. Как при расчете теплового состояния ло-
паток задаются условия теплообмена лопатки
с газом и охлаждающим воздухом?
Список литературы
8.1.Dailey G.M. Design and Calculation Issues. Aero-
Thermal Performance of Internal Cooling Systems in Turbo-
machines / G.M. Dailey. Lecture Series 2000-03. Von Karman
Institute for Fluid Dynamics, 2000.
8.2. Иванов М.Я. Проблемы создания высоко-темпе-
ратурных турбин современных авиационных двигателей /
М.Я. Иванов, В.П. Почуев // Конверсия в машинострое-
нии.-2000.-№5.
227

Глава 8. Турбины ГТД
8.4. Роторы турбин
Ротор - наиболее напряженная часть турби-
ны, так как он (в отличие от статорных деталей)
подвергается не только тепловым и статическим
механическим нагрузкам, но и дополнительно
связан с вращением, центробежным и вибраци-
ОННЫМ.
Именно роторные детали ограничивают
циклический ресурс турбины, и именно вылет
фрагментов деталей ротора (дисков,
дефлекторов) при разрушении невозможно
предотвратить за пределы корпусов.
Ниже рассмотрены конструкции роторов
ряда современных турбин.
8.4.1. Конструкции роторов
В значительной степени конструкция ротора
определяется центробежными (частотой
вращения) и тепловыми нагрузками. Это позволяет
(по крайней мере в авиационных двигателях)
рассматривать отдельно конструкции роторов
турбин высокого давления A0 000... 19 000 об/мин,
температура газа на входе в ротор до 1850K)
инизкого давления B000...8000об/мин, темпе-
ратура газа на входе в ротор до 1300 К).
8.4.1.1. Диски турбин
Основной частью ротора турбины является
диск. Диск служит для установки рабочих лопа-
ток, создающих крутящий момент, и для
передачи этого крутящего момента с лопаток
на вал.
Диски турбин (рис. 8.82) в общем случае
имеют обод 1 с «елочными» выступами 2,
образующими пазы 3 для крепления рабочих лопа-
ток, полотно 4 и ступицу 5, а также фланцы 6
для крепления к другим дискам и к валу.
К фланцам диска могут крепиться другие диски,
дефлекторы 7, лабиринты 8, балансировочные
грузы.
При проектировании дисков необходимо
обеспечить целый ряд требований.
Так, необходимо обеспечить достаточный
запас по прочности на разрыв для любых
возможных условий эксплуатации, так как
разрушение диска всегда приводит к
катастрофическим последствиям и не может быть
локализовано в пределах корпуса турбины.
Следующее требование - минимальная
вероятность разрушения диска от перегрева (т.е.
защита от непосредственного контакта с
высокотемпературным газом и надежная - с
необходимыми запасами - работа системы охлаждения).
Диски ТВД обычно защищены от контакта
с газом и потока тепла из проточной части как
конструктивно (дефлекторами и
промежуточными дисками), так и системой охлаждения (по-
токами воздуха, охлаждающего диски,
дефлекторы).
п
ю
Рис. 8.82. Диск с пазами «елочного» типа для установки рабочих лопаток:
1 - обод диска; 2 - выступ диска; 3 - паз для лопатки; 4 - полотно; 5 -
ступица; 6 - фланец; 7 - дефлектор; 8 - профильная часть рабочей лопатки; 9 -
замок; 10 - нижняя полка; 11 - ножка
228

8.4. Роторы турбин
Эффективная система охлаждения,
обеспечивающая более низкий уровень температуры
диска, дает возможность использования менее
дорогих материалов или уменьшения массы.
Для охлаждения наиболее нагруженной и наи-
более массивной части диска - ступицы - может
быть использован охлаждающий воздух с низ-
кой температурой.
Примером является конструкция ротора ТВД
CFM56 (см. рис. 8.22), где ступица диска
охлаждается воздухом из-за КНД, который на сотни
градусов холоднее обычно используемого для
этих целей воздуха КВД. С одной стороны, этот
вариант увеличивает температурные
напряжения в диске (возникающие из-за разности тем-
ператур обода и ступицы диска). Однако поло-
жительный эффект от увеличения прочности
ступицы, по-видимому, превалирует.
Конструкция диска должна быть надежной
и долговечной и обеспечивать передачу
крутящего момента с дисков на вал. Как правило, эти
элементы диска являются самыми напряженны-
ми и трудными в обеспечении циклического
ресурса. Соединение дисков с валом может быть
выполнено несколькими способами:
- призонными (с малыми зазорами) болтами
или штифтами, при этом детали стягиваются
гайками или стяжными болтами (ТВД ПС-90А -
рис. 8.83, ТВД CFM56 - см. рис. 8.23, турбины
RB211-535E4 - см. рис. 8.26).
- шлицами - через удлиненный фланец диска
или вспомогательный вал. Такое соединение
является одним из наиболее распространенных
(ТВД V2500 - см. рис. 8.85, ТВД и ТНД
CF6-80C2 - рис. 8.84, 8.89).
- шпильками (болтами), расположенными
параллельно оси вала и стягивающими между
собой диски (рис. 8.88).
Недостатком конструкции со стяжными
шпильками (болтами) является вероятность их
вытяжки во время эксплуатации. Кроме того,
отверстия в дисках для шпилек являются
концентраторами напряжений и снижают
циклическую долговечность диска. По этим причинам
конструкции такого типа сейчас применяются
редко.
Фланцы диска, необходимые для крепления
к валу, стараются перенести в область наиболее
низких напряжений и удлиняют для повышения
гибкости и уменьшения градиентов напряжений
(см. рис. 8.84, 8.85, 8.87).
Также необходимо надежное, технологичное
и долговечное (прежде всего по циклическому
ресурсу) замковое соединение с лопатками.
Замковое соединение является самым точным
по размерам и самым трудоемким в
производстве диска. Поломка замкового соединения ведет
к обрыву рабочей лопатки, последующему
повреждению других лопаток в проточной части
и вынужденному выключению двигателя в по-
лете.
В целом при проектировании диска
необходимо найти эффективный компромисс между
конструктивной сложностью системы
охлаждения, затратами энергоресурсов на охлаждение,
свойствами применяемого материала, массой
и стоимостью получаемого диска. Основной це-
лью проектирования (при выполнении всех
нормативных запасов прочности) является
обеспечение необходимого циклического ресурса
диска. Циклический ресурс диска определяет
величину той части стоимости технического
обслуживания, которая затрачивается на замену
так называемых деталей «ограниченного
циклического ресурса» (Life Limited Parts - LLP) -
в первую очередь дисков, а также дефлекторов
и промежуточных дисков.
Обеспечение циклического ресурса, т.е.
запаса прочности по малоцикловой усталости,
является в настоящее время главной задачей при
конструировании диска. Для решения этой
задачи моделируется изменение по времени (т.е.
в нестационарной постановке) механических
напряжений и распределения температур в
деталях ротора в течение одного рабочего (полет-
ного) цикла. Задача решается методом
итераций - путем последовательных проверок
циклического ресурса различных вариантов
конструкции (методом конечных элементов) -
с изменением конфигурации, материала,
температуры. При оптимизации конфигурации
диска и других деталей ротора исключаются
или ослабляются концентраторы напряжений -
те места, в которых располагаемый
циклический ресурс минимален.
Основная часть расчетов проводится в
предположении об осевой симметрии основных
деталей, что является достаточно близким
к истине предположением. Моделирование теп-
лового состояния и напряжений в осесиммет-
ричной постановке эффективно по
соотношению результативности и трудоемкости. Оконча-
229

Глава 8. Турбины ГТД
тельная оптимизация конструкции диска (oco-
бенно его фланцевых соединений и замковой
части) проводится в полной пространственной
постановке - с моделированием
распределения нестационарных температур и напряжений
в специально выделенных пространственных
элементах конструкции.
Все эти расчеты проводятся для ротора
в целом - для учета взаимодействия деталей во
время работы, которое играет очень важную
роль. Кроме того, все упомянутые детали ротора
должны иметь одинаковый ресурс для того,
чтобы их можно было заменить одновременно,
без дополнительной отправки двигателя в
ремонт. При этом упрощается и отслеживание
ресурса в эксплуатации с планированием
технического обслуживания.
Максимальная достигнутая величина
циклического ресурса ротора ТВД составляет
20000...25 000 циклов. Вроторе ТНД может
быть достигнуто более высокое значение
циклического ресурса, но с учетом необходимости
согласования этого ресурса с ресурсом
роторных деталей ТВД увеличение на 5000 циклов
только для ТНД уже не имеет практического
значения.
8.4.1.2. Роторы ТВД
Ротор двухступенчатой ТВД ПС-90А2
(рис. 8.83). Конструкцию этого ротора можно
считать во многом типичной для современных
авиационных ТВД по основным
характеристикам:
- крепление дисков к валу (передача
крутящего момента) болтовыми и шлицевыми
соединениями;
- защита дисков дефлекторами и
промежуточными дисками от газового потока из
проточной части;
- соединения типа «пушечного замка» для
крепления дефлекторов и промежуточных
дисков к основным дискам;
- наружное охлаждение дисков и замковых
соединений за счет закрытия (наддува) охлаж-
дающим воздухом осевых зазоров между рото-
ром и статором;
- использование нескольких источников ox-
лаждающего воздуха (от разных ступеней ком-
прессора);
- аппарат закрутки для подачи охлаждающе-
го воздуха в ротор;
- цилиндрическая проточная часть над бес-
полочными рабочими лопатками (для
исключения влияния осевых перемещений ротора на
радиальный зазор);
- крепление лопаток к дискам посредством
елочных замков.
Диск 1 первой ступени и диск 2 второй
ступени крепятся к валу 3 с помощью болтовых
фланцевых соединений соответственно с ва-
лом 4 и переходником 5. Переходник передает
окружное усилие на вал с помощью шлицевого
соединения 6. Рабочие лопатки 7 и 8 крепятся
к дискам посредством замковых соединений 9
и 10 елочного типа. Проточная часть над беспо-
лочной 1РЛ цилиндрического типа.
Передний дефлектор 11 защищает от газа
диск 1 и замковое соединение 9, а также уплот-
няет систему подвода воздуха из аппарата
закрутки 12 (лопаточной решетки для разгона
и закрутки охлаждающего воздуха в
направлении вращения диска) крабочей лопатке 7. Де-
флектор 11 крепится к фланцу диска болтами
и к ободу - так называемым «пушечным зам-
ком». Снаружи замковое соединение 9
охлаждается утечкой воздуха из лабиринта 13
дефлектора 11. Этот расход и наддувает осевой зазор ме-
жду lCA и lPK. Ступица диска 1 первой
ступени, промежуточный диск 14 и диск 2 второй
ступени, а также рабочая лопатка 8
охлаждаются воздухом промежуточной (за три ступени до
выхода) ступени КВД, подаваемым по кана-
лу 75.
Промежуточный диск 14 служит для уплот-
нения радиального зазора под 2CA 16 от пере-
течки газа, атакже защиты внутренних полос-
тей ротора от потока тепла из проточной части.
Обод промежуточного диска, атакже замковые
соединения 9 (сзади) и 10 (спереди) защищены
от газа охлаждающим воздухом, подаваемым
в полость 17 через внутренние полости лопаток
2CA. Это воздух промежуточной (за 3 до
выхода) ступени КВД.
Дефлектор (лабиринт) 18 диска второй
ступени уплотняет полость за диском от утечки
в проточную часть воздуха, заполняющего по-
лость 19 за ротором ТВД (этот воздух подается
из вала 20 ТНД). Это воздух промежуточной (за
6 до выхода) ступени КВД.
1РЛ 7 не имеет бандажной полки, однако для
2РЛ 8 такая полка применена. Применение
бандажной полки на 1РЛ ТВД возможно только
230

8.4. Роторы турбин
13
s
15
Рис. 8.83. Продольный разрез ротора ТВД ПС-90А2: 1 - диск первой ступени;
2 - диск второй ступени; 3 - вал ТВД; 4 - фланец вала ТВД; 5 - переходник;
6 - пшицы; 7 - рабочая лопатка первой ступени; 8 - рабочая лопатка второй
ступени; 9, 10 - замковое соединение первого и второго диска; 11 - дефлектор первого
диска; 12 - аппарат закрутки; 13 - лабиринт; 14 - промежуточный диск; 15 -
кольцевой канал; 16 - 2CA; 17- полость под 2CA; 18 - дефлектор второго диска; 19 -
полость за ТВД; 20 - вал ТНД
с использованием ее интенсивного охлаждения
(рис. 8.104). Причем использовать полку 1РЛ
для демпфирования вибронапряжений очень
сложно из-за относительно малой длины и,
следовательно, высокой жесткости лопатки.
Поэтому полка 1РЛ чаще всего бывает так
называемой «аэродинамической», т.е. служит
увеличению аэродинамической эффективности (КПД)
твд.
Из-за необходимости охлаждения примене-
ние бандажной полки не всегда бывает оправ-
дано тем выигрышем в КПД, который можно
получить. Для 2РЛ применение полки оправда-
но относительно низким уровнем температуры
газа и возможностью использования бандажа
для борьбы с вибрациями.
Ротор двухступенчатой ТВД CF6-80C2 (GE
Aircraft Engines) (рис. 8.84). Конструкция этого
ротора имеет ряд особенностей:
- болты 28 в ободе первого диска 14 для кре-
пления переднего дефлектора 29,
промежуточного лабиринта 20 и двух промежуточных
конических дисков 79;
- болты 30 в ободе второго диска 24 для кре-
пления промежуточного лабиринта 20 и заднего
дефлектора 31;
- передача крутящего момента от диска 24
к диску 14 коническими дисками 19 и
промежуточным лабиринтом 20\
- передача крутящего момента от ротора
к валу 32 ТВД с помощью необычно длинного
фланца 33 диска 14 и шлицевого соединения 34
231

Глава 8. Турбины ГТД
28 11 37 21 22 20 38 30 12 31 25 27 26
4 34 5 2 10 32 1 7 35 33 6
Рис. 8.84. Ротор ТВД двигателя CF6-80C2 (GE Aircraft Engines): 1 - подшипник ТВД; 2 - масляная полость; 3 - трубы из-за
КНД; 4 - полость наддува; 5 - буферная полость низкого давления; 6 - буферная полость высокого давления; 7 - отверстия
в корпусе КС; 8- аппарат закрутки; 9- лабиринт; 10- труба; 11 - 1РЛ; 12- 2РЛ; 13- полость перед первым диском;
14 - диск первой ступени; 15 - опора lCA; 16- lCA; 17- лабиринт; 18- полость ротора ТВД; 19 - промежуточные диски;
20 - промежуточный лабиринт; 21 - трубы; 22 - 2CA; 23 - полость за ротором ТВД; 24 - диск второй ступени; 25 - трубы;
26- передняя полость ЗСА; 27- ЗСА; 28- болты первого диска; 29- передний дефлектор; 30- болты второго диска;
31 - задний дефлектор; 32 - вал ТВД; 33 - фланец первого диска; 34 - шлицы; 35 - межвальная полость; 36 - болтовое
соединение фланцев корпусов КС и ТВД; 37 - дополнительный фланец; 38 - болтовое соединение фланцев корпусов ТНД и ТВД
(увеличенная длина затрудняет изготовление, но
удаляет шлицы - как концентраторы напряже-
ний - от диска);
- ротор (первый диск, основная часть
второго диска, рабочие лопатки) охлаждается
воздухом из-за КВД; отказ от использования
промежуточной ступени КВД упростил конструкцию,
но увеличил температуру дисков и 2РЛ;
- охлаждающий воздух поступает в ротор
через аппарат закрутки 8, выполненный не в oce-
вом (как обычно), а в радиальном направлении;
- полость 13 охлаждается дозированным
расходом воздуха через отверстия 75, что
позволяет надежно контролировать расход;
- задняя часть диска 24 и дефлектор 31
охлаждаются подачей воздуха промежуточной
седьмой ступени КВД через ЗСА 27 ТНД.
Для охлаждения валов и масляной полости
подшипника используются промежуточные
отборы в компрессоре. Полость 35 между ротором
ТВД и валом ТНД продувается относительно
холодным воздухом из-за КНД, что позволяет
хорошо охлаждать вал ТВД и масляную по-
лость. Промежуточный лабиринт 20
охлаждается воздухом 11-й ступени КВД (за три ступени
до выхода из КВД), который подается через
2CA 22 ТВД (аналогично ПС-90А2). Обе
рабочие лопатки ТВД не имеют бандажных полок.
232

8.4. Роторы турбин
Ротор 2-ступенчатой ТВД V2500 (P&W)
(рис. 8.85). Конструкция ротора ТВД V2500
является одной из наиболее долговечных (ресурс
20000 циклов) и производимых в массовом
масштабе конструкций. Она имеет ряд
особенностей по отношению к рассмотренным выше
роторам ТВД:
8
li
5' 6
Рис. 8.85. Ротор ТВД двигателя V2500 (Pratt & Whitney):
1 - диск первой ступени; 2 - диск второй ступени; 3 - фла-
нец первого диска; 4 - фланец второго диска; 5, 6 - шлицы;
7 - передний дефлектор; 8 - промежуточный диск; 9 -
задний дефлектор второго диска
- оба диска - первой ступени 1 и второй
ступени 2 имеют соответственно длинные флан-
цы 3 и 4 со шлицами 5 для крепления к валу;
- дефлектор 6 первого диска имеет сложную
форму и крепится к диску «пушечным» зам-
ком 7; сложная форма дефлектора обеспечивает
минимальные потери давления охлаждающего
воздуха.
Конструкции промежуточного диска 8 и
заднего дефлектора 9 второго диска
принципиально одинаковы с ПС-90А2.
Принципиальная конструкция «пушечного»
замка показана на рис. 8.86. Фланец диска имеет
выступы 1 и пазы 2 между ними. Выступы 3
фланца дефлектора заводятся в пазы и
последующим поворотом вводятся в зацепление с вы-
ступами 7. В этом положении дефлектор
фиксируется от поворота болтовым соединением или
пластинчатыми контровками.
Конструкцию ротора одноступенчатой ТВД
целесообразно рассмотреть на примере ТВД
CFM56 (GE Aircraft Engines) как самой
успешной и распространенной в мире конструкции,
а также на примере ТВД PW6000 (Pratt&Whit-
ney) как самой современной конструкции,
реализованной с целью минимизации
производственной себестоимости и стоимости
обслуживания.
Ротор ТВД CFM56 (см. рис. 8.22, 8.23) ис-
пользует только болтовые соединения (диска 1
и переднего дефлектора 15, диска 1 и вспомога-
1
v^
1
Рис. 8.86. Конструкция соединения диска и дефлектора, называемая «пушечным» замком:
1 - выступы фланца диска; 2 - пазы фланца диска; 3 - выступы фланца дефлектора
233

Глава 8. Турбины ГТД
тельного вала 5), которые передают крутящий
момент и осевое усилие с диска к валу.
Передний 15 и задний 19 дефлекторы зацеплены за
фланцы обода диска «пушечными» замками
и защищают замковое соединение 18 диска
ТВД. Передний дефлектор 15 организует также
уплотнение (системой лабиринтов) полости за
аппаратом закрутки 77, из которой
охлаждающий воздух по отверстиям 28 в дефлекторе по-
ступает в полость между диском и дефлектором
и далее в лопатку. Осевой зазор перед диском
ТВД наддувается утечками через лабиринт
дефлектора 15 и перепуском воздуха из полос-
ти 29 из-за лабиринта 30 КВД. Осевой зазор за
диском наддувается воздухом четвертой ступе-
ни КВД, поступающим в полость 22 через co-
пловую лопатку 21.
Особенностью ротора ТВД CFM56 является
использование относительно холодного воздуха
из-за подпорных ступней для охлаждения сту-
пиц диска 1 и дефлектора 75. Этот воздух на
сотни градусов холоднее воздуха из-за КВД,
подаваемого через аппарат закрутки и охлаж-
дающего верхние части диска и дефлектора.
С одной стороны, это экономично и
увеличивает прочность диска (его так называемую
несущую способность), но одновременно
увеличивает градиент температуры металла от ступицы
к ободу, т.е. температурные напряжения.
В роторе ТВД PW6000 (рис. 8.87) диск 7
соединяется с валом 2 с помощью шлицевого
соединения 3. Шлицы расположены на длинном
фланце 4. От осевого перемещения диск
фиксируется гайкой 5. Спереди диска 7 с помощью
фланцевого болтового соединения 6 (болты на
рисунке не показаны) закреплен передний де-
флектор 7. этот дефлектор уплотняет лабирин-
тами полость 8 за аппаратом закрутки 9, из
которой через отверстия 10 в дефлекторе (на
рисунке не показаны) воздух поступает в полость
77 под замковым соединением 12 лопатки
и в лопатку 13. Сзади замковое соединение
защищено дефлектором 74, уплотняющим осевой
зазор за ТВД. Этот зазор наддувается воздухом
из-за 4-й (из 6) ступени КВД, поступающим по
межвальной полости 15 (между валом 2 ТВД
и валом 16 ТНД) в полость 77 ротора ТНД.
Рабочая лопатка без бандажной полки и с
цилиндрической проточной частью.
19
18
15
16
Рис. 8.87. Ротор ТВД PW6000 (Pratt & Whitney): 1 - диск;
2 - вал ТВД; 3 - шлицы; 4 - фланец диска; 5 - гайка;
6— фланцевое соединение; 7- передний дефлектор;
8 - полость за аппаратом закрутки; 9 - аппарат закрутки;
10- отверстия в дефлекторе 7; 11- полость под замком
лопатки; 12 - замок лопатки; 13 - рабочая лопатка ТВД;
14 - задний дефлектор; 15 - межвальная полость; 16- вал
ТНД; 17- полость ротора ТНД; 18- вторичная зона КС;
19 - полость над lCA; 20 - полость над РЛ; 21 - отверстия;
22 - вставка над РЛ; 23 - кольцевая полость системы
охлаждения корпуса; 24 - фланцы корпуса
Конструкции роторов стационарных
турбин
На рис. 8.88 приведена конструкция ротора
двухступенчатой ТВД стационарного двигателя
GT10C (Siemens). Этот ротор отличается от
роторов авиационных ТВД по всем
рассмотренным выше конструктивным особенностям.
Диск 1 первой ступени и диск 2 второй
ступени соединены между собой и с
промежуточной вставкой 3 вала 4 компрессора длинными
стяжными болтами 5 и закреплены в один пакет
гайками 6. Ротор не имеет дефлекторов и
промежуточного диска. Осевой зазор перед диском
1 уплотняется лабиринтами 7, отлитыми
спереди на замке и ножке 1РЛ 8. Зазор между
дисками уплотнен лабиринтами 9, отлитыми заодно
234

8.4. Роторы турбин
ii
14
20
19
18
1
12 5
Рис. 8.88. Роторы турбин промышленного двигателя GT10C: 1 - диск первой ступени; 2 - диск второй ступени; 3 - прос-
тавка; 4 - вал компрессора; 5 - стяжной болт; 6 - гайка; 7 - лабиринт; 8 - 1РЛ; 9 - лабиринт РЛ; 10 - 2РЛ; 11 - аппарат
закрутки; 12 - полость под 1РЛ; 13 - полость под 2РЛ; 14 - отверстие; 15 - 2CA; 16 - вторичная зона КС; 17- диски ТНД;
18 - стяжной болт; 19 - фланец вала; 20 - задняя гайка; 21 - передняя гайка; 22 - лабиринты; 23, 24 - фланцы дисков
с 1РЛ 8 и 2РЛ 10. Охлаждающий воздух на 1РЛ
подается через аппарат закрутки 11
непосредственно в полость 12 под замком 1РЛ. Часть
воздуха пропускается далее в полость 13 под зам-
ком 2РЛ. Охлаждение ступиц дисков
осуществляется воздухом, поступающим внутрь ротора
через отверстия 14 в проставке 3. Лопатки 15
2CA охлаждаются воздухом из-за компрессора,
отбираемым из вторичной зоны 16 камеры
сгорания. Как следует из схемы, ТВД охлаждается
только воздухом из-за последней ступени ком-
прессора. 1РЛ бесполочная с цилиндрической
проточной частью, 2РЛ - с бандажной полкой.
Конструкция ТВД GT10C не рассчитана на
работу с высокими температурами газа. Это
следует из умеренного давления воздуха за ап-
паратом закрутки на 1РЛ, которое способно
удержать лабиринтное уплотнение 7
(ограниченная эффективность которого следует из
трудности минимизации радиального зазора,
обеспечения его концентричности и неопти-
мальной конфигурации зубцов). Лабиринты 9,
выполненные заодно с лопатками, могут
надежно работать только при умеренной температуре
газа. Полость под дисками не имеет надежной
изоляции от проникновения газа из проточной
части.
8.4.1.3. Роторы ТНДи CT
Роторы ТНД и CT работают при более
низких частотах вращения и температурах (см. под-
разд. 8.4.1). В то же время реализуемые на ТНД
и CT степени расширения часто выше, чем на
ТВД и увеличиваются с увеличением степени
двухконтурности и степени сжатия. Низкие
частоты вращения приводят к недостатку окружной
скорости иувеличению аэродинамической на-
грузки. Для оптимизации нагрузки на лопаточ-
ные венцы увеличивают количество ступеней
и окружную скорость за счет увеличения (по
сравнению с ТВД) среднего диаметра
проточной части. Это может привести к появлению
235

Глава 8. Турбины ГТД
кольцевых переходных каналов (см. рис. 8.18,
8.22, 8.88) между ТВД и ТНД (CT).
Типичные конструкции роторов авиацион-
ных ТНД показаны на рис. 8.89 (CF6-80C2)
и 8.90 (PW6000).
Ротор ТНД CF6-80C2 (GE Aircraft Engines).
На рис. 8.89 представлен ротор ТНД двигателя
CF6-80C2. Ротор имеет относительно низкую
частоту вращения C600 об/мин). Это почти
в три раза меньше, чем у ротора ТВД.
Оптимизированные (по массе) диски 1
имеют значительно увеличенный внутренний диа-
метр и крепятся не к валу, а друг к другу
посредством длинных фланцев 2, соединяемых
болтами 3. Образованный таким способом
жесткий ротор ТНД крепится к конусному
переходнику 4, который с помощью шлицев 5
соединяется с валом 6.
Система охлаждения ротора разделена на две
полости - полость 7 высокого давления (до
переходника 4) и полость 8 низкого давления. Воздух
24 22
для передней полости подается из-за 7 ступени
КВД по трубам 9 через лопатки ЗСА (ТНД). Этот
воздух охлаждает диски третьей и четвертой
ступеней турбины и замковые соединения треть-
ей...пятой ступеней (третьей ступени - снаружи
через осевой зазор 10, а четвертой и пятой
ступеней - через пазы во фланцах под дефлекторами
11). Одновременно в полость 7 через заднюю по-
лость лопаток ЗСА по трубам 12 утилизируется
воздух из буферной полости в опоре ТВД.
Воздух в полость 8 поступает из-за КНД по
межвальной полости 13 и, охлаждая диски трех
последних ступеней, сбрасывается в осевой
зазор за ротором ТНД. Одновременно этот воздух
наддувает масляную опору 14 ротора ТНД.
Все рабочие лопатки ТНД вследствие прием-
лемого уровня центробежных нагрузок и темпе-
ратуры газа имеют бандажные полки, что бла-
гоприятно как для аэродинамической
эффективности, так и для демпфирования вибронап-
ряжений.
25
26
19
//\ \
13
10
7
11 14 8 16 1 17 2 15 3
Рис. 8.89. Ротор ТНД CF6-80C2: 1 - диски; 2 - фланец; 3 - болты; 4 - переходник; 5 - шлицы; 6 - вал ТНД; 7 - передняя
полость ротора ТНД; 8 - задняя полость ротора ТНД; 9 - трубы для охлаждающего воздуха; 10 - осевой зазор третьей
ступени; 11 - дефлекторы; 12 - трубы для воздуха; 13 - межвальная полость; 14 - масляная полость; 15 - сотовые уплотнения;
16- присоединенная полость ротора; 17- «крылышки» лопаток; 18- полость над вставками 1РЛ; 19- вторичная зона КС;
20 - полость над 2CA; 21 - полость над вставками 2РЛ; 22 - трубы для воздуха из-за седьмой ступени КВД; 23 - внутрен-
няяполостькорпусанад ЗСА; 24- трубы подвода воздуха из-завентилятора; 25-кольцеваяполость; 26-трубопровод;
27 - центральный трубопровод системы регулирования зазоров ТНД; 28 - трубопроводы системы регулирования зазоров
236

8.4. Роторы турбин
Для минимизации утечек газа в радиальные
зазоры проточной части над гребешками полок
рабочих лопаток, а также под сопловыми лопат-
ками установлены сотовые уплотнения 75. Для
уменьшения утечек и вихреобразования в при-
соединенных полостях 16 нижние полки
рабочих лопаток имеют удлинения 17 (так
называемые «крылышки»).
Ротор ТНД PW6000 (рис. 8.90). Разработан
фирмой MTU, которая имеет огромный опыт
разработки авиационных ТНД. Конструкция
этого ротора (см. рис. 8.90) должна обеспечить
надежную эксплуатацию в условиях жесткого
короткого полетного цикла и частых взле-
тов/посадок. Максимальная частота вращения
ротора ТНД 6400 об/мин.
9 6
Рис. 8.90. Ротор ТНД двигателя PW6000 (разработка
компании «MTU»): 1 - диски; 2 - фланец диска; 3 - болтовое
соединение; 4 - удлиненный фланец диска; 5 - шлицы;
6- вал ТНД; 7- дефлектор; 8- замковое соединение;
9 - полость ротора ТНД; 10 - вал ТВД; 11 - осевой зазор;
12 - балансировочные грузы; 13 - разгрузочная полость
Как и для ранее рассмотренной конструкции,
диски 1 крепятся друг к другу посредством
удлиненных фланцев 2 и болтовых соединений 3.
Диск последней ступени выполнен с
удлиненным фланцем 4 и с помощью шлицев 5 крепится
к валу 6. Все болтовые соединения между
дисками защищены от проточной части
дефлекторами 7, которые одновременно обеспечивают
подвод воздуха на охлаждение замковых
соединений 8 через пазы во фланцевых соединениях 3.
Охлаждающий воздух в полость 9 ротора по-
дается из-за промежуточной D-й) ступени КВД
по полости между валом 10 ТВД и валом 6 ТНД.
Полость за ротором ТВД и полость ротора ТНД
не разделены уплотнением (в отличие от CF6-
80C2). Поэтому давление в роторе (для
закрытия зазора за ТВД) повышено и осевой зазор 11
уплотнен двумя ярусами лабиринтов.
На роторе предусмотрены места для
установки балансировочных грузов 12.
За последним диском расположена так
называемая «разгрузочная полость» 13 (в которую
подается воздух относительно высокого
давления из промежуточной ступени КВД),
предназначенная для разгрузки ротора турбины от
чрезмерной величины осевой силы.
Ротор силовой турбины промышленного
двигателя ПС-90ГП-2. Этот двигатель
предназначен для использования в агрегатах перекачки
газа) имеет частоту вращения до 5300 об/мин
(рис. 8.91).
Стяжной болт 1 стягивает между собой
диски 2, ступицы которых закреплены гайкой 3.
Крутящий момент передается между дисками
с помощью шпилек 4 и с последнего диска на
фланец 5 вала CT - болтовым соединением 6.
Обод каждого диска имеет фланцы 7 для креп-
ления к ним лабиринтов 8 с помощью болтовых
соединений 9. Лабиринты защищают полость 10
ротора от проточной части, уплотняют
радиальный зазор под сопловыми аппаратами и
фиксируют рабочие лопатки 11 от осевого
перемещения.
Ротор охлаждается воздухом промежуточной
ступени компрессора, который подается через
заднюю опору 12 CT в полость 13, которая
является разгрузочной полостью. Часть воздуха
через двойной лабиринт 14 утекает в проточную
часть за турбину, а основная часть через пазы
в болтовых соединениях 9 и лабиринтах 8
охлаждает замковые соединения дисков.
Отсутствие ограничений на массу дисков по-
зволило выполнить диски с достаточным запа-
237

Глава 8. Турбины ГТД
,5
I
Рис. 8.91. Силовая турбина промышленного двигателя ПС-90ГП-2: 1 - стяжной болт; 2 - диск; 3 - гайка;
4 - шпилька; 5 - фланец вала; 6 - болтовое соединение; 7 - фланец диска; 8 - лабиринт; 9 - болтовое
соединение; 10 - полость ротора; 11 - рабочие лопатки; 12 - задняя опора ротора CT; 13 - разгрузочная по-
ппптъ! 14 — пябипинт
сом прочности для возможной раскрутки
ротора, применить более дешевые материалы и
унифицировать конструкцию дисков.
Ротор силовой турбины промышленного
двигателя GT10C (см. рис. 8.88). Полезная мощ-
ность 29 МВт, частота вращения 6500 об/мин.
Двигатель предназначен для механического
привода и привода электрогенератора (через
редуктор).
Ротор CT имеет два диска 17, стянутые бол-
том 18, который одновременно крепит диски
к фланцу диска 19 и с обоих концов затянут гай-
ками 20 и 21. Ротор не имеет дефлекторов
и промежуточных дисков. Уплотнение радиаль-
ного зазора по внутреннему кольцу соплового
аппарата реализуется с помощью лабиринтов 22,
выполненных заодно с дисками на удлиненных
фланцах 23 и 24. Ротор CT не охлаждается.
Обе рабочие лопатки имеют бандажные пол-
ки очень малого размера (под один гребешок
лабиринтного уплотнения), предназначенные
в основном для контроля вибронапряжений
в лопатках.
8.4.1.4. Примеры доводки
и совершенствования роторов
Модернизация ротора ТВД CF6-80C2 для
увеличения циклического ресурса.
Конструкция ротора ТВД CF6-80C2 (см. рис. 8.84) имеет
долгую историю доводки в эксплуатации и дос-
тигла ресурса в 15000 циклов. Модернизация
(рис. 8.92) была предпринята с целью
увеличения ресурса до 20000 циклов (это оказалось
необходимо для уменьшения стоимости
эксплуатации двигателя на коротких маршрутах).
Как видно из сравнения (см. рис. 8.84
и рис. 8.92), основными мероприятиями по
увеличению циклического ресурса являются:
- исключение отверстий под болты 28 и 30
(см. рис. 8.84) в ободных частях дисков (это
мероприятие ликвидировало значительные
концентраторы напряжений);
238

8.4. Роторы турбин
Новая система подвода
с уменьшенной температурой
воздуха
Диски без болтов
в ободах
Новый материал дисков
с улучшенными свойствами
при высокой температуре
Промежуточный диск
с собственной ступицей,
не нагружающий 1 и 2
диски
Рис. 8.92. Модернизированный ротор ТВД CF6-80C2 «HT90», обеспечивающий 20000 циклов (представлен на Аэрошоу
в Ле-Бурже в 1997 г.): 1 - передний дефлектор первого диска; 2 - задний дефлектор второго диска; 3 - промежуточный диск;
4 - отверстие в дефлекторе; 5 - верхний лабиринт аппарата закрутки; 6 - нижний лабиринт аппарата закрутки
- замена лабиринтных уплотнений 29 и 31
(см. рис. 8.84), которые крепились болтами, де-
флекторами 1 и 2 (см. рис. 8.92);
- замена промежуточного лабиринта 20
(см. рис. 8.84), который через болты передавал
свою центробежную нагрузку дискам,
полноценным промежуточным диском 3 (см. рис. 8.92)
(этот диск имеет ступицу и сам несет свою
центробежную нагрузку, уменьшая нагрузку на
основные диски);
- использование для дисков и дефлекторов
нового материала с улучшенными прочностны-
ми характеристиками.
Как видно из сравнения, длина переднего
фланца 33 (см. рис. 8.84) диска первой ступени
(имеющего шлицы для крепления к валу)
практически не изменилась. Передний дефлектор 1
(см. рис. 8.92) имеет отверстие 4 для воздуха из
аппарата закрутки, полость за которым
уплотнена лабиринтами 5 и 6. Размещение аппарата
закрутки на большем диаметре позволило
снизить температуру охлаждающего воздуха для
рабочих лопаток и увеличить их долговечность.
Развитие конструкции ротора ТВД
семейства RB211AYent (Rolls-Royce). B наиболее
совершенных двигателях семейства RB211
(RB211-535E4 и RB21 l-524D4CVD) применен
ротор ТВД, показанный на рис. 8.93, а [8.1].
К его особенностям можно отнести уплотнение
аппарата закрутки 1 лабиринтами 2 и 3,
выполненными заодно с диском. Но такое решение
может быть опасным из-за возможности
развития в диск контактных повреждений в лабирин-
те и уменьшает ремонтопригодность такой
дорогостоящей детали, как диск (после вполне
обычной приработки лабиринта).
Охлаждающий воздух поступает в рабочие
лопатки из полости 4 за аппаратом закрутки
через отверстия в ободе диска (показанные на
рис. 8.111). Сзади рабочие лопатки закреплены
пластинчатыми фиксаторами 5, одновременно
уплотняющими замковое соединение от
перетеканий газа.
Конструкция ротора ТВД, примененная на
самой современной модели Trent (рис. 8.93, б
[8.2]), тоже использует аппарат закрутки 1.
Однако к диску ТВД спереди прикреплен болто-
вым соединением передний дефлектор 6 с лаби-
ринтами 2 и 3, уплотняющими полость за
аппаратом закрутки. Таким образом, из конструкции
исключены лабиринты на самом диске.
Охлаждающий воздух проходит через
отверстия в дефлекторе 6 в полость между дефлекто-
ром и диском, откуда сбоку попадает в полость 7
239

Глава 8. Турбины ГТД
а
Рис. 8.93. Сравнение роторов ТВД RB211 (а) и Trent 500 (б): 1 - аппарат закрутки; 2,3- нижний и верхний лабиринты
диска; 4 - полость за аппаратом закрутки; 5 - пластинчатый фиксатор; 6 - передний дефлектор; 7 - полость под лопаткой;
8 - задний дефлектор; 9 - ступица; 10 - фланец; 11 - ребра
под рабочей лопаткой. Таким образом, в новой
конструкции исключены и отверстия в ободе
диска, являющиеся концентраторами
напряжений. Сзади обод диска уплотнен небольшим де-
флектором 8, фиксирующим лопатку от сдвига
назад и уплотняющим от перетеканий газа через
замковое соединение.
Новый диск ТВД имеет более широкую
ступицу, что может быть связано с увеличением
частоты вращения (для парирования увеличения
аэродинамической нагрузки с увеличением
температуры газа). Передний фланец 9 диска
несколько опущен вниз - в место с более низким
уровнем напряжений. Обращает на себя
внимание и применение ребер 10 для «подкачки» ox-
лаждающего воздуха на рабочую лопатку.
8.4.1.5. Предотвращениераскрутки
иразрушения дисков
Нарушение кинематической связи вала
турбины с валом компрессора или потребителя
мощности может привести краскрутке ротора
турбины иразрушению дисков. Удержание oc-
колков дисков (в отличие от лопаток) в
пределах корпуса турбины невозможно и вылетевшие
наружу осколки могут привести и чаще всего
приводят к катастрофическим последствиям,
особенно если это случилось в полете.
240
Практика испытаний и эксплуатации двух-
вальных авиационных двигателей показывает,
что при поломке вала газогенератора (на стенде
или в полете) ротор ТВД не уходит в раскрутку,
а сдвигается назад (это допускает конструкция
роликового подшипника) под действием
разницы давлений и тормозится о статор. Для
раскрутки ротору ТВД не хватает мощности, в том
числе из-за уменьшения оборотов и помпажа
компрессора.
В отличие от ТВД роторы ТНД и CT при
потере кинематической связи с компрессором
обычно имеют достаточную мощность для
быстрой раскрутки, так как продолжающий
вращаться ротор газогенератора обеспечивает
сохранение значительной части давления и
расхода газа на входе в турбину. Как показывает
опыт, для достижения оборотов разрушения
ротору ТНД (не имеющему конструктивных
мероприятий против раскрутки) достаточно
0,2...0,Зсекунды. За это время частота
вращения увеличивается на 3000.. .4000 об/мин.
Исключение такого развития событий
обеспечивается при проектировании турбины и дви-
гателя в целом.
Наиболее простым решением является
увеличенный запас по прочности дисков - так,
чтобы лопатки ротора в любом случае оборвались

8.4. Роторы турбин
раньше достижения опасной для диска частоты
вращения и лишили ротор крутящего момента.
Однако такое решение из-за увеличенной массы
дисков применимо только для наземных турбин.
Оно использовано, в частности, в CT ПС-90ГП-2
(см. рис. 8.91).
Для авиационных ТНД связанное с утолще-
нием дисков увеличение массы является непри-
емлемым. Поэтому для остановки ротора
авиационной ТНД применяются специальные
меры - отсечка топлива (как можно более
быстрая) и/или обеспечение увеличенного тормозя-
щего момента ротора о детали статора.
Система с отключением поступления топли-
ва и обеспечением эффективного механического
торможения ротора ТНД о статор (такую
систему называют комплексной) реализована для
ТНД ПС-90А. Отключение подачи топлива
производится по сигналу датчиков,
контролирующих превышение заранее установленного мак-
симального значения частоты вращения ротора
или изменение разности частоты вращения
(«скольжения») роторов ТНД и КНД
(вентилятора).
Наиболее эффективным (по простоте)
решением является обеспечение достаточного тормо-
зящего момента для остановки ротора. Это
решение применено в большинстве авиационных
конструкций и реализуется специальными
конструктивными мерами, к которым относятся:
- исключение препятствий для сдвига
освободившегося ротора турбины назад (под
действием перепада давления) для наиболее полного
контакта со статором;
Бандажная
полка
Профильная
часть
Нижняя
полка
Ножка
Замок
- исключения возможности упора ротора (во
время сдвига назад) в небольшое пятно
контакта- в этом случае под действием сил трения
металл в этом пятне контакта плавится
и образуется временный «упорный подшип-
ник», на котором ротор практически
беспрепятственно раскручивается;
- искусственное увеличение тормозящего
момента - выгнутая вперед входная кромка
одной из сопловых лопаток (см. рис. 8.18, 8.20),
которая увеличивает площадь зацепления с
выходной кромкой лопатки ротора.
8.4.2. Рабочие лопатки турбин
Рабочие лопатки - сложные и дорогостоящие
детали турбины. Так же, как и сопловые лопат-
ки, они находятся под воздействием
высокотемпературного газового потока. Кроме того, в от-
личие от сопловых лопаток, рабочие лопатки
подвергаются воздействию центробежных сил,
вращаясь с частотой до 20000 об/мин и
окружной скоростью до 600 м/с. Напряжения от
центробежных сил делают рабочие лопатки более
чувствительными и к вибрационным нагрузкам.
Необходимость противостоять всем этим на-
грузкам определяет конструкцию рабочих ло-
паток.
Общая характеристика рабочих лопаток
Лопатка (в общем виде - рис. 8.94) состоит
из профильной части, замка, нижней и верхней
(бандажной) полок, атакже ножки,
соединяющей профильную часть и нижнюю полку с зам-
ком. Основными и обязательными частями
рабочей лопатки являются профильная часть, за-
Y|
1 Угол контактной
i^"V грани
Контактная грань
Рис. 8.94. Трехмерная геометрическая модель рабочей лопатки
241

Глава 8. Турбины ГТД
мок и нижняя полка. Профильная часть 8
(см. рис. 8.82) рабочей лопатки при установке
лопаток в диск образует лопаточный венец,
обеспечивающий необходимый поворот и
расширение потока рабочего тела с минимальными
потерями - т.е. выполнение главной задачи ло-
патки.
Замок 9 рабочей лопатки обеспечивает креп-
ление лопатки в диске - в пазах 3 между высту-
пами 2 на ободе диска. Соединение лопатки
с диском производится с помощью замкового
соединения так называемого «елочного» типа.
Количество зубьев в «елочном» замке может
составлять от 1...2 (для лопаток, работающих
с малыми напряжениями от центробежных сил)
до 5 - для лопаток с высоким уровнем
напряжений. Уровень напряжений зависит от
окружной скорости (частоты вращения ротора и диа-
метра проточной части) и массы самой лопатки.
В лопатках авиационных ТВД основное
значение имеет частота вращения (до 20000 об/мин),
а для последних ступеней турбин
стационарных двигателей большой мощности
B00...400МВт) напряжения (при частоте
вращения З000...3600об/мин) определяются, в
основном, массой лопаток.
Направление паза в ободе диска может не
соответствовать оси вращения турбины. Этот
угол определяется при проектировании
корневого сечения лопатки. Если корневое сечение не
вписывается в прямоугольник (который пред-
ставляет собой нижняя полка с прямым пазом),
то боковые грани нижней полки наклоняют под
требуемым углом к оси вращения турбины. Под
таким же углом к оси вращения нарезают и зам-
ковый паз в ободе диска. Это менее
предпочтительный (чем прямой паз в диске) вариант, но
иногда он бывает неизбежен. Если конструкция
позволяет, можно допустить некоторое
различие углов установки замка и нижней полки ло-
патки (до 15°), сохраняя прямой паз в диске.
Нижняя полка 10 лопатки нужна для
образования внутреннего контура проточной части
турбины. Кроме того, под нижней полкой могут
быть размещены демпферы (рис. 8.95) - грузы,
за счет своей центробежной силы
уменьшающие (демпфирующие) через посредство нижней
полки вибрационные напряжения в лопатке.
Ножка 11 (расположена между нижней пол-
кой и замком) лопатки может практически
отсутствовать. Увеличение длины ножки
позволяет уменьшить диаметр обода диска и в общем
случае уменьшить диаметр и массу диска
(увеличению длины ножки может препятствовать
уменьшение поперечного сечения выступов
диска и увеличение массы лопатки).
Увеличение длины ножки позволяет также снизить по-
ток тепла от проточной части и профильной
части лопаток в диск. Кроме того, при
минимизации уровня вибрационных напряжений в ло-
патке изменение ее длины за счет ножки
предоставляет определенные возможности по
управлению вибрационными характеристиками
лопатки.
Рис. 8.95. Демпфер и его установка в лопатку:
1 - демпфер; 2 - нижняя полка лопатки; 3 - кон-
тактные поверхности демпфера
Бандажная полка служит для размещения ла-
биринтного уплотнения радиального зазора над
рабочей лопаткой (на полке может быть
размещено от одного до трех зубцов). Кроме того,
бандажная полка в большинстве случаев служит
средством управления вибрационными
характеристиками лопаток. При проектировании
бандажной полки необходимо ее центр тяжести
разместить в центре тяжести верхнего сечения
пера. При этом кромки полки должны иметь
минимальное «свисание» относительно профи-
ля - для уменьшения напряжений изгиба от
центробежных сил.
Для ТВД проблема дополнительных
напряжений в профильной части и замке от массы
бандажной полки может быть очень острой, так
как там уровень напряжений и так высок. Кроме
того, в ТВД бандажные полки чаще всего
требуют охлаждения из-за высокого уровня темпе-
ратуры газа. При этом в первой ступени ТВД из
двух рассмотренных выше направлений
использования бандажной полки (уменьшение потерь
КПД в радиальном зазоре и демпфирование
вибраций) чаще всего можно воспользоваться
только первым. Большая жесткость на кручение
242

8.4. Роторы турбин
короткой и толстой (из-за размещения каналов
охлаждения) профильной части лопатки
затрудняет выбор правильных параметров зацепления
(в этом случае трудно выбрать оптимальный на-
тяг из-за опасности возникновения больших на-
пряжений в лопатке). Это приводит к тому, что
в большинстве случаев рабочие лопатки ТВД
выполняются без бандажных полок (таковы все
рассмотренные в подразд. 8.1.2 конструкции
ТВД GE Aircraft Engines и Pratt&Whitney). Для
рабочей лопатки второй ступени ТВД гораздо
больше возможностей для применения полки.
Однако и здесь полку применяют сравнительно
редко (например, ТВД ПС-90А2). Известным
современным исключением из правила
применения бесполочных рабочих лопаток на первой
ступени ТВД служат рабочие лопатки ТВД
RB211ATrent компании «Rolls-Royce» фис. 8.104).
Следует, правда, иметь в виду, что
одноступенчатая ТВД с полочной лопаткой в двигателях
Rolls-Royce имеет не очень высокий перепад
давлений (около 3.0).
«Разгрузка» профильной части лопатки
от напряжений изгиба
На рабочие лопатки действуют как
центробежные, так и газовые силы - силы газового
потока, возникающие от разницы давлений перед
лопаточным венцом и за ним, а также от
разницы давления между корытом и спинкой. От
действия этих сил возникают напряжения изгиба,
которые действуют совместно с напряжениями
от центробежных сил. Однако для рабочих
условий возможна почти полная компенсация
напряжений изгиба за счет центробежных сил при
конструировании профиля лопатки. При этом
центры тяжести расчетных сечений располага-
ют на линии, расположенной под наклоном
крадиальному направлению - так, чтобы
возникающий при действии центробежных сил мо-
мент был направлен прямо противоположно
действию суммарного момента газовых сил.
Смещение центров тяжести от радиального
направления определяется в расчетах на
прочность. Полная компенсация газовых сил
возможна только для определенных рабочих
условий (режима), так как величина газовых сил
изменяется в зависимости от абсолютных
параметров режима работы турбины.
Обеспечение вибрационной прочности
рабочих лопаток
Практика доводки показывает, что случаи
обрыва рабочих лопаток по причине
недостаточной статической прочности встречаются
очень редко и чаще всего в результате каких-
либо производственных отклонений. В то же
время доводка рабочих лопаток для снижения
уровня вибронапряжений является обычным де-
лом. Это объясняется тем, что точность
аналитических предсказаний средней температуры
и среднего уровня напряжений (необходимых
для определения статической прочности лопат-
ки) существенно выше, чем при определении
резонансной частоты вращения и уровня
вибрационных напряжений. Более того, даже
проведение необходимых экспериментальных работ
по определению вибронапряжений в лопатках
не дает полной уверенности в форме колебаний,
их частотном диапазоне, уровне и месте
возникновения.
Дело в том, что для правильного проведения
такого эксперимента (выбора его методологии,
типа датчиков и их расположения) необходимо
предварительное моделирование вибрационных
характеристик лопаток в инженерном пакете
высокого уровня (ANSYS, NASTRAN). Однако
точность аналитического моделирования
(построение сеток, задание корректных граничных
условий) не может быть заранее гарантирована.
Поэтому такое большое значение при
проектировании рабочих лопаток придается
обеспечению приемлемого уровня вибронапряжений
и необходимых запасов по частоте вращения от
резонансных частот.
Источниками возбуждения колебаний могут
служить форсунки камеры сгорания, сопловые
лопатки, стойки промежуточных опор и т.д.
Поскольку точно предсказать источник
возникновения опасной частоты часто невозможно,
целесообразно исключить саму возможность
возникновения колебаний за счет конструкции ло-
патки. В общем случае необходимо, чтобы
конструкция лопатки по своим
характеристикам (жесткости, моменту инерции, площади
отдельных сечений, массе отдельных
элементов) исключала саму возможность появления
резонансов в рабочем диапазоне частоты
вращения.
В случае неудовлетворительных результатов
анализа вибрационных характеристик
производится следующая итерация проекта лопатки
с необходимыми изменениями. Иногда
необходимо начинать новую итерацию с изменения
площадей и момента инерции базовых профи-
лей в аэродинамическом проектировании.
243

Глава 8. Турбины ГТД
Однако исключение возможности возникно-
вения колебаний за счет конструкции лопатки
возможно далеко не всегда и в этом случае при-
меняются два средства управления (с ограни-
ченными возможностями) уровнем вибронап-
ряжений в лопатках.
Первое из них - это применение бандажной
полки на верхнем конце рабочей лопатки,
имеющей зацепления с полками соседних лопа-
ток специальными контактными поверхностями
(см. рис. 8.94). Контактные поверхности
бандажных полок лопаток соединяются в колесе
между собой с монтажным «натягом» и
демпфируют колебания лопаток за счет трения.
Окружной размер по контактным поверхностям
делают больше шага лопаток в колесе, при этом
полку при сборе лопаток в колесо необходимо
повернуть и тем самым между полками
создается «натяг». Чем меньше жесткость пера лопатки
на кручение, тем больше надо делать натяг.
Угол контактных поверхностей по отношению
к окружному направлению может изменяться от
45 до 15 градусов (см. рис. 8.94). При
уменьшении этого угла натяг растет даже при
незначительном увеличении момента, прикладываемого
к полке при сборе лопаток в колесо. Все эти
величины оптимизируются при прочностном
расчете лопатки.
Второе средство управления уровнем вибро-
напряжений - демпферы 7, устанавливаемые
под нижнюю полку 2 лопатки (см. рис. 8.95).
Для лопаток, не имеющих бандажной полки
(или имеющих бандажную полку
«аэродинамического» назначения - без контактных граней),
они применяются в обязательном порядке.
Контактными поверхностями 3 демпферы прижи-
маются (за счет центробежных сил) к нижним
поверхностям полок 2 и за счет трения
уменьшают (демпфируют) колебания лопаток. Демп-
феры влияют в основном на уровень вибронап-
ряжений и относительно слабо - на
собственную частоту колебаний лопатки.
Обеспечение малоцикловой прочности
рабочих лопаток
Запас по малоцикловой усталости рабочих
лопаток реализуется при анализе и
последующей оптимизации циклической долговечности
конструкции лопатки в 2Б-постановке (для
отдельных сечений по длине лопатки) и 3D-
постановке (для лопатки в целом и ее отдельных
наиболее напряженных - по тепловым и
центробежным нагрузкам - элементов). При
моделировании типового рабочего цикла турбины
моделируются размах (изменение местного
уровня напряжений от минимального до макси-
мального с учетом знака) и темп изменения
напряжений в отдельных элементах лопатки за
весь рабочий цикл. Для отдельных сечений
и пространственных элементов лопатки
большое значение имеет уровень стационарных
и нестационарных температурных напряжений.
При моделировании напряжений в рабочем
цикле особую трудность представляет собой
достоверное моделирование граничных условий
для всех критических с точки зрения малоцик-
ловой прочности элементов конструкции лопат-
ки. Поэтому на настоящем этапе в оптимизации
и доводке конструкции лопатки по малоцикло-
вой усталости наиболее важно использовать
и правильно интерпретировать свой и чужой
опыт.
Изготовление лопаток современных турбин
Лопатки современных турбин почти
исключительно отливаются по выплавляемым моде-
лям. Лопатки ТВД могут изготавливаться по
специальной технологии заливки и
охлаждения - с получением отливки с направленной
кристаллизацией или монокристалла. В отлив-
ках рабочих лопаток механической обработке
подвергаются только поверхности «елочного»
замкового соединения, сопрягаемые
поверхности бандажной полки и (в лопатках с пленоч-
ным охлаждением) отверстия перфорации.
При проектировании лопаток особое
внимание должно уделяться возможностям
производства. Это относится к выбору толщины профиля
в каждом сечении, диаметру входной и
особенно выходной кромок. Для охлаждаемых лопаток
важны минимальная толщина стенки и
возможность изготовления каналов охлаждения
внутренней полости и выходной кромки. Только так
может быть обеспечен экономически
оправданный процент выхода годного литья.
В настоящее время сложности в обеспечении
экономики литейного лопаточного
производства привели к сосредоточению основных
мощностей по литью лопаток в руках субподрядчиков.
Например, компания «Howmet» выполняет
заказы на отливки лопаток основных
двигателестроительных фирм (GE Aircraft
Engines, Pratt&Whitney) и крупнейших
производителей стационарных турбин (Siemens,
Alstom).
244

8.4. Роторы турбин
8.4.2.1. Соединениерабочихлопаток
с диском
Соединение рабочих лопаток с диском - на-
пряженное и ответственное место в
конструкции турбины.
В настоящее время крепление рабочих лопа-
ток в диске турбины выполняется в виде так
называемого «елочного» замка. Конструктивная
форма «елочного» замка с тремя парами зубьев
показана на рис. 8.96.
Зубья под действием центробежной силы
и изгибающих моментов работают на срез, из-
гиб и смятие, а сечения по впадинам замка
лопатки и впадинам выступов в диске - на
растяжение. Зубья в лопатке и в диске выполняют-
ся с большой точностью, чтобы обеспечить
равномерность контакта зубьев по всей
поверхности - как по длине, так и ширине. Например,
допуск на шаг зубьев составляет порядка
0,008...0,016мм. Так обеспечивается
равномерное нагружение всех зубьев соединения и
избегается опасная перегрузка отдельных элементов
замка.
«Елочный» замок нашел исключительное
применение на практике благодаря своим
следующим достоинствам:
- клиновидная форма замковой части лопат-
ки и периферийной части диска обеспечивает
близкое кравномерному распределение
напряжений (толщина обода и масса диска с лопатка-
ми получаются минимальной).
- свободная посадка лопатки в замке (с зазо-
ром) устраняет возникновение температурных
напряжений в соединении;
- возможна легкая замена лопаток в колесе
при переборках узла или их повреждении.
При построении «елочного» замка
основными параметрами являются шаг лопаток по
наружному диаметру диска, угол клина и
количество зубьев.
- Угол клина замка выбирается, как правило,
впределах 30...450, число зубьев - от двух до
пяти. С увеличением числа зубьев уменьшается
величина нагрузки на каждый зуб, но
увеличивается концентрация напряжений, так как при
большем числе зубьев величина радиуса впадин
зубьев уменьшается. Поэтому меньшее число
пар зубьев предпочтительнее.
- Наиболее нагруженное поперечное сечение
в перемычке выступов диска находится у
основания выступов, а у лопатки - в первой впадине
замка. Для снижения напряжений в элементах
замкового соединения ширину обода диска де-
лают несколько больше толщины полотна.
- Пазы в диске изготавливаются протяжкой,
а замковая часть лопаток - фрезерованием или
6.
i*
1
2
3
4
М.в6-л.г
а
Рис. 8.96. Замковое соединение лопаток с диском «елочного» типа: а - внешний вид замкового соединения; б - фрагмент
чертежа замка лопатки; 1 - замок лопатки; 2 - выступ диска; 3 - перемычки между впадинами замка лопатки; 4 - перемычка
между впадинами выступа диска
245

Глава 8. Турбины ГТД
1
1
8
Рис. 8.97. Осевая фиксация рабочих лопаток в дисках: 1 - замок лопатки; 2 - дефлектор; 3 - промежуточный диск;
4 - лабиринт; 5 - пластина; 6 - пластина; 7 - двусторонний пластичный замок; 8 - односторонний пластичный замок
шлифованием. Для повышения усталостной
прочности поверхности «елочного» замка ло-
патки могут быть упрочнены, например
обдувкой микрошариками.
Закрепление рабочих лопаток в диске (от
перемещения вдоль паза) производится
несколькими способами (рис. 8.97).
Прежде всего, замок 1 лопатки фиксируется
от перемещений соседними деталями ротора -
ободной частью дефлекторов 2, промежуточных
дисков 3, лабиринтов 4. Каждая деталь
фиксирует замок от перемещения в одном
направлении. Одновременно все эти детали могут
служить защитой от газового потока и создавать
полости для подвода охлаждающего воздуха
и улучшения охлаждения обода диска и замко-
вого соединения.
Для фиксации от перемещения в двух
противоположных направлениях замок может
фиксироваться специальными пластинами 5 и 6,
которые одновременно служат уплотнением замко-
вого соединения от перетекания газа через
зазоры между замком лопатки и выступом диска.
Наиболее простым элементом фиксации зам-
ка служат пластинчатые замки - двусторонние 7
и односторонние 8.
8.4.3. Охлаждение рабочих лопаток
Схемы охлаждения лопаток отличаются
большим разнообразием. В основном выбор
схемы охлаждения определяется температурой
газа в конкретной турбине. Выбор должен быть
оптимизирован по расходу охлаждающего
воздуха, характеристикам турбины и
долговечности лопатки - с точки зрения характеристик
двигателя и себестоимости конструкции.
Рабочие лопатки первой ступени ТВД
Для рабочих лопаток первой ступени
турбины практически исключительное применение
нашла петлевая многоходовая схема охлажде-
246

8.4. Роторы турбин
пленочное
охлаждение
спинки
'*душевое"
охлаждение
входной
кромки
пленочное 9
охлаждение
корыта 10
1
Рис. 8.98. Рабочая лопатка первой ступени ТВД PW2000 (Pratt&Whitney): 1 - передняя полость; 2 - задняя полость;
3 - раздаточный канал передней полости; 4 - отверстия струйного охлаждения; 5 - полость входной кромки; 6 - отверстия
«душевого» охлаждения; 7- раздаточный канал задней полости; 8 — радиальные каналы; 9, 10- промежуточные полости
выходной кромки; 11,12 - отверстия в вертикальных стенках; 13 - каналы и пазы выходной кромки; 14 - увеличенные пазы;
15 - поперечные ребра; 16 - нижняя полка; 17- ножка лопатки; 18 - выступы для демпфера; 19 - замок
ния, пример которой приведен на рис. 8.98. Эта
лопатка имеет два канала, по которым
охлаждающий воздух подается в переднюю 1 и
заднюю 2 внутренние полости. Поток из канала 1
поступает в достаточно просторный (для
снижения потерь давления и равномерного
распределения давления по длине) радиальный канал
3, который является раздаточным. Из канала 3
воздух через систему отверстий 4 (изготовлен-
ных литьем) реализует струйное натекание на
внутреннюю поверхность входной кромки
в полости 5. Из полости 5 входной кромки
воздух через пять рядов отверстий 6 пленочного
охлаждения выходит на поверхность, создавая
так называемое «душевое» пленочное
охлаждение. Принято считать, что примерно
одинаковый вклад в эффективность охлаждения
входной кромки вносят конвективное струйное
охлаждение внутренней поверхности;
конвективный теплообмен в отверстиях пленочного
охлаждения (в стенке лопатки) и само пленоч-
ное охлаждение.
Охлаждающий воздух из полости 2
поступает в раздаточный радиальный канал 7, размеры
которого обеспечивают равномерное
распределение давления по длине. Часть воздуха
поступает в среднюю часть лопатки в систему из
4 радиальных каналов S, весь воздух из которых
выходит в проточную часть через несколько
рядов отверстий пленочного охлаждения корыта
и спинки. Сечения охлаждающих каналов 8
имеют относительно малое гидравлическое
сопротивление, так как охлаждающему воздуху
необходим запас по давлению для выхода
в проточную часть и исключения затекания газа
в отверстия пленочного охлаждения.
Другая часть воздуха из радиального канала
7 проходит последовательно радиальные полос-
ти 9 и 10 через систему отверстий 11 и 12
в стенках между ними и выходит через длинные
каналы 13 на поверхность лопатки перед
выходной кромкой. Система гидравлических
сопротивлений управляет расходом воздуха в
выходную кромку, в которую воздух уходит под
действием значительной разницы давлений.
Этот воздух создает пленку на поверхности
корыта вблизи выходной кромки. Вверху и внизу
пазы 14 увеличенных размеров для удержания
литейного стержня.
При течении воздуха врадиальных
раздаточных каналах 3 и 7, а также в радиальных ка-
налах 8 организованы пристеночная турбулиза-
247

Глава 8. Турбины ГТД
ция пограничного слоя потока и увеличение те-
плообмена за счет поперечных пристеночных
ребер 75.
Нижняя полка 16 лопатки тоже имеет
отверстия для пленочного охлаждения. На длинной
ножке 17 видны выступы 18 для удержания
демпфера. Замок 19 лопатки имеет 4 зуба
в «елочном» замке.
Следует отметить, что практически все ло-
патки первых ступеней ТВД в компаниях «GE
Aircraft Engines» и «Pratt&Whitney» имеют
аналогичную схему охлаждения. Изменяется
только количество радиальных каналов. Расход ox-
лаждающего воздуха для таких лопаток
составляет от 4 до 6 %.
Конструкция выходной кромки рабочих
лопаток ТВД
Выпуск воздуха вблизи выходной кромки
может быть реализован по двум схемам - в
торец выходной кромки (рис. 8.99) и на корыто
перед выходной кромкой (см. рис. 8.98). Выпуск
на корыто является более предпочтительным
вариантом с точки зрения аэродинамических
потерь, (если при этом удается обеспечить оп-
тимальную геометрию кромки), так как толщи-
на выходной кромки при этом примерно в два
Рис. 8.99. Рабочая лопатка первой ступени ТВД CF6-80C2
(GE Aircraft Engines): 1 - торец выходной кромки; 2 -
отверстия в выходной кромке; 3 - отверстия на выходной
кромке; 4 - отверстия на корыте; 5 - отверстия около
верхнего торца лопатки
раза меньше. Выпуск в торец выходной кромки
более предпочтителен с точки зрения
эффективности охлаждения, простоты и
работоспособности конструкции.
Выпуск воздуха осуществляется в торец 1
выходной кромки через отверстия 2, которые
позволяют достаточно точно дозировать расход.
Помимо рядов отверстий 3 для пленочного
охлаждения входной кромки и нескольких рядов 4
для пленочного охлаждения корыта введен
специальный ряд отверстий 5 вдоль профиля на
корыте для пленочного охлаждения торца про-
фильной части лопатки. Воздух из ряда 5 под
действием разницы давлений между корытом
и спинкой перетекает через поверхность торца
и охлаждает ее.
С точки зрения эволюции охлаждаемых ло-
паток показательно сравнение двух лопаток
первой ступени ТВД: CF6-80C2 (см. рис. 8.99)
и GE90 (рис. 8.100). На лопатке ТВД GE90 при-
менен выпуск охлаждающего воздуха на корыто
перед выходной кромкой 1. Воздух выходит из
внутренней полости 2 через каналы в виде ли-
тейных пазов 3 в торцевой поверхности,
образованной углублениями на корыте перед
выходной кромкой. Жесткость конструкции выходной
кромки придают ребра 5. В остальных областях
система охлаждения лопатки похожа на CF6-
80C2 (ряд отверстий 6 для охлаждения торца
и ряды 7 отверстий пленочного охлаждения на
корыте).
а
б
Рис. 8.100. Рабочая лопатка первой ступени ТВД GE90
(GE Aircraft Engines): a - внешний вид лопатки; 6 - сече-
ние выходной кромки; 1 - выходная кромка; 2 - внутрен-
няя полость; 3 - пазы; 4 - углубление; 5 - ребро; 6 -
отверстия у торца; 7 - ряды отверстий на корыте
248

8.4. Роторы турбин
Конструкция торца рабочих лопаток ТВД
Особенностью конструкции рабочих лопаток
первой ступени является интенсивное пленоч-
ное охлаждение торца рабочей лопатки.
Отверстия пленочного охлаждения располагают как
на самой торцевой поверхности, так и на корыте
лопатки непосредственно у торца. Воздух из
отверстий на корыте под действием разницы
давлений перетекает на спинку через торец и
охлаждает его.
Специальное пленочное охлаждение торца
является обязательной чертой современных ло-
паток, так как окисление, износ и эрозия торца
являются характерной особенностью
эксплуатации лопаток большого ресурса. Пример
охлаждения торца приведен на рис. 8.101. Отверстия
пленочного охлаждения выполнены в два ряда -
ряд 1 непосредственно на торцевой поверхности
и ряд 2 на корыте вдоль торца. В двух рядах
вместе около 30 отверстий, причем
увеличенного диаметра - по сравнению с отверстиями 3
пленочного охлаждения входной кромки и 4 -
поверхности корыта. Наиболее интенсивно
охлаждаются последние две трети длины профиля
(в частности, именно там расположены все
отверстия на корыте). Как показывает практика,
именно в этом районе окисление и эрозия
проявляются (в отличие от первой трети длины
профиля) особенно сильно (вероятно, из-за
повышенного уровня скоростей газа).
1
-:7-z^"zz--=z*---zr=
Рис. 8.101. Торец лопатки первой ступени ТВД PW2000:
1 - отверстия на торце; 2 - отверстия у торца на корыте;
3 - отверстия на входной кромке; 4 - отверстия на корыте
Аналогичным образом охлаждается и другой
распространенный тип конструкции торца -
с углублением (канавкой) на торцевой
поверхности (рис. 8.102). Здесь тоже применяются два
ряда отверстий - на торцевой поверхности
в канавке 1 и на корыте у торца 2 (ряд 5 на
рис. 8.99).
Рис. 8.102. Торец лопатки (CF6-80C2) с
углублением: 1 - отверстия в канавке; 2 - отверстия
на корыте
В случае плоского торца бесполочной лопат-
ки наиболее часто реализуемым вариантом
конструкции является так называемая «прирабаты-
ваемая пара»: лопатки с нанесенными (пайкой
или другим способом) на поверхность торца
абразивными износостойкими частицами и ставки
над рабочей лопаткой с керамическим слоем.
Износостойкие частицы 1 (рис. 8.103)
«вырабатывают» соответствующую дорожку в
керамическом покрытии корпуса, исключая влияние
отклонений формы корпуса от идеальной и
приводя величину радиального зазора на расчетном
режиме к минимально возможной. Отверстия 2
обеспечивают пленочное охлаждение торца.
1
Рис. 8.103. Торец рабочей лопатки ТВД из
«прирабатываемой пары»: 1 - абразивные частицы; 2 -
отверстия пленочного охлаждения
Рабочие лопатки первой ступени ТВД
с бандажной полкой
Несмотря на то, что большинство рабочих
лопаток ТВД в настоящее время не имеют бан-
249

Глава 8. Турбины ГТД
дажнои полки, существует одно успешное
направление в конструкции рабочих лопаток
первой ступени ТВД с бандажной полкой - это ло-
патки фирмы «Rolls-Royce». Преимущества
бандажной полки очевидны - это значительное
уменьшение перетеканий газа через радиальный
зазор и, соответственно, увеличенное КПД.
Однако дополнительные затраты воздуха на
охлаждение полки и охлаждение самой лопатки -
для увеличения несущей способности профиля
(который должен выдерживать дополнительную
нагрузку от полки) - не должны превышать
выигрыша от полки. Эту же дополнительную на-
грузку должны выдержать замковое соединение
лопатки и диска, а также сам диск.
На рис. 8.104 приведена схема охлаждения
рабочей лопатки ТВД Trent 800 - самого мощ-
ного в семействе трехвальных двигателей Trent
[8.2]. Вдополнение куже рассмотренным
конструкциям рабочих лопаток первой ступени
ТВД в этой полочной лопатке есть особенности:
- отсутствие контактных граней на бандажной
полке для зацепления с соседними лопатками;
- система охлаждения полки;
- использование двух потоков воздуха для
охлаждения лопатки: основного потока воздуха
высокого давления из-за КВД и потока более
низкого давления (с соответственно более
низкой - на 100 °С - температурой).
Эти особенности существенно усложняют
конструкцию лопатки, но повышают ее
эффективность в системе двигателя - за счет
уменьшения перетеканий в радиальном зазоре и за
счет использования менее дорогого для двига-
теля воздуха.
Воздух высокого давления поступает в ло-
патку через основной канал 1 в замке, а воздух
низкого давления - в дополнительный канал 2
под полку с передней стороны лопатки. Из ка-
нала 1 часть воздуха поступает в полость
входной кромки 3, из которой выходит через три
ряда отверстий пленочного охлаждения на
входную кромку и спинку, а также на охлаждение
бандажной полки. Через отверстие 4 и попереч-
ный канал 5 в полке эта часть воздуха выходит
в проточную часть.
Основная часть воздуха поступает в
радиальный канал 6, поворачивает вниз по радиаль-
ному каналу 7 и снова вверх в радиальный ка-
нал S, откуда через отверстия 9 на корыте перед
выходной кромкой выходит в проточную часть.
Часть воздуха по пути выходит в отверстия 10
(из полости 7) и 11 (из полости 8) пленочного
охлаждения.
16
15
13
Вид oo снятым верхом
для показа каналов
охлжд^ния
11
,/ Чд'
Охлаждающий
воздх
Рис. 8.104. Схема охлаждения и конструкция рабочей лопатки ТВД Trent 800 (Rolls-Royce): 1 - основной вертикальный ка-
нал; 2 - дополнительный вертикальный канал; 3 - полость входной кромки; 4 - отверстие для воздуха из полости входной
кромки; 5 - внутренний канал полки; 6, 7, 8 - радиальные каналы; 9 - литые отверстия выходной кромки; 10, 11 - ряды
отверстий пленочного охлаждения; 12 - отверстие для выхода воздуха из дополнительного канала; 13 - поперечный канал
в полке; 14,15 - раздаточные каналы; 16 - пристеночные турбулизирующие ребра
250

8.4. Роторы турбин
Воздух низкого давления по каналу 2
охлаждает спинку и выходит через отверстие 12 в по-
перечный канал 13 в бандажной полке, из
которого через два раздаточных канала 14 и 15 по-
ступает в систему отверстий, обеспечивающих
конвективное охлаждение полки и выпуск
воздуха в заднюю и боковые торцевые поверхности
бандажной полки.
Внутренние стенки лопатки в полостях
высокого давления (за исключением спинки в по-
лости 6) имеют пристеночные ребра 16 для
интенсификации теплообмена. Стенки, прилегаю-
щие к полости 2, не оребрены, так как тепловой
поток к охлаждающему воздуху и так
достаточен за счет более высокой разности температур
стенки и воздуха низкого давления.
Отверстия пленочного охлаждения
Отверстия пленочного охлаждения имеют
усложненную пространственную форму с
расширением на выходе - для снижения скорости
воздуха на выходе из отверстий. Отверстия пле-
ночного охлаждения обычно делают с наклоном
к поверхности в направлении движения газово-
го потока (в идеале угол не более 30 градусов).
Это улучшает прилегание струи к
поверхности и увеличивает внутреннюю поверхность ка-
нала охлаждения в стенке лопатки за счет
увеличения его длины. Технология выполнение
отверстий пленочного охлаждения для
рабочих лопаток ТВД имеет свои особенности
(см. рис. 8.104). В области входной кромки из-за
недостатка места отверстия пленочного
охлаждения могут иметь наклон только в
вертикальном направлении и обеспечивают прилегание
струи с помощью центробежных сил.
У лопаток с петлевой многоходовой схемой
движения воздуха (см. рис. 8.98) из узких
внутренних полостей 8 отверстия пленочного
охлаждения тоже могут быть выполнены с
необходимым малым углом наклона только в радиаль-
ном направлении. Отверстия в этих лопатках
обычно наклонены к поверхности профиля под
углом 30...45 градусов ввертикальной плоско-
сти. Для наклона к поверхности в
горизонтальной плоскости (в направлении движения
потока) недостаточно места для размещения
инструмента снаружи и существует опасность
повреждения внутренних стенок. Наклон в
вертикальной плоскости дает возможность
улучшить прилегание пленки и увеличить
поверхность охлаждения даже в условиях крайне
ограниченного пространства в плоскости сечения
лопатки.
Еще одним способом улучшения
эффективности системы пленочного охлаждения лопатки
является выполнение конусообразного
расширения на выходе из отверстий. Обычно это де-
лается для тех мест выпуска, в которых
достаточно велико отношение давлений воздуха и га-
за. Этот прием позволяет существенно повысить
эффективность пленки за счет уменьшения
скорости воздуха на выходе из отверстий и
увеличения площади прикрываемой струей
поверхности. Технология выполнения отверстий
расширяющейся формы достаточно сложная и
дорогостоящая.
На рис. 8.105 показано сечение рабочей ло-
патки первой ступени ТВД с пленочным
охлаждением. На входной кромке лопатки (в месте
минимального отношения давлений) из ради-
ального канала 1 три ряда отверстий 2 на
входной кромке и один ряд 3 на спинку выполнены
в виде обычных круглых отверстий. Из
вертикального канала 4 в области более низкого
давления воздух выходит уже через ряды
отверстий 5 и 6 с расширением. Далее ряды
отверстий 7 и 8 тоже выполнены с расширением.
Однако отверстия 9 из канала 10 перед выходной
A-A
10
Рис. 8.105. Рабочая лопатка ТВД: 1 - вертикальный канал
входной кромки; 2 - отверстия на входной кромке; 3 -
отверстия на спинку; 4 - вертикальный канал; 5 - отверстия
с расширением на спинку; 6 - отверстия с расширением на
корыто; 7, 8 - отверстия с расширением на корыто; 9 -
отверстия на корыто; 10 - вертикальный канал выходной
кромки
251

Глава 8. Турбины ГТД
кромкой - обычные круглые, так как давление
воздуха в канале 10 уже значительно понижено
для контролируемого выпуска в выходную
кромку.
Конструкция рабочих лопаток второй
ступени ТВД
Система охлаждения рабочих лопаток
второй ступени ТВД достаточно полно представ-
лена лопаткой ТВД двигателя E3 GE [8.3] на
рис. 8.106.
Воздух поступает в лопатку через два
больших радиальных канала 1 (в районе входной
кромки) и 2 (в районе выходной кромки). Таким
образом, наиболее холодный воздух охлаждает
наиболее нагретые области (кромки) лопатки.
Воздух из канала 1 затем движется вниз и вверх
соответственно по радиальным каналам 3 и 4,
выходя в проточную часть через передний паз
в верхней части корыта. Воздух из радиального
канала 2 совершает аналогичные передвижения
вниз и вверх по каналам 5 и 6, выходя в
проточную часть через задний паз на корыте. Шесть
радиальных каналов обеспечивают
значительную поверхность теплообмена и увеличенную
скорость воздуха, необходимую для эффектив-
0.03% 0.03%GKBfl
0.38 /о G^gn
Задний паз
0 635x3.66 мм
0.32% GKBfl
Передний паз
0.635 x 3.66 мм
нои теплоотдачи на внутренней поверхности
лопатки.
Для интенсификации теплообмена
применены пристеночные ребра 7 (на внутренней
поверхности наружных стенок) и 8 (на межполо-
стных стенках-ребрах).
Количество радиальных каналов в рабочей
лопатке может составлять от 3 до 7 с расходом
охлаждающего воздуха от 0,7 до 3 %. Для
высокотемпературных турбин может быть выполнен
дополнительный радиальный канал на входной
кромке, из которого обеспечивается пленочное
охлаждение входной кромки.
В отличие от вышеприведенной
конструкции, на внутренних стенках-ребрах интенсифи-
каторы теплообмена часто не выполняют, так
как они и так являются относительно холодны-
ми и дополнительный отвод тепла от них
к воздуху увеличивает температурные
напряжения в поперечном сечении лопатки.
Типичная конструкция рабочей лопатки
второй ступени ТВД приведена на рис. 8.107.
Выпуск охлаждающего воздуха
производится на корыто в пазы 1 перед выходной кромкой.
Ножка лопатки 2 в основном повторяет форму
8
1
0.35% 0.41%
076% G*Bfl
Q
Рис. 8.106. Схема охлаждения рабочей лопатки второй ступени ТВД E [8.3]: 1 - вертикальный канал входной кромки;
2 - вертикальный канал выходной кромки; 3, 4, 5, 6 - вертикальный канал для воздуха; 7, 8 - пристеночные ребра
252

8.4. Роторы турбин
Рис. 8.107. Рабочая лопатка второй ступени ТВД
PW2000 (Pratt&Whitney): 1 - пазы на корыте
выходной кромки; 2 - ножка; 3 - нижняя полка;
4 - выступы; 5 - демпфер
профиля корневого сечения лопатки, что
позволяет минимизировать массу. Под нижней пол-
кой 3 выполнены два литейных выступа 4, на
которые установлен демпфер 5.
Необходимой частью процесса разработки
детальной конструкции охлаждаемых рабочих
лопаток ТВД является оптимизация элементов
конструкции методом конечных элементов на
ЗБ-модели в инженерных пакетах высокого
уровня (ANSYS, NASTRAN, PATRAN). Целями
оптимизации являются минимизация массы,
отстройка от форм и частот потенциальных
высокочастотных колебаний; обеспечение запаса по
малоцикловой усталости (циклической
долговечности). Ограничениями при этом являются:
-уровень механических напряжений в
элементах лопатки и запасы прочности (которые
должны быть обеспечены в пределах,
установленных практикой проектирования и опытом
эксплуатации);
- технологические возможности производства;
- себестоимость.
Такая оптимизация не является полной
гарантией отсутствия дефектов в конструкции, так
как точность определения граничных условий
по тепловой, аэродинамической и динамической
нагрузке, а также точность применяемых конеч-
но-элементных моделей никогда не бывает для
этого достаточной. Однако только после такой
оптимизации может быть радикально снижен
риск разработки.
Контрольные вопросы
1. Назовите наиболее широко
распространенные конструкции соединения дисков турбины
с валом.
2. Какие меры принимаются для
предотвращения раскрутки ротора турбины при
нарушении его кинематической связи с ротором
компрессора?
3. Для чего предназначены бандажные полки
на рабочих лопатках турбины?
4. Для чего предназначена ножка между
нижней полкой и замком рабочей лопатки?
5. Каким образом обеспечивается разгрузка
профильной части лопатки от напряжений из-
гиба?
6. Какими соображениями определяется
выбор числа пар зубьев в лопаточном замке «елоч-
ного» типа?
7. Для чего внутренняя полость охлаждаемой
рабочей лопатки турбины разделяется
вертикальными перегородками на отдельные каналы?
8. Благодаря чему повышается
эффективность пленочного охлаждения лопаток, у
которых отверстия для выхода охлаждающего
воздуха имеют конусообразное расширение на
выходе?
Список литературы
8.1.RB211 engine improvements boost Boeing 747
performance. The Rolls-Royce Magazine, Number 25, June 1985.
8.2. Dailey G.M. Design and Calculation Issues. Aero-
Thermal Performance of Internal Cooling Systems in Turbo-
machines. Lecture Series 2000-03. Von Karman Institute for
Fluid Dynamics, 2000.
8.3. Halila E.E., Lenahan D.T., Thomas T.T. Energy
Efficient Engine. High Pressure Turbine Test Hardware Detailed
Design Report, NASA CR-167955, 1982.
253

Глава 8. Турбины ГТД
8.5. Статоры турбин
Статор турбины - часть статора всего
двигателя. Статор турбины включает корпусы (один
или несколько на турбину) и сопловые аппара-
ты - конструкции, удерживающие неподвижные
(сопловые) лопатки, формирующие проточную
часть турбины.
Кроме того, статор турбины включает детали:
- формирующие проточную часть турбины
(кольца, уплотнения, лабиринты);
- обеспечивающие крепление и концентрич-
ность статора и вала;
- формирующие проточную часть для
потоков охлаждающего воздуха;
- крепящие статор турбины к другим
статорам двигателя, самолету или фундаменту.
8.5.1. Корпусы турбин
Корпусы турбины представляют собой обо-
лочки цилиндрического, конического или сту-
пенчатого профиля, входящие в общую силовую
схему двигателя. Спереди к корпусу турбины
присоединяется (с помощью фланцевого креп-
ления) корпус камеры сгорания, сзади -
выходное устройство.
Корпусы турбин должны обеспечивать:
- необходимую прочность - для передачи
усилий в статоре, и жесткость - для минимиза-
ции деформаций и искажения радиальных
зазоров;
- постоянство (круглой) формы, то есть
постоянство радиальных зазоров между ротором
и статором в эксплуатации;
- сохранение герметичности фланцевых
соединений между отдельными корпусами;
-так называемую «непробиваемость» -
исключение сквозного разрушения с вылетом oc-
колков за пределы корпуса в случае обрыва лю-
бой лопатки ротора вблизи нижней полки;
- простоту процесса сборки и разборки с ми-
нимумом необходимой оснастки;
- «пассивное» регулирование радиальных
зазоров - то есть соответствие темпов теплового
расширения ротора и статора.
Особенности конструкции корпусов
турбин
В современных турбинах применяется так
называемая «двойная» конструкция корпуса -
как для ТВД, так и для ТНД (например, турбина
ПС-90А2, см. рис. 8.16). При этом наружная
оболочка («наружный корпус») является основ-
254
нои силовой конструкцией и находится в
относительно благоприятных по температуре
условиях. Внутренняя часть корпуса («внутренний
корпус») является наружной границей
проточной части и является обычно составной
конструкцией. Она состоит из наружных полок co-
пловых лопаток и так называемых «разрезных»
колец над рабочими лопатками, набираемых из
отдельных сегментов (вставок) и крепящихся на
фланцах основного корпуса.
Полости внутри «двойного» корпуса
заполнены обычно охлаждающим воздухом с
давлением, превышающим давление газа в проточной
части и исключающим проникновение газа во
внутренние полости корпуса.
Система внутреннего охлаждения корпуса
турбины CF6-80C2 показана на рис. 8.89.
Внутренняя полость 18 корпуса над 1РЛ ТВД
снабжается воздухом из вторичной зоны 19 КС. По-
лости 20 над 2CA и 21 над вставками 2РЛ
обеспечиваются воздухом 7-й ступени КВД, пода-
ваемым по трубам 22 на охлаждение 2CA.
Внутренние полости 23 корпуса над ЗСА
охлаждаются воздухом из буферной полости под-
шипниковой опоры ТВД, подаваемым по тру-
бам 12 в заднюю полость лопатки ЗСА.
Работающие в непосредственном контакте
с высокотемпературной газовой средой вставки
(рис. 8.108) крепятся зацепами 1 за фланцы на-
ружного корпуса. Вставки изготовлены из мо-
нокристаллического литья, имеют систему кон-
вективно-пленочного охлаждения с выпуском
воздуха в отверстия 2 на боковых контактных
поверхностях. В случае применения прирабаты-
ваемой пары лопатка-корпус на их рабочую
поверхность 3 наносится истираемое
керамическое покрытие.
1 2 3
Рис. 8.108. Вставка «разрезного» кольца над
рабочей лопаткой первой ступени ТВД PW2000 (Pratt&
Whitney): 1 - зацепы; 2 - отверстия для воздуха;
3 - образующая поверхность проточной части

8.5. Статоры турбин
Именно «двойной» корпус обеспечивает
относительную удаленность наружных корпусов
турбины от высоких температур проточной
части и возможность достаточно эффективного ox-
лаждения деталей, образующих наружную
границу проточной части.
Кроме того, «двойной» корпус обеспечивает
относительную независимость основного
несущего корпуса от температуры в проточной
части и синхронизацию тепловых деформаций
корпуса и ротора. По заявлению «Rolls-Royce» [8.1]
это очень важно для стабильности
характеристик турбины в эксплуатации (рис. 8.109).
Сохранение характеристик RB211
Количество пслетных циклов
.0 БОО 1000 15O0 2000 2500 ЭООО 3600 4000
1.0
2.0
3.0
40
5.0
Двигатели Rolls-Royce:
двойной корпус
в среднем для RB211-524
двигатели конкурентов:
одиночный корпус
Рис. 8.109. Ухудшение удельного расхода топлива (после
первого полета) в эксплуатации для двигателей Rolls-
Royce с «двойным» корпусом и для двигателей с одинар-
ным корпусом
Полости внутри корпуса ТНД в турбинах
с умеренными температурами не охлаждаются
(ТНД CF6-80C2, см. рис. 8.89), но часто
заполняются теплоизоляционным материалом (RB211-
535E4, рис. 8.110). ТНД на рис. 8.110 имеет си-
ловой наружный корпус 1 и внутренний контур
проточной части, состоящий из наружных по-
лок 2 сопловых лопаток и тонких вставок 3
с сотовыми уплотнениями (набираемых из
отдельных сегментов) над полками рабочих лопа-
ток. Полости между корпусом 1 и вставками 3
заполнены теплоизоляционным материалом 4,
позволяющим снизить тепловую нагрузку на
наружный корпус и несколько повысить теп-
ловую инерцию этого корпуса, необходимую
в «пассивном» регулировании радиальных
зазоров.
«Непробиваемость» корпусов
обеспечивается размещением над рабочими лопатками (или
с небольшим смещением назад) фланцевых
соединений корпусов или (при едином для
турбины корпусе) - специальных силовых ребер.
На рис. 8.84 показан корпус ТВД CF6-80C2,
имеющий фланцевое соединение 36 корпусов
КС и ТВД непосредственно над осевым зазором
между lCA и 1РЛ, а также дополнительный
(вспомогательный фланец) 37 над 1РЛ с не-
большим сдвигом назад. Над 2РЛ расположено
фланцевое соединение корпусов ТВД и ТНД,
скрепленное болтами 38. Над рабочей лопаткой
ТВД PW6000 (см. рис. 8.87), ротор которой
имеет частоту вращения до 19000об/мин,
применены два вспомогательных фланца 24. Кроме
14
15
Рис. 8.110. ТНД RB211-535E4 (Rolls-Royce): 1 - наружный
корпус; 2 - полки сопловых лопаток; 3 - вставки с сотами;
4— теплоизоляция; 5, 6 - РЛ; 7, 8 — фланцы; 9 - РЛ;
10 - вспомогательный фланец; 11 - кожух; 12 - зацепы;
13 - внутренние фланцы корпуса; 14 - «ножки» лопаток
CA; 15 - сегменты (разрезных) колец; 16 - болты
того, вставки 22 над рабочей лопаткой
имеют очень жесткую конструкцию (с толстыми
и длинными зацепами), которая значительно
увеличивает «непробиваемость» корпуса. На
рис. 8.110 корпус ТНД RB211-535E4
сконструирован так, что над рабочими лопатками 5 и 6
расположены соответственно фланцевые
соединения 7 и S, а над рабочей лопаткой 9 - утолще-
ние (вспомогательный фланец) 10 наружного
корпуса.
Корпуса должны обеспечивать возможность
установки необходимых проектных радиальных
255

Глава 8. Турбины ГТД
зазоров между ротором и статором и
исключение искажения зазоров в эксплуатации за счет
конструктивных особенностей корпуса (такой
особенностью может стать применение гори-
зонтального разъема корпуса).
Обычно разъемы корпуса делаются перпен-
дикулярно оси двигателя. На рис. 8.133 показа-
но соединение корпуса lCA ТВД LM2500
с корпусом 2CA и со средним корпусом
турбины. Горизонтальные разъемы вдоль оси двига-
теля применяются редко, несмотря на облегче-
ние сборки турбины. Это объясняется тем, что
температурные градиенты и неравномерная
жесткость по окружности могут привести к
неравномерности радиальных зазоров врабочих
условиях. Для устранения деформаций корпуса
можно увеличить толщину стенок корпуса,
толщину фланцев, применить оребрение. Это
приведет к увеличению массы корпуса, которое
обычно бывает неприемлемо для авиационного
двигателя. К тому же эти мероприятия не всегда
могут решить проблему зазоров.
Для стационарных турбин применение гори-
зонтального разъема корпуса часто оказывается
единственно возможным решением - из-за
требований по возможности замены деталей
горячей части в эксплуатации или из-за трудностей
сборки массивных корпусов турбин большой
мощности (см. рис. 8.31).
Практически все корпуса современных
авиационных турбин имеют систему наружного
охлаждения - для регулирования радиальных
зазоров между ротором и статором. Эта система
чаще всего состоит из трубопроводов, через
отверстия в которых охлаждающий воздух из-за
вентилятора или подпорных ступеней с помо-
щью струйного охлаждения уменьшает темпе-
ратуру корпуса.
На рис. 8.89 показана система обдува
корпусов ТВД и ТНД CF6-80C2. Для ТВД воздух из-
за вентилятора подается по трубам 24 в
кольцевые трубопроводы 25 и 26, через отверстия
в которых воздух охлаждает основные и
вспомогательные фланцы ТВД. Для ТНД воздух из-
за вентилятора подается в раздаточную
трубу 27, из которой воздух поступает в систему
опоясывающих корпус трубопроводов 28,
имеющих отверстия для струйного охлаждения
корпуса. Трубопроводы с отверстиями размещены
над утолщениями корпуса, которые определяют
темп его прогрева и величину теплового
расширения.
В некоторых случаях (см. рис. 8.110) система
обдува корпуса через трубопроводы заменяется
теплоизоляцией в корпусах (уменьшающей теп-
ловой поток к наружному корпусу из проточной
части) и наружными кожухами 77, изолирую-
щими фланцы от потока наружного контура.
Тем самым замедляется реакция корпуса на
изменение режима работы двигателя.
Оптимизация теплового состояния корпуса
на стационарных режимах работы и тепловой
инерции корпуса на переходных режимах с по-
мощью обдува и теплоизоляции должна
сочетаться с необходимым конструктивным
перераспределением массы корпуса. Это позволяет
обеспечивать необходимые радиальные зазоры
во всем рабочем цикле турбины.
При изготовлении корпусов в последнее
время интенсивно используется сварка. Она по-
зволяет существенно снизить размеры заготовок
и отходы металла (неизбежные при
механической обработке поковок), изготавливать кор-
пусные кольца из стального листа со сваркой
встык. Цельные корпуса многоступенчатых
турбин изготавливают сваркой полученных колец.
8.5.2. Сопловые аппараты
Статорные (сопловые) лопатки, собранные
в решетку для каждой ступени, образуют сопло-
вой аппарат (CA), входящий в конструкцию
статора турбины. К основным чертам конструкции
сопловых аппаратов можно отнести следующие.
Двухопорное крепление сопловых лопаток
Двухопорное крепление лопаток (в
наружном корпусе и на внутреннем диаметре
проточной части) применяется для увеличения
жесткости и прочности конструкции соплового ап-
парата. Наружные полки сопловых лопаток
(см. рис. 8.110) специальными зацепами 12 кре-
пятся за внутренние фланцы 13 корпуса
турбины и фиксируются от выхода из зацепления
следующими деталями (сотовыми вставками 3).
Нижние полки лопаток своими плоскими вы-
ступами («ножками») 14 крепятся (по несколько
штук) к сегментам 15 сотовых уплотнений
с помощью болтов 16.
Для того чтобы в CA не возникло
добавочных напряжений, относительно длинные лопат-
ки обычно крепятся жестко только в наружном
корпусе. Во внутренних креплениях (кольцах) -
«ножки» лопаток устанавливаются с зазором
с учетом возможности их свободного радиаль-
ного перемещения. При жестком закреплении
256

8.5. Статоры турбин
во внутреннем кольце это кольцо делают раз-
резным (из нескольких сегментов - по одному
сегменту на 2 или несколько лопаток).
Верхними полками лопатки обычно
устанавливаются в проточки кольцевых деталей корпуса
и фиксируются в окружном направлении пазами
и выступами на кольцевых деталях. В осевом на-
правлении полки лопаток удерживаются распо-
ложенными за ними деталями корпуса.
Возможно крепление и фиксация лопаток
с помощью штифтов (которые при ремонте
приходится высверливать). Поэтому такая
технология крепления не является предпочтительной.
Типичная схема крепления охлаждаемой co-
пловой лопатки ТВД (Rolls-Royce) к корпусу
приведена на рис. 8.119.
Конструкция неохлаждаемых CA
Типичная конструкция неохлаждаемых co-
пловых аппаратов ТНД RB211-535E4 (Rolls-
Royce) показана на рис. 8.110. Лопатки CA этой
ТНД неохлаждаемые, однако они выполнены
полыми. В авиационных ТНД жесткие
требования по массе вынуждают делать полыми даже
неохлаждаемые лопатки CA.
Типичная конструкция неохлаждаемой co-
пловой лопатки ТНД приведена на рис.8.111.
Наружная полка 1 лопатки имеет передний фла-
нец 2, которым она крепится во фланцах
корпуса, а по заднему фланцу 3 наружной полки
удерживается разрезными кольцами. Нижняя
полка 4 имеет фланец 5 для крепления сотового
уплотнения.
Рис. 8.111. Неохлаждаемая сопловая лопатка ТНД:
1 - наружная полка; 2 - передний фланец полки; 3 -
задний фланец полки; 4 - нижняя полка; 5 - фланец
Системы охлаждения lCA ТВД
Для современных турбин сложился
достаточно узкий диапазон применяемых
конструкций охлаждаемых CA. Для сопловой лопатки
первой ступени ТВД, работающей в наиболее
теплонапряженных условиях, используется
конструкция с несколькими полостями и вставными
дефлекторами.
Типичная конструкция охлаждаемого lCA
ТВД показана на рис. 8.112 - lCA ТВД RB211-
535E4 (Rolls-Royce).
В переднюю полость 1 лопатки воздух по-
ступает через отверстия 2 в наружной полке,
а затем через отверстия в дефлекторе 3 обеспе-
8
10
Рис. 8.112. lCA ТВД RB211-535E4: 1- передняя полость; 2- отверстие входа в переднюю полость;
3 - дефлектор; 4 - выступы на стенках; 5 - отверстия в стенке входной кромки лопатками; 6-
центральный канал; 7 - поперечные ребра; 8 - поворотный канал в заднюю полость; 9 - пластинчатый дефлектор;
10 - штырьки; 11 - пластинчатый дефлектор полки
257

Глава 8. Турбины ГТД
чивает струйное охлаждение внутренних сте-
нок. Дефлектор с помощью выступов 4 на стен-
ках лопатки регулирует расход воздуха на пле-
ночное охлаждение разных частей профиля
через отверстия 5 пленочного охлаждения. Воздух
в заднюю полость проходит через центральный
канал 6 с поперечными ребрами 7 и
перебрасывается через поворотный канал 8 в заднюю по-
лость. В задней полости использован
односторонний (пластинчатый) дефлектор 9,
дозирующий расход воздуха на выходную кромку. До
выходной кромки воздух проходит через
штырьковую матрицу 10. Полки имеют
конвективное струйное охлаждение через пластинча-
тый дефлектор 11 с отверстиями. Отверстия
пленочного охлаждения на внутренних и
наружных полках (в отличие от CF6-80C2,
рис. 8.115) отсутствуют, так как полки имеют
теплозащитное покрытие.
Использование дефлектора в виде
односторонней пластины обусловлено трудностями
размещения дефлектора из-за элементов
пространственного профилирования лопатки.
На рис. 8.113 приведена схема сопловой ло-
патки первой ступени проекта E3 фирмы
«General Electric» [8.1]. Проект E3 - Energy
Efficient Engine - «энергетически эффективный
двигатель» - был реализован в первой половине
25'
Радиальныи\
угол
отверстий
пленочного
охлаждения ^-^J
на входной
кромке
0.508/13
0.506/14 V
0.508/15 \ _\
0.508/1 b^3^*tr^
0. 508/16-Ь/у
о. 508/i 6vV^—«-_;
°'610/2F0^721
Диаметр/Отверстий в ряду
ч
Разные
углы
0.610/17
--*
/
**
*
pi || ■
"^7508/16
i
1
0.508/18
^^
Ух
пазов 0,559 x 1.63
_ Ф^
Специальная форма отверстий
для диффузорного течения
Поток охладителя сверху
2.57 МПа B6.2 кг/см)
883XF10"C) "
Рквд = 2.66 МПа B7.12 кг/с
Запас подавлению
воздуха над газом
1О0(Рв-Р\)/Р*г
Газ
= 2^509 МПа B5.58 кг/см2)
= 2.526 МПа B5.76 кг/см*)
.„,.
P
P*
2,37% G
квд
Поток охладителя снизу
P* = 2.61 МПа B6.62 кг/см2)
T* =883 КF10°С)
n
Рис. 8.113. Конструкция системы охлаждения lCA ТВД E GE Aircraft Engines
258

8.5. Статоры турбин
1980-х гг. ведущими двигателестроительными
компаниями США - Pratt&Whitney и General
Electric Aircraft Engines и финансировался
американским правительством. Разработанные
в этом проекте технологии применяются
практически во всех современных конструкциях
авиационных турбин. К особенностям
конструкции лопатки lCA ТВД (см. рис. 8.113)
можно отнести:
- радиальное расположение отверстий на
входной кромке 1 и на начальном участке
корыта 2;
- отверстия (на спинку) с расширением для
снижения скорости потока и улучшения
формирования пленки;
- подача воздуха раздельно в переднюю 3
(снизу) и заднюю 4 (сверху) полости лопатки
для уменьшения гидравлических потерь охлаж-
дающего воздуха;
- радиальное изменение площади сечения
полостей 3 и 4 в соответствии с изменением
расхода воздуха в радиальном направлении (за
счет постепенного истечения в отверстия
дефлектора).
Охлаждающий воздух из полости 3 через
отверстия в дефлекторе 5 струйным натеканием
охлаждает внутренние стенки передней полости
и через 10 рядов отверстий выходит на
поверхность лопатки для пленочного охлаждения.
Охлаждающий воздух из полости 4 через
отверстия в дефлекторе 6 струйным натеканием ox-
лаждает внутренние стенки задней полости
и выходит в проточную часть, частично, через
2 ряда отверстий на корыте и в основном через
систему длинных каналов-отверстий 7 в пазы на
корыте перед выходной кромкой.
На рис. 8.114 показан внешний вид lCA ТВД
PW2000 (Pratt&Whitney). Верхняя полка 1 имеет
фланец 2 с пазом под болт для фиксации от
перемещения в окружном направлении. Нижняя
полка 3 на торце 4 и заднем фланце 5 имеет
продольные прямые пазы-канавки под
«перьевые» уплотнения. Прямыми эти пазы
выполняются для обеспечения низкой шероховатости
поверхности паза при изготовлении шлифова-
нием (к поверхностям канавки под действием
разницы давлений должна плотно прилегать
тонкая пластинка, препятствуя утечкам через
стык полок).
Входная кромка 6 охлаждается воздухом из 6
рядов отверстий пленочного охлаждения. На
корыте видны два массива отверстий - 7 (для
воздуха из передней полости) и 8 (для воздуха
из задней полости).
Общими проблемами для сопловых лопаток
первой ступени являются ограниченность
запаса по давлению охлаждающего воздуха для пле-
ночного охлаждения входной кромки (этот
запас равен разнице потерь давления для газа
и вторичного воздуха в камере сгорания) и
значительная разница в давлениях газа на выходе
при выпуске воздуха в разные участки профиля.
Поэтому лопатка обычно имеет не менее двух
основных полостей и иногда несколько
вспомогательных. Вспомогательные полости
образуются при разделении полости между дефлекто-
ром и стенкой лопатки на несколько полостей за
счет выступов на дефлекторе или на стенке. Это
позволяет управлять расходом воздуха по
участкам профиля и уменьшить вероятность
затекания газа во внутреннюю полость при
частичном прогаре стенки.
i
Рис. 8.114. lCA ТВД PW2000 (Pratt&Whitney): 1 - верхняя
полка; 2 - фланец; 3 - нижняя полка; 4 - торец полки; 5 -
задний фланец; 6 - входная кромка; 7 - отверстия на
корыто из передней полости; 8 - отверстия на корыто из
задней полости
Для сопловых лопаток первой ступени
допустимы относительно большие величины
расхода воздуха на охлаждение (8...12 % от
расхода воздуха на входе в КВД). Это объясняется
тем, что отбор мощности от потока газа
начинается только на рабочих лопатках первой ступе-
259

Глава 8. Турбины ГТД
ни, на которых работает смесь газа и воздуха из
1 сопловой лопатки. Поэтому увеличение
отбора на лопатку увеличивает только температуру
газа перед ней, но не меняет температуру газа
перед ротором ТВД (T41, см. рис. 8.1, 8.3),
которая и является наиболее важной в системе
двигателя.
Охлаждаемые сопловые лопатки первой сту-
пени ТВД обычно имеют и охлаждаемые полки.
На рис. 8.116 приведена конструкция lCA ТВД
CF6-80C2, на внутренних полках которого
хорошо видны отверстия пленочного охлаждения.
Системы охлаждения 2CA ТВД
Типичная конструкция охлаждаемого 2CA
(ТВД E3 General Electric [8.2]) показана на
рис. 8.115.
Наружный корпус 1 ТВД имеет на
внутреннем диаметре фланец 2, в котором с помощью
зацепа 3 на наружной полке крепится сопловая
лопатка. Задний фланец 4 наружной полки
крепится к внутреннему фланцу 5 корпуса с по-
мощью болта 6. Наружная полка лопатки 7
образует «внутренний корпус» и одновременно
наружный контур проточной части. Нижняя
(внутренняя) полка 8 лопатки образует нижний
контур проточной части и к заднему фланцу 9
этой полки крепится сотовое уплотнение 10
с помощью болта 11.
В наружном корпусе 1 имеется кольцевой
фланец 72, в который через трубы подводится
охлаждающий воздух в кольцевую полость 13
над сопловыми лопатками. Часть этого воздуха
через пластинчатый дефлектор 14 охлаждает
струйным натеканием внутреннюю поверхность
наружных полок, а основная часть входит во
внутреннюю полость 15 дефлектора лопатки
и реализует струйное охлаждение стенок лопат-
ки через отверстия в дефлекторе. Воздух после
охлаждения полок и стенок лопатки собирается
в полости 16 между дефлектором и стенкой
ичерез щелевой канал 17 ввыходной кромке
вытекает в проточную часть через пазы 18 на
корыте перед выходной кромкой.
Значительная часть воздуха из внутренней
полости дефлектора через отверстия 19 в
нижней полке поступает в полость под лопаткой для
наддува осевого зазора и охлаждения сотового
уплотнения 20 и соответствующего ему лаби-
воздух из-за 7 ступени
компрессора 12
о.15%(утечка|
1.85% (расход на охлаждение лопатки)
II
18
0.35% (продувка вставок корпуса)
i6
15
8
дефлектор с отверстиям!
для струйного охлаждения
диаметром 0.51мм
волнистыелинии
обозначают утечки
19
11
0.05%
(утечка)
0.5% (продувка лабиринта)
Q
Рис. 8.115. Конструкция охлаждаемого 2CA ТВД проекта E General Electric [8.2]: 1 - наружный корпус; 2 - фланец
корпуса; 3 - зацеп; 4 - фланец полки; 5 - фланец корпуса; 6 - болт; 7 - наружная полка; 8 - нижняя полка; 9 - фланец; 10 -
сотовое уплотнение; 11 - болт; 12 - кольцевой фланец; 13 - кольцевая полость; 14 - пластинчатый дефлектор; 15 - полость
дефлектора лопатки; 16 - полость между дефлектором и стенкой; 17- охлаждающий канал; 18 - пазы; 19 - отверстия в полке;
20 - соты
260

8.5. Статоры турбин
ринта ротора ТВД. Ктипичным особенностям
систем охлаждения 2CA следует отнести ис-
пользование воздуха промежуточной ступени
КВД (с более низкой температурой и давлени-
ем, чем на выходе из КВД), что допустимо по
давлениям в проточной части и выгодно для
термодинамики двигателя. В приведенном
случае используется воздух седьмой (из десяти)
ступени компрессора.
Указанный на рис. 8.115 расход воздуха для
высокотемпературной турбины будет
существенно выше (до 4,0...4,5 %). Следует отметить,
что приведенный на рисунке уровень утечек
является достаточно оптимистичным и представ-
ляет собой скорее требования к утечкам, чем их
реальный уровень.
Для высокотемпературных двигателей
возможно также использование дополнительного
пленочного охлаждения вблизи входной кромки.
При весьма вероятном использовании
пространственной формы лопаток 2CA
использование дефлектора может быть затруднено или
даже невозможно. В этом случае применяется
такая же многоходовая схема течения воздуха, как
и в рабочей лопатке первой ступени ТВД.
Изготовление и ремонт
Сопловые лопатки могут изготавливаться
группами (блоками) по несколько штук в
каждом блоке (рис. 8.116, 8.117). Преимущества из-
готовления лопаток в блоках проявляются
исключительно в удешевлении производства - из-
за исключения операций точной механической
обработки боковых сопрягаемых поверхностей
верхних и нижних полок лопаток.
Для охлаждаемых лопаток ТВД в блоке
обычно бывает не более двух лопаток, так как
в ТВД наиболее сильны термические
деформации. Кроме того, удорожается ремонт таких ло-
паток (при необходимости замены только одной
лопатки). Для ТНД в одном блоке может быть
до шести и более лопаток.
Однако при появлении проблем с точностью
литья ущерб от брака возрастает в соответствии
с количеством лопаток в блоке. Кроме того,
блочные лопатки могут привести к увеличению
стоимости ремонта, когда при повреждении
одной из лопаток в блоке приходится выбрасывать
весь блок. Именно по этой причине в новых
конструкциях стремятся применять одиночные
лопатки.
«GE Aircraft Engines» традиционно
применяет блоки по две лопатки для первой и второй
ступеней ТВД. Для решения проблемы
стоимости ремонта разработана технология, примени-
мая даже для монокристаллических сопловых
лопаток (рис. 8.118). При этом из блочного CA
сохраняются детали крепления верхней 1 и
нижней 2 полок, а блок с монокристаллическими
профилями 3 отливается заново. В новом блоке
детали крепления нижней 2 и верхней 3 полок
сохраняются и соединены с отливкой с помо-
щью пайки.
ш\
Ш 1
НА я
L1
Ш -■ 1
-■ 1
• f ■ ^F ^i
: i ^H. - J
■ :' ж /-I
1 Щ 1 //:
\ J'-w a
Pel- & 1 91
■ - -Я
Hi
Рис. 8.116. Блочный lCA ТВД двигателя CF6-80C2
(по две лопатки в блоке)
-
-. К' ' •■
;
*■
. --
и v
t * >/ \
•■- .
■
Kfe5jfc^i ' ' ■ ■
Рис. 8.117. Блочный CA ТНД (по шесть лопаток
в блоке)
261

Глава 8. Турбины ГТД
3
Рис. 8.118. Ремонт блочного CA ТВД CFM56-5:1 - фланец верхней полки; 2 - фланец нижней полки; 3 - отливка блока
8.5.3. Аппараты закрутки
Обязательной частью конструкции статора
современной турбины стал аппарат закрутки.
Аппарат предварительной закрутки
охлаждающего воздуха на выходе из статора и входе
в ротор применяется для снижения температуры
охлаждающего воздуха для рабочих лопаток.
Аппарат закрутки стал обязательной частью
конструкции ТВД (иногда и высокооборотных
охлаждаемых ТНД военных двигателей).
При закрутке охлаждающего воздуха в
направлении вращения диска и увеличении его
скорости до окружной скорости диска
происходит уменьшение температуры торможения
воздуха по отношению кротору. Это уменьшение
определяется разностью скоростей воздуха
относительно статора и ротора, так как в
относительном движении скорость воздуха (и его тем-
пература торможения) меньше.
Аппарат закрутки разгоняет охлаждающий
воздух и закручивает его в направлении
вращения диска. Он представляет собой лопаточную
решетку или ряд специальных сопел (иногда
круглых). На рис. 8.119 приведена конструкция
аппарата закрутки ТВД RB211-535E4 (Rolls-
Royce) [8.3]. Воздух из вторичной зоны камеры
сгорания поступает в кольцевую полость 1 пе-
ред лопатками 2 аппарата закрутки. Из лопаток
воздух с окружной скоростью, равной скорости
вращения диска, поступает в полость 3 перед
диском. Верхний лабиринт 4 предназначен для
предотвращения утечки воздуха в осевой зазор.
Нижний лабиринт 5 предназначен для уплотне-
ния полости 3 от горячего воздуха из-за КВД.
Из полости 3 воздух через отверстия 6 в ободе 7
диска ТВД поступает под замок 8 рабочей
лопатки 9 и далее во внутреннюю полость ло-
патки.
Рис. 8.119. Аппарат закрутки ТВД RB211-535E4 [8.3]
(печатается с разрешения Rolls-Royce plc.): 1 - полость
перед аппаратом закрутки; 2 - лопатки; 3 - полость перед
диском; 4 - верхний лабиринт; 5 - нижний лабиринт; 6 -
отверстия в диске; 7 - обод диска; 8 - замок РЛ; 9 - РЛ
В реальных конструкциях максимальное
снижение температуры торможения возможно
у одноступенчатых турбин с очень высокой
степенью расширения и высокой окружной
скоростью рабочего колеса. У таких турбин на входе
в диск снижение температуры может достигать
9О...1ОО°С.
Но еще до входа в профильную часть
рабочей лопатки воздух подогревается за счет
центробежных сил (пропорционально разнице
окружных скоростей на радиусах входа в диск
262

8.6. Радиальные зазоры в турбинах
и в рабочую лопатку). В конечном счете, на
входе в лопатку абсолютное снижение темпера-
туры воздуха (относительно температуры за
компрессором в месте отбора) может составить
не более 100 °С. Однако схема подвода воздуха
с аппаратом закрутки снимает подогрев,
который имел бы место без аппарата закрутки
и снижает температуру лопатки на десятки
градусов.
Контрольные вопросы
1. Какие детали включает в себя статор
турбины?
2. С какой целью увеличивают тепловую
инерцию корпуса турбины?
3. Почему корпусы современных турбин
выполняются двойными?
4. Почему в конструкции корпусов турбин
авиационных ГТД не применяются
горизонтальные разъемы?
5. Почему сопловые лопатки турбин имеют
обычно двухопорное крепление?
6. Каким образом обеспечивается свобода
теплового расширения сопловых лопаток?
7. Для чего предназначены дефлекторы в co-
пловых лопатках турбин?
Поясните назначение аппарата закрутки ox-
лаждающего воздуха в турбине.
Список литературы
8.1. The big turbofans. Interavia 6/1988.
8.2. Halila E.E., Lenahan D.T., Thomas T.T.
Energy Efficient Engine. High Pressure Turbine
Test Hardware Detailed Design Report /
E.E. Halila, D.T. Lenahan, T.T. Thomas // NASA
CR-167955, 1982.
8.3. The Jet Engine. Rolls-Royce plc, 1997.
8.6. Радиальные зазоры в турбинах
Радиальные зазоры между ротором и
статором турбины необходимы для нормальной
работы и оказывают значительное влияние на ее
эффективность. Это влияние увеличивается при
увеличении как абсолютного, так и
относительного (по отношению к длине лопатки) значения
радиального зазора.
8.6.1. Влияние радиального зазора
на КПД турбины
Протекающее через радиальный зазор над
рабочей лопаткой и через радиальный зазор под
сопловой лопаткой рабочее тело не вносит
своего вклада в мощность турбины. В радиальном
зазоре эти утечки теряют свой потенциал по
давлению и сохраняют свою температуру, т.е.
энергию, не отдавая ее в полезную работу
турбины.
Величина утечек достаточно надежно
определяется на базе эмпирических формул,
обобщающих многочисленные экспериментальные
исследования.
Для турбины с лопатками без бандажных по-
лок можно рекомендовать достаточно простое
соотношение из работы [8.1]. Согласно этой
работе, относительное уменьшение КПД ступени
турбины (по параметрам торможения) за счет
радиального зазора равно удвоенной
относительной величине радиального зазора (величине
зазора, отнесенной к средней высоте проточной
части, которая включает лопатку и радиальный
зазор). Авторы обобщили экспериментальные
результаты по изменению КПД для
относительных величин зазора до 5 %. Важен для
конструирования лопаток вывод о том, что величины
утечек практически не зависят от конструкции
торца лопатки (практически одинаковы для
плоского торца и торца с канавкой, в том числе
с выпуском охлаждающего воздуха).
Указанная зависимость выглядит слишком
простой, так как не включает даже степень
реактивности. Но ее авторы указывают, что в
безбандажной лопатке основную роль играет
перетекание газа на торце со стороны давления
(корыта) на сторону разрежения (спинку), которое
не зависит от степени реактивности. Кроме то-
го, зависимость [8.1] удовлетворительно
подтверждается и другими данными [8.2, 8.3].
Таким образом, можно сделать важный для
практики вывод о равнозначности с точки
зрения утечек двух основных вариантов
конструкции торца - сплошного (плоского) и с канавкой.
Этот вывод в принципе подтверждается и
практикой - использованием в серийных
конструкциях лопаток ТВД как торца с канавкой (ПС-
90A, CFM56, CF6-80C2), так и плоского торца
(PW2000, PW4000, V2500).
Для лопаток с бандажными полками
целесообразно использовать обычные формулы для
263

Глава 8. Турбины ГТД
определения расхода газа через лабиринтные
уплотнения [8.4].
Эффективность лабиринтного уплотнения
увеличивается:
- с заострением верхней части зубца ушют-
нения;
- с увеличением размеров воздушной камеры
между зубцами (с увеличением отношения шю-
щадей радиального зазора и межзубцовой ка-
меры увеличивается гидравлическое
сопротивление);
- с введением ступенек между соседними
парами уплотнений зубец - соты;
- с наклоном зубцов против направления
утечки.
8.6.2. Изменение радиальных зазоров
турбины в работе
Изменение радиальных зазоров вследствие
износа
Износ концевой (торцевой) поверхности
рабочей лопатки ТВД является основной
причиной увеличения радиального зазора между po-
тором и статором. Износ ротора (который мо-
жет иметь место на одном из переходных
режимов) приводит к увеличению рабочего зазора
и снижению КПД на всех остальных, в том
числе основных рабочих режимах двигателя. Износ
корпуса чаще всего бывает местным
(обусловленным неидеальной формой детали) и обычно
не имеет столь значительных последствий для
эффективности турбины.
Основными причинами износа торца рабочей
лопатки являются трение (врезание в корпус)
и эрозионный износ. Эрозионный износ торца
лопаток (а также и корпусных вставок над
этими лопатками) в процессе эксплуатации
становится главной причиной неконтролируемого
увеличения радиального зазора для первой
(и в определенной степени во второй) ступени
ТВД [8.5].
Изменение радиального зазора от темпа
прогрева деталей турбины
Темп прогрева характеризуется величиной,
называемой постоянной времени,
т = mc I (aF),
где m - масса; с - удельная теплоемкость
материала; a - коэффициент теплоотдачи; F - пло-
щадь поверхности.
Более массивные или имеющие меньшую
интенсивность теплоотдачи детали (например,
диски) нагреваются и остывают медленнее,
264
а детали с меньшей массой или с большим
коэффициентом теплоотдачи быстрее (например,
корпус).
Как показывает анализ, изменения размеров
деталей во время работы вызваны в основном
влиянием температуры. Влияние центробежных
нагрузок (для ротора) в несколько раз менее
значительно.
Корпус в пределе представляет собой быстро
реагирующую на изменение режима двигателя
тонкую оболочку и обычно достаточно быстро
изменяет свою температуру (и, соответственно,
размер) при изменении температуры потока газа
в проточной части. Ротор представляет собой
массивную (за счет дисков) конструкцию, к то-
му же находящуюся преимущественно в среде
охлаждающего воздуха (который гораздо
медленнее газа реагирует на изменение режима
двигателя). Поэтому тепловая инерционность
ротора существенно выше. При увеличении
режима отставание ротора ведет к увеличению ра-
диального зазора, а при уменьшении (сбросе)
режима - к его уменьшению.
Многое в этих процессах зависит от темпа
изменения режима двигателя и соотношения те-
пловой инерционности ротора и корпуса. При
недостаточном радиальном зазоре в сборке или
неблагоприятном сочетании тепловой
инерционности ротора и статора могут возникнуть
контакт и недопустимый износ как на сбросе
режима, так и при быстром увеличении режима
(например, на взлете).
Влияние, которое оказывает увеличение
радиальных зазоров турбины в работе на ее
эффективность, привело к появлению на двигателе
систем управления радиальными зазорами.
8.6.3. Управление радиальными
зазорами
Целями при управлении зазорами турбины
являются:
- обеспечение минимально возможного
рабочего зазора на основном рабочем режиме
(режиме крейсерского полета) или нескольких
основных режимах, обеспечивающего макси-
мальный КПД турбины;
- исключение неприемлемого износа корпуса
и особенно ротора при возможном контакте на
переходных режимах, которое приводит к
увеличению радиальных зазоров на величину
износа на всех стационарных рабочих режимах.
Управление радиальными зазорами
подразумевает:

8.6. Радиальные зазоры в турбинах
- конструктивное обеспечение минимально
допустимых радиальных зазоров - так
называемое пассивное регулирование радиальных
зазоров;
- конструктивное обеспечения минимально-
го износа деталей ротора (лопаток и лабирин-
тов) и статора (корпуса и уплотнений) во время
эксплуатации;
- применение систем активного управления
радиальными зазорами (САУРЗ) во время
рабочего цикла двигателя;
Существуют исследовательские работы, по-
священные экономической эффективности
регулирования радиальных зазоров в турбомаши-
нах двухконтурных авиационных двигателей
[8.5]. Они показывают, что выигрыш в
стоимости жизненного цикла двигателя от внедрения
мероприятий по управлению радиальным зазо-
ром в ТВД в два раза больше, чем в КВД
и в четыре раза больше, чем в ТНД.
Пассивное регулирование радиальных
зазоров
Пассивное управление радиальными
зазорами основано на выборе материалов и
конструкции ротора и статора турбины,
обеспечивающих минимальное относительное
перемещение.
В конструкциях авиационных турбин,
созданных до начала 1980-х гг. и до сих пор
находящихся в эксплуатации, применялось только
пассивное регулирование радиальных зазоров.
Наружные корпуса турбины снаружи не охлаж-
дались или охлаждались только постоянным по-
током воздуха наружного контура (в
двухконтурных двигателях).
Конструктивные меры по управлению ради-
альными зазорами турбины в основном
заключаются в увеличении тепловой инерционности
корпуса турбины. Это вызвано тем, что
геометрические параметры ротора и его материалы
определяются в основном по условиям
прочности и обеспечения требуемого ресурса.
На рис. 8.87 приведена конструкция корпуса
ТВД PW6000, которая использует различные
способы увеличения тепловой инерционности
корпуса:
- применение двухслойного корпуса (коль-
цевого наружного, удаленного от проточной
части, и внутреннего - из отдельных сегментов,
составляющего проточную часть); при этом
холодный наружный корпус определяет
радиальное перемещение статора;
- введение двух областей концентрации мас-
сы (фланцев) со специальным их охлаждением
на наружном корпусе;
- струйное охлаждение вставок через
специальные отверстия и их термобарьерное
покрытие для уменьшения теплового потока в корпус.
Конструктивное обеспечение минимальных
радиальных зазоров
Для облегчения местной приработки корпуса
без износа ротора сопряженные с ротором
детали корпуса делают из мягкого материала или
покрывают их таким материалом.
Для сплошного плоского торца лопатки ис-
пользуется наплавка или напайка частичек
абразивного материала, который работает совместно
со вставками (в корпусе) из прирабатываемого
материала. Такая конструкция позволяет
компенсировать неизбежные колебания местной
величины зазора за счет отклонения от
правильной окружности конструкции корпуса и
эксцентриситета ротора. Локальная приработка мягко-
го керамического материала (наносимого на
вставки в корпусе) позволяет сохранить торец
рабочей лопатки и, соответственно, радиальный
зазор в остальной части рабочего колеса.
В сохранении величины радиального зазора
в процессе эксплуатации наиболее важную роль
играет предотвращение эрозии, окисления и
коррозии торцевой поверхности рабочей лопатки
первой ступени ТВД и корпусных вставок над
ней. Главную роль в этом процессе играет
применение пленочного охлаждения торца
(способы которого рассмотрены в подразд. 8.4.2)
и вставок. Еще один доказавший свою
эффективность способ замедления процессов эрозии
и коррозии - изготовление лопаток и вставок из
монокристаллического литья. Монокристалли-
ческий материал (см. рис. 8.123) обладает
существенно более высокой устойчивостью к
высокотемпературному окислению и коррозии.
Активное регулирование радиальных
зазоров
Активное регулирование зазоров
предназначено для уменьшения рассогласования темпов
прогрева роторных и статорных частей
турбины. На рис. 8.120 и 8.121 приведено изменение
радиального зазора рабочей лопатки первой
ступени ТВД в полетном цикле двигателя за
счет применения САУРЗ. САУРЗ управляет те-
пловой инерционностью статора с помощью
управляемого его охлаждения (управления
расходом охлаждающего воздуха на корпус).
265

Глава 8. Турбины ГТД
о
I
•
«
ш
2
5
S
i
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
старт^
-л йигатс-л
|Цвг11 a i vj i
а
ускорение
р Юсокувд
наземный
малый газ
статор
Ротор-^_
-- —'
----—
"э
зазор на взлете
2
Т
- - Л-
i
взлетный
W режим
у
f
на)
вы
5ор
соты
вклк
1
крейсере!
>чеж
режим
>
САУЗ
---—-
■— ....
—— ■
зазорна
крейсерском
режиме
без а
г
1
\УЗ
• ■ ->
КИЙ
/ ♦
t
зазорна
крейсерском
режиме
cAP3
100
200 300
400 500
600 700
100
Время, с
Рис. 8.120. Изменение радиального зазора для 1РЛ ТВД на режимах запуска, взлета, набора высоты
и крейсерского полета (без включения и с включением САУРЗ) [8.5]
s
I
ф
1
ё
i
л
5
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
крейсерский
100
200
300 400
500 600 700 800
Время, с
Рис. 8.121. Изменение радиального зазора для 1РЛ ТВД на режимах крейсерского полета, полет-
ного малого газа и при «горячем запуске» (повторном выходе на крейсерский режим) [8.5]
266

8.6. Радиальные зазоры в турбинах
На практике активное и пассивное
регулирование зазоров обычно используются совместно.
На рис. 8.89 приведена система обдува корпусов
ТВД и ТНД CF6-80C2, которая обеспечивает
не только обдув через трубопроводы, но и с по-
мощью специальных кожухов прижимает ис-
пользованный воздух к корпусу ТВД для
улучшения теплообмена.
На рис. 8.90 приведена конструкция
системы наружного обдува корпусов ТВД и ТНД
PW6000. Для улучшения реакции корпуса на
нем выполнены дополнительные ребра, к
которым непосредственно приближена система
обдува.
Влияние САУРЗ на характеристики турбины
зависит от:
- эффективности охлаждения корпусов;
- закона управления работой системы,
который в свою очередь может быть:
• двухпозиционным (включено-выключено);
• управляющим расходом воздуха в
трубопроводах обдува по заранее установленной мо-
дели (откалиброванной в процессе доводки);
- использующим систему обратной связи
(управляющий расходом воздуха в системе на
основании информации о реальной температуре
корпуса и сравнении ее с данными в
управляющей модели). Идеальным вариантом было бы
использование информации о величине зазора,
но в условиях эксплуатации получить такую
информацию пока не представляется
возможным.
8.6.4. Выбор радиального зазора
при проектировании
Задача выбора радиального зазора решается
при проектировании турбины и САУРЗ. На пер-
вом этапе устанавливается минимально
необходимый радиальный зазор, обеспечивающий
возможность сборки и работоспособность
конструкции на базовых режимах работы
турбины (чаще всего их три - малый газ, взлетный
и крейсерский режимы).
После проектирования ротора, корпуса
и САУРЗ оптимизируются системы
охлаждения ротора, корпуса и логика управления
системой в процессе аналитического моделирования
зазоров в течение рабочего цикла.
Конструктивные особенности, материалы, система
охлаждения ротора и корпуса определяют
скорость и величину изменения размеров ротора
и корпуса.
Итогом расчетов становится выбор радиаль-
ного зазора в холодном состоянии (для сборки)
и оптимального варианта логики управления.
Минимально необходимый радиальный
зазор
На первом этапе должен быть определен ми-
нимальный радиальный зазор, обеспечивающий
исключение врезания роторных деталей (прежде
всего рабочих лопаток) в корпус. На
последующих стадиях проектирования врезание ротора
в корпус, особенно в сотовые уплотнения и при-
рабатываемые вставки, вполне может быть
признано допустимым и даже необходимым
после детального моделирования радиальных
зазоров в рабочем цикле.
Следует иметь в виду, что минимально
необходимый зазор определяется отдельно для трех
основных режимов работы двигателя - малого
газа, взлетного и крейсерского.
Минимальный зазор должен учитывать (для
примера взята турбина авиационного двухкон-
турного двигателя тягой около 20 тонн)
следующие факторы:
- производственные допуски на
изготовление деталей турбины и эксцентриситет
(отклонение от идеального круга) ротора. Изменение
зазора по этой причине может составить
0,15.. .0,40 мм (меньшая величина относится
к ТВД, большая - к ТНД, физические размеры
которой обычно больше). Такая величина зазора
обеспечивает сборку конструкции;
- изгиб ротора при работе за счет
номинальных (допустимых) значений дисбаланса.
Изменение зазора по этой причине может составить
0,05...0,15 мм.
Изменение зазора по этим двум причинам
действительно на всех основных режимах.
Маневренные нагрузки на корпуса и
ротора, которые приводят к деформациям деталей
и требуют дополнительного зазора,
необходимого для совместной работы деталей в двигате-
ле. Этот дополнительный зазор достигает на
взлетном режиме 0,05.. .0,10 мм, в несколько раз
меньше на крейсерском режиме, а на малом газе
пренебрежимо мал.
Возможность запуска двигателя через
1...2часа после выключения с учетом эффекта
«термического изгиба ротора». Этот изгиб
имеет место из-за диаметрального термического
градиента (накапливания оставшегося в
роторных деталях тепла в верхней части турбины).
Термический изгиб ротора может привести
267

Глава 8. Турбины ГТД
к временному заклиниванию роторов ТВД
и ТНД (на несколько часов) примерно через час
после выключения. Для исключения эффекта
«термического изгиба» может потребоваться
дополнительное увеличение радиального зазора
на 0,50 мм и более. Это увеличение необходимо
для малого газа.
Оптимизация изменения радиального
зазора в рабочем цикле
Рабочий цикл двигателя - основные рабочие
режимы и типовые переходные процессы между
ними определяют рабочие условия, в которых
должны обеспечиваться радиальные зазоры.
Следует отметить, что для основных
стационарных режимов работы турбины достаточно
достоверные оценки радиальных размеров ротора
и статора, а также радиального зазора могут
быть сделаны на основе одномерных
расчетов. Такие оценки очень полезны в начальной
стадии.
Основой для аналитического определения
радиального перемещения ротора и статора на
базовых и особенно на переходных режимах
работы является осесимметричное моделирование
нестационарного теплового состояния ротора
и статора. Именно моделирование
нестационарных процессов радиального перемещения
ротора и статора является одним из важнейших
требований при оптимизации системы управления
зазорами.
Как показывает практика расчетов, мини-
мальные значения радиального зазора в
переходных процессах (создающие опасность
врезания рабочей лопатки в корпус) обычно имеют
место в двух случаях: на режиме взлета
(см. рис.8.120 - 540-я секунда) ипри
увеличении режима с полетного малого газа
(см. рис. 8.121 - 730-я секунда). Как следует из
результатов моделирования зазора 1РЛ,
приведенных на рис. 8.120 и 8.121, для
рассматриваемой ТВД удалось исключить задевание рабочей
лопатки за корпус в обоих опасных случаях
и обеспечить минимальное значение радиально-
го зазора на основном (крейсерском) режиме
работы.
Выбранный холодный (монтажный)
радиальный зазор и отключение САУРЗ (с
увеличением температуры и размера корпуса) на
опасных переходных режимах обеспечили
удовлетворительные результаты. При этом на всех
трех базовых режимах (малый газ, взлет и
крейсерский) полученный радиальный зазор
превышает минимально необходимый зазор
(соответственно 0,70, 0,30 и 0,20 мм). Выбранная логика
работы наиболее проста (двухпозиционный
вариант). Недостатком полученного варианта
можно считать несколько увеличенный
радиальный зазор на взлетном режиме, однако не-
продолжительность взлетного режима и
уменьшенный риск врезания делают результат вполне
приемлемым.
Подобный же анализ должен быть проведен
и для остальных радиальных зазоров ТВД BРЛ,
2CA, верхний и нижний лабиринты аппарата
закрутки) и ТНД.
Список литературы
8.1. Hourmouziadis J., Albrecht G. An bitegrated Aerc^Me-
chanical Performance Approach to High Technology Turbine
Design. MTU, 1988.
8.2. NASA^WA Energy Efficient Engine. High Pressure
Turbine Detailed Design Report. NASA CR-165608, 1984.
8.3. NASA/GE E3 Flight Propulsion System Final Design
and Analysis. NASA CR-168219, 1985.
8.4. Абианц B.X. Теория авиационных газовых турбин /
B.X. Абианц. - M.: Машиностроение, 1979.
8.5. Lattime S.B. High-Pressure-Turbine Clearance Control
Systems: Current Practices and Future Directions / S.B.
Lattime, B.M. Steinetz // Journal of Propulsion and Power, Vol.20,
No.2, March-April 2004.
8.7. Герметизация проточной части
Ликвидация непроизводительных утечек газа
и охлаждающего воздуха представляет собой
одну из наиболее важных и наиболее
значительных по получаемому эффекту задач при
проектировании турбины. Утечка каждого
процента расхода газа в радиальный зазор (как
рабочего колеса, так и соплового аппарата)
приводит к равному по величине (в процентах)
уменьшению КПД ступени турбины.
Утечка в проточную часть турбины каждого
процента охлаждающего воздуха, отбираемого за
компрессором высокого давления (для двигателя
типа ПС-90А), приводит к увеличению удельно-
го расхода топлива на 0,3 % и увеличению тем-
пературы газа перед ротором ТВД на 10 °С.
Кроме того, сама утечка охлаждающего воздуха
в основной поток, особенно в область больших
скоростей (например, в осевой зазор между CA
и PK), способна привести к дополнительным
268

8.7. Гермитизация проточной части
потерям КПД - до 1,5 % КПД ступени на
каждый процент утечки охлаждающего воздуха.
8.7.1. Герметизация ротора и статора
от утечек охлаждающего воздуха
На рис. 8.122 приведена схема проточной
части ТВД, ротор и статор которой имеют
практически все виды уплотнений, которые
применяются в современных турбинах.
Для герметизации стыков деталей ротора
и статора от утечек охлаждающего воздуха
в проточную часть используются (см. рис. 8.122):
- Конусные упругие кольца 1 - для уплотне-
ния значительных осевых зазоров.
- Гофрированные W-образные кольца 2 - уп-
лотнение стыков между деталями статора, в
которых необходим зазор по условиям сборки для
компенсации температурных перемещений
в рабочих условиях.
- Так называемые «перьевые» уплотнения 3
между верхними и нижними полками сопловых
лопаток - для уплотнения воздушной полости
над CA и под CA от утечек в проточную часть
и утечек газа и воздуха между нижними полка-
ми 2CA.
«Перьевые» уплотнения состоят из тонкой
(примерно 0,3 мм) гибкой металлической по-
лоски, помещаемой одновременно в две парал-
2 Утечки газа
Вид 1
Утечки воздуха
Охлаждающий воздух
Вид II
Рис. 8.122. Проточная часть ТВД: 1 - конусное кольцо; 2 - гофрированные W-образные
кольца; 3 - «перьевые уплотнения»; 4 - проволока; 5 - трубка
269

Глава 8. Турбины ГТД
лельные канавки, прорезанные в смежных
деталях (торцах полок лопаток). Разница давлений
между полостями сверху и снизу полок прижи-
мает пластинки к стенкам канавок и уплотняет
зазор. Из принципа действия «перьевых» уплот-
нений ясно, что чем более гибкой является пла-
стинка и чем более ровной является
поверхность канавок, тем лучше прилегание и уплот-
нение. Поэтому канавки изготавливают методом
шлифования и имеют они преимущественно
прямолинейную форму.
- Кольцевые пазы с вставленной в них про-
волокой 4 - для уплотнения стыков деталей
ротора (в переднем и заднем дефлекторах и
промежуточном диске - на поверхностях, приле-
гающих к боковым поверхностям 1 и 2 дисков).
Под действием центробежной силы проволока
уплотняет стык роторных деталей.
- Деформируемая трубка 5 - для уплотнения
полости внутри лабиринтного уплотнения за
рабочей лопаткой 1 ступени использована
сжатая при сборке трубка.
8.7.2. Уплотнения между ротором
и статором
Лабиринтные уплотнения (ЛУ)
ЛУ (рис. 8.123) традиционный вид уплотне-
ния между ротором и статором. Вращающемуся
роторному лабиринту обычно противостоит
прирабатываемое (срезаемое) статорное
покрытие. Обычно на статоре крепятся соты, за
исключением высокотемпературных уплотнений
в проточной части ТВД, в которых используется
керамическое покрытие.
Статор
Сотовое
уплотнение
Воздушный
поток
Ротор
Рис. 8.123. Лабиринтное уплотнение
Прирабатываемое керамическое покрытие
в проточной части ТВД на рис. 8.122 применено
на разрезных вставках над рабочими лопатками,
которые работают в среде газа.
Соты применены в трех ЛУ под 2CA,
которые работают преимущественно в среде охлаж-
270
дающего воздуха. Соты применяются и в ЛУ
системы охлаждения (вторичной воздушной
системе) турбины. В проточной части ТНД
(см. рис. 8.90) над рабочими лопатками и под
сопловыми аппаратами применяются сотовые
ЛУ. Характерные конструктивные особенности
сотовых ЛУ заключаются в обеспечении макси-
мального коэффициента гидравлического
сопротивления за счет:
-увеличения размера полостей между зуб-
цами сотового уплотнения (называемых также
камерами торможения);
- наклона зубцов уплотнения против
направления движения потока;
- ступенчатого расположения зубцов в уп-
лотнении
Для обеспечения работоспособности уплот-
нения (уменьшения трения при врезании) концы
зубцов выполняются как можно более острыми,
а сами соты имеют увеличенную высоту.
Щеточные уплотнения (ЩУ)
ЩУ (рис. 8.124) внедряются в конструкцию
турбин с начала 1990-х гг. Они представляют
собой пучки проволоки из очень твердого спла-
ва (например, на основе кобальта). Гибкость по-
лученного пучка проволочек является главным
достоинством ЩУ и позволяет ему
обеспечивать минимальный зазор и минимальные утечки
на всех режимах работы. Лабиринтные уплот-
нения получают максимальное врезание на
переходных режимах работы (сбросе или наборе
режима), поэтому на стационарных (и наиболее
важных для турбины) режимах работы эти уп-
лотнения работают с увеличенным зазором
и утечками. Постоянный контакт и стабильно
минимальные утечки дают ЩУ значительное
преимущество - примерно в 20 % (в некоторых
источниках до 40 %) величины утечки.
Воздушный
поток
Вращающийся гладкий вал
Рис. 8.124. Щеточное уплотнение

8.8. Материалы основных деталей турбины
Характеристики ЩУ зависят от износа
(окружной скорости и качества покрытия на
противолежащей поверхности ротора).
Оптимальное покрытие (нанесенный с помощью плазмы
карбид хрома) в два раза уменьшает износ [8.1].
ЩУ достаточно хорошо показали себя в
эксплуатации в стационарных турбинах GE Power
Systems [8.2].
В авиационных турбинах условия работы по
многорежимности и особенно по цикличности
значительно жестче, чем у стационарных
энергоустановок.
ЩУ уже внедрены в эксплуатацию и на
авиационных турбинах (например, на двигателе
PW4084 для уплотнения верхнего и нижнего
диаметров аппарата закрутки ТВД) (рис. 8.125).
Максимальный диаметр 620 мм, окружная ско-
f>
рость 350 м/с, перепад до Пкг/см [8.1]. Эти
уплотнения успешно прошли 3000 циклов
стендовых испытаний на двигателе.
Рис. 8.125. Щеточное уплотнение для аппарата
закрутки в ТВД PW4048 (Pratt & Whitney)
Однако первые сведения о результатах их
длительной эксплуатации в авиакомпаниях бы-
ли не очень благоприятны. При разборке
нескольких двигателей PW4084 после примерно
5000 часов эксплуатации в авиакомпании
«United Airlines» [8.3] оказалось, что ЩУ ТВД
вышли из строя и нуждаются в замене. «GE
Aircraft Engines» в 2001 г. сообщила о хороших
результатах стендовых испытаний и планах
проведения длительных эксплуатационных
испытаний щеточных уплотнений на CFM56
[8.4].
От результатов совершенствования
технологии ЩУ по долговечности в условиях реальной
эксплуатации зависят темпы внедрения этих
уплотнений в практику.
В разработке находятся и другие виды
уплотнений между ротором и статором (аспираци-
онные, пластинчатые...). Более подробно об
уплотнениях см. главу 18.
Список литературы
8.1.Mahler F. The Application of Brush Seals in Large
Commercial Jet Engines / F. Mahler, E. Boyes. AIAA-95-2617
(UTC, Pratt & Whitney), 1995.
8.2. Chupp R. Advanced Seals for Industrial Turbine
Applications / R. Chupp [et al.]. AIAA 2001-3626. 37th
AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Ex-
hibit,2001.
8.3. Soditis S.M. Commercial Aircraft Maintenance
Experience Relating to Current Engine Seal Technology. AIAA-
3284, 1998.
8.4. Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st
Century - A Vision into the Future. ISABE-2001-1005.
8.8. Материалы основных деталей
турбины
Конструкции современных турбин
базируются на самых высоких технологиях в области
материаловедения. Прогресс в области
жаропрочных сплавов в значительной степени
определяет параметры газовых турбин.
Типичные материалы для турбины
авиационного двигателя характеризуются высокой
удельной прочностью при высоких
температурах и удовлетворительной воспроизводимостью
механических свойств в производстве. Все эти
материалы должны быть одобрены
государственными сертифицирующими организациями.
В конструкцию газовой турбины входит
четыре основные группы деталей, определяющих
надежность работы двигателя:
-диски, кольца и другие вращающиеся
роторные детали,
- лопатки,
- валы,
- корпусные детали.
Ниже рассмотрены материалы, применяемые
для каждой группы.
271

Глава 8. Турбины ГТД
8.8.1. Диски и роторные детали
турбины
Выбираемый для диска материал должен
отвечать следующим требованиям:
- высокая статическая и динамическая
прочность при температурах до 750 °С;
- оптимальные характеристики по малоцик-
ловой усталости;
- трещиностойкость (стойкости к развитию
возникших в материале трещин);
- достаточный объем базы данных по
конструкционной прочности;
- низкая чувствительность к дефектам;
- опыт применения в эксплуатации;
- опыт изготовления в производстве;
- гарантия отсутствия металлургических
дефектов в заготовках;
- возможность контроля внутренних и
внешних дефектов;
- приемлемая стоимость.
Для уменьшения массы турбины стремятся
выбрать материалы для дисков с более высокой
кратковременной и длительной прочностью.
Однако при повышении статической прочности
материала падает его пластичность, что
приводит кухудшению характеристик малоцикловой
усталости и трещиностойкости. В настоящее
время, учитывая тенденцию к увеличению
циклического ресурса, основными критериями
выбора материала дисков наряду с прочностью
служат малоцикловая усталость и
сопротивление росту трещин.
В 1960-х гг. в отечественном двигателе-
строении широкое применение для дисков
турбин получили сплавы на никелевой основе
ЭИ437БУ-ВД (улучшенный, вакуумно-дуговой
выплавки) и ЭИ698ВД. Эти диски
производились традиционным методом деформации из
слитков (двигатели Д-30, Д-ЗОКУЯСП, НК-8
и другие). Вследствие большого (до 80 %)
содержания никеля стоимость этих сплавов
довольно высока.
За рубежом в этот период наибольшее
распространение получил сплав IN718.
Максимальная температура применения для упомянутых
сплавов составляет 600...650 °С.
Следующим поколением отечественных
дисковых сплавов стали разработанные ВИАМ
сплавы ЭП742ИД, ЭК79У, ЭК151ИД, ЭП962.
Это высокопрочные никелевые сплавы, полу-
чаемые из слитков с применением
изотермической штамповки. Однако при производстве
заготовок сложной формы из этих сплавов
появляются технологические проблемы - их трудно
деформировать.
Для решения данной проблемы разработана
уникальная технология получения заготовок для
дисков методом металлургии гранул
(порошковой металлургии). Возможность реализации
высоких свойств материала в сочетании с
существенной экономией материала за счет снижения
веса заготовки (до 35 % по сравнению с весом
традиционной заготовки) привела к широкому
использованию гранульных (порошковых) спла-
вов для дисков турбин.
Эти преимущества гранульных сплавов по-
лучены за счет существенного (примерно в два
раза) удорожания материала.
В России успешно эксплуатируются диски из
ЭП741НП (разработки ОАО «ВИЛС») в
турбинах двигателей РД-33 и ПС-90А, а из сплава
с наиболее высокими характеристиками -
ЭП962П - изготовлены диски для
экспериментального двигателя АЛ-41Ф.
За рубежом применяются гранульные сплавы
IN100, RENE95, MERL 76 (двигатели V2500,
PW2000), которые можно отнести к сплавам
первого поколения.
Сплав R88DT (используемый в ТВД двигате-
ля GE90) можно отнести к сплавам 2-го
поколения. R88DT обладает более высоким (чем
у сплавов первого поколения), сопротивлением
ползучести (примерно на 30-50 °С), более
высокими кратковременной прочностью и трещи-
ностойкостью. Характеристики R88DT
достигнуты оптимизацией химического состава и
процесса изготовления (повышение чистоты,
оптимизация размера гранул и так далее).
В настоящее время размер гранул для
изготовления дисковых отечественных сплавов,
составляет 5О...14Омкм. Всплаве IN100 размер
гранул оценивается величиной 60 мкм. Кроме
того, за рубежом после горячего изостатическо-
го прессования добавляют операцию
деформирования, что позволяет иметь более
равномерную бездефектную структуру сплава и
повышает чувствительность ультразвукового контроля.
Стоимость базового сплава IN718 в2000 г.
составляла около $22/кг [8.1]. Стоимость
порошковых сплавов с температурой применения
до 730 °С примерно в четыре раза выше.
Диски турбин промышленных двигателей,
созданных на базе авиационных, могут работать
272

8.8. Материалы основных деталей турбины
в условиях более низких температур и напряже-
ний. Кроме того, уменьшение массы для про-
мышленных двигателей не является первосте-
пенной задачей. Поэтому материал для дисков
выбирается прежде всего с учетом стоимости.
Например, для дисков ТВД ГТУ-12П, ГТУ-16П,
ГТУ-25П ОАО «Авиадвигатель» (мощность ме-
ханического привода соответственно 12, 16,
25 МВт), созданных на базе авиационного дви-
гателя ПС-90А, используется сплав ЭИ698
вместо ЭП741НП.
Материал для валов должен иметь высокие
прочностные характеристики, хорошо
обрабатываться и иметь удовлетворительную
коррозионную стойкость. Основное назначение вала
турбины - передача значительного по величине
крутящего момента с турбины на компрессор.
Валы турбины работают в воздушно-масляной
среде (в зоне масляных полостей опор) с темпе-
ратурой до 450 °С. Для изготовления турбинных
валов применяются сплавы 40XHMA, ЭИ961Ш,
ЭП517.
8.8.2. Сопловые и рабочие лопатки
Сопловые и рабочие лопатки являются
наиболее нагретыми деталями турбины. Рабочие
лопатки при этом подвержены высоким
статическим напряжениям на разрыв и на изгиб,
атакже динамическим напряжениям. В охлаж-
даемых лопатках на переходных режимах
работы турбины возникают термические
напряжения.
Сопловые и рабочие лопатки работают в га-
зовой среде высокой температуры, содержащей,
кроме кислорода, другие агрессивно
действующие вещества, в том числе особенно опасные -
ванадий и серу. Эти вещества способствуют
развитию газовой коррозии, разрушающей ло-
патки (рис. 8.126).
Степень
агрессивности
// \\
/ / Горячая\ \
/ / коррозия \\
// V/-
■-— \ 1 1
1 1
400
500
600 700 800 900
Температура, °С
000 1100
Рис. 8.126. Зависимость уровня агрессивности рабочей
среды в турбине авиационного двигателя от температуры
Поэтому материалы сопловых и рабочих ло-
паток должны быть не только жаропрочными,
но и жаростойкими, то есть устойчивыми
против коррозии в атмосферных условиях и в
газовой среде при рабочей температуре.
Кроме жаропрочности и жаростойкости ма-
териал лопаток газовых турбин должен
обладать малой чувствительностью к концентрации
напряжений, противостоять термической
усталости, удовлетворительно обрабатываться, иметь
приемлемую стоимость.
Для литья сопловых и рабочих лопаток
с 1960-х гг. в России применяются никелевые
сплавы ЖС-6К, ЖС-6Ф, ЖС-6УВИ. Эти спла-
вы рекомендуется применять до температуры
1050...1100K.
Огромный прогресс в параметрах турбины
и долговечности сопловых и рабочих лопаток
достигнут с внедрением в практику сплавов
с направленной кристаллизацией и монокри-
сталлических сплавов. Основная идея сплава
с направленной кристаллизацией состоит в
ликвидации границ между зернами, перпендику-
лярных направлению центробежных сил, то есть
исключения возможностей для ползучести
и разрушения на границах зерен. Монокристал-
лическая деталь вообще не имеет границ зерен,
поэтому она имеет оптимальные
характеристики прочности.
Как следует из рис. 8.127, 8.128, лопатки, по-
лученные методом направленной
кристаллизации, имеют увеличенную в 2,5 раза прочность,
увеличенную в 6 раз стойкость к термоустало-
сти и увеличенную в 2 раза стойкость к
окислению и коррозии. Для монокристаллической ло-
патки прочность и стойкость к термоусталости
улучшаются соответственно в 9 раз, а стойкость
к окислению и коррозии - в 3,5 раза.
9X
Увеличение
ресурса
7X
5X
зх
IX
m
I
ш.
Обычное литье
Направленная
кристаллизация
Монокристалл
I
Ш
Прочность
на разрыв
Стойкость
к
термоусталости
Стойкость к окислению
высокотемпературной
коррозии
Рис. 8.127. Прогресс, обеспечиваемый сплавами с
направленной кристаллизацией и монокристаллическими по
надежности и долговечности лопаток турбин [8.2]
273

Глава 8. Турбины ГТД
250
t 200
"i5
го
с
о
ПЗ
Q.
>ч
150
си
ф
i
HJ
Q-
00
50
база
Перспективный
монокристаллическии
с направленной
кристаллизацией
Равноосный
.|NHHI
W60
147»
]0SO
g*a)
2000
Рис. 8.128. Сравнительная способность лопаточных сплавов к работе при высокой
температуре: [8.3] равноосных, с направленной кристаллизацией и монокристаллических
Преимущества монокристаллического литья
реализуются за счет удорожания материала
и увеличения массы лопатки примерно на 20 %.
Жаропрочные лопаточные сплавы (наряду
с системами охлаждения) являются основным
двигателем прогресса в обеспечении
работоспособности турбины при увеличении температуры
газа. Очень важно, что применение новых спла-
вов (направленной кристаллизации, монокри-
сталлических) на практике доказало
целесообразность их применения по критерию стои-
мость-эффективность.
В России в настоящее время применяются
монокристаллические сплавы для рабочих лопа-
ток ЖС32 и ЖС36ВИ, разработанные в ВИАМ.
Ведущие фирмы разрабатывают собственные
монокристаллические сплавы. Фирма «Pratt&
Whitney» разработала уже три поколения моно-
кристаллических сплавов (PWA1480, PWA1484,
PWA1487) и планирует появление сплава 4-го
поколения к 2005 г. Сплавы 2-го поколения мо-
гут применяться при максимальной температуре
до 1095 °С, 3-го поколения - до 1125 °C [8.1].
«GE Aircraft Engines» применяет монокристал-
лические сплавы Rene N5 и Rene N6.
Стоимость обычного равноосного (с
одинаковыми свойствами во всех направлениях)
сплава IN100 в начале 2000-х гг. составляла
около $20/кг. Сплав с направленной
кристаллизацией дороже обычного примерно в 1,5 раза,
монокристаллический сплав 2-го поколения
(PW1484) - примерно в 5 раз, 3-го поколения -
примерно в 10 раз [8.1].
Применение новых монокристаллических
литейных сплавов часто представляет собой
единственно возможную, но чаще всего -
наиболее эффективную по стоимости технологию
обеспечения необходимой надежности и
долговечности лопаток.
Для двигателей наземного применения, ис-
пользующих в качестве топлива природный или
попутный газ, одним из основных критериев
выбора материала для лопаток турбины
являются характеристики по сопротивлению солевой
коррозии. Такие свойства материалу придает
увеличенное содержание хрома.
В России в турбинах наземных «авиапроиз-
водных» двигателей применяются коррозионно-
стойкие сплавы ЧС70ВИ, ЧС-80, ЦНК-7НК.
ВИАМ разработаны перспективные
коррозионно-стойкие сплавы нового поколения ЖСКС-1
и ЖСКС-2. По жаропропрочности ЖСКС-1
превосходит существующие сплавы ЦНК-7НК,
ЧС-80 и зарубежные аналоги GTD-111, IN738LC,
не уступая им по сопротивлению горячей
коррозии. Безуглеродистый сплав ЖСКС-2, легиро-
274

8.8. Материалы основных деталей турбины
ванный 2 % тантала и 1 % рения и
предназначенный для литья монокристаллических лопа-
ток, по жаропрочности не уступает авиацион-
ным сплавам направленной кристаллизации
ЖСЗО-НК и ЖС26-ВНК, значительно
превосходя последние по сопротивлению солевой
коррозии.
8.8.3. Покрытия лопаток
Для лопаток турбин применяются покрытия
двух видов.
Металлические покрытия (состоящие из
нескольких компонентов) защищают основной
металл лопатки от окисления и коррозии и
являются главным средством обеспечения
работоспособности лопаток в агрессивной рабочей
среде (рис. 8.129).
Температура
газа
ТЗП
Металл
Температура металла
с существующим ТЗП
Температура металла
с перспективным ТЗП
-******.
**>
3er_.._._v>.w,
ъ>
Рис. 8.129. Принцип действия теплозащитного покрытия.
Изменение температуры металла при снижении
коэффициента теплопроводности в ТЗП в два раза
Для наружной поверхности и внутренней по-
лости лопаток ТВД, в том числе отверстий на
входной кромке, обычно используют для
защиты от окисления диффузионное алитирование.
На наружной поверхности дополнительно
наносится конденсированное металлическое
покрытие Ni-Co-Cr-Al-Y методом вакуумно-плаз-
менного напыления. Толщина этого покрытия
0,10...0,25мм.
Особенно сильно процессы окисления и
коррозии сказываются в турбинах наземного
применения. В двигателях для морских судов
защитные покрытия являются, фактически,
единственным средством обеспечения
долговечности лопаток турбины. Как свидетельствует опыт
GE [8.4], первые испытания двигателя LM2500
(наземного варианта авиационного двигателя
TF39) в морском применении показали
беспрецедентное ухудшение характеристик из-за соле-
вой коррозии лопаток турбины. Решить пробле-
му удалось только срочной разработкой нового
покрытия.
Теплозащитные (керамические) покрытия
(ТЗП) обеспечивают уменьшение теплового
потока в детали за счет уменьшенной
теплопроводности защитного слоя. Уменьшение макси-
мальной температуры металла составляет от 30
до 90 °С (в зависимости от толщины покрытия,
его свойств и градиента температур между газом
и стенкой лопатки). Широкое применение
покрытий для лопаток ТВД началось в 1990-х гг.
на высокотемпературных двигателях большой
тяги (PW4084, GE90), а затем прогресс в
технологии стал оправдывать их применение на дви-
гателях более массового применения с более
низким уровнем температур (PW2000, V2500,
PW6000).
Применение ТЗП существенно снижает
расход охлаждающего воздуха, увеличивает
эффективность турбины и долговечность лопаток.
Первый вид ТЗП (керамика с низкой тепло-
проводностью из стабилизированного иттрием
циркония - ZrO2-Y2O3) применяется с 1980-х гг.
Это покрытие наносится плазменным напыле-
нием и пригодно только для статорных деталей.
Для него необходим внутренний слой (подслой)
в виде 4-, 5-компонентного покрытия типа
M-Cr-Al-Y (где M - это Ni, Co, Fe или их
сочетания), которое обеспечивает защиту от
окисления и переход к имеющему более низкий
коэффициент температурного расширения ТЗП.
Внешнее покрытие играет роль теплового
барьера, снижая температуру металла лопатки на
20...50 °С. Покрытие имеет вид горизонтальных
слоев с однородной структурой и обладает
недостаточно высокой стойкостью к термической
усталости в эксплуатации - в покрытии
возникают микротрещины и оно отслаивается.
Второй вид ТЗП (того же состава) имеет
столбчатую структуру, получаемую испарением
под воздействием электронного луча с
последующим осаждением на поверхность лопатки.
Это покрытие может использоваться как на
статорных, так и на роторных лопатках. Оно имеет
хорошую стойкость к термической усталости
275

Глава 8. Турбины ГТД
и не закрывает отверстия пленочного охлажде-
ния при нанесении. Отслоение покрытия может
возникнуть из-за окисления на стыке с подсло-
ем. Для использования этого вида ТЗП
необходимо очень дорогое оборудование.
8.8.4. Корпусы турбин
Корпус турбины входит в общую силовую
схему двигателя. Он представляет собой
цилиндрическую или коническую оболочку с фланца-
ми. Обычно корпус выполняется с поперечными
разъемами между всеми ступенями. Во время
работы двигателя корпус испытывает большие
напряжения за счет значительных градиентов
температур газа в проточной части (окружная
неравномерность температур за камерой
сгорания) и разницы температур в проточной части
и воздушной среды над корпусом. В связи
с этим материал для корпуса должен иметь
высокие прочностные характеристики, хорошо
обрабатываться, допускать возможность заварки
дефектов и удовлетворительную коррозионную
стойкость. В настоящее время корпуса турбин
изготовляют из сплавов ЭП609, ЭП648-ВИ,
ЭИ437Б, ЭП718-ИД.
К корпусным деталям также относятся
вставки (разрезные кольца) над рабочими ло-
патками. Разрезные кольца работают в
«жестких» условиях газового потока проточной
части: высокая температура, большие скорости
течения газа. Для разрезных колец наибольшее
распространение получили материалы ЭИ437Б,
ЭИ868. Для увеличения долговечности для
вставок над рабочими лопатками ТВД часто ис-
пользуют монокристаллические сплавы
(например, ТВД PW2000).
Одним из способов уменьшения радиального
зазора между рабочими лопатками и статором
в турбине является нанесение истираемых
покрытий на вставки разрезных колец.
Истираемые уплотнительные материалы должны
удовлетворять следующим требованиям:
- удовлетворительная прирабатываемость, то
есть незначительный износ лопаток
относительно покрытия (не менее чем 1:5); при этом
материал уплотнения не должен
наволакиваться на лопатки и свариваться с лопатками или
с гребешками их бандажных полок;
- стойкость к окислению;
- сохранение адгезии к металлической
основе корпуса;
- эрозионная стойкость;
- технологичность изготовления и нанесения.
Для нанесения на вставки применяются
керамические уплотнительные материалы типа
NiCr+ZrO2.
Контрольные вопросы
1. Назовите требования, предъявляемые к ма-
териалам дисков турбин.
2. В чем достоинства и недостатки гранули-
руемых материалов для изготовления дисков
турбин?
3. Какими соображениями определяется
требование жаростойкости к материалам рабочих
и сопловых лопаток турбин?
4. Чем определяются преимущества сплавов
с направленной кристаллизацией и монокри-
сталлических для изготовления рабочих лопаток
турбин?
5. С какой целью применяют металлические
покрытия лопаток турбин, керамические
покрытия?
Список литературы
8.1. Steffens К. Next Engine Generation: Materials,
Surface Technology, Manufacturing Processes / K. Steffens,
H. WiUielm. What comes after 2000 MTU Aero Engines. -
2001.
8.2. Altman R.L. Gas Turbine Technology Benefits for
Commercial Airplane Operators / R.L. Altman. Pratt &
Whitney, United Technologies, USA, 1991.
8.3. Gupta D.K. Materials and Processes for Affordable
and High Performance Propulsion Systems / D.K. Gupta.
ISABE-2001-1104.
8.4. Garvin R. The Commercial Emergence of GE Aircraft
Engines / R. Garvin. AIAA, 1998.
8.9. Особенности конструкции турбин
двигателей наземного применения
Для эксплуатации в промышленных двигате-
лях могут использоваться авиационные турбины
без принципиальных изменений проточной
части (и это можно считать идеальным вариантом
применения) или новые CT, присоединяемые
к газогенератору. Для привода потребителей
частота вращения выходного вала CT должна
совпадать с частотой вращения вала
потребителя. В энергетикеэто З000...3600об/мин,а для
276

8.9. Особенности конструкции турбин двигателей наземного применения
механического привода различных компрессо-
ров - от 4000 до 7500 (и даже до 9000) об/мин.
Универсальным вариантом решения этой про-
блемы является применение редуктора. Однако
этого всегда стремятся избежать из-за допол-
нительных потерь мощности, проблем со
стоимостью, надежностью, необходимостью
дополнительных систем обеспечения маслом и т.д.
Ниже рассмотрены примеры успешной
разработки турбин промышленных двигателей на
базе авиационных конструкций.
Турбина ЬМ6000РАЯ>В (GE Aircraft
Engines) [8.1]. В конструкции 41-мегаваттной
энергоустановки ЬМ6000РАЛ>В ТВД иТНД
полностью сохранены с авиационного двигателя
CF6-80C2 (рис. 8.130, 8.131). Проточная часть
турбин сохранена без изменений. ТНД продол-
жает обеспечивать привод КНД и стала
одновременно СТ. Вал 1 ТНД получил
дополнительный вывод назад с фланцем 2 для отбора
полезной мощности. Для компенсации осевой силы
ТНД (ранее компенсируемой вентилятором)
создана дополнительная разгрузочная полость 3,
для чего на вал установлен дополнительный ла-
биринт 4.
На последних лопатках ТНД
(преимущественно на последней рабочей лопатке)
реализуется дополнительный перепад давления (ранее
создававший тягу в сопле) и создает полезную
мощность, передаваемую потребителю. На про-
филе последней рабочей лопатки реализуется
сверхзвуковой уровень скоростей,
уменьшающий КПД. ТНД и создающий высокие
изгибающие нагрузки на эту лопатку. Тем не менее
конструкция лопатки обеспечила необходимую
прочность.
Частота вращения базовой авиационной ТНД
CF6-80C2 составляет 3600 об/мин. В наземном
варианте для генератора на 3600 об/мин исполь-
зуется прямой привод, а для 3000 об/мин -
привод через редуктор.
Через пять лет после начала эксплуатации
(в 1995 г.) была разработана новая установка
LM6000PC^D [8.2], отличающаяся в основном
конструкцией ТНД. Были перепроектированы
последние пять лопаточных венцов с
увеличением их длины и увеличением осевой площади
на выходе из ТНД. Уменьшение уровня
скоростей на последних лопатках и на выходе из ТНД
позволило увеличить КПД. ТНД и уменьшить
потери в затурбинном выходном устройстве.
В результате этой модернизации турбины
полезная мощность установки возросла до 45 МВт,
а термический КПД - до 42,6 %.
а
Рис. 8.130. Разработка «авиапроизводного» наземного двигателя LM6000PATPB на базе авиационного двигателя CF6-80C2:
а - ТВД и ТНД авиационного двигателя CF6-80C2 «авиапроизводного» наземного двигателя ЬМ6000РАЛ>В; б- ТВД и CT
двигателя LM6000PATPB; 1 - новый вал CT; 2 - присоединительный фланец выходного вала; 3 - разгрузочная полость CT;
4 - лабиринт CT
277

Глава 8. Турбины ГТД
Рис. 8.131. Турбина LM6000PA (GE Aircraft Engines): 1 - ТВД; 2 - CT; 3 -
присоединительный фланец выходного вала CT; 4 - лабиринт разгрузочной полости CT
Турбина Industrial Trent (Rolls-Royce) [8.3]
Другим примером успешного превращения
авиационного двигателя в промышленный
является 50-мегаваттный Industrial Trent (в
эксплуатации с 1996 г.) фирмы «Rolls-Royce» - с
авиационного двигателя Trent8OO сохранены ТВД,
ТСД и три из пяти ступеней ТНД. Как
и LM6000, Industrial Trent имеет рекордный
термический КПД простого цикла - 42 %. Как
и в LM6000, ТНД является одновременно CT
и механически связана с КНД, то есть не
является свободной турбиной.
В Industrial Trent (рис. 8.132) сохранена связь
ТНД с КНД и введен выходной вал 1 для отбора
полезной мощности. Две последние ступени 2
ТНД перепроектированы в связи с увеличением
перепада давления и мощности.
В этой турбине применено интересное
техническое решение - изменение частоты
вращения ТНД для привода генераторов на 3000 или
на 3600 об/мин, осуществляемое за счет выбора
одного из двух вариантов лопаток для КНД. Ta-
ким образом, исключаются редуктор и
связанные с ним проблемы.
ГТУ-2.5/4П (ОАО «Авиадвигатель»). К
конструкциям со столь же высокой степенью
преемственности относится и энергоустановка
ГТУ-2,5П/4П B,5...4МВт), использующая без
изменений ТВД и ТНД авиационного двигателя
Д-30. Авиационный КНД снят и ТНД служит
свободной CT для привода генератора через
редуктор. Поскольку нагрузка CT (при снятом
КНД) относительно невелика, оказалось
возможным полностью сохранить ТНД базового
двигателя. Реальная степень унификации в этой
конструкции еще выше, так как в ней оказалось
возможным обойтись без дополнительной
разгрузочной полости и всю осевую силу CT
воспринимает шарикоподшипник.
Общие особенности конструкции турбин
двигателей наземного применения -
производных от авиационных двигателей, изложены
ниже.
Модульность конструкции, допускающая
замену максимально возможного количества уз-
лов и деталей прямо на месте эксплуатации.
На рис. 8.133 приведено разделение на модули
турбины одного из наиболее популярных про-
278

8.9. Особенности конструкции турбин двигателей наземного применения
<"""t:'"l<e--4
ч
*
т
т
■
|
N
В
1* 1
н
N
а»
*-к
|1
*
—
$
1
1
б
т
и
1
■-
....
г:: 1
i
■
В*
....
W
ми
..
Г
1
1
то
1
1
!
_._—_
=—..-.j
Ik 0 >
v'Jt i
11
|:::3f
А
|
И
ег
0
г
—
■
—■■-■■
■-П - ■ ._■!■ Т-
Лил:3
'Г
- ■ -i_
- ■ -i_
Я. и
■■■■ ^ТЯР
1-! п:! !-,■■.!
1
-
Не*'<>' -«^Г
1
К
ас
ЕГ
Й
1
■;;
i i
__
!
1
i i
i i
1
W
;
f
Ш
• •
11
11
:
:
■
_
■
■ ■
■;
::
т
■'■
i i
|
_г ■
i i
i i
т
i i
ц
--
1 1
1 1
:::: ::::a
'fli '^'^'^
! ','.'JjjS
■■■■ '-!■ ■
ЬК::
:::: ■■?-
СТ.'. .Я
■
-
- - ^L
|---i-----a^r*V
о :::
ос
ц
:::::: Y
:t!: :::]
Дг-1-1-1-1
-:::::::fl
км
ЯГ"
1
1 'I'T
■-j
и
\-
/:
pw
*
--
"■■-
от
«■
■
-- —1
на
Щ
■ .
in
ш
у-
,.
г1
Рис. 8.132. Сравнительный продольный разрез базовой авиационной турбины
Trent 800 (внизу) и турбины Industrial Trent (вверху) [8.3]: 1 - новый выходной
вал; 2 - перепроектированные ступени
Сопловой аппарат
1 ступени
Корпус силовой
турбины
Сопловой аппарат
2 ступени
Выходной
диффузор
Ротор силовой
турбины
Рис. 8.133. Модули ТВД и CT двигателя LM2500 (GE Aircraft Engines)
279

Глава 8. Турбины ГТД
мышленных двигателей LM2500 (GE Aircraft
Engines).
Отсутствие жестких ограничений по
массе, характерных для авиационных турбин.
Возможность использования более массивных
конструкций в отдельных случаях упрощает
проектирование корпусов и дисков.
Применение сплавов с более высокой
прочностью, стойкостью к окислению и
коррозии для рабочих и сопловых лопаток ТВД,
в том числе сплавов направленной
кристаллизации и монокристаллических (даже если они
не использовались в базовой авиационной
конструкции). Например, в ТВД LM6000 рабочие
лопатки изготовлены из монокристаллического
сплава Rene N5 - вместо обычного Rene 80
или сплава с направленной кристаллизацией
DSR142 - в базовой авиационной турбине
CF6-80C2 [8.4].
Это обусловлено, во-первых,
необходимостью обеспечения длительной работы на макси-
мальной мощности (хотя и при меньших на
60...80 °С максимальных температурах) - в от-
личие от авиационных двигателей, у которых
взлетный режим с максимальными температу-
рами занимает небольшую часть рабочего
цикла. Во-вторых, необходимостью обеспечения
значительно более высокой долговечности
(межремонтный ресурс в наземном применении
составляет обычно около 25000 часов, что
в2...3 раза превышает обычные для
авиационных турбин межремонтные наработки).
Применение металлических
многокомпонентных покрытий, обеспечивающих защиту
от окисления и коррозии наружных и
внутренних поверхностей. Это особенно актуально
для турбин двигателей морского применения,
а также для турбин двигателей, работающих на
природном или попутном нефтяном газе, так
как их продукты сгорания и возможные приме-
си гораздо более агрессивны по отношению
к металлу, чем продукты сгорания керосина.
Отверстия пленочного или струйного
охлаждения в лопатках ТВД должны быть
спроектированы или скорректированы для учета
условий постоянной работы в гораздо более запы-
ленной среде, чем системы охлаждения турбин
авиационных двигателей. Они должны иметь
увеличенный диаметр (ведущие разработчики
турбин наземного применения имеют
основанные на опыте эксплуатации ограничения на ми-
нимальный диаметр отверстия).
Список литературы
8.1. GE Aircraft Engines: LM6000 Gas Turbine: Simply
the World's Most Efficient. AE-3248. - USA, 1995.
8.2. LM6000 rated 45 MW shaft output and 42,6 % simple
cycle efficiency // Gas Turbine World. - 1995. - November-
December.
8.3. Closing the loop. International Power Generation. -
1996.-March.
8.4. LM6000 PC. Generator DriveMechanical Drive. Gas
Turbine World. - 1996. - March-April.
8.10. Характерные дефекты в турбинах
и пути их предотвращения
Современные двигатели эксплуатируются по
техническому состоянию вплоть до исчерпания
запаса по параметрам или до возникновения ка-
кой-либо неисправности,
При стендовых испытаниях и в эксплуатации
неисправности в турбине могут быть выявлены
средствами диагностики двигателя (например,
повышение температуры за турбиной) или при
техническом обслуживании, с использованием
специальных средств и методов контроля.
Такими средствами служат оптические эндоскопы
(для осмотра деталей проточной части),
приборы для ультразвукового и токовихревого
контроля дефлекторов и дисков. Для облегчения
проведения диагностики в корпусах турбины
выполняют лючки, обеспечивающие доступ для
средств контроля.
Турбина как самый теплонапряженный узел
двигателя является и наиболее частым
источником неисправностей, приводящим к отправке
в ремонт и ограничивающим ресурс. Например,
при средней межремонтной наработке 11000
часов в двух из каждых трех случаев отправки
в ремонт двигателей семейства РЧУ4000 (всех
моделей) причиной являются проблемы (прога-
ры и трещины) с лопатками ТВД [8.1].
Двигатель CPM56-3 при средней межремонт-
ной наработке (на второй и последующие
ремонты) около 10000 часов отправляется в
ремонт из-за достижения ограничения по
циклическому ресурсу C5 %), из-за превышения
ограничения по температуре за турбиной C1 %)
и из-за проблем с долговечностью лопаток ТВД
(прогары итрещины lCA, осевые ирадиальные
трещины 1РЛ) [8.2].
На рис. 8.134 приведена средняя наработка
новых двигателей CF6-80C2 (GE Aircraft Engines)
280

8.10. Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения
ЧАСЫ
16.000
14j000
12,000
10,000
8,000
6,000
№
2,000
0
CF6-B0C2
Наработка на ремонт новых двигателей
-
Наработка на снятие по дефектам
лопаток турбины
1 Л
I r-~Jr^
-
1
19» 1»
Наработка на снятие по любым
причинам
L 1 J 1 1
1« MB 1994
1995
1996
Рис. 8.134. Средняя наработка новых двигателей CF6-80C2
на снятие с крыла - по дефектам лопаток турбины и по всем
дефектам, вместе взятым [8.3]
на «снятие с крыла» по причине выхода из
строя лопаток турбины и по всем дефектам,
вместе взятым [8.3]. Из графика следует, что
именно дефекты лопаток турбины в подавляю-
щем большинстве случаев являются причиной
вывода двигателей из эксплуатации и отправки
их в ремонт.
8.10.1. Прогары и трещины лопаток
твд
В то время как проблемы с лопатками ТВД
составляют основную часть проблем с двигате-
лями, подавляющую часть дефектов самих ло-
паток составляют прогары, термоусталостные
трещины, высокотемпературные окисление,
коррозия и эрозия. На рис. 8.135 и 8.136
показаны характерные дефекты сопловых лопаток
первой ступени ТВД.
Основные мероприятия по увеличению
долговечности лопаток включают:
- местное увеличение расхода охлаждающе-
го воздуха за счет введения дополнительного
пленочного охлаждения;
- увеличение расхода охлаждающего воздуха
для уменьшения общей теплонапряженности
лопатки;
- применение материала с более высокими
характеристиками при высоких температурах
(с направленной кристаллизацией и монокри-
сталлических);
- теплозащитные покрытия;
- замена общей схемы охлаждения лопатки
на более эффективную (и, соответственно, более
технологически сложную);
- изменение (если это возможно) источника
отбора охлаждающего воздуха на ступень ком-
прессора с более высоким давлением (такой
воздух располагает более высоким потенциалом
по давлению и, соответственно, по уровню теп-
лоотдачи в каналах охлаждения);
- усовершенствование аппарата закрутки
с целью снижения температуры охлаждающего
воздуха для ротора;
- уменьшение непроизводительных утечек
и потерь давления охлаждающего воздуха
в коммуникациях системы охлаждения для
использования дополнительного потенциала по
давлению и расходу непосредственно в лопат-
ках;
- корректировка температурного поля газа
в проточной части (корректировка радиальной
и уменьшение окружной неравномерности за
КС);
-уменьшение температуры газа перед
турбиной за счет комплекса мероприятий по двига-
телю, включая увеличение расхода воздуха
через газогенератор;
- улучшенное управление эксплуатацией
двигателя.
Местное увеличение расхода охлаждающего
воздуха (в основном, за счет дополнительных
отверстий пленочного охлаждения) является
обычным на стадии доводки или первых этапах
эксплуатации, когда необходимо
откорректировать систему охлаждения лопатки по
результатам реальных испытаний.
Применение монокристаллических
материалов для лопаток ТВД гражданских двигателей
стало уже общим правилом со второй половины
1980-х гг., когда монокристаллические рабочие
лопатки были впервые применены «Pratt&
Whitney» в ТВД PW2000 (сертифицирован
в 1983 г.) и PW4000 (сертифицирован в 1987 г.).
Монокристаллические сопловые лопатки были
впервые применены «GE Aircraft Engines»
вТВД CFM56-5A (сертифицирован в 1988 г.)
и позволили существенно повысить
долговечность лопаток по сравнению cCFM56-3Cl.
В начале 1990-х «Pratt&Whitney» начала
внедрение монокристаллических материалов так
называемого второго поколения, в том числе
для повышения долговечности лопаток
существующих двигателей.
При решении проблем с долговечностью ло-
паток ТВД PW4000 [8.1] было использовано
281

Глава 8. Турбины ГТД
Рис. 8.135. Трещины на профиле и полке сопловой лопатки первой ступени ТВД
Рис. 8.136. Трещины и прогары на профиле сопловых лопаток ТВД
сразу несколько подходов из перечисленного
выше списка.
Для решения проблем с прогаром спинки
lCA ТВД PW4000-112" был добавлен расход
воздуха на спинку лопатки.
Рабочие лопатки ТВД PW4000 моделей
94"/100" у большинства операторов
нарабатывают по 2500...3000 циклов между ремонтами.
Однако у операторов, работающих
преимущественно в условиях жаркого климата и высокой
запыленности воздуха, рабочие лопатки первой
ступени выходили из строя ранее этого срока.
Для решения этих проблем была разработана
новая лопатка «с увеличенным расходом»,
появившаяся в эксплуатации с 1997 г. Рабочие ло-
патки второй ступени ТВД подвержены
коррозии и трещинам. Для исключения дефектов бы-
ла внедрена новая лопатка из монокристалличе-
282
ского материала с улучшенными свойствами.
Кроме того, для общего снижения теплонапря-
женности ТВД PW4000 был внедрен пакет
мероприятий («Phase 3») по снижению температу-
ры перед турбиной (снижение температуры за
турбиной составило около 15 °С).
В 1994 г. «Pratt&Whitney» сертифицировала
пакет мероприятий по увеличению
долговечности лопаток ТВД PW2000 [8.4].
Модифицированная модель двигателя была названа PW2000-
RTC (Reduced Temperature Configuration -
Конфигурация уменьшенной температуры), и в ней
был реализован целый ряд мероприятий:
-уменьшение температуры газа перед
турбиной на 44 °С за счет перепроектирования
КНД и увеличения расхода воздуха через газо-
генератор (уменьшение температуры металла
1РЛ - 25 °С);

8.10. Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения
- увеличение расхода охлаждающего воздуха
для 1РЛ (уменьшение температуры металла
1РЛ - 28 °С);
- внедрение новой петлевой схемы охлажде-
ния 1РЛ (см. рис. 8.98 - уменьшение температу-
ры металла 1РЛ на 46 °С) и 2РЛ;
- применение монокристаллического
материала 2-го поколения для 1РЛ и 2РЛ
(увеличивает стойкость материала к высокой температу-
pe и сохраняет его свойства при увеличении
температуры на 27 °С);
- применение теплозащитного покрытия на
lCA, 1РЛ и 2CA (уменьшение температуры ме-
талла 1РЛ - 28 °С).
Таким образом, применение
вышеперечисленных мероприятий снизило температуру ме-
талла лопатки на 127 °С. Одновременно
допустимая температура материала увеличена на
27 °С, что в сумме увеличило запас по
превышению допустимого уровня температуры ло-
патки над действительным уровнем на 154 °С.
Очевидно, что такой комплексный подход
дает наибольший эффект. По свидетельству из-
даваемого «Pratt&Whitney» журнала Customer
Service [8.5], межремонтная наработка турбины
и двигателей в целом после внедрения этого
пакета в авиакомпании Delta Airlines возросла
с 5000 часов более чем в два раза и имеет пер-
спективы дальнейшего увеличения.
Окружная неравномерность температуры за
КС тоже может стать причиной прогара рабочей
лопатки. В работе [8.5] подробно рассмотрено
Холодная струя
Расчет
Горячая струя
U
w
влияние окружной неравномерности за КС на
распределение температуры газа по профильной
части 1РЛ ТВД.
Одномерная оценка треугольников скоростей
для «горячих» и «холодных» струй показывает,
что горячие струи направляются на корыто ло-
патки, а холодные - на спинку (рис. 8.137).
Аналитическое моделирование распространения
«горячей струи» газа в проточной части ТВД
(в пространственной нестационарной
постановке) более детально показывает на концентрацию
горячего газа на верхней части корыта лопатки
(см. рис. 8.137).
Измеренное непосредственно в двигателе
распределение температуры поверхности 1РЛ
подтверждает вышеприведенные оценки, так же
как и характер повреждений лопатки в
эксплуатации (рис. 8.138).
Предложенный в [8.6] способ управления
окружной неравномерностью температурного по-
ля (исключения ее влияния на 1РЛ) заключается
в размывании горячих струй путем
размещения в горячих зонах хорошо охлаждаемых лопа-
ток lCA ТВД. Этот метод подтвердил свою
эффективность для снижения местных температур
газа.
Еще ряд характерных проявлений дефектов
на 1РЛ ТВД приведен на рис. 8.139 и 8.140. Эти
дефекты проявились на ТВД двигателя LM2500
(морского применения) GE Aircraft Engines [8.7]
после соответственно 8700 и 11700 часов
эксплуатации.
1CA
1РЛ
2CA
Струя горячего
газа из КС
а
Рис. 8.137. Результаты распределения высокотемпературных струй газа в проточной части турбины [8.6]:
а - одномерная оценка; 6 - ЗЭ-нестационарное моделирование
283

Глава 8. Турбины ГТД
Область высокой
температуры
Прогар на корыте
Спинка
Входная
кромка
Корыто
а б
Рис. 8.138. Измеренное распределение температуры по поверхности лопатки
в условиях двигателя (а) и результаты эксплуатации 1РЛ ТВД [8.6] (б)
Рис. 8.139. Состояние 1РЛ ТВД LM2500 после 8700 часов
эксплуатации [8.7]. Вид на входную кромку и корыто
Коррозия и эрозия
металла на корыте
\
w
Рис. 8.140. Состояние 1РЛ LM2500 после 11700 часов
эксплуатации [8.7]. Вид на входную кромку и корыто.
(У левой и правой лопаток разное покрытие)
Характерными дефектами рабочей лопатки
являются коррозия и эрозия торца лопатки (на
284
всех лопатках), повреждения металла входной
кромки (обе лопатки, см. рис. 8.140), корыта
(левая лопатка, см. рис. 8.140) и верхней части
корыта (лопатка, см. рис. 8.139).
8.10.2. Усталостная поломка
рабочих лопаток
На рабочие лопатки турбины при работе
двигателя действуют периодически изменяющиеся
силы. Если частота возбуждающих колебаний
совпадает с частотой собственных колебаний
лопаток, возникает резонанс. В этом случае
напряжения в лопатках резко увеличиваются,
и может произойти поломка лопаток по перу
или по замковой части.
Периодичность сил, вызывающих
вынужденные колебания лопаток, объясняется
неоднородностью потока в проточной части,
связанной с конечным числом статорных деталей, за
которыми имеются аэродинамические и
термические следы. Это форсунки и жаровые
трубы камеры сгорания, сопловые лопатки,
стойки в промежуточной или задней опоре, лопатки
спрямляющего аппарата за турбиной и т.д.
Излом в лопатках при этом носит усталост-
ный характер. Поломка одной лопатки обычно
приводит к повреждению и разрушению
остальных лопаток в рабочем колесе и даже лопаток
следующих ступеней (рис. 8.141).
Возможность возникновения резонанса
обычно анализируется и исключается при
проектировании за счет:
- изменения количества форсунок, стоек,
количества сопловых лопаток и других элементов

8.10. Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения
проточной части, способных возбудить
колебания лопаток;
- оптимизации площадей и моментов инер-
ции основных сечений профильной части
и ножки лопатки как за счет изменения формы
профиля, так и за счет введения специальных
ребер и других элементов во внутреннюю по-
лость лопатки;
- применения демпферов под нижними пол-
ками рабочих лопаток;
- применения бандажных полок с
зигзагообразными гранями, имеющими монтажный натяг
по контактным поверхностям в рабочем колесе
(см. рис. 8.94).
Рис.8.141. Обрыв верхнейполовины профильной части
рабочей лопатки второй ступени ТВД и последующие
повреждения бандажных полок других лопаток
В производстве применяются следующие
методы обеспечения усталостной прочности ло-
паток:
- повышение усталостной прочности «елоч-
ного» замка лопаток путем обработки
(упрочнения) его микрошариками;
- контроль частоты собственных колебаний
бесполочных лопаток;
- контроль усталостной прочности лопаток
при их изготовлении.
Однако надежность аналитических методов
еще не настолько высока, чтобы полностью
исключить возможность возникновения резонанса
или обеспечить безопасный уровень вибронап-
ряжений. Поэтому при доводке турбины
проводится тензометрирование (измерение
вибрационных напряжений на лопатках) на основе
предварительного расчетного анализа наиболее
опасных мест. В случае обнаружения
недопустимо высокого уровня напряжений или
необходимости снизить риск их увеличения
проводится выбор наиболее надежных, приемлемых по
себестоимости и срокам реализации
мероприятий для борьбы с потенциальным дефектом.
Уменьшение резонансных напряжений без
дорогостоящего и длительного
перепроектирования рабочей лопатки возможно за счет
увеличения уровня демпфирования или за счет
уменьшения уровня возбуждающих сил. Такая
ситуация, возникшая при доводке
одноступенчатой ТВД на «Pratt&Whitney», рассмотрена
в [8.8]. Были проанализированы две
возможности уменьшения уровня нестационарного
давления на рабочих лопатках - несимметричное
размещение лопаток CA по окружности и
перепроектирование спинки CA для уменьшения
колебания (стационарного) статического давления
в осевом зазоре между CA и PK.
Каждый из двух методов показал
возможность снижения резонансных напряжений при-
мерно в два раза, но перепроектирование спин-
ки CA было сочтено во всех отношениях
(себестоимость, новая оснастка, необходимость
новых деталей) более приемлемым.
Несмотря на все принятые во время
проектирования и доводки меры, во время эксплуатации
могут измениться частота и амплитуда
возбуждающих сил (например, за счет засорения
форсунок, прогара части лопаток) и собственная
частота колебаний лопаток (в случае потери
натяга по бандажным полкам во время
эксплуатации - из-за износа или перегрева лопатки, пе-
рекоса демпфера). В этом случае обычно и
возникают поломки, последствия одной из которых
показанынарис. 8.141.
Для предотвращения потери натяга при дли-
тельной эксплуатации используются следующие
меры:
- нанесение на контактные поверхности по-
лок износостойких покрытий или напайка твер-
досплавных пластинок;
- оптимизация угла наклона контактной
площадки бандажной полки лопатки;
- снижение рабочей температуры бандажных
полок за счет охлаждения.
Применяется также контроль натяга по бан-
дажным полкам в эксплуатации.
8.10.3. Недостаточный циклический
ресурс и поломки роторных деталей
Основной проблемой роторных деталей
турбины (диски, дефлекторы, валы) является обес-
285

Глава 8. Турбины ГТД
печение циклического ресурса. Установление
этого ресурса (по допустимому количеству
циклов) производится в зависимости от теплового
и напряженного состояния детали.
Диск может быть сертифицирован на
определенный циклический ресурс как при вводе
в эксплуатацию, так и постепенно по мере
накопления наработки в эксплуатации.
Аналитическая оптимизация конструкции по
циклическому ресурсу с использованием метода
конечных элементов обычно предшествует любым
конструктивным изменениям и модификациям
диска.
Практика эксплуатации показывает, что дос-
тижимый циклический ресурс детали зависит
от уровня теплонапряженности турбины в
эксплуатации. Например, для переднего
дефлектора ТВД CFM56-3 в зависимости от температуры
газа перед турбиной в эксплуатации допустимое
количество циклов изменяется от 15100 до
20000 (температура газа перед турбиной при
этом изменяется примерно на 70 °С) [8.2].
Поэтому уменьшение теплонапряженности
детали является одним из способов увеличения
ее циклического ресурса.
Поломки роторных деталей турбины
Поломки роторных деталей турбины чаще всего
возникают в ходе достаточно длительной
эксплуатации. На рис. 8.142 представлена
конструкция рабочего колеса второй ступени ТВД
Д-30. Особенностью конструкции является
крепление к диску 1 дефлектора 2 в ободной части
с помощью «пушечного» замка. В
первоначальном варианте конструкции (рис. 8.143, а) при
сборке колеса, после заведения выступов «пу-
шечного» замка дефлектора за выступы диска
и затяжки винтов крепления его к диску, созда-
6
ется натяг слева по торцу 3 и зазор 4 между вы-
ступами дефлектора и диска.
а о
Рис. 8.142. Рабочие колеса второй ступени ТВД
двигателя Д-30: а - с односторонним натягом по ободу; б - с двух-
сторонним натягом по ободу: 1 - д иск; 2 - дефлектор;
3 - натяг; 4 - зазор
При таком соединении дефлектора с диском
из-за износа сопрягаемых поверхностей мо-
гут возникать повышенные вибрационные
напряжения в дефлекторе. Это может привести
к возникновению радиальной усталостной
трещины между выступами «пушечного» замка
и поломке дефлектора. Для исключения
вибрационных напряжений был обеспечен
постоянный контакт дефлектора с диском по ободу
за счет применения конструкции дефлектора
с «двухсторонним» натягом 3 по ободу
(рис. 8.143, б) как между ободом диска и де-
флектором, так и между выступами диска и
дефлектора.
1 1 12
5 3
10
8
Рис. 8.143. Роторы турбины MS7001F^A/ MS9001F^A до и после модификации: 1 - диск первой ступени; 2 - диск второй
ступени; 3 - диск третьей ступени; 4, 5 - промежуточные диски; 6 - место контакта лабиринта и диска; 7 - стяжной болт;
8 - стяжной болт 3 диска; 9 - утолщенный промежуточный диск; 10 - фланец промежуточного диска; 11,12 - передний и
задний фланцы наружного уплотнения
286

8.10. Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения
Проблемы с роторами турбин двигателей GE
MS7001F^A nMS9001F^A (полезной
мощностью соответственно 167 и 240 МВт) возникли
после пяти лет эксплуатации и 150000 часов
общей наработки (на более чем 40 машинах)
[8.9]. Конструкции роторов были идентичны
и масштабированы на разную мощность.
Конструкция самого большого из изготовленных GE
роторов турбин (массой 85 тонн) состояла из
дисков 7, 2 и 3 (см. рис. 8.143) с
промежуточными дисками 4 и 5, верхняя часть которых
представляла собой лабиринты. Общими для
всего парка проблемами по турбине стали износ
(с выкрашиванием материала) лабиринта 6
промежуточного диска 5, а также возникновение
трещин на диске 5 и в стяжных болтах 7 и 8 - за
счет переменных напряжений от изгиба ротора
при нормальном вращении - под действием си-
лы тяжести.
При перепроектировании ротора был
внедрен утолщенный диск 9 с укороченным флан-
цем 10, а также утолщены фланцы 11 и 12 лаби-
ринта на промежуточном диске 9. Кроме того,
при общем увеличении тепловой инерции
ротора была уменьшена скорость снижения режима
двигателя при выключении и остывании. Таким
образом, был исключен прогиб ротора и
рабочие нагрузки, приводящие ктрению лабиринта
и диска, а также уменьшены местные
напряжения за счет утолщения фланцев 11 и 12 лаби-
ринта диска 9.
8.10.4. Устранение дефектов турбины
в ходе доводки
Доводка турбины по надежности
осуществляется сначала на экспериментальных
установках, а затем в системе двигателя как в процессе
стендовых и летных испытаний, так и в
эксплуатации. Несмотря на прогресс в аналитических
методах, экспериментальная доводка остается
основным способом устранения дефектов в
турбине и, соответственно, в двигателе.
Опыт разработки новых конструкций турбин,
накопленный ведущими компаниями в области
двигателестроения, свидетельствует о том, что
основным путем исключения потенциальных
дефектов является увеличенный объем
испытаний. По заявлению президента «Двигательного
альянса GE - Pratt&Whitney» (созданного для
разработки двигателя GP7200), «альянс
планирует за счет экстенсивных испытаний выявить
все потенциальные проблемы» до сертификации
[8.10].
«GE Aircraft Engines» установила три
основных направления работ в целях повышения
надежности, сокращения риска и стоимости
разработки новых конструкций.
Первым направлением является
экспериментальная отработка каждой новой технологии
(конструкции) на стадии исследовательских
разработок - еще до начала разработки новой
конструкции двигателя и турбины. Каждая
новая технология должна «созреть», то есть
наработать достаточное количество времени на
экспериментальных установках и в натурных
условиях на двигателях-демонстраторах как на
стендах, так и в эксплуатации. По мнению
руководства GE, «необходимо быть уверенным
в технологии еще до начала каких-либо конст-
рукторскихработ» [8.11].
Вторым направлением является увеличение
циклической наработки на двигателях до ввода
в эксплуатацию. С 1998 г. установлено, что дви-
гатели новой модели должны наработать до
ввода вэксплуатацию не менее 14000...15000
циклов (примерно в два раза больше, чем двига-
тельных программах, реализованных ранее) [8.12].
На GP7200 к моменту ввода в эксплуатацию
планируется достигнуть не менее 20000 циклов,
причем с особым упором на наработку в
наиболее тяжелых по температуре условиях [8.13].
Третьим направлением является
продолжение длительных испытаний нескольких
экземпляров двигателя для опережающего выявления
дефектов с наработкой до 10000 циклов и более.
Например, впрограмме GE90-115B был
выделен специальный двигатель для испытания
турбины, который должен в течение трех лет
наработать 10500 циклов [8.14]. Эта жесткая
проверка уже сертифицированного двигателя должна
обеспечить выявление всех возможных
дефектов задолго до их возможного проявления
в эксплуатации.
Контрольные вопросы
1. Назовите общие особенности конструкции
турбин двигателей наземного применения по
сравнению с авиационными.
2. Поясните основные причины прогаров ло-
паток турбин и назовите основные направления
по исключению таких дефектов.
3. В каких случаях в лопатках турбин могут
возникать трещины термоусталости, и какие
мероприятия применяются для их исключения?
287

Глава 8. Турбины ГТД
4. В каких случаях в лопатках турбин могут
возникать трещины многоцикловой усталости,
и какие мероприятия применяются для их
исключения?
5. Поясните основные направления
повышения циклического ресурса деталей ротора тур-
бины.
Список литературы
8.1. PW4000 engine focus. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance. August/September 2002.
8.2. The CFM56 in service. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance. June/July 2001.
8.3. years later, the CF6 is still rising to meet new
challenges. SKYlines, Paris Air Show 1997 Special Edition. GE
Commercial Aircraft Engines. 1997.
8.4. United Technologies^ratt & Whitney: PW2000. The
New Standard in Turbine Durability. USA, 1994.
8.5. Delta Achieves Lower Maintenance costs with MMP.
Customer Service Quarterly, 1/1999, Pratt & Whitney.
8.6. Sharma O.P., Stetson G.M. Impact of Combustor
Generated Temperature Distortions on the Performance,
durability and Structural Integrity of Turbines. Blade Row
Interference Effects in Axial Turbomachinery Stages. Von Karman
Institute for Fluid Dynamics. Lecture Series 1998-02, 1998.
8.7. Driscoll M., McFetridge E., Arseneau W. Evaluation
of at Sea Tested LM2500 Rainbow Rotor Blade Coatings. GT-
2002-30263. Proceedings ofASME Turbo Expo 2002.
8.8. Clark J.P., Aggrawala A.S., Velonis M.A., Ga-
cekR.E., Magge S.S., Price F.R. Using CFD to Reduce
Resonant Stresses on a Single-Stage, High-Pressure Turbine
Blade. GT-2002-30320. Proceedings of ASME Turbo Expo
2002.
8.9. Advanced gas turbine teething troubles were no great
shakes. Modern Power Systems, September 1996.
8.10. GP7200's to Be 'Mature' on Service Entry. Aviation
Week Show News, Farnborough 2004, July 19, 2004.
8.11. Flight International. October 29-November 4, 2002.
8.12. General Electric Aims At 18-Month Engine. Aviation
Week & Space Technology. October 21, 2002.
8.13. GP7200 - power for the A380. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - Paris 2003 Special.
8.14.Zero in-flight events. Engine Yearbook 2004.
Aviation Industry Press, 2004.
8.11. Перспективы развития
конструкций и методов
проектирования турбин
Основные направления развития
конструкций турбин связаны с прогрессом в ряде
наиболее перспективных (по соотношению стоимости
и эффективности) технологий, которые должны
обеспечить разработку конкурентоспособных
турбин в будущем (рис. 8.144).
Минимальное количество лопаток
Эффективное, экономичное
управление радиальными
зазорами
3D - аэродинамика лопаток
Одноступенчатые ТВД
решетки для больших
чисел Маха
m^fli^^EJ
Новые лопаточные
сплавы для Т6Д
Эффективные
и надежные ТЗП
tf
Эффективные
системы охлаждения
Новые порошковые
материалы
T
П роти во пол ож ное
вращение Т8Д и ТНД
\
Легкие материалы
для лопаток
iLA
Решетки с
"высокой/ультравысокой
подъемной силой"
Эффективные решетки
ТНД для высоких чисел
Маха
Решетки ТНД для малых
чисел Re
Оптимизация взаимного
окружного расположения
лопаток
Рис. 8.144. Перспективные технологии проектирования и разработки турбины
288

8.11. Перспективыразвития конструкций иметодов проектирования турбин
8.11.1. 2Б-аэродинамика:
эффективные охлаждаемые лопатки
твд
Сокращение количества ступеней турбины -
это наиболее радикальный путь сокращения
себестоимости производства и обслуживания.
Одноступенчатые ТВД должны иметь
эффективные для высоких чисел Маха охлаждаемые ло-
патки. Они должны позволить примерно вдвое
уменьшить различие в аэродинамической
эффективности одноступенчатой и
двухступенчатой ТВД.
Для реализации конкурентоспособных
одноступенчатых ТВД необходима технология
разработки аэродинамически эффективных охлаж-
даемых лопаток с приемлемым уровнем потерь
при высоких числах Маха. Эта технология
подразумевает контроль над интенсивностью
и расположением системы скачков уплотнения,
которые являются неизбежным следствием
сверхзвуковых скоростей в проточной части.
Малые значения углов заострения (до 2
градусов) на выходной кромке и тонкие выходные
кромки (толщина стенки 0,40...0,45мм)
являются обязательным условием реализации
эффективных трансзвуковых и сверхзвуковых
решеток. Высокий уровень напряжений
растяжения приводит к необходимости реализации
тонких (до 0,60 мм) стенок в верхних сечениях
лопаток для уменьшения напряжений в
корневых сечениях. Поэтому изготовление таких ло-
паток является столь же сложной задачей, как
и их проектирование.
Заявленная в [8.1] цель «GE Aircraft Engines»
(рис.8.145) заключается вразработке единой
платформы одноступенчатой ТВД для
использования в двигателях узкофюзеляжных (CFM56),
региональных (CF34-10) и широкофюзеляжных
самолетов (типа GE90). Степень расширения
такой турбины - до 5,5 и разрабатывается она
по программе правительства США Ultra
Efficient Turbine Engine и в рамках собственной
технологической программы GE Aircraft Engines
TECH56. Эти работы должны существенно
сократить преимущества двухступенчатой ТВД по
эффективности.
На рис. 8.146 представлены результаты при-
мерно 15 лет работы «GE Aircraft Engines» на
собственном модельном стенде [8.1]. Хотя
абсолютные значения КПД оценить трудно (мето-
дология их определения не приведена),
очевиден прогресс в КПД, в том числе достигнутый
в программе TECH56.
«Pratt&Whitney» разработала успешную
технологию проектирования одноступенчатых ТВД,
с помощью которой были реализованы ТВД для
военных двигателей F119^135 и для
гражданского PW6000.
Узкофюзеляжный /региональный самолет
** ЛЯЫ*ШШШ^^ CFM56/CF34-10
kVHP*"~—rVK " °ДностУпенчатая турбина
- умеренная степень расширения
Широкоофюзеляжный
дальнемагистральнып самолет
Одноступенчатая турбина
Очень высокая степень расширения
Уменьшение числа ступеней
GE90
- двухступенчатая турбина
- высокая степень расширени:
2000
2010-2015
Рис. 8.145. Создание единой платформы GE Aircraft Engines для высоконагруженной одноступенчатой ТВД с «очень
высокой степенью расширения», реализованное на базе двух платформ одноступенчатой турбины с умеренным перепадом
давления CFM56/CF34-10 и двухступенчатой ТВД GE90 с высоким перепадом давления [8.1]
289

Глава 8. Турбины ГТД
Стендовые испытания ступеней ТВД
0.91
Project TECH5B
SBfi>
0 90
кпд
0 89
0.88
2 Э 4 5
степень расширения
Рис. 8.146. Прогресс в КПД одноступенчатых ТВД
GE Aircraft Engines
Однако, несмотря на принятое направление
развития конструкций ТВД, решение для
каждого конкретного случая принимается на основе
конкретного анализа (себестоимость
производства, стоимость обслуживания, затраты на
разработку, уровень риска). «GE Aircraft Engines»,
в частности, в ТВД нового двигателя семейства
CF34 (CF34-10) реализовала одноступенчатую
схему (моделированием ТВД CFM56).
Для разрабатываемых в настоящее ТВД
широкофюзеляжных самолетов (двигатели GP7200
для «Эйрбас A380» и GenX для «Боинг 7E7»)
в качестве основы принята двухступенчатая
конструкция ТВД GE90. Основанием для такого
выбора являются существенно меньшие затраты
на разработку и несравненно меньший риск.
8.11.2. 20-аэродинамика:
сокращение количества лопаток
Технологии сокращения количества лопа-
ток - увеличение аэродинамической нагрузки на
профиль без уменьшения его эффективности
(или с «приемлемым» уменьшением) в
настоящее время наиболее популярны и активно
развиваются. Во всех новых проектах заявляется
о сокращении количества лопаток, как главного
средства снижения стоимости турбины и
стоимости ее обслуживания.
Повышение нагрузки на профиль ТВД
достигается более совершенной аэродинамикой
профиля, смягчением средствами
проектирования влияния конструкционных ограничений по
прочности, а также прогрессом в
производственной технологии. Все эти направления
взаимосвязаны и взаимозависимы.
Эффективным направлением повышения на-
грузки на профиль является более оптимальное
и более точное распределение нагрузки по его
обводам (или вдоль осевой хорды, как это
обычно принято), а также эффективное с точки
зрения аэродинамики распределение пленочно-
го охлаждения. Основным средством
повышения эффективности решеток с высокими числа-
ми Маха в уже упоминавшейся программе
GE TECH56 стало уменьшение (в конечном
счете вдвое) интенсивности скачка уплотнения за
выходной кромкой рабочей лопатки.
Количество лопаток в одноступенчатой ТВД CFM56 бы-
ло сокращено на 10 % (со 122 до 110) и эта
технология готовится к серийному
использованию [8.1].
>s
н 6
.с ^
ф S
*
*B>
rc
о
Профиля с
'' ул ьтра в ысо кой^
подъемной
I
силой11
Профиля с
II
-ВЫСОКОМ
подъемной
силой"
BR715 U
♦ •
BR715
ABR710High
Lift Demo
» +
Другие
Rolls-
проекты
Royce
BR710
0.5
0.6
0.7
Число Маха
0,8
0,9
Рис. 8.147. Увеличение нагрузки по коэффициенту Цвай-
феля при проектировании новых ТНД Rolls-Royce c
сокращением количества лопаток [8.2]
Необходимым условием улучшения
аэродинамики лопаток является реализация более
жестких требований к технологиям литья (мини-
мальная толщина стенок, толщина выходной
кромки, ширина канала охлаждения в выходной
кромке, угол заострения выходной кромки)
и механической обработки (диаметр и угол
наклона к поверхности отверстий пленочного
охлаждения). Очень важным является при этом
сохранение приемлемой себестоимости
производства.
В ТНД для сокращения количества лопаток
интенсивно развиваются технологии так
называемых «разреженных профилей» («Low Solidity
Airfoils» - GE Aircraft Engines) и «профилей
с высокой подъемной силой» («High Lift
Airfoils» - Rolls-Royce). Эти технологии уже по-
зволили уменьшить количество лопаток
соответственно вТНД GE90-115B (сертифицирован
290

8.11. Перспективыразвития конструкций иметодов проектирования турбин
в2003 г.) ивТНД BR715 - примерно на 10-
20 % [8.2] - по сравнению с более ранними ce-
рийными моделями.
Хотя база для упомянутых сокращений
неизвестна, эффективность этих технологий можно
считать достаточно высокой. В разработке
находятся и более эффективные технологии -
профилей лопаток с «ультранизкой густотой»
(«Ultra Low Solidity Airfoils») и «профилей
с очень высокой подъемной силой» - «Ultra
HighLiftAirfoils>>[8.2].
Упомянутые технологии являются
аэродинамическими и базируются на оптимизации
распределения нагрузки по профилю. Управление
этим распределением должно быть очень
тонким и эффективным - для предотвращения
отрыва потока и возрастания потерь энергии.
Интенсивные и эффективные усилия по
сокращению количества лопаток были
предприняты в программе передовой технологии TECH56
(GE/SNECMA) [8.3]. Три варианта ТНД
(Проекты 1...3) предусматривали сокращение
количества лопаток по сравнению с 1072 лопатками
в базовой четырехступенчатой ТНД CFM56.
В Проекте 1 количество лопаток было
сокращено до 970, в Проекте 2 - на 20 %, в Проекте 3 -
на 35 %. Аэродинамическая эффективность
новых вариантов ТНД была реализована
на высоком конкурентоспособном уровне -
см.рис. 8.148.
g
x
О
E
S
&
Проект 2
Проект 1
0# № 1 L1 12 U U L5
Аэродинамическая нагрузка uH/2nU 2
Рис. 8.148. Результаты проектирования новых ТНД в
программе TECH56 [8.4] с сокращением количества лопаток
на 10 % (Проект 1), 20 % (Проект 2) и 35 % (Проект 3)
относительно ТНД CFM56
Значительный вклад в обеспечение
эффективности профилей ТНД вносит уровень литей-
ной технологии, которая должна обеспечивать
качество литейных поверхностей, минимизацию
толщины выходных кромок и возможность
применения длинных рабочих и сопловых лопа-
ток ТНД с внутренней полостью. Полые лопат-
ки ТНД имеют более высокую себестоимость,
но позволяют располагать большей свободой
в оптимизации формы профиля при
проектировании так называемых «задненагруженных» ло-
паток, в том числе при минимизации количества
лопаток - при существенно меньшей
вероятности отрыва потока на корыте и при минималь-
ной массе лопатки и диска. В настоящее время
полые лопатки ТНД применяются в
большинстве новых проектов (например, в ТНД GP7200 -
[8.5]).
8.11.3. Противоположное вращение
роторов ТВД и ТНД
Противоположное вращение роторов ТВД
и ТНД (CT) позволяет снизить угол поворота
потока и потери энергии в первой сопловой ло-
патке ТНД. Как показано на рис. 8.149, угол
поворота в lCA ТНД может быть снижен
собычных 90...1200 практически до нуля.
Соответственно снижаются потери на поворот
потока и повышается к.п.д. ТНД. Естественно,
что наиболее выигрышна эта технология при
больших исходных углах поворота потока (то
есть при сильно нагруженных ступенях как
ТВД, так и ТНД) и при меньшем количестве
ступеней ТНД (чем меньше это количество, тем
значимее уменьшение потерь в lCA ТНД).
0
CA 1-й ступени
с прямым вращением
о
i i
LJ
ТВД
направление
вращения
ТНД
направление
вращения
Д
CA 1-й ступени
с обратным вращением
Рис. 8.149. Принцип изменения профиля lCA ТНД
при изменении направления вращения ротора ТНД
Первое исследование этой технологии про-
вела фирма «Pratt&Whitney» еще в начале
1980-х гг. в программе Energy Efficient Engine
(планируемый выигрыш в КПД. ТНД составил
около 0,5 %) [8.6]. Хотя в этом исследовании
было показано, что эффективность мероприятия
не столь очевидна, как кажется с первого взгля-
291

Глава 8. Турбины ГТД
да (в сопловом аппарате ТНД снижаются
преимущественно профильные потери, а вторичные
потери изменяются гораздо меньше), «Pratt&
Whitney» применила эту технологию в турбине
своего самого современного двигателя PW6000,
то есть сочла ее достаточно эффективной.
Компания «Rolls-Royce» в трехвальном дви-
гателе Trent-900 применила противоположное
вращение ротора ТВД - при этом выигрыш
в КПД турбины среднего давления (ТСД)
составил более процента. Столь значительный
эффект обусловлен конструктивными
особенностями соплового аппарата ТСД - за счет
уменьшения газовой нагрузки удалось уменьшить
размеры стоек и совмещенных со стойками ло-
паток и увеличить их аэродинамическую
эффективность [8.7]. В дальнейшем планируется
применить противоположное вращение для
ротора среднего давления, то есть увеличить КПД
и ТСД, и ТНД.
«GE Aircraft Engines» планирует использо-
вать противоположное вращение роторов ТВД
и ТНД в новом двигателе Genx [8.8] с целью
снизить потери энергии в ТНД и сократить
количество лопаток lCA ТНД.
8.11.4. 20-аэродинамика:
эффективные решетки профилей ТНД
Решетки ТНД с повышенной частотой
вращения (редукторным приводом).
Повышение степени двухконтурности и снижение
частоты вращения вентилятора сделало
актуальным повышение частоты вращения подпор-
ных ступеней и ТНД через редуктор.
Количество ступеней ТНД при этом снижается
радикально - более чем в 2 раза. Но при этом в 3...5 раз
возрастает центробежная нагрузка и профили из
существенно дозвуковых переходят в
трансзвуковой диапазон скоростей за решеткой.
а
б
Рис. 8.150. Сравнение профилей ТНД с обыч-
ной (а) и повышенной (б) частотой вращения
Все это существенно усложняет получение
сравнимой с традиционной схемой
аэродинамической эффективности. Профили при этом
утолщаются для работы в условиях высокой
центробежной нагрузки и оптимизируются для
высоких чисел Маха [8.9].
Технологии эффективных решеток ТНД для
редукторного привода интенсивно
разрабатываются MTU (рис. 8.150). Весьма вероятна
актуализация таких разработок в будущем.
Оптимизация взаимодействия
лопаточных решеток ТВД и ТНД. Значительным
резервом в повышении аэродинамической
эффективности ТНД является уменьшение
отрицательного влияния скачков уплотнения за
выходными кромками рабочих лопаток ТВД
(особенно одноступенчатой ТВД) - на КПД ТНД
(рис. 8.151). Уменьшение КПД ТНД за счет
этого фактора в CFM56 достигает двух процентов
[8.10]. Полное исключение влияния
взаимодействия (то есть повышение КПД. ТНД на 2 %)
нельзя считать реальным, однако даже
возможность частичного использования этого потен-
циала для повышения эффективности ТНД при-
вела к интенсивным исследованиям в этой
области.
Отраженные скачки
><
Рис. 8.151. Пример аналитического
моделирования взаимодействия скачков за pa-
бочимилопатками ТВД с сопловымило-
патками ТНД (Pratt&Whitney) [8.11]
Высокие числа Маха за рабочими лопатками
приводят к скачкам уплотнения,
взаимодействие которых с сопловыми лопатками ТНД
приводит к возникновению отраженных скачков
(см. рис. 8.151). Эти скачки значительно
снижают КПД ТНД. Моделирование этих явлений
292

8.11. Перспективыразвития конструкций иметодов проектирования турбин
возможно с помощью моделирования
нестационарных аэродинамических процессов в проточ-
ной части сразу двух турбин. Оно может быть
необходимой базой для отработки технологии
проектирования, позволяющей уменьшать влия-
ние взаимодействия ТВД и ТНД на
аэродинамическую эффективность, а также на
аэродинамическое возбуждение лопаток.
Экспериментальное исследование этой про-
блемы составляет одно из главных направлений
программы разработки новой технологии
TECH56 - для чего был специально построен
двухкаскадный стенд. В ходе работ по TECH56
было исследовано несколько конфигураций
рабочих лопаток и снижена на 50 %
интенсивность скачков уплотнения за рабочими лопат-
камиТВД[8.1].
Профили лопаток ТНД, эффективные при
малых числах Рейнольдса. Перспективным
направлением в численной аэродинамике
турбин является моделирование работы лопаток
в условиях низких чисел Рейнольдса,
характерных для авиационных ТНД на крейсерском
режиме полета. Снижение КПД ТНД из-за
увеличения профильных потерь может достичь двух
иболее процентов (рис.8.152). Оптимизация
профилей для этих условий работы может
потребовать создания соответствующих моделей
для прямого численного моделирования потока.
Решение этой задачи находится пока на
начальной стадии.
о.ог
1.0
2.0
зю
Ожидаемая
характеристика
Данные, полученные
надвигателе
Турбулентные
^.-""'профиля
Потенциальное
увеличение
0.0
0.1 0.2 0,3
Число Рейнальдса(х№*)
0.4
Рис. 8.152. Изменение КПД современных турбин с
уменьшением числа Рейнольдса (с увеличением высоты полета)
[8.11]. Показана и потенциальнаяэффективность
усовершенствованной технологии проектирования
Теоретически возможность моделировать
влияние числа Рейнольдса позволит проводить
проектную оптимизацию профилей со
снижением этого влияния и скомпенсировать хотя бы
часть проигрыша в КПД. Однако, даже при yc-
пешном решении задачи о моделировании
влияния чисел Рейнольдса (так же, как и задачи
о моделировании «отраженных скачков»)
результаты применения их в проектной практике
не обязательно будут положительными.
Оптимальная форма лопаток, которая сможет
парировать эти эффекты, еще должна быть
найдена. А это при используемых сегодня
аэродинамически совершенных профилях является
очень сложной задачей, и успешная борьба
с вышеупомянутыми явлениями может
сопровождаться ухудшением характеристик в
обычных условиях. Фактически уже сейчас известно,
что так называемые «передненагруженные»
профили (в отличие от «задненагруженныех»)
гораздо более устойчивы к малым числам Рей-
нольдса. Однако их эффективность существенно
ниже, что и обусловило низкий интерес к их
применению. На рис. 8.152 эти профиля
показаны в виде «турбулентных» профилей, которые
слабо подвержены влиянию числа Рейнольдса,
но имеют неприемлемо большие потери при
больших числах Рейнольдса.
Оптимизация взаимного углового
расположения лопаточных решеток. Для
повышения КПД многоступенчатой турбины может
быть использован нестационарный эффект
снижения профильных потерь при натекании на
лопатку вихревого следа вышележащего по
потоку профиля. Если аэродинамический след
профиля предыдущей ступени проходит в
середине межлопаточного канала, то профильные
потери максимальны. Если это след попадает на
профиль следующей ступени, то суммарные
потери уменьшаются - вероятно, в связи с
возникающей при этом нестационарностью в погра-
ничном слое на профиле. Осредненные по
времени потери на профиле оказываются меньше,
чем в случае стационарного потока. Этот
эффект был сначала обнаружен аналитически - на
основании моделирования нестационарного
потока в проточной части турбины (рис. 8.153).
Реальный эффект измеряется в нескольких
десятых долях процента, но он вполне реален
и уже используется во вновь разрабатываемых
конструкциях. Пока новая технология
внедряется на основе экспериментальной отработки. Ha-
пример, фирма «MTU» в ТНД GP7200
экспериментально на турбинном стенде подобрала
взаимное угловое смещение сопловых лопаток для
293

Глава 8. Турбины ГТД
Управление следами рабочих лопаток
«0
t
t
кпдтвд
92.5
92.0
919
+0.3%
Потенциал
Существующая
конструкция
/.
Входная кромка 2РЛ
ao 40 во
% шага 2РЛ
ao ioo
Поток
1CA
1РЛ
2CA
2РЛ КГЩ ТВД
905
90.0
89,5
M.0
Управление следами сопловых лопаток
+Q.4% Потенциал
Существующая
конструкция
„..-/
Входная кромка 2CA
.1 .
20 40 «0
% шага 2CA
80 100
Рис.8.153. Экспериментальные результаты «Pratt&Whitney» поизменениюКПД
двухступенчатой ТВД с изменением относительного углового положения рабочих и сопловых лопаток первой
и второй ступени [8.12]
увеличения КПД и планирует провести такую
же работу для оптимизации взаимного углового
положения рабочих лопаток [8.13].
Несмотря на малый масштаб эффекта,
затраты на внедрение этой технологии кажутся не
очень значительными. Поэтому эту технологию
можно считать перспективной.
8.11.5. ЗБ-аэродинамика: эффективные
формы лопаточных венцов
ЗБ-аэродинамика лопаточных венцов (lCA
и 2CA ТВД, сопловых аппаратов ТНД) активно
используется в настоящее время при разработке
турбин. Новые эффективные ЗБ-формы венцов
(несимметричная проточная часть, местное
утолщение профиля по высоте, наклон и изгиб
лопатки в осевом и радиальном направлениях
и так далее) активно исследуются.
Усложненные формы лопаточных венцов остаются
достаточно эффективным направлением увеличения
КПД турбины и, по-видимому, будут оставаться
таковыми и в будущем.
Характерными особенностями всех
технологий пространственного проектирования лопа-
точных венцов и проточной части являются:
- моделирование основной идеи и всех
особенностей новой технологии на ЗБ-аэродинами-
ческих моделях;
-экспериментальная проверка каждого
направления и отработка всех особенностей новой
технологии.
294
Работа на обоих этапах (моделирование
и эксперимент) идет параллельно. Особенности
численных и физических экспериментов при
разработке новой технологии
продемонстрированы в работе специалистов «Pratt&Whitney»
[8.14], посвященной разработке
пространственной формы (изгиб в сторону спинки) сопловых
лопаток второй ступени ТВД. Такая же
детальная численная и экспериментальная отработка
новой технологии проведена «Rolls-Royce» при
внедрении местного утолщения профиля ТНД
для подавления вторичных потерь [8.15] -
в ТНД Trent 500 и проводится в настоящее
время в отношении несимметричной проточной
части для ТВД Trent 500 [8.16].
8.11.6. Новые материалы и покрытия
для лопаток и дисков
Новые материалы являются одним из
наиболее действенных средств повышения
эффективности и надежности турбины. Они позволяют
непосредственно увеличивать способность
турбины работать при более высокой температуре -
с сохранением КПД и расхода охлаждающего
воздуха.
Определяющее значение для долговечности
и надежности турбины имеют прочностные
характеристики материалов дисков (и других
роторных деталей), атакже лопаточных
материалов.

8.11. Перспективыразвития конструкций иметодов проектирования турбин
Дисковые сплавы
На рис. 8.154 приведена оценка пределов
применимости дисковых материалов различного
типа для авиационных турбин [8.17]. Как
следует из этих данных, увеличение рабочей темпе-
ратуры современных никелевых сплавов
возможно в перспективных сплавах за счет
применения тугоплавких добавок и использования
методов порошковой металлургии при их
изготовлении. Прогресс в разработке новых сплавов
продолжается - для дисков ТВД двигателя
GP7200 (разработка «GE Aircraft Engines»
и «Pratt&Whitney») получен совершенно новый
сплав МЕЗ [8.5].
1200
1000
и
£800
h
rf
CX
о
600
fi 400
200
0
Титановые СущесшующиеПерспектнвные Титано-
сплавы n>iKCjitbbit никелевые алюминиевые
сллаьы сплавы сплавы
Рис. 8.154. Сравнительная оценка способности дисковых
материалов турбины работать при высокой температуре
охлаждающего воздуха за компрессором
Наиболее перспективные сплавы на основе
интерметаллидов (алюминидов титана) очень
чувствительны к повреждениям при низких
температурах и трудны в обработке. Только
решение этих проблем в будущем снимет
препятствия к их применению.
Лопаточные сплавы
Темп эволюции свойств современных моно-
кристаллических лопаточных сплавов замедля-
ется, так как он ограничен температурой плав-
ления никеля. Революционного прорыва можно
добиться только при использовании тугоплав-
ких сплавов на основе молибдена (рис. 8.155).
Однако применению молибдена препятствует
низкая его стойкость к окислению. Поэтому мо-
либденовые сплавы разрабатываются в виде
комплексной системы сплав-покрытие и пер-
спективы их считаются обнадеживающими.
Для лопаток наземных установок, созданных
на базе авиационных двигателей, прогресс в
области применения новых материалов идет
гораздо быстрее, чем на авиационных прототипах
(учитывая, что наземные установки, особенно
используемые при выработке электроэнергии,
часто постоянно работают на максимальных
режимах). В частности, в ТВД LM6000 для
рабочих лопаток применен монокристаллический
сплав Rene N5, в то время как на авиационном
прототипе CF6-80C2 - «равноосный» сплав
Rene 80H.
f
fr
i
£о
% «
Т Ш
о jS
u> £
« с
Q_ V
s
з-
£
200
180
160
140
120
100
80
60
40
20
Q
PWA 1430 PWA 14B4 тугоплавкий
(база) сплав
Рис. 8.155. Сравнение потенциала моно-
кристаллических сплавов на основе нике-
ля - 1-е поколение (PW1480); 2-е поколе-
Hne(PW1484); тугоплавкиесплавы [8.17]
В конце 1990-х гг. возрос интерес к интерме-
таллическому материалу - TiAl (алюминиду ти-
тана). Этот материал отличается низкой плотно-
стью и увеличенной (по отношению к обычным
титановым сплавам) стойкостью к высоким
температурам. Основная проблема материала -
хрупкость при низких температурах -
постепенно решается оптимизацией состава и
процесса изготовления. Лопатки из TiAl
планируется использовать в ТНД и они обещают быть
примерно на 40 % легче, чем лопатки из
обычного никелевого сплава. Как сообщается в
работе специалистов MTU, такие лопатки уже
нарабатывают необходимый опыт на двигателях
[8.18].
Определяющее значение для внедрения
конкретной технологии материала имеет ее
эффективность - соотношение экономии на
увеличенном ресурсе с дополнительными затратами на
разработку и в производстве (здесь важное
значение имеет процент выхода годных деталей).
Производственные проблемы представляют
собой наиболее сложное препятствие для
материалов самой высокой эффективности.
Покрытия для лопаток
Прогресс в области теплозащитных
покрытий на базе керамических материалов (на опыте
компании «GE Aircraft Engines») отражен на
295

Глава 8. Турбины ГТД
рис. 8.156. Работы вобласти ТЗП
сосредоточены на увеличении долговечности покрытий и на
дальнейшем уменьшении коэффициента тешю-
проводности.
Рис. 8.156. Результаты работ компании «GE Aircraft
Engines» [8.11.10.1] по разработке лопаточных сплавов и
теплозащитных покрытий (TBC)
«Pratt&Whitney» планирует исключить
необходимость в подслое, требуемом для крепления
керамического ТЗП на поверхности лопатки. За
счет использования монокристаллического ма-
териала нового поколения на базе иттрия можно
будет исключить достаточно тяжелое
вспомогательное покрытие [8.19]. Кроме теплозащитных
покрытий, совершенствуются (особенно в
турбинах промышленных установок)
многокомпонентные металлические покрытия для
повышения стойкости основного металла лопаток
к окислению. Прогресс в их развитии
выражается в основном в увеличении долговечности, так
как сохранение покрытия фактически
определяет долговечность самой лопатки.
8.11.7. Совершенствование
конструкций охлаждаемых лопаток
В самых современных высокотемпературных
двигателях как военного (F119, F135), так
и гражданского назначения (Trent-900, PW4098,
GE90-115B, GP7200) лопатки ТВД имеют
систему многоходового конвективно-пленочного
охлаждения. Наиболее сложной является
система охлаждения рабочей лопатки, количество
радиальных каналов в которой достигло 9 (GE90,
PW4084). Такие лопатки - из монокристалличе-
ских сплавов, с теплозащитным покрытием -
обеспечивают в условиях максимальных
рабочих температур перед ротором ТВД до
1800...1900 К (двигатели для широкофюзеляж-
ных самолетов) расчетный ресурс эксплуатации
296
до 15000 часов или до 3000 циклов (Trent 500,
GE90-115B,GP7200).
При более низких максимальных температу-
pax перед ротором ТВД A600...1700 К),
которые применяются в двигателях узкофюзеляж-
ных самолетов («Боинг 737», «Боинг 757»,
A320) расчетный ресурс рабочей лопатки ТВД
составляет свыше 10000 циклов (PW2000,
PW6000). Эти цифры свидетельствуют о уже
достигнутой высокой эффективности и
надежности этой лопаточной технологии. По-видимо-
му, она способна удовлетворить все
существующие и потенциальные потребности
авиационных и наземных применений.
Однако проработки более эффективных схем
охлаждения ведутся непрерывно. Примером
перспективной системы является, например,
«Supercooling» «Pratt&Whitney» [8.20] или ло-
патка с «охлаждаемыми стенками» «Rolls-
Royce» [8.21]. Судя по имеющейся информации,
результаты испытаний в ТВД военных
газогенераторов были достаточно успешными, так как
в дальнейшем система «Supercooling»
планировалась к применению в новых гражданских
разработках [8.22] (ТВД для двигателя самоле-
та 7E7). Однако стоимостная эффективность
этих технологий еще должна быть
подтверждена в эксплуатации реальных конструкций
гражданских двигателей.
8.11.8. Оптимизированные системы
управления радиальными зазорами
По мере роста степени сжатия в двигателях
и уменьшения длины лопаток в турбинных
ступенях растет влияние радиальных зазоров.
Существующие системы управления радиальными
зазорами непрерывно усложняются -
преимущественно за счет введения многопозиционного
управления расходом охлаждающего воздуха
в систему наружного охлаждения корпусов,
управления источниками отбора - за счет
переключения между разными ступенями компрес-
copa, учета внешних условий и режима работы
двигателя, введения систем обратной связи.
Все эти усовершенствования существенно
усложняют и удорожают систему
регулирования зазоров и систему электронного управления
двигателем.
Условия работы систем регулирования зазоров
тоже усложняются - например, массивные диски
одноступенчатых турбин из-за своей тепловой
инерции существенно усложняют задачу миними-
зации зазоров в условиях многорежимного полета.

8.11. Перспективыразвития конструкций иметодов проектирования турбин
Кроме того, сами возможности управления
зазорами за счет охлаждения корпуса
достаточно ограничены. Поэтому достигаемые
системами регулирования зазоров результаты по-преж-
нему могут быть улучшены - преимущественно
в отношении обеспечения минимальных зазоров
не только на крейсерском, но и на других
рабочих режимах, в том числе на взлетном режиме.
С учетом всего вышесказанного весьма
актуально новое направление в регулировании
радиальных зазоров - создание конструкций с
управляемой тепловой инерцией корпуса и ротора
и с существенно упрощенной (с существенно
сниженной стоимостью) системой регулирования
зазоров. Эта технология может считаться лишь
относительно новой (такая технология
применялась на двигателях «Rolls-Royce» в 1970-х
и 1980-х гг. - без системы охлаждения корпусов).
Эта технология была применена и в самой
современной ТВД - GP7200. В конструкции
обеспечено соответствие тепловой инерции
ротора и статора ТВД и ТНД, что позволило
оптимизировать зазоры на всех эксплуатационных
режимах.
8.11.9. Развитие средств
и методов проектирования
Совершенствование ЗО-моделирования
потока в турбине.
Наиболее актуальными направлениями
совершенствования ЗБ-моделирования являются
следующие:
-Повышение достоверности ЗБ-Навье-Сток-
ca (сходимости с экспериментом) и надежности
(устойчивости) расчета уровня потерь в
одиночном венце; несмотря на отдельные успехи
в этом направлении, о которых можно узнать на
конференциях, общая картина, особенно в
отношении коммерческих пакетов, оставляет
желать много лучшего. Во многом это
обусловлено ограниченностью самого подхода,
основанного на использовании моделей
турбулентности. В долгосрочной перспективе новые
технологии (такие, как прямое численное
моделирование турбулентности) должны снять многие
из вышеупомянутых ограничений.
- Повышение достоверности моделирования
многоступенчатых турбин по ЗБ-Эйлеру и 3D-
Навье-Стоксу. Моделирование
многоступенчатой проточной части подразумевает
использование определенной технологии осреднения
потока между лопаточными венцами. Это
осреднение и вводимые при нем допущения должны
в максимальной степени сохранять реальные
характеристики потока (например, скачки уп-
лотнения) и учитывать нестационарное
взаимодействие между венцами. Уже поэтому
многоступенчатое моделирование вынужденно
является приближенным и межвенцовое осреднение
является одной из основных проблем в для
этого моделирования. Одной из возможностей для
обоснования решений этой проблемы является
использование эксперимента.
- Правильный учет таких вторичных
эффектов, как втекания охлаждающего воздуха,
утечки в радиальные зазоры и присоединенные по-
лости. Важность учета этих вторичных потоков
на генерацию потерь в турбине стала в
последнее время более очевидной. Например, утечка
в радиальный зазор одного венца входит в
следующий венец с большим углом атаки и
увеличивает профильные и вторичные потери в этом
венце. Присоединенные полости (рис. 8.157
[8.23]) существенно меняют картину течения
в проточной части около ее ограничивающих
поверхностей и вносят дополнительные потери,
которые возрастают с увеличением радиального
зазора.
В моделировании этих явлений, как указано
в [8.24], большую роль играют модели
турбулентности, которые нуждаются в дальнейшем
улучшении для придания результатам числен-
ного моделирования большей достоверности не
только в качественном, но и в количественном
отношении.
Аэродинамика лопаточных решеток с
пленочным охлаждением.
При проектировании лопаток ТВД, особенно
лопаток с большими числами Маха на профиле,
важное значение приобретает учет выпуска ox-
лаждающего воздуха в проточную часть. Как
показывает опыт «Pratt&Whitney» в программе
E3 [8.25], управление выпуском воздуха может
в два раза снизить волновые потери и на 20 % -
суммарные потери в трансзвуковой решетке
(рис.8.158).
Повышение эффективности методов
аэродинамического проектирования лопаток.
Повышение эффективности средств
аэродинамического проектирования остается одним из
наиболее действенных способов повышения-
производительности инженерных работ.
Повышение гибкости и возможностей программных
средств синтеза лопаточных решеток и профи-
297

Глава 8. Турбины ГТД
_*nliT?
11 i
У-А
iZi
<2Э
i\7
A\J
*«
-Ю1
1ШЛ
2W
W
гъ
372
!4T
■£1
2se
m>
Радиальный зазор 1,2 мм
■
1
шее
1 4Ю
-с» ■
*'■
ЭК
*!?'.'
ill . ■
, h ■
_l У
::>:
--'
ЭК
£Р6С
Радиальный зазор 1,2 мм
а
Рис. 8.157. Структура течения и относительный уровень энтропии в присоединенных полостях [8.23]:
а - под нижней полкой сопловой лопатки; 6 - над верхней полкой рабочей лопатки
V
\
\
^4*'
v
tf
УК>°' ■
fct N к ' \
.
\ ' .
V3-?':v_E -
Л^ч vo:.i,.i ^
4sftfef*t Lv ■
Й^тебо, .
ЧШЧ
iMM^
Шь
\
iN i\^
л\ \
■■■
Рис. 8.158. Результаты аналитического моделирования вязкого течения около выходной
кромки турбинной решетки
леи, автоматизация подготовки и проведения
аэродинамического анализа, повышение
точности и надежности 2Б/ЗБ-Эйлера, 2D/3D-HaBbe-
Стокса, объединение этих программных средств
в единый комплекс позволяют существенно
повысить качество разработок, в том числе за счет
увеличения количества проектных итераций за
располагаемое время.
В частности, руководители инжиниринга
«GE Aircraft Engines» считают, что
повышение эффективности программного обеспечения
и уровня организации инженерных разработок
позволили компании за пять лет в несколько раз
увеличить производительность при
профилировании неохлаждаемых лопаток ТНД [8.26].
Повышение производительности и эффективности
проектных работ вносит свой вклад и в
сокращение времени доводки турбины.
Моделирование нестационарного потока
Моделирование нестационарного потока
является в настоящее время очень затратным по
времени и может быть использовано для
ограниченного круга задач - моделирования
нестационарного (вибрационного) нагружения лопа-
ток и для моделирования оптимального
окружного углового смещения лопаток в
многоступенчатой турбине. В обоих этих случаях
уровень важности получаемой информации пока
не является критически важным для
проектирования.
298

8.11. Перспективыразвития конструкций иметодов проектирования турбин
Использование нестационарного
моделирования для лучшего расчета уровня потерь
в реальной турбине и реальных граничных
условий для венцов находится пока на начальной
стадии. Правильное моделирование
нестационарных процессов вреальной турбине должно
быть обосновано экспериментальными данными
очень высокого уровня.
Контрольные вопросы
1. С решением каких проблем связано
уменьшение числа ступеней при разработке
перспективных турбин высокого давления?
2. За счет чего повышается эффективность
турбин двухвальных двигателей при
противоположном вращении роторов ТВД и ТНД?
3. В чем идея оптимизации взаимного угло-
вого расположения лопаточных решеток
многоступенчатой турбины?
4. Назовите перспективные материалы для
изготовления дисков и лопаток турбин.
5. Назовите перспективные направления
совершенствования систем активного управления
радиальными зазорами в турбинах.
Список литературы
8.1. Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st
Century - A Vision into the Future. ISABE-2001-1005.
8.2. Haselbach F., Schieffer H., Horsman M., Harvey N.
The Application of Ultra High Lift Blading in the BR715 LP
Turbine. 2001-GT-0436.
8.3. Thrust for Change. Flight International, 26 June - 2
July2001.
8.4. Mari C. Trends in the Technological Development of
Aeroengines: An Overview. ISABE-2001-1012, 2001.
8.5. GP7200: Quiet Power for the A380. Engine Yearbook
2003. Aviation Industry Press, 2003.
8.6. Energy Efficient Engine. Low Pressure Turbine
Subsonic Cascade Component Development and Integration
Program. P&WMASA CR-165592, 1982.
8.7. Trent 900. Engine Yearbook 2004. Aviation Industry
Press, 2004.
8.8. GE Investing $1 Billion in 7E7's GEnx Engine.
Aviation Week Show News - Farnborough 2004, July 19, 2004.
8.9. Walther R., Zarzalis N., Niehuis R. Designing
Advanced Components for High Bypass Engines. ISABE 99-
7109, 1999.
8.10. Civil engine makers in for the long haul.
INTERAVIA, November^ecember 2002.
8.11.Ni R.-H. Advanced Modeling Techniques for New
Commercial Engines. ISABE Paper 99-7043, 1999.
8.12. Meece C. Gas Turbine Technologies of the Future.
ISABE 95-7006, 1995.
8.13. Mega-Rig. MTU Report, 1/2003.
8.14. Sharma O.P., Kopper F.C. Stetson G.M., Magge S.S.,
Price F.R., Ni R. A Perspective on the Use of Physical
and Numerical Experiments in the Advancement of
DesignTechnology for Axial Flow Turbines. ISABE 2003-
1035, 2003.
8.15. Gonzalez P., Ulizar I. Advanced Low Pressure
Turbine Design for a High By-pass Ratio Aero Engine. ISABE
2001-1061, 2001
8.16. Harvey N.W., Brennan G., Newman D.A. Improving
Turbine Efficiency Using non-axisymmetric End Walls:
Validation in the Multi-Row environment and with Low Aspect
Ratio Blading. GT-2002-30337, Proceedings of ASME
TURBO EXPO 2002.
8.17. Gupta D.K. Materials and Processes for Affordable and
High Performance Propulsion Systems. ISABE-2001-1104.
8.18. Steffens K., Wilhelm H. Next Engine Generation:
Materials, Surface Technology, Manufacturing Processes.
What comes after 2000? MTU Aero Engines, 2000.
8.19. Aviation Week & Space Technology. February 23,
1998.
8.20. Caesar Targets Tech Transfer. Aviation Week &
Space Technology, February 9, 1998.
8.21. Dailey G.M. Design and Calculation Issues. Aero-
Thermal Performance of Internal Cooling Systems in Turbo-
machines. Lecture Series 2000-03. Von Karman Institute for
Fluid Dynamics, 2000.
8.22. No Surprises. Aviation Week & Space Technology.
August 25, 2003.
8.23. Gier J., Stubert B., Brouillet B., De Vito 1. Interaction
of Shroud Leakage Flow and Main Flow in a Three-Stage LP
Turbine. GT2003-38025. Proceedings of ASME Turbo Expo
2003.
8.24. Horlock J.H., Denton J.D. A Review of some design
practice using CFD and a current perspective. GT2003-38973.
ASME TURBO EXPO 2003.
8.25. Energy Efficient Engine. Component Development
and Integration Program. High-Pressure Turbine Supersonic
Cascade Technology Report. P&W. NASA CR-165567, 1981.
8.26. General Electric Aims At 18-Month Engine. Aviation
Week & Space Technology, October 21, 2002.
Англо-русский словарь-минимум
Active Clearance Control (ACC) - система активного
регулирования радиальных зазоров
airfoil - лопатка
AN2 - (Annulus Area x rpm2) - произведение кольцевой
площади на выходе из рабочей лопатки на квадрат
оборотов в минуту (величина, прямо пропорциональная
напряжениям растяжения в рабочей лопатке)
aspect ratio - отношение длины лопатки к ее осевой
хорде
299

Глава 8. Турбины ГТД
backflow margin - перепад давления на отверстии пле-
ночного охлаждения с учетом наихудшего сочетания
допусков
bBlate - рабочая лопатка
containment - удержание внутри корпуса оборвавшейся
рабочей лопатки
convergence ratio - конфузорность лопаточной решетки
(отношение площади сечения для потока на входе
лопаточного венца к площади на выходе из венца)
cooUng effectiveness - относительная эффективность
охлаждения (отношение разницы температур газа и металла
лопатки к разнице температур газа и охлаждающего воздуха)
corrected rotor speed - частота вращения ротора тур-
бины, приведенная к температуре газа перед турбиной или
перед ротором турбины (поделенная на квадратный корень
из температуры)
design increments - добавки к температуре газа,
охлаждающего воздуха и частоте вращения при
проектировании турбины, отражающие вероятные условия
эксплуатации и влияние эффектов установки,
производственных допусков, износа, точности регулирования и так далее
efficiency - коэффициент полезного действия (КПД)
турбины
EGT (Exit Gas Temperature) - температура газа,
измеряемая за турбиной двигателя (один из основных
параметров, характеризующих износ двигателя и его теплона-
пряженность в эксплуатации - по отношению к регламенти-
рованным в руководстве по эксплуатации значениям EGT)
expansion ratio - отношение полных давлений перед
и за турбиной
firtree - замковое соединение рабочей лопатки
«елочного» типа
flow guides - удлинения наружной и внутренней полки
лопатки для перекрытия осевого зазора и повышения
гладкости проточной части
flow parameter - приведенный расход газа через турби-
ну (произведение расхода на квадратный корень из
температуры, поделенное на полное давление), определяется для
сечений на входе в турбину или на входе в ротор
gage point - точка на профиле, соответствующая
минимальному сечению межлопаточного канала
hub/tip ratio - отношение внутреннего диаметра
лопатки к ее наружному диаметру (измеряемое обычно по
выходной кромке)
incidence - угол атаки (разница между углом профиля
и углом потока на входе в лопатку)
leanedA)owed (vanes) - сопловые лопатки, выполненные
с наклоном или изгибом
loading parameter - параметр нагрузки (удельная работа
турбины по параметрам торможения, деленная на
удвоенный квадрат окружной скорости). С уменьшением
параметра нагрузки КПД обычно увеличивается
map (tuebine map) - графики характеристик турбины -
зависимости ее КПД и приведенного расхода от
приведенной частоты вращения и отношения полных давлений
outer air seal - уплотнение (вставка) в проточной части
турбины над рабочей лопаткой
pedestais - штырьки (интенсификаторы охлаждения во
внутренней полости охлаждаемой лопатки)
pitch - шаг турбинной решетки (расстояние между
профилями на одном радиусе)
pressure ratio - отношение полных давлений перед и за
турбиной (перепад давлений на турбине)
reaction (pressure reaction) - реактивность турбинной
ступени по давлению (наиболее часто используется в
зарубежной практике) - отношение перепада статического
давления на рабочей лопатке к общему перепаду
статического давления на ступени
redline (EGT, speed, inlet temperature) - максимальная
величина параметра турбины (температуры газа на выходе,
частоты вращения, температуры на входе) турбины с
учетом добавок (запасов) на производственные допуска, износ
и так далее. Превышение этой величины по
контролируемому параметру (EGT, speed) обычно приводит к выводу
двигателя из эксплуатации
ribs - ребра на внутренней поверхности охлаждаемой
лопатки для увеличения интенсивности теплоотдачи.
Rotor Inlet Temperature (RIT, T4.1) - температура газа
на входе в ротор ТВД (Tca)
rotor speed - частота вращения ротора (оборотов в минуту)
showerhead - пленочное охлаждение входной кромки
лопатки
shroud - бандажная полка (рабочей) лопатки
solidity - густота решетки профилей (величина,
обратная отношению шага решетки к хорде профиля)
span - длина лопатки
swirl - угол закрутки потока за турбиной (от осевого
направления)
stagger - угол установки профиля лопатки (угол между
касательной к входной и выходной кромкам профиля
и фронтом решетки)
Thermal Barrier Coating (TBC) - тсрмобарьерное
покрытие.
TOBI (Tangential On-Board Injection) - устройство
предварительной закрутки охлаждающего воздуха перед
ротором ТВД
trip strips - мелкие ребра на внутренней поверхности
охлаждаемой лопатки, расположенные под углом к
направлению потока воздуха
Turbine Entry Temperature - TET (Turbine Inlet
Temperature, T4) - температура газа перед турбиной
turning - угол поворота потока в лопаточной решетке
vane - сопловая лопатка
Velocity Ratio (VR) - отношение скоростей на среднем
диаметре турбины, отражающее ее аэродинамическую на-
грузку фавняется корню квадратному из суммы квадратов
окружных скоростей ступеней, поделенной на удвоенную
удельную работу турбины по параметрам торможения).
С увеличением УК КПД обычно возрастает
300

Глава 9
ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ГТД
Этим термином определяется широкий класс
устройств, являющихся неотъемлемой частью
любого ГТД и объединенных функцией
формирования необходимого выходного импульса по
величине и направлению. В зависимости от
требований к выходному импульсу выходные
устройства (ВУ) можно разделить на две группы:
1.ВУ, которые формируют максимально
возможный импульс в нужном направлении. В oc-
новном - это ВУ ВРД. Вместе с
воздухозаборниками они тесно интегрированы с ЛА и в
значительной степени определяют его характеристики.
2. ВУ, основное назначение которых -
обеспечить «выброс» рабочего тела с минимально
возможным выходным импульсом. К этой груп-
пе относятся диффузоры, улитки, выхлопные
патрубки.
Кроме основной функции формирования
выходного импульса ВУ в зависимости от
назначения ГТД могут обеспечивать дополнительно:
- регулирование двигателя;
- управление вектором тяги (включая
реверсирование тяги);
- снижение инфракрасной и
радиолокационной заметности;
- снижение шума;
- вывод трансмиссии (выходного вала);
- «участие» в силовой схеме подвески.
Современные ВУ часто совмещают
несколько функций и представляют собой весьма
сложные конструкции. Ниже приведены приме-
ры ВУ.
На рис. 9.1 показано ВУ ТРДД ПС-90А,
состоящее из сопла со смешением потоков и
реверсивного устройства (РУ).
На рис. 9.2 показано ВУ ТРДДФ Д-30Ф6 -
регулируемое сопло (PC).
На рис. 9.3 приведено ВУ вертолетного дви-
гателя Д-25В - выхлопной патрубок.
Рис. 9.1. ТРДД ПС-90А: 1 - РУ решетчатого типа; 2 - смеситель; 3 - сопло; 4 - затурбинный конус
Рис. 9.2. ТРДДФ Д-30Ф6:1 - регулируемое сопло
301

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
i
Рис. 9.3. Двигатель Д-25В; 1 - выхлопной патрубок
На рис. 9.4 показано ВУ ГТД (фирмы Solar)
промышленного применения - «улитка».
ВУ, в которых статическое давление в
процессе течения падает, скорость растет, т.е. по-
тенциальная энергия рабочего тела
преобразуется в кинетическую энергию струи,
называются соплами. Сопла - наиболее широкий класс
ВУ. Они применяются на всех ТРД, ТРДД,
ТРДФ, ТРДДФ, ПВРД, а также на жидкостных
и твердотопливных ракетных двигателях,
которые здесь не рассматриваются. Основное их
назначение - формирование максимального
выходного импульса.
На рис. 2.1 показан простой газотурбинный
цикл в T-S диаграмме. Одним из образующих
этот цикл процессов является процесс
расширения газа в сопле (рис. 9.5). Если бы газ
расширялся в сопле без потерь, то его энтропия была
бы постоянной (S = const) и этот процесс
изображался бы линией T-C (см. рис. 9.5). Реальный
процесс (линия T-C) происходит всегда с
потерями и ростом энтропии. При этом конечная
температура газа в реальном процессе всегда
выше, чем в идеальном на ЛГ (что связано
с переходом части энергии вследствие трения
5fc 5fc
в тепло), а полное давление ниже, Рс < Рт.
Скорость истечения из сопла в реальном процессе
Ус всегда меньше, чем в идеальном Усид, поэто-
му эффективность сопла можно оценивать их
отношением
Фс = К/Ус.
ид?
(9.1)
Рис. 9.4. ГТД промышленного применения (Saturn Gas
Turbine of Solor Turbines Incorporated); 1 - «улитка»
которое называется коэффициентом скорости.
Гидравлические потери в процессе
расширения газа в сопле характеризуются
коэффициентом восстановления полного давления
KjQ ± Q I ^T *
Основными причинами образования потерь
являются:
- неравномерность потока в сопле;
- нерасчетность, связанная с работой сопла
на режимах перерасширения или недорасшире-
ния газа (Рс Ф Рк, см. рис. 9.5);
- трение газа о стенки сопла;
- утечки газа из проточной части (в
соединениях: например, по фланцу крепления сопла
и т.п.).
302

9.1. Нерегулируемые сопла
p*
rT
*
ГТТ V
/т
< —
p*< p*
гс ^,гт
p < p
гн гс
Рис. 9.5. Процесс расширения газа в сопле P , T -
полное давление и полная температура на входе в сопло (на
выходе из турбины); P ,Г - статическое давление
и температура на входе в сопло (на выходе из турбины);
*
P , P - полное и статическое давление на выходе из соп-
С С
ла; P - атмосферное давление
Коэффициенты восстановления полного дав-
ления ас и скорости фс связаны соотношени-
ем[9.1]
1
Фс =
k-\
(* *\~Г
ас 'Яс )к
1
(9.2)
71
k-\
*~T
где 7ic = Рт /Рс - степень расширения давления
газа в сопле.
Интегрально оценить эффективность работы
сопел можно с помощью коэффициентов тяги
Rc=Rc/Rc^, скорости фс = К/Ус.ид, импульса
*c *c ' *с.ид ? L^*^J*
Ro = GCVC /g + FC(PC - Рн),
К - К x\^ • 8 • * ■ тс - К<*&> (9-3)
к +1
/с = GcVJg + FCPC,
где ^c, Vc, /с - соответственно действительные
тяга сопла, скорость истечения газа и выходной
импульс, определенные с учетом
гидравлических потерь газа в сопле; Яс.ид, К.ид, /с.ид -
соответственно идеальные тяга сопла, скорость
истечения газа и выходной импульс,
определенные по формулам (9.3) при условии полного
расширения газа без потерь до давления
в окружающей среде (Рс = Ря); Хс - приведенная
скорость газа на выходе из сопла,
определяется по газодинамической функции 7i(A,c) =
sk sk
= PH/(acPT); oc=18,l при k=l,33 (для газа);
а = 18,3 при к = 1,4 (для воздуха).
Величина коэффициента восстановления
полного давления зависит от перепада давления
в сопле: с увеличением пс величина ас
уменьшается. Коэффициент скорости
нерегулируемых сопел всегда меньше 1 и меняется в
диапазоне фс = 0,97.. .0,985. Величина
коэффициента тяги Rc меньше 1 и достигает макси-
мального значения на режиме полного
расширения.
9.1. Нерегулируемые сопла
Форма проточной части сопла определяется
в основном диапазоном изменения степени
расширения давления газа («перепадом» давле-
*н
ний) в сопле 71С и требованиями к режимам
работы двигателя, на которых должна быть полу-
чена его максимальная эффективность.
При околокритических и небольших закри-
тических 7ic Gic max < 2,5), что характерно для
двигателей транспортных и пассажирских само-
летов с крейсерской скоростью до 900 км/ч, co-
пла, как правило, выполняются в виде
сужающихся или сужающихся с небольшим
расширяющимся за критическим сечением участком
конических или профилированных каналов.
Геометрия канала сопла неизменна и
оптимизируется в зависимости от полетного цикла, чаще
всего для крейсерского режима. Такие сопла
называются нерегулируемыми или «жесткими».
Напомним, что критический перепад
давлений в сопле определяется из условия
достижения скорости потока, равной скорости звука
X = 1 в выходном сечении (на «срезе»)
сужающегося сопла:
*
% -
/
Jt + 1
\
V
/
Jfc-1
(9.4)
где к - показатель адиабаты газа, при k= 1,33
*H
(для газа) n ^ ~ 1,85.
зоз

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
а
6
Рис. 9.6. Типы нерегулируемых сопел: а - конусное сужающееся сопло; 6 - сужающееся сопло
Витошинского; в - сужающееся-расширяющееся сопло (сопло Лаваля)
Сопла такого типа используются на всех
ТРД, ТРДД, а также ТВД. Они входят в состав
ВУ ТРДД со смешением.
На рис. 9.6 показаны типы нерегулируемых
сопел.
Сужающиеся сопла могут иметь вид:
- конуса с углом наклона не более 10... 12
градусов (см. рис. 9.6, d) [9.3];
- профилированного канала (см. рис. 9.6, г5),
образованного вращением кривой, например,
описываемой формулой Витошинского (рис. 9.7):
Y =
X
R R
вх кр
liT -
вх
BS • (i - втO
(i + i/3-sr)
(9.5)
где BS = Д2ВХ - #%, ВТ = (X/LcJ; RBX - радиус на
входе в сопло; R^, - радиус сопла в критическом
сечении; Lc - длина сопла; X, Yx - текущие
координаты точек, лежащих на образующей, начи-
ная от входа в сопло.
Рис. 9.1. Профиль сопла Витошинского
Минимальная площадь сужающегося сопла
на выходе при докритических перепадах
давления определяется по формуле
F_ GcWrc
с * / \ '
т-р*-я\К)ас
(9.6)
gfe *fc
где Gc, Tc, P вх - соответственно расход, полная
температура и полное давление газа на входе
в сопло; qQ^c) - газодинамическая функция, оп-
ределяемая по газодинамическим таблицам;
m =
k-g
R
/
\
2
чк + 1у
jt+i
Jt-i
(9.7)
где m = 0,3965 для воздуха (при £=1,4;
R = 29,27); m = 0,3898 для выхлопных газов (при
k = 1,33; R = 29,4); g = 9,81 м/с2 - ускорение
свободного падения; R - газовая постоянная.
Для критических и сверхкритических пере-
падов давлений Хс = 1,0; q(Xc) = 1,0; a Fc = FKV -
площадь критического сечения в сужающемся
сопле (совпадает с площадью выходного
сечения).
Действительное значение минимальной (или
критической) площади сопла FCJl отличается от
расчетной, определенной по формуле (9.8), на
величину цс:
^сд — M^c^c?
(9.8)
где цс - коэффициент расхода.
цс < 1 из-за влияния пограничного слоя,
образующегося у стенок сопла, из-за
неравномерности параметров (крутка потока после
турбины, конический профиль сопла и т.д.).
304

9.2. Выходныеустройства ТРДД
Значение коэффициента расхода зависит от
формы проточной части в районе минимального
(критического) сечения, от величины перепада
давления в сопле. Более плавная форма проточ-
ной части способствует получению более рав-
номерных полей и, как следствие, более высо-
*H
ких значений mc. Увеличение 7ГС также
способствует увеличению mc. Коэффициент расхода,
учитывающий влияние только пограничного
слоя, составляет mc = 0,96.. .0,98.
Нерегулируемое сопло может быть также
в виде сужающегося-расширяюшегося канала
(сопла Лаваля), имеющего форму двух
усеченных конусов или профилированных каналов,
сопряженных вершинами (см. рис. 9.6, в).
В месте сопряжения может быть либо угловая
точка, либо плавный участок. Чтобы избежать
отрыва потока от стенок, углы профиля должны
быть:
- для сужающейся части сопла < 60° (от го-
ризонтали);
- для расширяющейся части < 14° [9.3].
Сопла Лаваля могут работать на трех
режимах (рис. 9.8):
.^^*^^~~ \ \ i
Pc
Pc
- с полным расширением, когда статическое
давление на срезе сопла равно давлению в
окружающей среде Рс = Рн (см. рис. 9.8, а);
- с перерасширением, когда статическое дав-
ление на срезе сопла меньше давления в
окружающей среде Рс < Рн (см. рис. 9.8, 6)\
- с недорасширением, когда статическое
давление на срезе сопла больше давления в
окружающей среде Рс > Pn (см. рис. 9.8, в).
Очевидно, что тяга сопла максимальна на
режиме полного расширения. Однако, для уста-
новленного на самолет двигателя это не всегда
так. Максимальная тяга обеспечивается на
режиме с недорасширением. Объясняется это тем,
что расширяющаяся за срезом сопла струя
создает «подпор» для внешнего потока, что
увеличивает давление на внешнем обтекателе сопла.
Происходит так называемое «восстановление
давления», которое может дать положительный
эффект, больший, чем внутренние потери от
недорасширения.
С учетом уменьшения габаритов и массы
сопла «расчетные» режимы (т.е. на которых
задаются параметры в техническом задании
на двигатель), как правило, с недорасшире-
нием.
Рис. 9.8. Режимы работы сопла Лаваля [9.1]
9.2. Выходные устройства ТРДД
ВУ ТРДД существуют двух типов:
- со смешением потоков наружного и внут-
реннего контуров и общим соплом;
- с раздельным истечением из наружного
и внутреннего контуров.
Выбор типа ВУ зависит от многих факторов:
параметров двигателя, требований к массе,
акустическим характеристикам, реверсивному
устройству, компоновки двигателя на самолете, его
назначения. Выбор - результат поиска опти-
мального решения с учетом всех факторов
и требований.
9.2.1. Выходные устройства
со смешением потоков
ВУ со смешением потоков и общим соплом
позволяют при умеренной степени двухконтур-
ности m = 2...3 дать существенное улучшение
экономичности (до 4 % по удельному расходу),
которое сохраняется до m = 8... 10. С такими ВУ
проще получить требуемые акустические
характеристики и обратную тягу на режиме
реверсирования.
305

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Однако ВУ со смешением имеют
сравнительно большую массу, сложнее компонуется на
самолете из-за большего сопротивления
интерференции.
В конструкцию ВУ ТРДД со смешением
входят: «жесткое» сопло, затурбинный «ко-
нус» (часто профилированный) и смеситель.
Эффективность ВУ со смешением в значи-
тельной степени определяется конструкцией
смесителя. Существуют различные типы смеси-
телей:
- кольцевые - имеют форму
расширяющейся, сужающейся или цилиндрической круглой
трубы (рис. 9.9). Конструктивно это самые
простые смесители, имеющие минимальные
массу и гидравлическое сопротивление, но
и наименьшую эффективность.
- инжекторные - поток одного из контуров
внедряется в другой под углом через щелевые
отверстия (рис. 9.10);
- вихревые - потоки контуров перед смеше-
нием предварительно закручиваются;
- лепестковые смесители (рис. 9.11-9.13).
Рис. 9.9. ТРДД с кольцевым смесителем: 1 - общее сопло;
2 - кольцевой смеситель; 3 - затурбинный конус
Рис. 9.10. Инжекторное
смесительное устройство [9.4]
(печатается с разрешения Rolls-Royce plc)
L-
Рис. 9.11. Схема ВУ с лепестковым смесителем
306

9.2. Выходныеустройства ТРДД
Рис. 9.12. ВУ двигателя ПС-90А со смешением потоков:
1 - корпус; 2 - сопло; 3 - смеситель; 4 - конус затурбин-
ный; 5 - наружный обтекатель сопла
Смешение потоков с помощью инжекторных
и вихревых смесителей повышает
интенсивность выравнивания параметров в камере сме-
шения, но при этом сопровождается чрезмерно
высокими потерями полного давления.
Наиболее широкое распространение в двигателе-
строении получили лепестковые смесители,
позволяющие выровнять потоки с приемлемым
уровнем потерь полного давления. Быстрое вы-
равнивание параметров с помощью лепестково-
го смесителя достигается за счет глубокого вза-
имного внедрения потоков на входе в камеру
смешения.
Лепестковый смеситель представляет
собой одностенную гофрированную оболочку
(см. рис. 9.11) пространственной формы,
характеризуемой параметрами, которые можно раз-
делить на три группы.
К первой группе относятся геометрические
параметры, которые задаются на основании
термодинамического расчета двигателя -
величины проходных площадей по внутреннему
и наружному контурам на входе и выходе из
проточной части смесителя - FiBH, FiHap (на
входе), F2BH, F2Hap (на выходе). Величина площади
на входе в смеситель со стороны внутреннего
контура FiBH определяется площадью на выходе
из проточной части турбины за последним
рабочим колесом. Величины площадей на выходе
из смесителя ^2вш F2nav зависят от объемных
расходов потоков и определяются из условия
равенства статических давлений на выходе из
смесителя.
Ко второй группе относятся параметры,
которые характеризуют геометрический облик
смесителя и определяют глубину взаимного вне-
дрения потоков:
3 4 1 2 5
Рис. 9.13. ВУ двигателя ПС-90А: 1 - корпус; 2 - сопло; 3 - смеситель; 4 - конус затурбинный; 5 - наружный
обтекатель сопла; 6 - фланец
307

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
- количество «лепестков» z\
- соотношение площади кольцевого зазора
между затурбинным конусом и кромками «кар-
манов» FKOJLBH кплощади внутреннего контура
на срезе смесителя ^кол.вн/^2вн;
-углы наклона образующих лепестков oci
и карманов 0c2;
- степень раскрытия смесителя hcJH\
- угол подрезки лепестков или карманов у.
К третьей группе относятся параметры,
которые характеризуют форму элементов лепест-
ков смесителя и могут быть переменными по
его длине:
-радиусы кривизны лепестков R^ и карма-
нов RK;
- ширина лепестка по высоте и по длине сме-
сителя со стороны внутреннего контура.
От выбора этих параметров зависит уровень
профильных потерь, определяющихся безот-
рывностью обтекания поверхностей смесителя
и сведением к минимуму размеров зон
ускорения и торможения потоков в пристеночном
слое.
Передача энергии от горячего потока к xo-
лодному осуществляется в ВУ путем
непосредственного взаимодействия потоков в процессе
их смешивания. При этом передача энергии
в большую массу холодного воздуха наружного
контура происходит путем и по законам тепло-
массообмена в турбулентных струях, что
связано с потерями диффузии, потерями
кинетической энергии при смешении, гидравлическими
и газодинамическими потерями в каналах сме-
сителя и сопле, снижающими эффект от
смешения [9.5-9.8].
Эффективность смешения характеризуется
коэффициентом тяги ВУ, который можно пред-
ставить как функцию двух характеристик: пол-
ноты смешения и потерь полного давления.
Коэффициент тяги Ст определяется как
V-'rT- V^n
С =
R
ИЗМ
(
G -V
ИЗМ
теор
/нар V
+ G.
ИЗМ
V
теор
/вн
, (9.9)
где ЯИзм - измеренная тяга ВУ; GH3M - измерен-
ный массовый расход каждого контура; Утеор -
скорость потока в каждом контуре, определен-
ная при условии расширения потока до местно-
го давления окружающей среды.
Полнота смешения потоков определяется из
уравнения
Л =
lr.M
H
'CM
АС
(9.10)
ИД
где Стн, Стс - экспериментально определенные
значения коэффициентов тяги горячего и xo-
лодного потоков для заданной конфигурации
выходного устройства; АСти - идеальный
прирост коэффициента тяги, который может быть
получен при полном смешении.
Суммарные потери полного давления вдоль
смесителя и камеры смешения, отнесенные
к потерям соответствующей конфигурации
свободного (кольцевого) смесителя,
рассчитываются по параметрам холодного потока из
уравнения
/
АР.
\
\
/
Х—'гт- V_.-rT-
Ас Ас0
к ст
cT T
(9.11)
Со
где Стс - величина коэффициента тяги для
конфигурации смесителя с принудительным сме-
шиванием (лепесткового); СтСо - величина
коэффициента тяги для соответствующей базовой
конфигурации кольцевого смесителя; К =
k-\
2k
f k-\
\
-1
X к -1
v J
- коэффициент влияния.
Наибольший прирост тяги за счет смешения
достигается при близких по величине полных
давлениях потоков внутреннего и наружного
контуров на выходе из смесителя.
В настоящее время можно расчетным
способом предварительно оценить эффективность
смесительного устройства (величину потерь
полного давления в каналах смесителя, сопла,
полноту смешения) с помощью двухмерных
и трехмерных пакетов программ.
Окончательный выбор смесительного устройства
осуществляется после проведения испытаний на моде-
лях или на натурном двигателе.
Пример конструкции ВУ двигателя ПС-90А
со смешением потоков наружного и
внутреннего контуров приведен на рис. 9.12 и 9.13. ВУ
состоит из корпуса 7, сопла 2, смесителя 3 и за-
турбинного конуса 4. В конструкцию ВУ также
входят наружный обтекатель 5 сопла и фланец 6
крепления обтекателя. Корпус 1 сварной
конструкции, передним фланцем крепится к
наружному корпусу двигателя. Сопло 2 передним
308

9.2. Выходныеустройства ТРДД
фланцем крепится к корпусу 1. Смеситель 3
состоит из восемнадцатилепестковой обечайки с
приваренным фланцем для крепления к задней
опоре турбины. Снаружи к соплу 2 и корпусу 1
крепится обтекатель 5, являющийся
продолжением мотогондолы двигателя. Пространство
между сечениями на выходе из смесителя и на
выходе из сопла является камерой смешения
потоков наружного и внутреннего контуров.
Корпус 1 с соплом 2 образуют наружный
профиль канала наружного контура и камеры
смешения. Смеситель 3 является внутренним
профилем канала наружного контура и
наружным вместе с затурбинным конусом - канала
внутреннего.
Корпус 7, сопло 2 и фланец 6 выполнены из
титанового сплава, смеситель 3 и затурбинный
конус 4 выполнены из теплостойкой
нержавеющей стали. Обтекатель сопла 5 выполнен из
алюминиевого сплава.
9.2.2. Выходные устройства ТРДД
с раздельным истечением потоков
ВУ с раздельным истечением потоков
(рис. 9.14) имеет два сопла, установленных на
выходе из наружного и внутреннего контуров
двигателя.
Из рис. 9.14 видно, что такое ВУ
конструктивно проще и легче ВУ со смешением потоков.
Однако обтекание мотогондолы двигателя с та-
ким ВУ более сложное, зависящее от
геометрических параметров сопел, мотогондолы; взаим-
Сопло наружного контура
ного расположения мотогондолы, пилона, кры-
ла; режимов работы двигателя, скорости полета
самолета. Исследования показывают, что
правильный выбор обводов хвостовой части двига-
теля, его расположения относительно крыла по-
зволяют не только существенно снизить
сопротивление интерференции, но и получить даже
прирост тяги.
Выбор геометрических параметров ВУ с
раздельным истечением производится по
результатам расчетов течения газа в трехмерной
постановке. Окончательный выбор геометрии ВУ
с раздельным истечением производится после
проведения модельных испытаний.
На начальном этапе проектирования
предварительно могут быть рекомендованы
следующие параметры (рис. 9.15):
-ос = 5...20°,Р = 7...20°,
-Y = 3...18°,5 = 5...20°.
По результатам испытаний, проведенных
как на моделях, так и на натурных двигателях,
получено, что минимальные потери тяги
обеспечиваются при углах наклона образующих
сопла наружного контура в диапазоне 6... 16°.
При больших углах наклона образующих (бо-
лее 16°) возможны отрывы потока от
поверхности, что приведет к появлению дополнительных
потерь тяги. При малых углах наклона
образующих сопла наружного контура (менее 6°)
увеличиваются длина и масса сопел, что может
оказаться неоптимальным для конкретного дви-
гателя.
Пилон
Сопло внутреннего
контура
Рис. 9.14. ВУ с раздельным истечением потоков из контуров [9.4] (печатается с разрешения Rolls-Royce plc)
309

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Рис. 9.15. Схема ВУ с раздельным истечением потоков
Степень совершенства ВУ с раздельным
истечением характеризуется коэффициентом тяги
в соплах:
_ R
R =
изм
R
ид
и коэффициентом расхода:
К. =
изм
Стад
Полученные с помощью современных
методов расчета и уточненные по результатам
модельных испытаний коэффициенты потерь
тяги и расхода изменяются в диапазонах:
R = 0,95...0,98; цс = 0,95...0,98.
При расчете характеристик следует
учитывать:
- влияние крутки потока газа внутреннего
контура и потока воздуха наружного контура;
- влияние загромождения стойками задней
опоры канала внутреннего контура;
- взаимодействие набегающего потока
воздуха, обтекающего мотогондолу, с пилоном
и крылом (при размещении двигателя на крыле).
ВУ ТРДД с раздельным истечением
потоков из контуров образовано двумя
сужающимися, профилированными или сужающе-расши-
ряющимися соплами, рассмотренными в под-
разд. 9.1.
Пример конструкции ВУ двигателя GE90-
94В (фирмы «General Electric Company») c
раздельным истечением из контуров приведен на
рис. 9.16.
ВУ состоит из сопла 1 наружного контура,
сопла 2 внутреннего контура и затурбинного
конуса 3. Наружное сопло 1 крепится к
наружному корпусу двигателя, внутреннее сопло 2
и затурбинный конус 3 крепятся к задней опоре
5 турбины.
Внутреннее сопло 2 и затурбинный конус 3
выполняются из теплостойкой нержавеющей
стали или жаропрочного сплава (в зависимости
от рабочей температуры). Наружное сопло 7,
работающее при относительно низких
температурах, выполняется из титановых, алюминиевых
сплавов или из полимерно-композиционных
материалов.
Рис. 9.16. Конструкция ВУ двигателя GE90-94B с раздельным истечением из внутреннего и наружного контуров: 1 -
сопло наружного контура; 2 - сопло внутреннего контура; 3 - затурбинный конус; 4 - турбина; 5 - опора турбины задняя
310

9.3. Регулируемые сопла
Сопла и затурбинный конус могут быть вы-
полнены с использованием звукопоглощающих
конструкций.
9.3. Регулируемые сопла
При степени понижения давления газа
Тсс max > 2,5 потери в «жестком» сопле на нерас-
четных режимах могут стать неприемлемыми.
В этом случае, а также в случае использования
на двигателе форсажной камеры (ТРДФ,
ТРДДФ) возникает необходимость изменения
*н
площадей критического, а при nc max » 2,5 -
и выходного сечений сопла, а также формы его
канала в процессе изменения режима работы
двигателя, изменения режима полета. Форма
канала может трансформироваться из
сужающейся в сужающе-расширяющуюся и обратно.
Такие сопла называются регулируемыми (PC).
Они позволяют получить максимальный
выходной импульс в широком диапазоне высот и ско-
*H
ростей полета, при изменении пс до 20 и более.
Чем больше пс и чем шире диапазон высот
и скоростей полета, тем больше влияние сопла
на эффективность двигателя и характеристики
самолета.
Кроме выполнения своей основной задачи -
обеспечения максимального выходного импуль-
ca, PC позволяют улучшить некоторые
характеристики двигателя, в частности:
- характеристики запуска (увеличение пло-
щади критического сечения - раскрытие сопла -
уменьшает сопротивление за турбиной, облег-
чая раскрутку ротора на запуске, и снижает по-
требную мощность стартера);
- скоростную характеристику (раскрытие co-
пла с увеличением скорости полета дает
возможность увеличить частоту вращения ротора
и тягу двигателя);
- повысить запас устойчивости компрессора.
9.3.1. Осесимметричные
регулируемые сопла
Первые PC, как и нерегулируемые, были
круглыми в сечении или, точнее, осесиммет-
ричными. Их развитие шло от конструкций
с регулированием площади только критического
сечения по двум схемам:
1. С центральным телом. Возможно, первое
регулируемое сопло такого типа было на ТРД
Jumo 004, установленном на Me262 в 1942 г.
(В российском обозначении РД10 Jumo 004
устанавливался на «ЯК15»). Из-за сложности ox-
лаждения центрального тела в ТРДФ PC c цен-
тральным телом развития не получили.
2. С помощью шарнирно установленных на
фланце форсажной камеры силовых элементов -
створок и расположенных между ними уплот-
нительных элементов - проставок. Типичная
конструкция PC такого типа приведена на
рис. 9.17.
--~'^*-^>v--
—<x ^7** ^.
■ nijr^ ^* *
^5*\ - ^i_t
б
Рис.9.17. PC створчатого типа [9.4] (печатается с разрешения Rolls-Royce plc):
а - створка сопла в положении «закрыто»; 6 - створка сопла в положении «открыто»
311

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Регулирование площади критического сече-
ния производилось поворотом (закрытием)
створок, шарнирно закрепленных на фланце
форсажной камеры, перемещаемыми в осевом
направлении по направляющим роликами,
установленными на корпусе. Сверхзвуковая часть
сопла и выходное сечение формировались
«жидкими стенками» эжектора. Наружная часть
сопла образовывалась «жестким» насадком.
Эжекторный контур требовал значительного
расхода вторичного воздуха, что увеличивало
габариты и массу самолета.
Стремление к уменьшению коэффициента
эжекции привело к замене наружного насадка
створчатой конструкцией (рис. 9.18), в
принципе аналогичной дозвуковой части сопла, но
устанавливаемой либо под действием
аэродинамических сил (так называемая «флюгерная»
часть или «флюгерные» створки), либо за счет
кинематической связи с дозвуковым соплом.
Рис. 9.18. PC двигателя M88 (фотография любезно
предоставлена «Snecma Moteurs»)
Дальнейшее совершенствование PC шло по
пути постепенного отказа от эжекторного
контура (Кэж = 0) и замены «жидких стенок»
створчатой конструкцией. «Наступление» на жидкий
контур шло с двух сторон: вначале со стороны
выходного сечения появились так называемые
«подстворки», а затем и со стороны
дозвуковой части - второй ряд створок («надстворок»)
(рис. 9.19). Таким образом, на большинстве
форсажных режимов разрыв сверхзвукового
контура исчез и PC стало на этих режимах «ав-
s
а
/
у
Рис. 9.19. PC (c частично снятыми
внешними створками) двигателя ДЗО-
Ф6 (ТМКБ «Союз», ОАО
«Авиадвигатель»): а - «бесфорсажные» режимы;
6 - форсажные режимы
томодельным». «Жидкие стенки» сохранились
только на бесфорсажных режимах. Логическим
завершением развития осесимметричных
створчатых конструкций PC стало создание всере-
жимных сопел Лаваля (рис. 9.20). Такие PC
часто называют «автомодельными», что не совсем
корректно, поскольку и в соплах с разрывом
сверхзвукового контура возможны автомодель-
ные режимы. В то же время неавтомодельное
течение может возникнуть на нерасчетных
режимах и в сопле Лаваля.
Одновременно с совершенствованием
газодинамических схем PC развивались и системы
управления ими. Это относится, в первую
очередь, к управлению площадью выходного
сечения, поскольку управление критическим сече-
нием и определяет этот класс ВУ. Развитие шло
от саморегулирования FBMX в эжекторе с
жестким насадком к саморегулированию с флюгер-
ными створками и частичному управлению от
механизма регулирования критического сече-
312

9.3. Регулируемые сопла
Рис. 9.20. PC (со снятыми внешними створками) двигателя F100 (Pratt&Whitney)
ния. Возможно одним из последних PC, где уже
была реализована схема сопла Лаваля, но FBhSX
«саморегулировалась», было сопло двигателя
АЛ-31Ф (НПО «Сатурн»). В этом PC
сверхзвуковая часть по сути уже имела привод в виде
«гирлянды», расположенной по окружности
цепочки пневмоцилиндров с подачей воздуха из-
за компрессора, но не имела своего регулятора.
Первым отечественным PC типа сопла Лаваля
с раздельным регулированием площадей
критического и выходного сечений стало сопло дви-
гателя РД-33 (ТМКБ «Союз»).
Казалось бы «эволюция», о которой так дол-
го говорили конструкторы, завершилась...».
(Перефразированы слова В.И. Ленина:
«...революция, о которой так долго говорили
большевики, свершилась...».) Однако... Если
посмотреть характеристики самолетов, на которые
установлены двигатели с PC типа сопла Лаваля, то
обнаружится, что все они имеют максимальную
скорость полета не более M = 2,3. Разумеется,
это не случайно, и становится понятным, как
только попытаешься практически реализовать
схему сопла Лаваля для большего диапазона
скоростей полета. Дело в том, что при
определенных ограничениях на углы раскрытия
сверхзвуковой части и наружных обводов,
обеспечивающих безотрывное течение как внутри сопла,
так и снаружи, длина створок вырастает
настолько, что масса работоспособной
конструкции становится неприемлемой.
Таким образом, для двигателей многорежим-
ных самолетов с максимальной скоростью поле-
та M > 2,3 схема PC двигателя Д30-Ф6
оказывается оптимальной и сегодня, спустя несколько
десятилетий после создания. В связи с
изложенным, представляется целесообразным
рассмотреть конструкцию PC более подробно именно
на примере сопла двигателя Д30-Ф6.
Регулируемое сопло двигателя Д30-Ф6.
PC двигателя Д30-Ф6, устанавливаемого на ca-
молет «МИГ-31» с максимальной скоростью
полета, соответствующей Мп = 2,83, выполнено
по схеме с разрывом сверхзвукового контура и
аэродинамическим регулированием выходного
сечения - с флюгерными самоустанавливающи-
мися под действием перепада давления от
газовых сил и давления на наружной поверхности
створками. Выбор схемы сопла обусловлен
высоким числом Мп и диапазоном регулирования
проходных площадей. На рис. 9.19 приведен
общий вид, а на рис. 9.21 - схемы PC на
различных режимах.
Проточная часть сопла образована четырьмя
рядами створок и установленных между ними
проставок. В каждом ряду по 18 створок и 18 про-
ставок. Площадь критического сечения сопла
устанавливается в зависимости от режима рабо-
313

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
10 6
Форсированные режимы
8
а - «бесфорсажный» режимы
б- частичный
в - полный
Рис. 9.21. Схема положения элементов сопла на различных режимах: 1 - гидроцилиндр (ГЦ); 2- шток ГЦ; 3- качалка;
4 - тяги привода; 5 - шарнир створок первого ряда; 6 - фланец сопла; 7 - створка первого ряда; 8 - створка второго ряда;
9 - телескопический демпфер; 10 - форсажная камера; 11 - створка третьего ряда; 12 - створка четвертого ряда; 13 - балка
флюгерной части
ты двигателя поворотом створок первого и
второго рядов с помощью 18 гидроцилиндров.
Рабочей жидкостью является топливо, подаваемое
r\
под давлением до 220 кгс/см . Каждый гидроци-
линдр развивает усилие до 4000 кгс.
Площадь выходного сечения
устанавливается под действием перепада давлений со стороны
газового потока на створки и проставки 3-го
и 4-го рядов и внешнего потока на наружные
створки.
При запуске двигателя сопло находится
в раскрытом положении, близком к показанно-
му на рис. 9.21, в. После выхода двигателя на
режим «Малый газ» в поршневые полости гид-
роцилиндров 1 подается топливо под давлением
от насоса сопла. Штоки 2 ГЦ выдвигаются
и вращают качалки 3, которые с помощью тяг 4
поворачивают на шарнирах 5, установленных на
фланце 6, створки 7 первого и присоединенные
к ним шарнирно створки 8 второго рядов.
Створки 7 и 8 соединены между собой телеско-
пическими тягами («демпферами») 9, благодаря
314
которым на закрытие они движутся вместе, как
одно целое, преодолевая усилие от давления га-
зовых сил. В определенный момент створки 8
проходят положение, параллельное оси сопла
(образуют цилиндр), и критическое сечение со
створок 7 первого ряда переходит на конец
сворок 8 второго (см. рис. 9.21, а). Дозвуковая
часть сопла принимает форму биконического
канала. В таком положении сопло остается до
максимального бесфорсажного режима.
При включении форсажной камеры (ФК) 10
давление в поршневой полости гидроцилиндров
уменьшается и створки под давлением газовых
сил поворачиваются, увеличивая критическое
сечение сопла. Двигаясь дальше, створки 8
опираются на створки 11 третьего ряда.
Телескопическая тяга 9 раздвигается. Под давлением
газовых сил створки 11 и 72, установленные на бал-
ках 13, поворачиваются, увеличивая выходное
сечение сопла. На крейсерском форсированном
режиме (см. рис. 9.21, 6) сопло принимает
форму сопла Лаваля.

9.3. Регулируемые сопла
При увеличении расхода топлива в ФК
регулятор сопла устанавливает давление в гидроци-
линдрах, уравновешивающее усилие газовых
сил на большей площади критического сечения.
При максимальной площади критического сече-
ния сопла площадь выходного сечения также
максимальна.
Это упрощенная схема работы. В
действительности все несколько сложнее. Так, и на
бесфорсажных режимах сопло находится «под
регуляторм», позволяющим компенсировать
деформации (раскрытие критического сечения)
от действия газовых сил; раскрывать сопло по
скорости полета; более сложно управление на
форсированных режимах для обеспечения
устойчивости компрессора (опережающие
раскрытия), предотвращения срыва в ФК и
аэродинамической устойчивости самого PC. Более
сложно и взаимодействие между регулируемой
и флюгерной частями.
Рассмотрим конструкцию сопла и его
основных элементов.
Основу сопла, показанного на рис. 9.19,
составляет ферма (рис. 9.22), образованная флан-
цем 1 сопла и кольцом силовым 2, соединенных
между собой через кронштейны 3 створок
и кронштейны 4 тягами 5. На фланце
установлены кронштейны 6 крепления ГЦ, а на кольце
Рис. 9.22. Ферма PC: 1 - фланец сопла; 2 - кольцо силовое;
3 - кронштейн створок и тяг фермы; 4 - кронштейн
крепления тяг и качалок; 5 - тяги фермы; 6 - кронштейн
крепления ГЦ; 7 - кронштейн крепления балок
кронштейны 7 крепления балок 2 (рис. 9.31)
флюгерной части (рис. 9.32). На кронштейны 4
устанавливаются также качалки 5 (рис. 9.27)
привода.
На кронштейны 3 фермы (см. рис. 9.22)
устанавливаются с помощью кронштейнов 1
(рис. 9.23) звенья створок, состоящие из шар-
нирно соединенных между собой створок 2
первого и створок 3 второго рядов.
Взаимное положение створок между собой
определяется установленной между ними
телескопической тягой («демпфером») 16
(см. рис. 9.23): при минимальной длине тяги (на
упоре) угол между створками минимальный.
Угол увеличивается при выдвижении штока 1
(рис. 9.24) из гильзы 2. На штоке установлены
упругие кольца 3, создающие сухое трение,
демпфирующее колебания створок второго ряда
на режимах аэродинамической неустойчивости
(приложение 1). Между звеньями створок 1
(рис. 9.25) с помощью коромысел 2 и 3
устанавливаются звенья проставок 4.
Взаимному смещению створок в шарнире
препятствует фиксатор 4 (см. рис. 9.23),
установленный в пазы 5 и 6 створок 2 и 3
соответственно. На створках выполнены гнезда-направля-
ющие 7 для коромысел 2 и 3 (см. рис. 9.25)
звеньев проставок. На концах створок 3
выполнены упоры 8 (см. рис. 9.23), обеспечивающие
зазор между створками второго и третьего
рядов для подвода охлаждающего воздуха из меж-
створчатого пространства на форсированных
режимах. На створках 2 со стороны проточной
части с помощью винтов 9, втулок 10 и гаек 11
установлены экраны 12 для охлаждения створок
первого и второго рядов. К створкам 2 первого
ряда с помощью сферических подшипников 13
и осей 14 крепятся тяги 15 привода, каждая из
которых другим концом также через
сферические подшипники крепится к своей качалке 5
(см. рис. 9.27).
Звенья проставок аналогично звеньям
створок состоят из проставок 1 (рис. 9.26) и 2,
соответственно первого и второго рядов,
соединенных между собой шарнирно осью 3 с
возможностью взаимного продольного перемещения, но
зафиксированных в продольном направлении
относительно соответствующих створок коро-
мыслами 4 и 5.
На проставках 1 (см. рис. 9.26) первого ряда
аналогично створкам установлены экраны 6,
обеспечивающие необходимое охлаждение.
На проставках 2 второго ряда выполнены отвер-
315

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
\
Рис. 9.23. Звено створок с тягами привода: 1 - шарнир створки; 2 - створка первого ряда;
3- створка второго ряда; 4— фиксатор; 5, 6— пазы фиксатора; 7- гнезда-направляющие;
8 - упоры; 9 - винт; 10 - втулка; 11 - гайка; 12 - экран; 13 - сферический подшипник; 14 - ось;
15 - тяги привода; 16 - демпфер
Рис. 9.24. Телескопическая тяга-демпфер: 1 - шток; 2 - гильза; 3 - кольцо
316

9.3. Регулируемые сопла
Ш/
Рис. 9.25. Крепление звена проставок: 1 - звено створок;
2, 3 - коромысло; 4 - звено проставок; 5 - экран створки
Рис. 9.26. Звено проставок: 1 - проставка первого ряда;
2 - проставка второго ряда; 3 - ось; 4, 5 - коромысла; 6 - эк-
ран; 7 - отверстие; 8 - клапан
9
Рис. 9.27. Гидравлический привод PC (кронштейн качалок, кольцо силовое, тяги фермы, звенья проставок, теплозащита ГЦ
и трубопроводов, а также крепежные элементы - условно не показаны): 1 - гидроцилиндр; 2 - трубопроводы; 3 -
хвостовик; 4 - шток гидроцилиндра; 5 - качалка; 6 - проушина гидроцилиндра; 7 - крышка гидроцилиндра; 8 - кронштейн гидро-
цилиндра; 9 - фланец сопла; 10 - тяги привода; 11 - звенья створок
317

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
14
Рис. 9.28. Гидроуправление: а - гидроуправление в сборе; б - ГЦ; в - регулятор расхода; 1 -
гильза; 2- втулка; 3- гайка; 4— крышка; 5- поршень; 6- хвостовик; 7- гайки регулировочные;
8 - теплоизоляция; 9 - экран; 10 - регулятор расхода; 11 - кожух; 12 - штуцер; 13 - проточки
регулятора; 14 - демпфер
стия 7, закрывающиеся со стороны проточной
части шарнирно закрепленными клапанами 8.
Отверстия с клапанами обеспечивают
аэродинамическое демпфирование на нерасчетных
режимах (см. приложение 1).
Перемещение створок и удержание их
в определенном положении осуществляется
приводом сопла. В конструкции сопла
двигателя Д30-Ф6 использован гидравлический
привод.
Он состоит из восемнадцати гидроцилинд-
ров 1 (см. рис. 9.27), объединенных
приваренными трубопроводами 2 в гидроуправление
(рис. 9.28, а). Трубопроводы имеют
компенсаторы, обеспечивающие допустимый уровень
напряжений при перемещении гидроцилиндров
в радиальной плоскости.
Гидроцилиндры 1 (см. рис. 9.27)
хвостовиками 3 штоков 4 поршней крепятся к качалкам 5
(см. рис. 9.27), установленным на кронштейнах
4 (см. рис. 9.22) кольца 2 силового фермы,
а проушинами 6 (см. рис. 9.27) крышек 7 -
к кронштейнам 8, установленным на фланце 9
сопла. К каждой качалке 5 подсоединены две
тяги 10 от соседних звеньев створок 11. Такое
построение привода обеспечивает синхронное
перемещение всех элементов регулируемой
части сопла, его осесимметричность и,
соответственно, стабильность вектора тяги.
Синхронному перемещению поршней ГЦ
способствует одновременный подвод рабочей
жидкости под высоким давлением в полости со
стороны штоков всех ГЦ и такой же слив из по-
лостей со стороны поршней.
318

9.3. Регулируемые сопла
Силовой ГЦ (см. рис. 9.28) состоит из гиль-
зы 1 с втулкой 2, закрепленной гайкой 3,
приваренной к гильзе крышки 4, поршня 5 с
хвостовиком 6. На хвостовике расположены гайки 7
для регулировки длины гидроцилиндра и
перемещения (хода) поршня.
В качестве рабочего тела для силовых гид-
роцилиндров применяется основное топливо
двигателя (керосин). Для уменьшения его по-
догрева и обеспечения надежной работы
уплотнений 1 (рис. 9.29) гильза ГЦ закрыта
теплоизоляцией 8 (см. рис. 9.28) и экраном 9,
а шток поршня с регулятором расхода 10 - ко-
жухом 11. Также теплоизоляцией закрыты
трубопроводы.
Керосин под давлением подается в штуцер
12 гильзы (см. рис. 9.28), затем, омывая втулку 2
(рис. 9.29), попадает в штоковую полость 3 и
далее, через отверстия 4 - в канал между
внутренней проточкой штока и трубой 5 регулятора
непосредственно в проточки 13 (см. рис. 9.28, в)
регулятора расхода и через демпфер 14 -
в поршневую полость ГЦ. Расход топлива через
гидроуправление поддерживается постоянным,
что обеспечивает стабильную работу системы
управления соплом.
Давление керосина в штоковой полости
всегда выше, чем в поршневой. За счет силы от
перепада давлений в полостях поршень
втягивается в гильзу, преодолевая усилие от газовых сил,
действующих на створки, перемещает их
и уменьшает площадь сопла. При уменьшении
перепада давлений, когда усилие на поршне
становится меньше усилия от газовых сил на
створках, поршень выдвигается, и площадь co-
пла увеличивается. Минимальная длина гидро-
цилиндра, а следовательно, и минимальная пло-
щадь сопла, достигаются при полностью
втянутом поршне. Максимальная длина гидроцилин-
дра и максимальная площадь сопла достигаются
при выдвинутом поршне.
Рассмотренные выше составляющие эле-
менты: ферма (см. рис. 9.22), звенья створок
(см. рис. 9.23) с демпферами (см. рис. 9.24),
звенья проставок (см. рис. 9.26), детали привода
(см. рис. 9.27) с гидроуправлением (см. рис. 9.28,
а) - собранные вместе, составляют регулируе-
мую часть сопла (рис. 9.30).
На силовом кольце фермы монтируется
также и флюгерная, аэродинамически управляемая,
часть сопла, определяющая его выходное
сечение. Основу ее составляют установленные на
кронштейнах 1 (рис. 9.31) балки 2, синхронное
перемещение которых обеспечивается
шарнирами 3 и 4, соединенными между собой
телескопически через сферы 5.
К проушине 6 и через подвеску к проушине 7
(см. рис. 9.31) крепятся створки 1 (рис. 9.32)
третьего ряда. К кронштейнам 2,
установленным с внешней стороны балок, и подвескам 3
крепятся наружные створки 4, образующие
внешний обтекатель сопла и являющиеся
продолжением мотогондолы самолета. Створки
выполнены в виде одного узла с внутренними
створками 5 четвертого ряда. Такая подвеска
створок компенсирует разницу в тепловых
расширениях деталей. Как между наружными
створками, так и между створками третьего
и четвертого рядов установлены уплотнитель-
ные проставки 6 и 7, соответственно.
Рис. 9.29. Схема охлаждения топливом элементов ГЦ: 1 - уплотнения; 2 - втулка; 3 - полость штоковая; 4 - отверстия;
5 - труба
319

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Рис. 9.30. Регулируемая часть сопла: 1 - ферма; 2 - звено створок;
3 - демпфер; 4 - звено проставок; 5 - привод; 6 - гидроуправление
320
Л ^Л
Рис. 9.31. Балки с механизмом синхронизации: 1 - кронштейны; 2
3, 4 - шарниры; 5 - сфера; 6, 7 - проушины
- балки;

9.3. Регулируемые сопла
Рис. 9.32. Флюгерная часть сопла: 1 - створка третьего ряда; 2 - кронштейн; 3 - подвеска;
4 - наружная створка; 5 - створка четвертого ряда; 6 - наружная проставка; 7 - проставка
третьего ряда
Регулируемая часть сопла в отличие от флю-
герной является модулем, который может ис-
пользоваться для стендовых испытаний двига-
теля. Без второго ряда створок такое сопло при-
меняется на стендовых установках, в частности
для снятия характеристик компрессоров. Флю-
герная же часть в виде, показанном на рис. 9.32,
отдельно не собирается и не используется.
Общий вид PC в закрытом и открытом положениях
показан на рис. 9.19.
Регулируемое сопло является тешюнапря-
женным узлом: его детали работают при темпе-
ратуре порядка 1000 °С. Для обеспечения их
работоспособности используются жаропрочные
материалы на никелевой основе. Большинство
деталей изготавливается методом литья по вы-
плавляемым моделям, что позволяет получать
крупногабаритные отливки с толщиной стенок
до 0,8 мм с последующей механической
обработкой только присоединительных мест и,
соответственно, PC c достаточно низкой удельной
массой. На подвижные детали для повышения
износостойкости наносится методом плазмен-
ного напыления твердое покрытие на основе
карбидов вольфрама и твердая смазка на основе
графита. Детали проточной части: створки, про-
ставки первого, второго и третьего рядов про-
ходят при изготовлении операцию термофикса-
ции, что уменьшает коробления в работе при
высокой температуре и способствует
сохранению герметичности.
9.3.2. Плоские сопла
Примерно в середине семидесятых годов
прошлого века авиационные конструкторы
в стремлении повысить боевую эффективность
самолетов сформулировали основные принципы
ее осуществления: 1) повышение маневренности
как на дозвуковых, так и сверхзвуковых
скоростях и 2) снижение радиолокационной и инфра-
321

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
красной заметности. Реализация второй части
этих принципов для самолетов в США
проходила в рамках программы «Stealth». B
значительной степени и тот и другой принципы, как
показали исследования, достаточно просто могли
быть реализованы в конструкции ВУ:
повышение маневренности - управлением вектора тяги
(УВТ), включая применение реверсивного
устройства (РУ), а снижение заметности - заменой
круглого выходного сечения прямоугольным с
соотношением высоты к ширине 1:2... 1:3 и бо-
лее, исключением прямой видимости наиболее
нагретых частей двигателя (лопаток турбины) и
снижением температуры выхлопа. Такие ВУ
получили название «плоских сопел». Появилось
множество схем, одна из которых приведена на
рис. 9.33.
Конструктивно узел состоит из неподвижной
рамы 7, к которой крепятся все остальные
подвижные и неподвижные элементы. Механизм
управления створками состоит из рычажного
устройства и гидравлических приводов. На
обеих боковых стенках 2 сопла установлено по од-
8
ному гидроцилиндру 3 для изменения площа-
ди критического сечения и по два гидроцилинд-
pa 4 - для привода сверхзвуковых створок 5.
Верхняя и нижняя створки дозвуковой части
сопла синхронизируются двумя симметричны-
ми рычагами 6 и приводятся двумя гидроцилин-
драми, по одному с каждой стороны. Сопло
позволяет осуществлять отклонение вектора тяги
на угол ±20° при угловой скорости 30 град/с.
Изменение площади критического сечения
осуществляется поворотом дозвуковых
створок 7. Реверсирование тяги обеспечивается
дальнейшим вращением створок дозвуковой
части сопла, которые открывают «щелевые» ка-
налы 8 для реверсируемого потока газов и
закрывают критическое сечение сопла. Изменение
направления вектора тяги осуществляется асим-
метричным отклонением сверхзвуковых
створок.
По подобной схеме фирмой «Pratt&Whitney»
было создано ВУ для двигателя F100 самолета
F15, а в дальнейшем - для двигателя F119-PW-
100 (рис. 9.34, 9.35) самолета F22.
i
Рис. 9.33. Схема плоского сопла с УВТ и РУ: 1 - рама; 2 - стенка; 3 - гидроцилиндр
управления створками дозвуковой части сопла и РУ; 4 - гидроцилиндр управления створками
сверхзвуковой части сопла; 5 - створка сверхзвуковая; 6 - рычаг; 7 - створка дозвуковая; 8 -
«щелевые» каналы РУ
2 3
Рис. 9.34. Двигатель F119-PW-100:1 - переходной участок; 2 - стенка; 3 - створка
322

9.3. Регулируемые сопла
W 1
г 1
1 1
1 1
'К
::
-1
', !•
-
-
-
-
-
•
•
■
-
:
■
-
-
■
;
■
-
■
■
-
-
—
-
-
-
-
-
-
-
-1.1
....
-..
....
-■-
-■-
....
- ■-
-■-
■
.-. ._
....
....
....
■-
1
■-
:
-
- \
■""'-'■-i -■■ 1" ■-
ж; „
... -^д-- ■
-
-
L. ....
:( Г
...
■•
■
- j-
- V
lt_ _,.
i-i--i_. n ,-,-nzi ■
1 |_
1 |_
JT „„ .
1 1 1 -|_
1 1 1 -1_
1 1 1 П_
-■"
-
;;:
'■
1
■
т
ш
ш
ш
ш
■
-
-
-
=
-1-
■
i= i_
- ." ■_
-,-■_
-1-..
■
■
1
1
Ш
1-Li i
-111
■
-
-
■
-
-
а
-
-
■ ■_■_, . ■
-
-
-
=
=
=
-
-
-
■
=
- II
- I
■ 1
■
■
•
-
-
-
-
-
-
■
■
■
:
--
.
■
-
■
■
•
■
_ !■ ■-.
_ !■ ■-.
_ !■ ■-.
-
-
=
■
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
■
-
-
-
-
-
-
-
-
-
-
■ '
::
:
:
-
:
■
- ^r>rJ> ■'
Рис. 9.35. ВУ двигателя F119-PW-100: а - режим «Прямая тяга»; 6 - режим «УВТ»
Скорость отклонения вектора тяги на полном
форсированном режиме вверх и вниз - до
20 град/с. Створки сопла могут занимать
согласованное с другими кромками самолета поло-
жение с целью уменьшения радиолокационной
заметности и формируют выхлоп таким
образом, чтобы уменьшить его температуру.
Плоские сопла установлены также на двига-
телях General Electric F404-GE-F102
(тактический ударный самолет F117A), F118-GE-100
(бомбардировщик B-2).
В СССР также проводились эксперименталь-
но-исследовательские и опытные работы по
плоским соплам. Экспериментальное плоское
сопло было изготовлено в уфимском НПО
«Мотор». Сопло прошло стендовые испытания и бы-
ло установлено на левый двигатель АЛ-31Ф ca-
молета СУ-27УБ, переделанного в летающую
лабораторию T10-26 (рис. 9.36). Хорошо видна
разница с установленным на правом двигателе
серийным осесимметричным соплом.
323

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Рис. 9.36. Плоское сопло двигателя АЛ-31Ф на летающей лаборатории T10-26
Летающая лаборатория выполнила «... 20 по-
летов, в ходе которых были получены данные
по значительному (в несколько раз) снижению
ИК-заметности двигателя с плоским соплом»
[9.9]. Однако развитие средств поражения сего-
дня опережает возможности «самолетчиков»
и «двигателистов» в дальнейшем уменьшении
заметности, и вряд ли это состояние изменится.
Кроме того, обеспечение необходимой
прочности и жесткости конструкции плоского сопла
неизбежно сопровождается увеличением массы
ВУ. Так, двигатель F100 (P&W) с плоским co-
плом имеет массу на 180 кг больше, чем с oce-
симметричным. Эта проблема частично может
быть решена применением композитных
материалов типа «углерод - углерод», но проблема
переходного участка от круглого сечения за
турбиной (никто еще не сделал квадратной тур-
бины!) к прямоугольному на входе в сопло
остается... Так, при испытании сопла НПО
«Мотор» потери тяги в плоском сопле за счет
трансформации потока достигли 14...17%
...[9.12.9]. Остается управление вектором тяги
(УВТ). Но и это достоинство плоских сопел
«перехвачено» и реализовано с осесимметрич-
ными соплами (и иногда даже с большей
эффективностью).
9.3.3. Осесимметричные сопла
с управляемым вектором тяги
Управление вектором тяги может
производиться разными способами:
- пневматическим способом, с
использованием эффекта Коанда;
- при помощи дефлекторов, установленных
в районе выходного сечения сопла;
- механическим способом, когда отклоняется
непосредственно сопло или его часть.
В настоящее время наибольшее
распространение получил механический способ отклоне-
ния вектора тяги. Отклонение вектора тяги
осуществляется либо с помощью поворота всего
осесимметричного сопла на шарнирной подвес-
ке или только его сверхзвуковой части.
К системам УВТ предъявляются следующие
основные требования:
- система УВТ должна функционировать на
всех режимах работы двигателя;
- площадь критического сечения сопла
регулируется независимо от системы УВТ и не
должна меняться при изменении вектора тяги;
- частота отклонения вектора тяги может
составлять до 50 движений в минуту при маневрах
самолета в вертикальной и до 25 - при маневрах
в горизонтальной плоскостях;
- скорость изменения углов - до 30 град/с,
погрешность установки угла ~ ± 0,1°;
- давление газа за турбиной и расход газа
через сопло на режиме УВТ должны быть такими
же, как при прямом выходе потока и с той же
степенью понижения давления в сопле nc ;
- при отказе системы УВТ сопло должно
автоматически устанавливаться в положение пря-
мой тяги.
324

9.3. Регулируемые сопла
9.3.3.1. Осесимметричное сопло
с поворотным узлом
Наиболее понятной с точки зрения
конструкции системы УВТ является схема изменения
вектора тяги с помощью поворотного узла, раз-
мещенного между форсажной камерой и co-
плом. При этом поворот потока осуществляется
в его дозвуковой части сопла. Такая
конструкция позволяет модернизировать существующие
конструкции PC введением поворотного узла.
Примером такого сопла является ВУ двигателя
АЛ-31ФП (НПО «Сатурн»).
Осесимметричное сопло с поворотным узлом
позволяет обеспечить отклонение вектора тяги
в одной плоскости (рис. 9.37). Оно состоит из
двух модулей: поворотного узла и реактивного
сопла. Поворотный узел позволяет изменить на-
правление вектора тяги на различных режимах
работы двигателя. Поворот осуществляется на
угол ±15 градусов в одной плоскости.
Реактивное сопло - осесимметричное, сверхзвуковое,
всережимное, с непрерывным контуром. Схема
осесимметричного сопла с поворотным узлом
представлена на рис. 9.38.
Рис. 9.37. Осесимметричное сопло с поворотным узлом (НПО «Сатурн»)
S 12 9 11
Рис. 9.38. Осесимметричное сопло с поворотным узлом: 1 - неподвижный корпус; 2 - подвижный корпус; 3 - оси; 4 -
сферическое кольцо; 5 - уплотнительное кольцо; 6— корпус PC; 7- гидроцилиндры управления вектором тяги; 8 - дозвуковые
створки;9-сверхзвуковыестворки; 70-наружные створки; 77-направляющие сверхзвуковых створок; 72-пневмоци-
линдры «управления» FBbm; 13 - гидроцилиндры управления F^
325

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Поворотный узел состоит из неподвижного 1
и подвижного 2 корпусов с экранами.
Неподвижный корпус шарнирно связан в
горизонтальной плоскости с подвижным корпусом при
помощи двух осей 3, закрепленных в
неподвижном корпусе. На подвижном корпусе закреплено
сферическое кольцо 4, по которому
осуществляется стыковка с мотогондолой.
К переднему фланцу подвижного корпуса
крепится уплотнительное кольцо 5 с
подвижными в радиальном направлении графитовыми
вкладышами. Уплотнительное кольцо
герметизирует тракт охлаждения поворотного узла.
К заднему фланцу подвижного корпуса
крепится корпус 6 PC. Гидроцилиндры 7 управления
вектором тяги шарнирно закреплены на
неподвижном корпусе, а штоки гидроцилиндров - на
кронштейнах подвижного корпуса. Верхние
и нижние гидроцилиндры работают в противо-
фазе и управляются агрегатом управления век-
тором тяги.
Осесимметричное сопло состоит из корпуса
и привода створок. На корпусе 6 шарнирно
закреплены дозвуковые створки 8. Сверхзвуковые
створки 9 шарнирно закреплены на концах
дозвуковых створок. Наружные створки 10
шарнирно закреплены на кронштейнах корпуса co-
пла, а их концы через ролики подвижно
закреплены в направляющих 11 сверхзвуковых
створок на выходе сопла. Механизм коррекции
площади выходного сечения выполнен в виде
«браслета» из пневмоцилиндров 12.
Дозвуковые створки и проставки образуют
критическое сечение сопла. Управление створ-
3
ками осуществляется гидроцилиндрами 13.
Изменение площади критического сечения
происходит за счет возвратно-поступательного
движения штоков гидроцилиндров,
обеспечивающих поворот створок через систему рычагов
и тяг относительно заднего фланца корпуса
сопла.
9.3.3.2. Осесимметричные сопла
с управляемым вектором тяги
в сверхзвуковой части
Отклонение вектора тяги также может быть
осуществлено поворотом потока в
сверхзвуковой части сопла за критическим сечением.
Для этого в осесимметричном сопле (рис. 9.39)
поворотный узел размещается между венцами
створок первого и второго рядов. Управление
поворотом сверхзвуковой части сопла позволяет
обеспечить меньшее усилие управляющей
системы, чем при отклонении потока в дозвуковой
части (осесимметричное сопло с поворотным
узлом).
Однако потери тяги, связанные с поворотом
потока, могут значительно возрасти по
сравнению с потерями отклоненного осесимметрично-
го сопла.
В рассматриваемой схеме (см. рис. 9.39)
поворот потока осуществляется после
критического сечения сопла воздействием на
сверхзвуковые створки. Сопло обеспечивает всеракурсное
отклонение вектора тяги C60°). Управление
дозвуковыми створками производится с
помощью приводов 7, которые перемещают
установочное кольцо 2 вдоль оси сопла. Ролики 3 на
Рис. 9.39. Схема регулируемого сопла с отклонением сверхзвуковой части (General Electric Company): 1 - привод; 2 - уста-
новочное кольцо; 3 - ролики; 4 - дозвуковые створки; 5 - сверхзвуковые створки; 6 - кольцо управления сверхзвуковыми
створками; 7 - гидроцилиндры управления вектором тяги
326

9.3. Регулируемые сопла
кольце перемещаются по профилированной
поверхности створок 4 и изменяют их угол
наклона, а следовательно, и площадь критического
сечения. Поворот сверхзвуковых створок 5 и
поворот потока осуществляются за счет изменения
угла наклона кольца 6 управления
сверхзвуковыми створками. Угол наклона кольца меняется
за счет установки различной длины гидроци-
линдров привода 7.
Другим примером сопла с УВТ за счет
поворота сверхзвуковой части является сопло
«КЛИВТ».
Сопло с УВТ (рис. 9.40) разработано на базе
серийного регулируемого сопла двигателя
РД-33 (ТМКБ «Союз»).
Схема (рис. 9.41) осесимметричного PC с по-
воротом сверхзвуковой части обеспечивает как
и сопло GE всеракурсное C60°) отклонение
вектора тяги.
Площадь критического сечения регулируется
изменением угла наклона дозвуковых створок 1
относительно оси сопла с помощью двенадцати
гидроцилиндров 2, объединенных в гирлянду
типа «браслет», охватывающую сопло в районе
критического сечения.
Площадь FBhlx сопла регулируется
независимо от площади критического сечения при
перемещении управляющего кольца 3 вдоль
оси сопла. Перемещение управляющего кольца
осуществляется одновременным перемещени-
ем штоков трех управляющих гидроцилинд-
ров4.
Отклонение вектора тяги осуществляется
изменением угла наклона управляющего кольца
относительно оси сопла за счет установки
различной длины управляющих гидроцилиндров.
Сверхзвуковые створки 5 кинематически
связаны с управляющим кольцом тягами 6 и
системой рычагов, поворачивающих створки. При
этом конструкция обеспечивает поворот
сверхзвуковых створок на угол 15°.
Недостатком конструкции сопел с поворотом
сверхзвуковых створок является сложность
в уплотнении соединения в месте стыковки
дозвуковых и сверхзвуковых створок. Края
сверхзвуковых створок в месте стыковки с
дозвуковыми створками срезаны под углом, на который
требуется повернуть створки. Это требует
дополнительных конструктивных мероприятий по
уплотнению проточной части сопла.
Рис. 9.40. Сопло «КЛИВТ» (ГУНПП «Завод имени В.Я. Климова»): 1 - сверхзвуковые
створки; 2 - наружные створки; 3 - обтекатели привода управления вектором тяги
327

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
1
Рис. 9.41. Схема сопла «КЛИВТ»: 1 - дозвуковые створки; 2 - гидроцилиндры
регулирования F^\ 3 - управляющее кольцо; 4 - гидроцилиндры управления вектором
тяги; 5 - сверхзвуковые створки; 6 - тяги привода сверхзвуковой части
Разумеется, повышенный уровень утечек
и большая (по сравнению с соплом без УВТ)
масса характерны для всех конструкций с УВТ.
Но качество, которое дает УВТ самолету, стоит
того, и за это стоит платить!
9.4. Выходные устройства двигателей
самолетов укороченного
и вертикального взлета-посадки
ВУ двигателей самолетов укороченного
и вертикального взлета-посадки (УВВП) в прин-
ципе можно было бы отнести к классу сопел
с УВТ: и там, и там меняется вектор тяги.
Но разное назначение и разные конструктивные
исполнения диктуют целесообразность выделе-
ния их в отдельные классы.
Сопла с УВТ предназначены, в основном,
для повышения маневренности в боевых
условиях и они, как правило, регулируемые,
сверхзвуковые; угол отклонения вектора тяги в co-
плах с УВТ регулируется обычно в пределах
±15° относительно продольной оси двигателя.
ВУ УВВП предназначены, как следует из назва-
328
ния, для сокращения пробега при взлете и для
вертикального взлета-посадки самолета за счет
создания подъемной силы, превышающей его
взлетный вес. Эти ВУ представляют собой, как
правило, нерегулируемые дозвуковые сопла
с углом поворота вектора тяги на 90°. Для
уменьшения потерь на поворот потока и умень-
шения габаритов в них могут устанавливаться
направляющие дефлекторы.
На рис. 9.42 показаны схемы ВУ с двумя,
четырьмя и переключаемыми соплами. По схеме б
с четырьмя поворотными соплами выполнено
ВУ двигателя Rolls-Royce Pegasus (рис. 9.43).
На рис. 9.44 показан двигатель P27B-300
(MM3 «Союз») с двумя поворотными соплами,
а на рис. 9.45 - P79-300 (MM3 «Союз») с одним
поворотным соплом.
Пример механизма поворота сопла показан
на рис. 9.46. Сопло 1 поворачивается с помо-
щью цепного привода 2 ведущей «звездочкой»
3, вращаемой от коробки приводов. Сопло кре-
пится к вращающемуся корпусу 4, являющему-
ся наружной обоймой шарикового подшипника.
Корпус вращается цепью 5 на шариках 6.
Шарики катятся по беговой дорожке неподвижного

9.4. Выходныеустройства двигателей самолетовукороченного и вертикального взлета-посадки
а
6
Рис. 9.42. Варианты ВУ с дефлекторными соплами [9.4] (печатается с разрешения Rolls-Royce plc): а - с двумя соплами;
6 - с четырьмя соплами; в - с переключаемыми соплами
Рис. 9.43. Двигатель Rolls-Royce Pegasus [9.4] (печатается с разрешения Rolls-Royce
plc): 1 - КНД; 2 - поворотные сопла наружного контура; 3 - поворотные сопла
внутреннего контура; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - ТНД; 8 - дефлекторы;
9 - привод
Рис. 9.44. Двигатель P27B-300 с двумя поворотными
соплами
Рис. 9.45. Двигатель P79-300 с одним поворотным
соплом
329

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
1
Рис. 9.46. Механизм поворота сопел двигателя Pegasus (печатается с разрешения Rolls-Royce plc): 1 -
сопло; 2 - цепной привод; 3 - ведущая «звездочка»; 4 - вращающийся корпус; 5 - цепь; 6 - шарики; 7 - не-
подвижный корпус; 8 - шарики сепаратора
корпуса 7. В качестве сепаратора в подшипнике
используются шарики 7 меньшего диаметра.
Механизм может вращать сопла на угол
и больше 90° вплоть до получения обратной тя-
ги. При этом:
- поворот сопла на 90° должен
осуществляться за время не более 2 секунд;
- между изменением положения сопла и тя-
гой должна быть линейная зависимость;
- количество горячих газов, попадающих на
вход в двигатель, не должно приводить к потере
его устойчивости.
9.5. «Малозаметные»
выходные устройства
Проблема «заметности» ВУ - часть общей
проблемы заметности летательного аппарата.
Различают акустическую заметность, замет-
ность в оптическом, радиолокационном и
инфракрасном (ИК) диапазонах электромагнитных
волн.
Акустическая заметность - шум - не
является проблемой для военной авиации,
поскольку для нее, в отличие от коммерческой, шум
не нормируется. При необходимости
снижение шума может обеспечиваться применением
средств и методов, описанных в главе 15.
Заметность в оптическом диапазоне, как
и шум, является ограниченным демаскирующим
признаком. Решается применением камуфли-
рующих покрытий самолета, адля двигателя -
уменьшением дымления камеры сгорания,
уровня сажистых частиц в струе.
Наиболее серьезными демаскирующими
факторами, определяющими заметность самоле-
та, являются заметность в радиолокационном
и ИК диапазонах. Основная характеристика,
определяющая радиолокационную заметность -
эффективная площадь рассеивания (ЭПР).
Наибольший вклад в ЭПР вносит отражение
радиоволн от воздухозаборника, компрессора и сопла.
Снижение ЭПР самолета достигается специаль-
ным профилированием планера,
воздухозаборника (рис. 9.47) и применением радиопогло-
щаюших покрытий.
Источником заметности в ИК диапазоне
являются нагретые детали двигателя: лопатки
турбины, форсажной камеры, сопла, а также
реактивная струя. В значительной степени проб-
ззо

9.5. «Малозаметные» выходныеустройства
1 I
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
.
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
-
.
^
-
::::
:::
'ТЧ :-::"■:
.-'L--'-!l!
,...,-7Щ
;
■
;
"■■■
--IZ-- . 1-
--,=t- .-
..■.
--
..,
■-•
-■
■ 1 1 IZ 1
■ 1 1 IZ 1
■ 1 1 IZ 1
. I , ,= ,
., ;
.. , ,=;:
-:;■
1
1 I- I
:::
:::.
::::
-
- ш
.....
-
:
-;-
', ',■
i
1-1
,-,
"Г"
■ :
...
:::
:
:
:
:
:
W
Рис. 9.47. Самолет-«невидимка» F-117
Bo;u>\o;ia(X)piiHK с олокированисм
«видимости» исптилятора
сопло с о;юкированием
«видимости» горячихузлов
Рис. 9.48. Перспективный «малозаметный» ТРДДФ
лема заметности и в том и другом диапазоне
решается применением плоских сопел (см. под-
разд. 9.3.2). На рис. 9.47 хорошо видно «щеле-
видное» выходное сечение сопла, значительно
уменьшающее «угол захвата». Плоское сопло
с блокированием «видимости» деталей турбины
(рис. 9.48) дополнительно снижает заметность
в ИК - диапазоне (аналогично блокируется
в воздухозаборнике радиолокационная
«видимость» вентилятора).
Блокирование «видимости» в ВУ может быть
реализовано и в других конструкциях, напри-
мер, с помощью развитого центрального тела
или искривленных каналов смесителя фис. 9.49).
Смеситель перекрывает прямую видимость
наиболее нагретых элементов турбины двигате-
ля. Криволинейные патрубки 1 выполнены
с одинаковыми по форме и проходной площади
поперечными сечениями, смещенными
относительно друг друга на определенный угол в ок-
ружном направлении. Величина угла смещения
Рис. 9.49. Смеситель с блокированием «видимости»
лопаток турбины: 1 - криволинейные патрубки; 2 - каналы
наружного контура
331

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
выбирается из условия полного экранирования
прямого ИК излучения от деталей турбины
через патрубки при выбранных значениях
количества патрубков, контура поперечного сечения
и осевой длины патрубков.
Промежутки между патрубками образуют
воздушные каналы 2 для воздуха наружного
контура, который охлаждает патрубки и
дополнительно снижает величину ИК-излучения.
Дальнейшее снижение заметности в ИК
диапазоне достигается за счет применения
охлаждения стенок сопла, нанесения на них
специального металлокерамического покрытия и
снижения температуры по границе выхлопной струи
«вдувом» холодного воздуха из наружного
контура двигателя.
9.6. Реверсивные устройства
Реверсивные устройства (РУ) - это ВУ,
создающие обратную тягу за счет поворота потока
рабочего тела в направлении «по полету» (здесь
рассматривается реверсирование тяги только
в ВУ) и служащие в основном
«аэродинамическими тормозами», используемыми на обледе-
нелой и мокрой взлетно-посадочной полосе
(ВПП), а также для сокращения пробега при
посадке и прерванном взлете, для быстрого
снижения в случае разгерметизации кабины, для
повышения маневренности военных самолетов.
РУ могут быть отнесены к ВУ с УВТ, но если
последние управляют вектором тяги в
некотором диапазоне, то РУ - только в двух
положениях: «Прямая тяга» и «Обратная тяга».
Кроме того, РУ - достаточно
самостоятельный, широко применяемый класс ВУ, что
приводит к целесообразности рассматривать их
отдельно.
Существует большое количество
конструкций РУ, но функционально можно выделить два
типа:
- реверсивные устройства, в которых
разворот и направление потока выполняется до его
разгона в сопле. Их можно классифицировать
как РУ давления. В таких РУ перекрытие входа
в сопло осуществляется створками, на которых
происходит разворот потока, дальнейшее его
отклонение в необходимом направлении
выполняется или решетками (см. рис. 9.1), или
дополнительными створками (рис. 9.53);
- реверсивные устройства, в которых
разворот и направление потока выполняется после
разгона его в сопле. Их можно
классифицировать как РУ скорости. В таких РУ перекрытие
осевого выхода, разворот и направление потока
осуществляются за соплом створками - ковша-
ми (рис. 9.52).
В РУ давления (РУ решетчатого или
створчатого типа) производится реверсирование или
общего потока (после смешения потоков обоих
контуров), или (при степенях двухконтурности
больше 5) только потока наружного контура.
В последнем случае на двигателях с раздельным
истечением потоков контуров может
реверсироваться и внутренний контур или на него
устанавливается нейтрализатор прямой тяги (спой-
лер). На двигателях со смешением потоков
контуров из-за перерасширения в общем сопле
потока внутреннего контура на режиме
реверсирования прямая тяга внутреннего контура
значительно уменьшается, поэтому
специальных мер по ее нейтрализации не принимают.
Схемы РУ решетчатого и ковшового типов
представлены на рис. 9.50.
При выборе РУ для конкретного двигателя
необходимо учитывать предъявляемые к нему
аэродинамические и конструктивные
требования:
- характеристики РУ (величина обратной тя-
ги, прямой тяги, коэффициент реверсирования,
коэффициент расхода);
-потери тяги на крейсерском режиме,
включая изменение внешнего сопротивления гондолы;
- область эксплуатационных режимов самого
РУ, включая выбор момента его включения
и времени и степени дросселирования двигателя
на режиме обратной тяги при пробеге самолета
по ВПП с целью предотвращения попадания
струи на вход двигателя, засасывания вихрей
и посторонних предметов;
- влияние реверсивной струи на
аэродинамические свойства самолета: его устойчивость
иуправляемость, значение силы сопротивления
при движении самолета на земле, отказ и
непроизвольное включение реверсивного устройства;
- силовые и температурные нагрузки на дви-
гатель и на самолет, нестационарные нагрузки
на различные элементы самолета;
- место подвески двигателя на самолете: при
близком расположении от фюзеляжа или ВПП
появляется необходимость укорачивания
створок (РУ ковшового типа), что может оказать
существенное влияние на коэффициент
реверсирования;
332

9.6. Реверсивныеустройства
so
S
§
g
a
a>
Рн
fc
<5D
• в\
cd
К
к
н
s
о
и
о
а
и
§
fc
vo
и
VO
R^ S
3
E ^
« «J
С-н fe
с S
щ
s
С-н Cd
^ Ь
о S
сз
В
о
-S
О
о
>^
XI
и
s
о
&
и
<D
Л
Я
S
w
XI
О
•
о
V4
ON
•
о
s
рц
333

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
- масса РУ: створки РУ ковшового типа, при
расположении их за срезом сопла, могут
оказаться достаточно громоздкими и, следовательно,
тяжелыми, кроме этого, для управления такими
створками необходим механизм повышенной
прочности, что также увеличивает массу.
Эффективность реверсивного устройства
определяется коэффициентом реверсирования: тя-
ги наружного контура, если РУ располагается
в наружном контуре или тяги двигателя, если
РУ располагается за срезом выходного
устройства. Коэффициент реверсирования является от-
ношением обратной тяги к прямой:
R
R =
рев
обр
R
(9.12)
ИД
где ^обр - обратная тяга, создаваемая РУ; Rm -
прямая тяга, определенная на реверсивном
режиме работы двигателя.
Обратная тяга, создаваемая реверсивным
устройством, определяется:
(GK -Сут)'аЧТк 'Kv
Ro6v - ^ ^ cos a, (9.13)
8
где Gx, Тк - расход и полная температура
воздуха или газа в канале, где расположено РУ;
Gyr - утечки воздуха или газа из канала, не
создающие вектора обратной тяги; ЯРУ - приведен-
ная скорость потока на выходе из реверсивного
устройства; a - угол выхода реверсивной струи
по отношению к оси двигателя;
2Jfc
а =
k + l
gR,
где R - газовая постоянная; g = 9,81 м/с -
ускорение свободного падения; к - показатель
адиабаты (при к = 1,4 а = 18,3 - для воздуха; при
к = 1,33 а = 18,1 - для газа).
Величина утечек Gy? из канала, в котором
расположено РУ, и скорость потока Яру на
выходе определяются экспериментально, по
результатам испытаний моделей РУ или натурных
двигателей.
Прямая тяга Яид определяется по тем же па-
раметрам, что и обратная тяга при условии пол-
ного расширения газа в канале:
(9.14)
где Хк - приведенная скорость потока на выходе
из канала, определяется по газодинамической
5fc 5fc
функции п(ХК) = Рв/Рк \ Рк - полное давление
воздуха или газа в канале, где расположено РУ.
Коэффициент реверсирования РУ ковшового
типа может достигать значения RVGB = 0,4 и не-
много более, коэффициент реверсирования РУ
решетчатого типа может достигать значения
Ярев =0,5...0,55, при этом коэффициент
реверсирования двигателя (без нейтрализации тяги
внутреннего контура) достигает величины
0,24...0,28. Реверсивное устройство ковшового
типа эффективнее применять в случае, когда не
требуется большая величина обратной тяги
(соответственно не требуется большой
коэффициент реверсирования), РУ решетчатого типа -
когда требуемая величина обратной тяги
значительна.
Эффективность использования реверсивного
устройства зависит от величины создаваемой им
обратной тяги. Как видно из формулы (9.13),
величина обратной тяги прямо пропорциональ-
на углу выхода реверсивной струи относительно
оси двигателя: чем меньше угол выхода струи
из РУ, тем больше величина обратной тяги.
Однако, при этом следует учитывать:
- потоки газа, направленные в сторону фю-
зеляжа самолета, будут нагревать и
деформировать его поверхность;
- потоки газа, направленные к поверхности
ВПП, будут «подметать» ее, перемещая мелкие
твердые предметы вперед к воздухозаборнику;
- потоки газа, выходящие под малым углом
к поверхности мотогондолы, могут «прилип-
нуть» к ней и попасть на вход
воздухозаборника, нарушая устойчивую работу двигателя;
- при установке пары двигателей на неболь-
шом расстоянии друг от друга при включении
РУ реверсивные струи могут попасть на вход
соседнего двигателя.
Минимальная величина (практически 50
градусов) угла выхода реверсивной струи
ограничивается эффектом прилипания реверсируемого
потока к мотогондоле. В качестве мероприятия
по предотвращению прилипания реверсивной
струи к мотогондоле может быть использована
установка вертикальной стенки или специально
подобранного обтекателя вдоль передней гра-
ницы реверсивной струи.
Попадание на вход в двигатель реверсивной
струи и посторонних предметов с ВПП в
большой степени зависит также от соотношения
334

9.6. Реверсивные устройства
Рис. 9.51. Разводка реверсивных струй на РУ двигателя ПС-90А с помощью дополнительного
разворота лопаток решетки в поперечной плоскости
скорости движения самолета (скорости
сносящего реверсивную струю набегающего потока)
и скорости реверсивной струи (зависящей от
режима работы двигателя), а также направления
реверсивных струй относительно вертикальной
плоскости двигателя. Опыт эксплуатации РУ
показал, что максимальная обратная тяга может
быть использована до скоростей пробега не ме-
нее 100 км/ч. На меньших скоростях мощность
набегающего потока становится недостаточной
для сноса реверсивной струи иреверсивная
струя достигает входа в двигатель.
Уменьшение массы воздуха, имеющего
возможность после отражения от ВПП попасть на
вход в двигатель, достигается разводкой струй
в радиальном направлении, что выполняется
с помощью установки оси симметрии РУ под
некоторым углом относительно вертикальной
оси двигателя или (в РУ решетчатого типа)
дополнительного разворота лопаток в поперечной
плоскости двигателя (рис. 9.51). При осесим-
метричном выходе потока из РУ не образуется
неуравновешенных дополнительных нагрузок
на двигатель при включении РУ. При
несимметричной разводке появляются вертикальная,
боковая или обе нагрузки на двигатель.
Разводку струй на РУ ковшового типа можно
осуществить за счет увеличения количества
отклоняющих створок (больше двух) и их
расположения.
Необходимо учитывать, что все мероприятия
по предотвращению попадания на вход в двига-
тель реверсивных струй и посторонних
предметов, кроме ограничения по скорости, приводят
к уменьшению величины обратной тяги.
9.6.1. Реверсивные устройства
ковшового типа
Пример конструкции РУ ковшового типа
приведен на рис. 9.52.
РУ ковшового типа смонтировано на двух
силовых балках 7, закрепленных на корпусах 2,
3 и сопле 4. В балках установлены гидроцилин-
дры, связанные с гидросистемой самолета. Гид-
335

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
X
I
Рис. 9.52. РУ ковшового типа двигателя Д-ЗОКУ в положении «Обратная тяга»: 1 - балка силовая; 2, 3 - корпус; 4 - сопло;
5 - створка; 6 - рычаги передние; 7 - рычаги задние; 8 - обтекатель; 9 - противопожарная перегородка
роцилиндры поворачивают створки 5 за
передние рычаги 6. Створки 5 вместе с передними
рычагами 6, задними рычагами 7 и балками 1
представляют собой четырехзвенники. На
режиме «Прямая тяга» створки 5 устанавливаются
над корпусом 3 и соплом 4 за противопожарной
перегородкой 7 и являются продолжением мо-
тогондолы самолета. Рычаги закрываются обте-
кателями 8. Противопожарная перегородка 7
служит для предотвращения попадания горячих
газов в подкапотное пространство на режиме
реверсирования. В конструкцию РУ
дополнительно входят устройства, обеспечивающие
включение РУ только на режиме «Малый газ»,
а также предотвращающие
несанкционированную перекладку створок в положение
«Обратная тяга».
9.6.2. Реверсивные устройства
створчатого типа
Пример реверсивного устройства створчато-
го типа в наружном контуре в положении
обратной тяги представлен на рис. 9.53.
Створки 1 одновременно выполняют роль
элементов, перекрывающих канал наружного
контура и отклоняющих струю воздуха в
нужном направлении, и выполнены в виде жесткой
коробчатой конструкции. Верхняя поверхность
створок в закрытом положении образует
обтекаемую поверхность мотогондолы, а внутренняя
поверхность образует стенку канала наружного
контура.
Каждая из четырех створок приводится
в действие с помощью гидроцилиндров 2.
С целью герметизации канала наружного
контура на режиме прямой тяги по контуру
створок установлены резиновые уплотнения 3.
5 4 3
I
Рис. 9.53. Реверсивное устройство створчатого типа
(разработчик - Hispano SUIZA): 1 - створка; 2 - гидроцилиндр;
3 - уплотнение створки; 4 - силовое кольцо; 5 - стойки;
6 - лючки
336

9.6. Реверсивные устройства
В передней части реверсивного устройства
расположено силовое кольцо 4, к которому кре-
пятся силовые гидроцилиндры, агрегаты управ-
ления и трубопроводы. Силовое кольцо с помо-
щью стоек 5 связано с внутренней оболочкой
реверсивного устройства, которая образует
стенку канала наружного контура и в которой
имеются люки 6 для обслуживания газогенера-
торной части двигателя при открытых створках
во время стоянки самолета.
9.6.3. Реверсивные устройства
решетчатого типа
РУ решетчатого типа можно разделить на
два класса:
- РУ с реверсированием потока наружного
контура - применяются на двигателях со
степенью двухконтурности более 4;
- РУ с реверсированием потоков воздуха
и газа обоих контуров после смешения -
применяются на двигателях со степенью двухконтур-
ности менее 4.
Рассмотрим конструкцию РУ решетчатого
типа на примере РУ в наружном контуре двига-
теля ПС-90А.
Реверсивное устройство состоит из двух oc-
новных частей: неподвижной и подвижной.
Неподвижная (корпусная) часть (выделена
красным цветом на рис. 9.55 и 9.56) образована
передним фланцем 1 (рис. 9.54), средним сило-
вым кольцом 2, задним силовым кольцом 3,
двенадцатью направляющими 4, решетками 5,
панелями 6 и 7, перегородкой 8, корпусом 9 на-
ружным задней подвески. Направляющие кре-
пятся к фланцу 1 опорами 10, к заднему коль-
цу- втулками 11 и дополнительно
центрируются в среднем кольце 2 с помощью опор 12.
К фланцу 1 крепится перегородка 8,
служащая для предотвращения попадания в подка-
потное пространство реверсивной струи. К пе-
реднему фланцу перегородки крепится фла-
нец 13, к которому осуществляется стыковка
мотогондолы двигателя. Наружная поверхность
перегородки 8 является продолжением мото-
гондолы самолета.
Между фланцем 1 и средним кольцом 2 pac-
положено шесть отклоняющих воздушный по-
ток решеток 5, а наверху (где проходит пилон
самолета) - панель 6 сотовой конструкции.
Между средним кольцом 2 и задним кольцом 3 yc-
тановлены панели 7 сотовой конструкции.
К фланцу 1, среднему кольцу 2 и заднему коль-
цу 3 под пилоном крепятся стенки 14 с уплот-
нением наружного подвижного обтекателя 15
и уголками 34 для уплотнения с пилоном.
На фланце 1 также крепятся: переднее уп-
лотнение 16 (см. рис. 9.55) подвижного корпуса
створок РУ, кронштейны 17 крепления тяг 18
с качалками 19, силовые гидроцилиндры 20 (см.
рис. 9.56) и бак 21 дренажной системы двигате-
ля. К среднему кольцу 2 (см. рис. 9.55) крепится
кронштейн 1 (рис. 9.59) с краном 3 управления
РУ, кулачком блокировки 11 и кулачком управ-
ления 12.
К заднему кольцу 3 (см. рис. 9.55)
шестнадцатью кронштейнами 35 крепится корпус 9 на-
ружный задней подвески сотовой конструкции,
к переднему фланцу которого крепится заднее
уплотнение 22 подвижного корпуса.
Через корпус 9 проходят четыре тяги задней
подвески двигателя, для чего в корпусе выпол-
нены манжеты, к которым крепятся втулки 23
уплотнения. К фланцам корпуса 9 также кре-
пятся кронштейны для такелажных подвесок
и транспортировочной тележки.
Подвижная часть РУ (выделена синим
цветом) состоит из корпуса створок 24 (см.
рис. 9.55), кольца 25, восемнадцати звеньев
створок 1, 2, семнадцати звеньев проставок 4, 5
(рис. 9.57), одной большой проставки вверху,
восемнадцати тяг 18 (см. рис. 9.54) с качалками
19, шестнадцати кареток 26 подвижного наруж-
ного обтекателя 15, трех кронштейнов 28.
Корпус створок 24 и кольцо 25 (см. рис. 9.55)
образуют подвижный корпус. Корпус створок 24
состоит из переднего, заднего фланцев и
обечайки сотовой конструкции. К переднему флан-
цу изнутри с помощью кронштейнов шарнирно
крепятся звенья створок и проставок. Снаружи
к этому фланцу и кольцу 25, закрепленному
на заднем фланце, крепятся каретки 26 (см.
рис. 9.54), с помощью которых подвижный
корпус крепится на направляющих 4 в двух поясах.
К этим же кареткам крепится подвижный
наружный обтекатель 15, к кольцу 25 (см. рис. 9.55)
крепятся кронштейны 28 (см. рис. 9.54), к
которым крепятся штоки трех силовых гидроци-
линдров 20, расположенных равномерно по
окружности.
Каждое звено створок (см. рис. 9.57) состоит
из большой 1 и малой 2 створок, соединенных
между собой шарнирно. На каждые две соседние
створки с внутренней стороны опираются звенья
проставок, которые прижимаются к створкам
337

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
26 12
28 9
11
20
10
33
34
14
\5
13 8
27
32
31 1 30 29 19 18 21
Рис. 9.54. Реверсивное устройство решетчатого типа двигателя ПС-90А: 1 - фланец передний; 2 - среднее силовое кольцо;
3- заднее силовое кольцо; 4— направляющая; 5- решетка; 6— панель; 7- панель; 8- перегородка; 9- корпус наружный
задней подвески; 10- опора; 11- втулка; 12- опора; 13— фланец; 14— стенка; 15- обтекатель подвижный; 18- тяга;
19 - качалка; 20 - гидроцилиндр; 21 - дренажный бак; 26 - каретка; 28 - кронштейн; 29 - створка большая; 30 - створка
малая; 31 - проставка большая; 32 - проставка малая; 33 - уплотнение; 34 - уголок
338

Рис. 9.55. Реверсивное устройство в положении «Обратная тяга»: 1 - фланец передний; 2 - среднее силовое кольцо; 3 - заднее силовое
кольцо; 5- решетка; 7- панель; 8- перегородка; 9- корпус наружный задней подвески; 13- фланец; 15- обтекатель подвижный;
16 - уплотнение; 17- кронштейн; 18 - тяга; 19 - качалка; 22 - уплотнение; 23 - втулка; 24 - корпус створок; 25 - кольцо; 29 - створка
большая; 30 - створка малая; 35 - кронштейн

21 29 M 20 30 28 25 35
Рис. 9.56. Реверсивное устройство решетчатого типа в положении «Прямая тяга»: 20 - гидроцилиндр; 21 - дренажный бак;
25 - фланец; 28 - кронштейн; 29 - створка большая; 30 - створка малая; 33 - уплотнение; 35 - кронштейн

9.6. Реверсивные устройства
7
Рис. 9.57. Звено створок с проставкой: 1 - створка большая; 2 - створка малая; 4 - проставка большая;
5 - проставка малая; 6 - пружинное коромысло
пружинными коромыслами 6. Каждое звено
проставок состоит из большой 4 и малой 5 про-
ставок, соединенных шарнирно. В верхней
части в месте прохождения наклонной тяги
подвески двигателя, на корпусе створок 24
(см. рис. 9.55) подвешена только большая про-
ставка, малая проставка отсутствует. Все
створки и проставки выполнены тонкостенными,
с ребрами жесткости для обеспечения легкости
и жесткости конструкции.
Для уменьшения наклепов во всей системе
подвески створки и проставки прижимаются
в сторону удержания в положении прямой тяги
винтовыми пружинами, установленными на
корпусе створок 24. С большой створкой 29
шарнирно соединена качалка 19 с тягой 18.
Другой конец тяги крепится с помощью крон-
штейна 17 кфланцу 1 неподвижного силового
корпуса РУ.
Наружный подвижный обтекатель 15
является продолжением мотогондолы двигателя и
состоит из двух передних корпусов, двух задних
корпусов и нижнего обтекателя, соединенных
между собой с помощью кронштейнов и винтов.
Каждый корпус и обтекатель представляет
собой двухоболочковую клепаную конструкцию
с набором шпангоутов и стрингеров в качестве
силовых элементов. На передних корпусах
и нижнем обтекателе выполнены уплотнения 33
дренажного бака 21 (рис. 9.56).
Система сигнализации положения элемен-
товреверсивного устройства состоит из двух
сигнализаторов положения замка и двух сигна-
лизаторов обратной тяги. Сигнализаторы замка и
обратной тяги выдают сигналы о положении
элементов РУ в бортовую систему контроля дви-
гателя и в кабину экипажа на сигнальное табло.
В наружных корпусах применяются алюми-
ниевые сплавы. В силовых корпусах и корпусах,
составляющих проточную часть наружного кон-
тура, в направляющих решетках РУ -
титановые. Створки, проставки, качалки
изготавливаются литьем по выплавляемым моделям из
сплава на никелевой основе. В шарнирах при-
меняются бронза и стали высокой твердости
с износостойким покрытием.
9.6.3.1. Гидравлический привод
реверсивного устройства
Привод РУ обеспечивает перевод РУ из по-
ложения «Прямая тяга» в положение «Обратная
тяга» и наоборот.
341

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
i-
> ?y^r
o_^
♦
s
8
Рис. 9.58. Силовой гидроцилиндр: 1 - гильза; 2 - поршень; 3 - шток; 4 - передняя крышка; 5 - втулка; 6 - гайка; 7 - уплот-
нительное кольцо; 8 - защитное кольцо; 9 - кольцо; 10 - кольцо; 11 - наконечник
Гидравлический привод состоит из силовых
гидроцилиндров, штоки которых, соединенные
с подвижными элементами РУ, при
перемещении обеспечивают перевод подвижной части РУ
из одного положения в другое. Количество си-
ловых гидроцилиндров определяется усилием,
необходимым для перевода РУ из положения
«Прямая тяга» в положение «Обратная тяга».
На двигателе ПС-90А количество силовых гид-
роцилиндров равно 3.
Гидроцилиндр состоит (рис. 9.58) из гиль-
зы 1 со штуцером, поршня 2 со штоком 3,
соединенных между собой резьбовым
соединением, передней крышки с накидной гайкой 4,
втулки 5, двух гаек 6, уплотнительных 7 и
защитных 8 колец, войлочного кольца
(дворника) 9 для защиты от попадания грязи в гидроци-
линдр, кольца 10 для фиксации дворника и
наконечника 11. Для обеспечения герметичности
резьбовое соединение поршня со штоком
уплотняется герметиком.
Гильза, шток, передняя крышка, две гайки
и наконечник выполнены из титановых сплавов.
342
Поршень и втулка выполнены из бронзы. Уп-
лотнительные кольца выполнены из резиновой
смеси, работающей с применяемой рабочей
жидкостью; защитные кольца выполнены из
фторопласта.
Для повышения надежности и ресурса
рабочие поверхности титановых гильз и штока
выполнены с износостойким покрытием.
9.6.3.2. Механизмуправления
и блокировкиреверсивного
устройства
Устройство управления и блокировки
режимов представляет собой кулачковый механизм,
обеспечивающий включение и выключение РУ
на режиме малого газа, механическую
блокировку РУ от самопроизвольного включения,
перевод режима работы двигателя на малый газ
при самопроизвольном включении РУ.
Механизм управления и блокировки состоит
(см. рис. 9.59) из переключателя 6 с
закрепленными на нем роликами 7 и 8, кулачка
управления 72, кулачка блокировки 11 и направляю-

9.6. Реверсивные устройства
Щ
ьл
ч
м
w
к
§
Рн
00
• e\
и
к
ч
о
Рн
к
• e\
л
ч
w
ё
tr1
2
8 8
& &
e 2
vo §
• ^ 03
g &
s I
1 1
^•5
ь ~4
03 • *>
tr1 b<
a s
^ g
I Ч
^ я
^r cd
• Сч ^^
^> H
Рн ^>
0v MH
s о
M ^1
o> 5з
" „
щ к*%
* j tJ
03 мн
& i
^^
9
&
^n
и
о
p<
g I
S ю
I W
<N g
'hJ 3
я ч
-s р»
P w
м ^!
о ^
II
• • I
>> о
Р-н ^
b--~fl * *4
S cd
W Й
И tr1
О д
fc-ч ^?
§ W
о &
ю с
os
к
a>
ч
§
>^
s
со
s
9
XI
«
ON
»п
ON
•
о
s
рц
343

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
щей 13. Переключатель и кулачок управления
служат для переключения крана управления РУ
и устанавливаются на двух шарикоподшипни-
ках на ось, запрессованную в кронштейн 1. Оси
переключателя и кулачка управления
соединены между собой перемычкой 9 для исключения
деформации осей. На кронштейне 1 закреплен
также кран управления реверсивным
устройством 3.
Переключатель и кран соединены между
собой тягой 5. Кулачок управления соединен тя-
гой 2 с системой управления двигателем и тя-
гой 10 с кулачком блокировки.
Направляющая крепится к подвижной части
РУ через промежуточные кронштейны. Кулачок
блокировки устанавливается на двух шарико-
подшипниках на ось, запрессованную в крон-
штейн, закрепленный на среднем кольце непод-
вижного силового корпуса РУ.
В положении прямой тяги от взлетного
режима до малого газа кулачок управления через
ролик 8 переключателя блокирует кран от само-
произвольного переключения на обратную тягу.
При включении РУ кулачок управления,
связанный через тягу 2 с системой управления дви-
гателем, поворачивается против часовой
стрелки и через ролик 7 и тягу 5 переводит кран в по-
ложение «Обратная тяга».
Одновременно кулачок блокировки также
поворачивается против часовой стрелки и
упирается в направляющую, что не позволяет
увеличить режим на обратной тяге до тех пор, пока
направляющая, связанная с подвижной частью
РУ, не переместится в положение «обратная
тяга». После перекладки РУ и перемещения на-
правляющей в положение «обратная тяга» кула-
чок блокировки и связанный с ним кулачок
управления имеют возможность поворачиваться
далее против часовой стрелки, позволяя
увеличить режим на обратной тяге до максимально
возможного. На режиме обратной тяги кула-
чокуправления через ролик 7 блокирует кран
от самопроизвольного переключения на прямую
тягу.
При переключении РУ на прямую тягу кула-
чок управления поворачивается по часовой
стрелке и через ролик 8 и тягу 5 переводит кран
в положение «прямая тяга». Одновременно ку-
лачок блокировки также поворачивается по
часовой стрелке и упирается в направляющую 3,
находящуюся в положении «обратная тяга», что
не позволяет увеличить режим на прямой тяге,
пока направляющая не переместится в положе-
ние прямой тяги.
При самопроизвольной перекладке РУ на
обратную тягу направляющая перемещается
вправо и поворачивает кулачок блокировки, а вместе
с ним и кулачок управления, против часовой
стрелки и через тягу 2 уменьшает режим работы
двигателя до малого газа.
9.6.3.3. Механический замок фиксации
положения реверсивного устройства
Механический замок фиксации положения
РУ (рис. 9.60, 9.61) служит для удерживания
подвижной части РУ в положении прямой тяги
от самопроизвольного перемещения.
Замок состоит (см. рис. 9.60) из корпуса зам-
ка 1, гидроцилиндра 2, качалки 3, упора 4, двух
защелок 5, тяги 6, накладки 7, двух кронштей-
нов 8 крепления сигнализаторов 9.
Функционально к замку также относятся (см. рис. 9.61):
накладка 23, закрепленная на подвижной части
РУ 27, и два пружинных привода защелок,
состоящих из поршня 24, пружины 25 и гильзы 26,
закрепленной шарнирно на неподвижном
корпусе РУ.
На корпусе замка шарнирно закреплены:
гидроцилиндр - задней крышкой 10, качалка,
защелки и упор, который шарнирно соединен
с хвостовиком 11 штока гидроцилиндра. Качал-
ка и упор шарнирно соединены тягой 6.
На рис. 9.61 замок изображен в положении
«замок закрыт», в этом положении замок
находится при работе двигателя на режимах прямой
тяги.
Шток 12 гидроцилиндра полностью
выдвинут и упирается поршнем в переднюю
крышку 13. Качалка расположена за подвижным кор-
пусом и препятствует его самопроизвольному
перемещению.
Защелки находятся в открытом положении
и удерживаются накладкой, при этом пружины
в пружинных приводах защелок сжаты.
При включении РУ в штуцеры 14 и 15 гид-
роцилиндра подается высокое давление, шток
12 втягивается, поворачивает упор и качалку
в положение «замок открыт». При этом упор 19,
соединенный со штоком, освобождает толка-
тель 20, который под действием пружины, pac-
положенной внутри корпуса 21, нажимает на
шток 22 сигнализатора и появляется сигнал
«замок открыт». В конце втягивания шток на-
жимает на клапан 18, сдвигает его, высокое дав-
344

9.6. Реверсивные устройства
12
8
16
22
19
20
Рис. 9.60. Механический замок реверсивного устройства: 1 - корпус замка; 2 - гидроцилиндр; 3 -
качалка; 4 - упор; 5 - защелка; 6 - тяга; 7 - накладка; 8 - кронштейн; 9 - си
7 Л 7 / ТТТТТТ TTT^Y\T T • 7 LJ Л ГТТ^Ч*Л • ЖШШ гпГ\ TTT7"O~*^TTT • / / ТТТгр^ЧТЛ ЛТТТ^ТТП ТТТ1Г
и у^грии^гва. i — Kupiiy^ замка, z — гидрицилиндр, >:
накладка; 5 - кронштейн; 9 - сигнализатор; 12 -
14-17- штуцеры; 19 - упор; 20 - толкатель; 22 - шток сигнализатора
толкатель; 22 - шток сигнализатора
шток;
345

7 19 21 20 22 9 14 15
A-A
3 11 12 13 2 18 10
27 23 6 4 1
Рис. 9.61. Механический замок реверсивного устройства в положении «замок закрыт»: 1 - корпус замка; 2 - гидроцилиндр; 3 - качалка; 4 - упор; 5 -
защелка; 6— тяга; 7- накладка; 8- кронштейн; 9- сигнализатор; 10- задняя крышка; 11- хвостовик; 12- шток; 13— передняя
крышка; 14-\7- штуцеры; 18 - клапан; 19 - упор; 20 - толкатель; 21 - корпус; 22 - шток сигнализатора; 23 - накладка; 24 - поршень; 25 - пружина;
26 - гильза; 27 - подвижный корпус РУ

9.7. Приводы выходныхустройств
ление через открытый клапан и штуцер 17
подается в силовые гидроцилиндры на перекладку
подвижного корпуса в положение «обратная тя-
га». При перемещении корпуса закрепленная на
нем накладка освобождает защелки, которые под
действием пружин поворачиваются и становятся
в «закрытое положение» (головки защелок через
окна в корпусе замка заходят внутрь корпуса).
При выключении РУ в штуцер 16 гидроци-
линдра подается высокое давление, шток
выдвигается, поворачивает упор против часовой
стрелки до упора его в защелки и в таком
положении упор остается до тех пор, пока
подвижный корпус не переместится в положение пря-
мой тяги.
После того, как подвижный корпус перешел
в положение «прямая тяга», накладка 24,
закрепленная на подвижном корпусе, нажимает на
защелки, поворачивает их в «открытое
положение», освобождая упор, после чего шток
полностью выдвигается до упора в переднюю
крышку 13 гидроцилиндра и качалка становится за
подвижным корпусом в положение «замок
закрыт». При этом упор 19 нажимает на толка-
тель 20, который отходит от штока сигнализа-
тора, сигнал «замок открыт» снимается.
В конструкциях замка РУ, механизма
управления и блокировки применяются титановые
и хромоникелевые сплавы.
9.7. Приводы выходных устройств
В ВУ кроме приведенных в 9.3.1.1, 9.6.3 гид-
равлических, а в подразд. 9.4 - механических
приводов могут применяться и другие виды.
Наиболее распространены среди них:
- пневматический;
- пневмомеханический.
9.7.1. Пневмопривод
Конструкция цилиндров пневматического
привода отличается от гидравлических
цилиндров только конструкцией и материалом уплот-
нений (рис. 9.62). Для уплотнительных колец
используются бронза, графит, фторопласт и
другие полимерные материалы.
9.7.2. Пневмомеханический привод
Схема варианта пневмомеханического
привода приведена на рис. 9.63. Привод состоит
(рис. 9.64, 9.65) из ходовых винтов 1, кареток 2
с шариками 3 и возвратными каналами 4,
закрепленных на подвижной части РУ, гибких вали-
ков 5 (см. рис. 9.63) синхронизации вращения
винтов, пневмомотора 6, редуктора 7.
Синхронное вращение ходовых винтов обеспечивает
перемещение кареток и закрепленной на них
подвижной части РУ из одного положения в другое.
В конструкции привода применяются легиро-
10
а
Рис. 9.62. Уплотнение пневмоцилиндра РУ двигателя ДЗО: а - уплотнения из металлографита; 6 - фторопластовые уплот-
нения; 1 - поршень; 2 - гильза; 3 - крышка; 4 - втулка (металлографит); 5 - кольцо опорное (металлографит); 6- пружи-
на (сталь); 7 - вкладыш (металлографит); 8 - втулка (фторопласт); 9 - кольца уплотнительные (бронза); 10 - втулка
(фторопласт)
347

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Рис. 9.63. Пневмомеханический привод: 1 - ходовой винт; 2 - каретка; 5 - гибкий валик; 6 - пневмомотор; 7 - редуктор
Рис. 9.64. Шариковинтовой привод: 1 - ходовой винт; 2 - каретка; 3 - шарик
348

9.8. Выходныеустройства диффузорного типа
Рис. 9.65. Шарико-винтовая пара: 1 - ходовой винт; 2 - каретка; 3 - шарик; 4 - возвратный канал
ванные стали (для винта, каретки) и алюминие-
вые сплавы (для корпусов редуктора, пневмо-
мотора, для защитного корпуса ходового винта).
9.8. Выходные устройства
диффузорного типа
На ГТД, используемых в качестве привода,
например винта вертолета, электрического ге-
нератора, газоперекачивающего агрегата и т.п.,
и для получения при этом максимальной
мощности, в качестве выходных устройств
применяются конструкции, проточная часть которых
представляет собой расширяющийся канал -
диффузор.
Диффузор устанавливается за турбиной дви-
гателя и снижает статическое давление газа за
турбиной до уровня ниже атмосферного. Чем
меньше статическое давление газа за турбиной,
тем больше перепад давлений на ней и тем
больше снимаемая с нее мощность.
На рис. 9.66 показан процесс торможения
в диффузорном ВУ ГТД.
Состояние газа на выходе из турбины (на
входе вВУ) обозначено точкой 1. Втаком ВУ,
в отличие от конфузорного (см. рис. 9.5),
скорость газа падает, а температура и статическое
давление растут, причем на выходе из ВУ
давление газа равно атмосферному Рн. Процесс
торможения газа в ВУ изображен кривой 1-2.
Из-за наличия потерь энтропия газа в ВУ растет
fe > ^i)- Если бы течение газа в ВУ было иде-
альным (без потерь), то его энтропия была бы
постоянной (s = const) и процесс течения в ВУ
изображался вертикальной линией l-2\
Температура газа на выходе из ВУ в реальном
процессе всегда больше, чем в идеальном (на величину
АГ), что объясняется переходом (из-за трения)
части механической энергии потока в тепловую.
АТ
Рис. 9.66. Процесс торможения газа в диффузорном ВУ
гтд
349

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
Принцип работы диффузорного ВУ можно
понять из анализа уравнения Бернулли (см. при-
ложение 2).
9.8.1. Конические диффузоры
Типы диффузорных ВУ ГТД разнообразны.
Одним из наиболее простых (в конструктивном
отношении) и распространенных ВУ является
конический диффузор, образованный
поверхностью усеченного конуса (рис. 9.67). Основные
геометрические параметры диффузора - дли-
на L, полуугол раскрытия у (иногда использует-
ся полный угол раскрытия а = 2y), степень
расширения n = {DldJ. Наиболее важным в аэро-
динамическом отношении является угол у? так
как он определяет плавность увеличения про-
ходной площади ВУ. Оптимальные значения
Рис. 9.67. Геометрические параметры конического
диффузора
угла у для большинства конических диффузоров
при различных режимах течения лежат в
диапазоне 3...50. При увеличении угла раскрытия
свыше 5° у достаточно длинных диффузоров на
стенках могут возникнуть отрывы потока,
приводящие к повышению неравномерности поля
скоростей в выходном сечении диффузора
и ухудшению его аэродинамических
характеристик. Достаточно подробные рекомендации по
проектированию конических диффузоров мож-
но найти в работах [9.10, 9.11].
9.8.2. Осекольцевые диффузоры
Осекольцевой диффузор (рис. 9.68) пред-
ставляет собой расширяющийся кольцевой ка-
нал, образованный поверхностями двух соосных
усеченных конусов с разными полууглами
раскрытия Yi и у2.
Основные геометрические параметры
диффузора представлены на рис. 9.68. Как и в ко-
ническом диффузоре, важнейшими параметра-
ми здесь являются углы yi и у2, точнее их соот-
350
Рис. 9.68. Геометрические параметры осекольцевого
диффузора
ношение. Для характеристики осекольцевых
диффузоров часто используется так называемый эк-
вивалентный угол раскрытия, численно равный
углу раскрытия конического диффузора, у
которого длина L, площади входа Fi и выхода F2
такие же, как и у рассматриваемого осекольцевого
диффузора. В соответствии с определением:
<* =2arctg
экв
Fl Dm-\)
n
(9.15)
где Fi = 7i(Di2 - di2)/4.
Эквивалентный угол является удобной уни-
версальной характеристикой осекольцевых
диффузоров, так как согласно экспериментальным
данным для сохранения высоких
аэродинамических качеств диффузора не рекомендуется де-
лать его более 18 градусов. Рекомендации по
проектированию осекольцевых диффузоров
можно найти в [9.10, 9.11].
9.8.3. Улитки
Улитка 1 (рис. 9.69, 9.70) - жаргонное, но
уже почти ставшее техническим термином, на-
именование выходного устройства,
предназначенного для отклонения потока газа,
выходящего из двигателя 2, в направлении, перпендику-
лярном оси двигателя, и для отвода потока
в систему выхлопа агрегата 3. Условно улитку
можно разделить на две части: диффузор и
корпус 1 (см. рис. 9.70). В диффузоре газ тормо-
зится и, разворачиваясь в радиальном направле-
нии, поступает в корпус улитки, где собирается
в один канал и отводится в шахту.

9.8. Выходныеустройства диффузорного типа
7
Рис. 9.69. Улитка в составе агрегата: 1 - улитка; 2 - двигатель; 3 - система выхлопа агрегата; 4 - кронштейн; 5 -
вертикальные тяги подвески улитки; 6 - горизонтальная тяга подвески улитки; 7 - рама улитки; 8 - сфера; 9 - обойма; 10 - гайка;
11 - компенсатор
Диффузор представляет собой описанный
в подразд. 9.8.2 осекольцевой диффузор,
соединенный с радиальным кольцевым каналом,
разворачивающим поток в радиальном
направлении (такие диффузоры называются осерадиаль-
ными, так как содержат осевой и радиальный
участки). Диффузор состоит из наружного 2
и внутреннего 3 корпусов, которые, как прави-
ло, изготавливаются сваркой из листовых и
точеных деталей. Свободные кромки корпусов для
предотвращения возникновения трещин делают
усиленными. Для уменьшения потерь при
повороте потока иногда в радиальной части
диффузора устанавливают дефлекторы 4,
разделяющие его на несколько кольцевых каналов.
Корпус, если его спроектировать оптималь-
ным по гидравлическим потерям, будет иметь
плавные очертания, напоминающие раковину
улитки (см. рис. 9.4). Однако такой корпус,
особенно имеющий большие габариты, окажется
очень дорогим в изготовлении.
По этой причине корпус делают
упрощенным, состоящим из деталей, не имеющих
поверхностей двойной кривизны, т.е. не
требующих дорогостоящей оснастки при
изготовлении.
351

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
i
Рис. 9.70. Улитка в разрезе: 1 - корпус; 2 - наружный корпус диффузора; 3 - внутренний корпус
диффузора; 4 - дефлектор; 5 - теплоизоляционные маты; 6 - защитные корпуса
Для исключения влияния тепловой радиации
разогретых выхлопными газами деталей улитки
на работу оборудования, для защиты
обслуживающего персонала, для обеспечения взрывобе-
зопасности ГТУ все горячие наружные
поверхности корпуса и диффузора закрываются тепло-
изоляционными матами, изготовленными из
минерального волокна. Часто теплоизоляцион-
ные маты 5 (см. рис. 9.70) для исключения их
повреждения при транспортировании улитки
и в процессе эксплуатации закрываются
снаружи защитными корпусами 6. Способ крепления
защитных корпусов должен обеспечивать
компенсацию разности линейного расширения
холодных защитных корпусов и горячих деталей
корпуса и диффузора.
Встречаются конструкции улиток, в которых
теплоизоляция накладывается не на наружные,
а на внутренние поверхности корпуса и
диффузора. В этом случае проточная часть улитки
будет образовываться защитными корпусами теп-
лоизоляции. Основные же детали корпуса и
диффузора окажутся снаружи и будут работать при
низких температурах. Преимуществом такого
варианта является то, что жаростойкий матери-
ал потребуется только для тонких защитных
корпусов, а массивные детали корпуса и
диффузора можно изготовить из дешевой
конструкционной стали. Однако при таком варианте
труднее обеспечить тепловую развязку горячих
и холодных деталей.
352

9.8. Выходныеустройства диффузорного типа
Рис. 9.71. Основные геометрические параметры улитки
Подвеска улитки и элементы соединения
улитки с двигателем должны обеспечивать
возможность тепловых перемещений улитки
относительно двигателя и рамы ГТУ.
Существует большое разнообразие схем подвески. На
рис. 9.69 показана подвеска, включающая в
себя кронштейн подвески 4 и систему тяг 5, 6,
соединяющихся с опорными элементами улитки
и кронштейнами рамы 7 с помощью
сферических подшипников, состоящих из сферы 8,
обоймы 9, которая крепится к тяге с помощью
гайки 10. Кронштейн подвески фиксирует улит-
ку в продольном и (вместе с горизонтальной
тягой подвески) в поперечном направлениях,
а вертикальные тяги подвески - в вертикальном
направлении.
В зависимости от особенностей компоновки
ГТУ улитка может иметь самую разнообразную
конструкцию (см. рис. 9.4). Она может
представлять собой отдельную сборочную единицу
или быть объединенной с силовой турбиной,
может крепиться на общую с двигателем раму
с помощью специальной подвески или
устанавливаться непосредственно на двигатель, может
располагаться выходным каналом вверх или под
углом к вертикальной плоскости, может быть
разборной или неразборной и т.д.
На рис. 9.71 приведены основные
геометрические параметры, используемые при
проектировании улитки. Как видно из рисунка, улитка - мно-
гопараметрическое устройство, в связи с чем
выбор ее геометрии является сложной задачей.
Следует отметить, что нельзя проектировать
диффузор и корпус отдельно друг от друга, так
как взаимное влияние течений в диффузоре
и корпусе может быть значительным.
Некоторые экспериментальные данные и
рекомендации по проектированию улиток представлены
в работах [9.10, 9.11] и др.
M*C^H
3.fl97E 01
3.79БЕ-С1
3.*g3E-<?|
э a&iE-oi
Э 1Э9Е-01
2.ea7E-oi
2.7Э5К-С1
2.5S3E-GI
2 ?a?E-oi
^>. ISOE-O1
.S7BE-U1
.776E-CI
.574E-OJ
372E-OI
J?OE-OI
э.еаэЕ c^
7.67]E-t;
5.f52E-G5
3 633t-o;
] ьмк-г;
й.ОСОЕьйО
Рис. 9.72. Течение в улитке (трехмерный расчет)
Процесс аэродинамического проектирования
различных узлов ГТД (в том числе и выходных
устройств) значительно ускоряется благодаря
использованию современных численных
методов. На рис. 9.72 в качестве примера приведено
353

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
распределение чисел Маха в улитке, полученное
по результатам трехмерного численного расчета
в пакете TascFlow (хорошо видно снижение
скоростей в выходном устройстве)
9.8.4. Соединения с выхлопными
шахтами
Компенсатор - устройство, которое
устанавливается между составными частями системы
выхлопа, подвешенными независимо одна от
другой, вследствие чего при нагревании
системы во время работы ГТУ происходят их
взаимные перемещения. Для герметизации зазора ме-
жду частями системы выхлопа, а также для
компенсации их взаимного перемещения и пред-
назначен компенсатор 11 (см. рис. 9.69).
Компенсатор состоит из двух фланцев 7, 2
и соединительного элемента (рис. 9.73).
Соединительный элемент представляет
собой многослойную ленту, которая может
состоять, в зависимости от назначения компенсатора,
из различных слоев:
- наружного защитного слоя 3 из ткани,
покрытой эластичным полимером (эластоме-
ром);
- слоя из специального химически стойкого
эластомера 4\
- слой из ткани минерального волокна 5;
- слоя теплоизоляции 6, защищающего слои
из эластомера от воздействия высокой
температуры;
- формообразующего слоя из нержавеющей
металлической сетки 7.
Для уменьшения теплового воздействия на
соединительный элемент со стороны фланцев
места крепления соединительного элемента
к фланцам выносят на некоторое расстояние от
горячей проточной части, располагая их на стен-
ках, охлаждаемых воздухом.
Для исключения теплового воздействия на
соединительный элемент со стороны газового
потока полость между фланцами может
заполняться теплоизоляцией или перекрываться теп-
лоизолирующим матом 8.
Рис. 9.73. Компенсатор: 7, 2- фланцы; 3- защитный слой; 4— химически
стойкий эластометр; 5 - ткань из минерального волокна; 6 - слой
теплоизоляции; 7-металлическая сетка; #-теплоизолирующий мат; 9-скользя-
щий корпус
354

9.8. Выходныеустройства диффузорного типа
Для уменьшения воздействия на соедини-
тельный элемент колебаний давления потока
газа зазор между фланцами со стороны
потока может перекрываться скользящим
корпусом 9.
Рис. 9.74. Сильфонный компенсатор
Компенсаторы могут иметь в качестве co-
единительного элемента металлический силь-
фон (рис. 9.74). Сильфоны из коррозионно-
стойких жаростойких сплавов могут работать
при гораздо более высоких температурах, чем
соединительные элементы из эластомеров,
однако имеют худшую компенсирующую
способность, особенно при поперечных и крутильных
перемещениях.
9.8.5. Выходные устройства
вертолетных ГТД
Пример конструкции ВУ вертолетного ГТД
приведен на рис. 9.75 и 9.76. Выходное
устройство представляет собой выхлопную трубу
сварной конструкции, состоящую из фланца
наружной оболочки 2, корпуса конического 3,
корпуса цилиндрического 4, трех стоек 5, ребер
6, 7, 8, окантовки 9. Наружная оболочка 2,
корпуса 3 и 4 образуют газовый тракт, через
внутреннюю полость корпусов 3 и 4 проходит
трансмиссия 14, соединяющая турбину винта
с редуктором. Стойки 5 соединяют конический
корпус 3 с наружной оболочкой 2.
В передней части к коническому корпусу 3
приварен компенсатор (сильфон) 10, который
прижимается к корпусу турбины винта,
препятствуя прорыву выхлопных газов в трансмиссию.
Корпуса 3 и 4 соединены между собой компен-
сатором 11 для нейтрализации температурных
расширений.
Фланцем 1 выхлопная труба крепится к
переходнику 12 разъемным хомутом 13, что
обеспечивает быстрый съем и монтаж выхлопной
трубы. Переходник 12 крепится болтами к
корпусу турбины винта.
К ребрам 7 и 8 крепится специальный
вертолетный корпус для подогрева воздуха, отбирае-
мого на нужды вертолета.
14
Рис. 9.75. Выхлопная труба (внешний вид): 2 - наружная оболочка; 8 - ребро; 9 - окантовка;
14 - трансмиссия
355

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
11
12 13
±4* i,,j и
Рис. 9.76. Выхлопная труба (продольный разрез): 1 - фланец; 2 - наружная оболочка; 3 - корпус
конический; 4 - корпус цилиндрический; 5 - стойка; 6~, 7, 8 - ребро; 9 - окантовка; 10,11 -
компенсатор; 12 - переходник; 13 - хомут
Выхлопная труба выполнена из листовой
нержавеющей стали.
9.9. Приложение 1.
Проблемы выходных устройств
с широким диапазоном изменения пс.
Обеспечение аэродинамической
устойчивости
В наибольшей степени эта проблема
характерна для PC ВРД самолетов военного назначе-
ния. Дело в том, что при работе в широком
диапазоне 7ic практически всегда имеется pacco-
ж
гласование между потребной (для данной 7ic )
и действительной формой проточной части.
Особенно большое рассогласование возникает
на неустановившихся режимах работы, таких
как приемистость, сброс, воспламенение топли-
ва в форсажной камере (ФК) и т.д. Иногда такое
рассогласование может вводиться специально,
например, для обеспечения газодинамической
устойчивости компрессора при включении
и выключении ФК, увеличении и уменьшении
форсированного режима: раскрытие сопла
опережает процесс розжига и отстает при снижении
режима и выключении ФК.
356
Это рассогласование приводит к возникнове-
нию нерасчетных режимов течения,
характеризующихся появлением нестационарных возму-
щений из-за наличия зон неустойчивого тормо-
жения, отрыва потока, местных сверхзвуковых
зон с замыкающими скачками уплотнения,
которые в совокупности с подвижными элемента-
ми проточной части могут, если не принять
специальных мер, привести к значительным ди-
намическим нагрузкам на детали конструкции
и даже к ее разрушению.
По-видимому, впервые столкнулись с этой
проблемой, когда в проточной части сопла поя-
вился второй ряд створок, в конце 50-х гг. про-
шлого века при доводке сопла двигателя J-79
[9.12]. Первая публикация на эту тему появи-
ласьв 1965 г. [9.13].
Были описаны три типа аэродинамической
неустойчивости:
- бафтинг при большой степени расширения
сопла;
- вибрации при малой степени расширения;
- акустические колебания при низких 7ic •
Первый тип неустойчивости - бафтинг - на-
блюдался тогда, когда 7ic была недостаточна
для полного расширения. Тогда под действием
замыкающего скачка уплотнения происходил

9.10. Приложение 2. Принципработы выходныхустройств диффузорного типа
отрыв потока, при этом было обнаружено
явление гистерезиса в распределении давления в
зависимости от направления изменения пс (что
является условием возникновения
автоколебаний).
Второй тип неустойчивости - «вибрация при
малой степени расширения сопла» - возникал,
когда в канале реализовывались зоны как
ускорения, так и торможения потока.
И третий тип неустойчивости - акустические
колебания при низких пс . Это явление
аналогично генерированию звука в органных трубах.
В дальнейшем с проблемой
аэродинамической устойчивости PC столкнулись при доводке
ВУ двигателей J-93 [9.14], J-85-GE-13 [9.15,
9.16] иотечественных АЛ-21Ф, P15 БФ2-300
[9.17].
«Автомодельная» конструкция сопла не
спасает от этой проблемы. Это подтвердил опыт
доводки сопла YF-101 [9.18], РД-33 и др.
Конструктивные решения можно свести
к двум группам:
1) аэродинамическое демпфирование;
2) механическое демпфирование.
Аэродинамическое демпфирование
реализуется соединением проточной части с полостью
межстворчатого пространства с помощью
продольных (J-79-5), кольцевых щелей (J-79-10, J-
93) или отверстий в проставках (серийный J-93),
перекрываемых на крейсерском режиме створ-
ками [9.14].
Такое решение неизбежно ухудшает
характеристики. Установка проставок второго ряда
с возможностью образования между створками
и проставками щелей, открывающихся и
закрывающихся под действием перепада давления,
как на РД-33 [9.19], а также закрытие отверстий
в проставках аэродинамически управляемыми
клапанами [9.20, 9.21], как на Д-30Ф6, устраняет
этот недостаток, хотя и усложняет конструкцию.
Соединение проточной части с межстворча-
тым пространством стабилизирует положение
скачка уплотнения, выравнивая давления перед
скачком и за ним; уменьшает газодинамический
момент на закрытие створок за счет перепуска
воздуха из межстворчатого пространства в зоны
с пониженным давлением.
К аэродинамическому решению можно
отнести увеличение минимальной степени
расширения сопла F^JFj^ (с 1,47 до 1,53 на J-85; с 1,09
до 1,15 на YF-101; с 1,037 до 1,232 на АЛ-21Ф).
Решение основано на исключении возможности
образования биконического сужающегося кана-
ла, в котором «горло» образуется жидким кон-
туром на выходе из первого конуса (первого
ряда створок), а далее сверхзвуковой поток тормо-
зится в сужающемся втором конусе (втором
ряде створок) с возникновением неустойчивого
[9.22, 9.23] замыкающего скачка уплотнения
[9.24] и неопределенностью положения
критического сечения. Это решение также приводит
к ухудшению параметров. Кроме того, в соплах
с большой степенью расширения (как на Д-
30Ф6), где критическое сечение на
бесфорсажных режимах расположено на выходе из второго
ряда створок, оно неприменимо, как говорится,
по «определению».
Механическое демпфирование - введение
в конструкцию PC элементов с сухим трением,
рассеивающих энергию колебаний. Попытка
решить проблему только за счет механического
демпфирования требует мощных демпферов cy-
хого трения (80...100 ктс на Р-15-БФ2-300).
Создание таких демпферов, надежно работающих
при температуре до 800 °С, - непростая задача.
Применение комбинированного решения -
совместно аэродинамического и механического
демпфирования - позволяет использовать
надежные демпферы с относительно небольшим
усилием трения D...8 кгс на Д-30Ф6) и
обеспечить минимальные динамические нагрузки, га-
рантирующие надежную работу PC в течение
заданного ресурса.
9.10. Приложение 2.
Принцип работы выходных устройств
диффузорного типа
Принцип работы ВУ можно понять из
анализа уравнения Бернулли.
Будем считать поток газа в ВУ равномерным
и несжимаемым. Тогда уравнение Бернулли
можно записать в виде [9.25]
p;=p;+AP\
(9.16)
где P\ - полное давление на выходе из турбины
jt
(на входе в ВУ); P^ - полное давление на выхо-
*U
де из ВУ; АР - потери полного давления,
обусловленные преобразованием (в результате
трения) части механической энергии в тепловую.
Учитывая, что
pv2
P = P + -—,
357

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
получаем
Pl +
PK
= R. +
pv,
+ AP
*
(9.17)
где Pi, V\ - статическое давление и скорость га-
за на входе в ВУ; P2, V2 - статическое давление
и скорость газа на выходе ВУ; p - плотность
газа.
Если двигатель работает без выходного
устройства и газ после турбины выходит в
атмосферу, то статическое давление на выходе из
турбины будет равно атмосферному P\ - Рн. Ec-
ли же за турбиной установить ВУ, то Р2 — Ря
и из уравнения (9.17):
P =P -
1 н
p*v
/
i-
V,
2\
\
V
1 J
+ AP
*
(9.18)
Из этого выражения следует, что при
VyVi < 1 и достаточно низком сопротивлении
Ф
ВУ АР статическое давление на входе в ВУ P\
может быть меньше давления Рк, т.е. установка
ВУ приведет к снижению статического
давления за турбиной (напомним, что без ВУ за
турбиной давление равно Ря) и, следовательно,
к увеличению перепада давлений на ней. Co-
гласно (9.18) разница давлений (Рн - Pi) тем
Ф
больше, чем меньше величина потерь АР в ВУ
и отношение скоростей V2/V\. Последнее
говорит о том, что скорость потока в выходном
устройстве должна снижаться (V2 < V\). Снижение
скорости в выходном устройстве достигается за
счет плавного увеличения его проходной пло-
щади. Это следует из уравнения неразрывности
G = pV^=pV^,
(9.19)
где G - расход газа; Fi и F2 - проходные площа-
ди на входе и выходе ВУ.
Отсюда
V2/V! = F2IFX.
(9.20)
Фактически снижать статическое давление
на входе в ВУ за счет увеличения проходной
площади можно только до определенного пре-
дела, так как с ростом отношения F2IF\ растет
и величина потерь АР и для каждого
конкретного выходного устройства существует вполне
определенное оптимальное соотношение пло-
щадей, при котором обеспечивается минималь-
*u
ное давление P\. В общем случае величина АР
зависит, как от газодинамических параметров
Ф
потока на входе в ВУ (Pi , Рь V\ и др.), так и от
геометрических параметров ВУ (формы,
отношения площадей F\/F2, плавности увеличения
проходной площади и др.). Оптимизация ВУ
с точки зрения аэродинамики заключается в
выборе таких геометрических параметров, при
которых в заданных габаритных ограничениях оно
обеспечивает наибольшую разность
статических давлений на выходе и входе (Р2 - P\).
Для характеристики аэродинамического
совершенства выходных устройств используются
следующие коэффициенты.
Коэффициент восстановления статического
давления (или коэффициент восстановления
кинетической энергии), равный отношению
изменения статического давления в ВУ к
кинетической энергии потока на входе в него и
показывающий, какая часть входной кинетической
энергии переходит в статическое давление:
s =
й -R
Ptf
(9.21)
Следует отметить, что при большом сопро-
*H
тивлении АР согласно формуле (9.17) разница
давлений (Р2 - Pi), a значит и коэффициент £,
могут быть отрицательными. В этом случае
выходное устройство приводит не к снижению,
а кповышению статического давления за
турбиной. Такое выходное устройство работает как
дополнительное выходное сопротивление,
ухудшая характеристики двигателя, и единственное
его назначение - отвод газа от двигателя.
Коэффициент потерь полного давления (или
коэффициент гидравлического сопротивления),
равный отношению потерь полного давления
в ВУ к кинетической энергии на входе и
характеризующий величину потерь механической
энергии внутри ВУ:
s =
АР
*
P*-P*
Г1 Г2
Pi^i PiK
(9.22)
Коэффициент восстановления полного
давления:
*
а =
*
2
*
(9.23)
358

9.10. Приложение 2. Принципработы выходныхустройств диффузорного типа
Коэффициент полных потерь, учитывающий
5^
потери внутри ВУ АР и потери кинетической
энергии на выходе из ВУ:
Sn =
\р , Г2 2
2
PlVl
2
_*"
Pi^i
2
=i-
р* +
l2 ^
т/2
PlVl
2
Р2^2
2
(9.24)
В литературе встречаются и другие, менее
используемые характеристики выходных
устройств. Значения аэродинамических
коэффициентов для различных выходных устройств
определяются, как правило, экспериментальным ny-
тем и приведены в специальной литературе.
Знание этих коэффициентов позволяет по
известным параметрам на входе в ВУ определить
параметры на выходе (или наоборот), атакже
оценить потери в ВУ, что необходимо при его
проектировании.
Контрольные вопросы
1. В каких случаях нерегулируемое сопло
ГТД выполняется сужающимся, а в каких оно
должно быть сужающееся-расширяющимся?
2. При каких условиях статическое давление
на срезе сопла Лаваля может оказаться меньше
давления в окружающей среде?
3. В чем достоинства и недостатки выходных
устройств ТРДД со смешением потоков?
4. В каких случаях и для чего сопла ГТД де-
лают регулируемыми?
5. В чем достоинства и недостатки регули-
руемого сопла ТРДДФ с разрывом
сверхзвукового контура и аэродинамическим
регулированием выходного сечения?
6. В чем достоинства и недостатки плоского
регулируемого сопла?
7. Для каких двигателей и самолетов исполь-
зуются сопла с управляемым в пределах ±15°
вектором тяги?
8. Перечислите требования к соплам с управ-
ляемым вектором тяги.
9. Для каких двигателей и самолетов исполь-
зуются согша с углом поворота вектором тяги на
90°?
10. Перечислите требования к выходным
устройствам двигателей самолётов
укороченного и вертикального взлёта-посадки.
П.Перечислите требования к реверсивным
устройствам ГТД.
12. Что такое коэффициент реверсирования?
13. Какие меры принимаются для
предотвращения попадания на вход в двигатель
реверсивных струй и посторонних предметов?
14. В чем достоинства и недостатки
реверсивных устройств створчатого типа?
15. В чем достоинства и недостатки
реверсивных устройств ковшевого типа?
16. В чем достоинства и недостатки
реверсивных устройств решетчатого типа?
17. В чем достоинства и недостатки гидрав-
лического и пневматического привода
выходных устройств?
18. В каких случаях ГТД имеют выходные
устройства диффузорного типа?
Англо-русский словарь-минимум
exhaust arrangement - выходное устройство ГТД
propelling nozzle - реактивное сопло
convergent nozzle - суживающееся сопло
convergent-divergent nozzle - суживающе-расширяюще-
еся сопло
plug nozzle - сопло с затурбинным конусом (с
центральным телом)
rear support struts - стойки задней опоры
flow mixer - смеситель
mixer shutes - каналы смесителя
corrugated mixer - рифленый (лепестковый) смеситель
turbofan engine mixing chamber - камера смешения
ТРДЦ
exhaust cone - конус выпуска (затурбинный конус)
insulating blankets - изолирующие (шумоглушащие)
панели
ejector nozzle - эжекторное сопло
flat nozzle - плоское сопло
axisymmetric nozzle - осесимметричное сопло
supersonic nozzle - сверхзвуковое сопло
variable (area) nozzle - регулируемое сопло
movable evelids - подвижные створки
interblocking flaps - проставки
hydraulic actuator - гидропривод
link - тяга
swivelling nozzle - поворотное сопло
nozzle deflector - дефлектор сопла
two-position nozzle - двухпозиционное сопло
verticayshort take-off and landing - вертикальный/корот-
кий взлет и посадка
359

Глава 9. Выходныеустройства ГТД
thrust reverser - реверсивное устройство
reverse thrust - реверсивная (обратная) тяга
pre-exit reverse - РУ, расположенное до сопла
post-exit reverse - РУ, расположенное за соплом
blocker door - блокирующая створка
cascade - решетка (лопатка)
rotating cascade - отклоняющая решетка (РУ
решетчатого типа)
rotating buckets - отклоняющиеся створки (РУ
ковшового типа)
clamshell - отклоняющая створка (РУ створчатого
типа)
exhaust system - выхлопная система
exhaust duct - выходной (выхлопной) тракт
noice suppressor - шумоглушитель
ram - скоростной напор
Список литературы
9.1. Нечаев Ю.Н. Выходные сопла воздушно-реактив-
ных двигателей / Ю.Н. Нечаев. - M.: Типо-литография
ВВИА имени профессора H.E. Жуковского, 1961.
9.2. Шляхтенко СМ. Теория воздушно-реактивных
двигателей / СМ. Шляхтенко. - M.: Машиностроение,
1975.
9.3. Масленников M.M. Авиационные газотурбинные
двигатели / M.M. Масленников, Ю.И. Шальман. - M.:
Машиностроение, 1975.
9.4. Thejet engine. ROLLS-ROYCE plc.
9.5. Зимонт В.Л. О величине импульса сопла при не-
равномерных газодинамических параметрах потока /
В.Л. Зимонт // Изв. вузов. Серия «Авиационная техника». -
197О.-№2.
9.6. Стенькин Е.Д. Оптимальное соотношение полных
давлений в камере смешения ДТРД / Е.Д. Стенькин // Изв.
вузов. Серия «Авиационная техника». - 1963. - № 1.
9.7. Стенькин Е.Д. Определение параметров смеси
двух газовых потоков с учетом переменной теплоемкости /
Е.Д. Стенькин // Проектирование и доводка авиационных
газотурбинных двигателей: сб. - Самара: Изд-во КуАИ,
1974.
9.8. Стенькин Е.Д. Влияние неполноты смешения на
эффективность двух-контурного турбореактивного
двигателя / Е.Д. Стенькин // Изв. вузов. Серия «Авиационная
техника». - 1963. - № 3.
9.9. «Су-27 и его модификации» CD-ROM студии
«Крылья России» / Режим доступа: http:/Aegion.wplus.net/
guide/air/i/su2711.shtml.
9.10. Дейч M.E. Газодинамика диффузоров и
выхлопных патрубков турбомашин / M.E. Дейч, A.E. Зарянкин. -
M.: Энергия, 1970.
9.11. Довжик C.A. Исследования по аэродинамике
осевого дозвукового компрессора / C.A. Довжик // Тр.
ЦАГИ. - 1968. - Выпуск 1099.
9.12. Arnmer R.S., Punch W.F. Variable geometry exhaust
nozzles and their effects on airplane perfo-rmance. SAE Paper
№ 680295 (Техническая информация ЦАГИ. - 1969. -
№ 21-22).
9.13. Alford J.S., Taylor R.P. Aerodynamic Stability
Consideration of high-Pressure Ratio Variable-Geometry Jet
Nozzles. Journal of Aircraft. - 1965. - Vol. 2. - № 4.
9.14. Патент США № 3051825 кл. 60-35.6, 1970 г.
9.15.Johns A.L. (Lewis Research Center) NASA TMX
2173,Feb. 1971 (ПереводЦИАМ№30239, 1973).
9.16. Johns A.L., Steffen F.W. Performance of an
Auxiliary Inlet Ejector Nozzle with Fixed Doors and Single-Hinge
Trailing-Edge Flap. NASA TMX-2027, 1970.
9.17. A.c. 39571, 1967 / B.M. Алешин, C.K. Волынкин,
В.И. Грицаенко, Ю.П. Ротмистров, C.K. Туманский,
A.A. Ушаков.
9.18.Dusa D.J., McCardle A. Simplified Multi-Mission
Exhaust Nozzle System. AIAA Paper. - 1977. - № 77-9606.
9.19. Патент № 640578, 1976. Сандрацкий В.Л. [и др.].
9.20. Патент № 600875, 1976. Сандрацкий В.Л. [и др.].
9.21. Патент № 867119, 1979. Сандрацкий В.Л. [и др.].
9.22. Основы газовой динамики / под ред. Г. Эммонса,
И.Л.-М.,1963.
9.23. Черный Г.Г. Неустановившиеся течения газа в ка-
налах с проницаемыми стенками. Об устойчивости скачка
уплотнения в каналах / Г.Г. Черный // Тр. ЦИАМ. - 1953. -
№ 244.
9.24. Hardy J.M. Blocage Tri-dimensional interne dans une
tuyere convergente bi-conicue. Aeronautique/Astronautique. -
1978.-№73.-28-32.
9.25. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика /
Г.Н. Абрамович. - M.: Наука, 1969.
360

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие к серии «Газотурбинные двигатели» 3
Предисловие к книге «Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических
установок» 5
ГЛАВА5.КомпрессорыГТД 9
5.1. Требования, предъявляемые к компрессорам 10
5.2. Методология создания компрессоров 10
5.2.1. Типы компрессоров 10
5.2.1.1. Осевые компрессоры 10
5.2.1.2. Центробежныекомпрессоры 13
5.2.1.3. Осецентробежные компрессоры 16
5.2.2. Аэродинамическое проектирование компрессора 17
5.2.2.1. Общиеэтапы 17
5.2.2.2. Расчет компрессора на основе одномерной математической модели 17
5.2.2.3. Расчет компрессора на основе двумерной осесимметричной математической
модели 18
5.2.2.4. Трехмерныйрасчетвязкого течениявлопаточныхвенцах компрессора 19
5.2.2.5. Профилирование лопаточных венцов компрессора 19
5.2.2.6. Обеспечение аэродинамической устойчивости 19
5.2.2.7. Интеграция ГТД с воздухозаборником самолёта 21
5.2.3. Тепловое состояние компрессора 22
5.2.3.1. Расчет теплового состояния деталей компрессора 22
5.2.4. Выбор радиальных и осевых зазоров 24
5.3. Конструктивные и силовые схемы осевых компрессоров 29
5.4. Роторы осевых компрессоров 32
5.4.1. Типы роторов осевых компрессоров 32
5.4.2. Конструкция роторов осевых компрессоров 34
5.4.3. Рабочиелопатки компрессора 38
5.4.3.1. Требования к рабочим лопаткам 38
5.4.3.2. Требования, предъявляемые к соединениям 38
5.4.3.3. Конструкции соединения лопаток с дисками 39
5.4.3.4. Особенности крупногабаритных рабочих лопаток вентилятора 43
5.5. Статоры осевых компрессоров 44
5.5.1. Конструкции корпусов 45
5.5.1.1. Корпус входной 45
5.5.1.2. Корпусы с направляющими аппаратами 46
5.5.1.3. Корпус отборов 47
5.5.1.4. Корпус задней опоры 47
5.5.2. Корпус вентилятора. Удержание лопаток при обрыве 48
5.5.3. Направляющие аппараты (НА) 48
5.5.3.1. КонструкцияНА 49
5.6. Регулирование компрессоров 50
5.6.1. Поворот направляющих лопаток компрессора 50
5.6.2. Перепуск воздуха из проточной части компрессора 52
5.7. Противообледенительные устройства 53
5.8. Защита от попадания посторонних предметов 54
5.8.1. Эксплуатационные мероприятия по предотвращению появления вихревого
шнура 57
5.8.2. Конструктивные мероприятия для защиты внутреннего контура от попадания
посторонних предметов 58
361

5.8.3. Особенности конструкций систем защиты ГТД наземного применения от попадания
посторонних предметов 59
5.9. Особенностиконструкции компрессоровГТД наземногоприменения 59
5.10. Особенности работы компрессора в парогазовом цикле 60
5.11. Материалы, применяемые длядеталейкомпрессоров 63
5.11.1. Характеристики применяемых материалов 64
5.11.1.1. Титановые сплавы 64
5.11.1.2. Алюминиевые сплавы 64
5.11.1.3. Стали и жаропрочные никелевые сплавы 64
5.11.1.4. Полимерные композиционные материалы 65
Контрольные вопросы 65
Англо-русский словарь-минимум 65
Списоклитературы 66
ГЛАВА 6. Камеры сгорания ГТД 67
6.1. ТребованиякКС 68
6.2.СхемыКС 69
6.2.1. Основные схемыКС 71
6.2.2. Выбор схемыКС 76
6.3. Проектирование КС 77
6.3.1. Исходные данные для проектирования КС 77
6.3.2. Определение основных размеров КС 78
6.3.2.1. Объем жаровой трубы 78
6.3.2.2. Распределение воздуха в жаровой трубе 78
6.3.3. Расчет температур элементов КС 82
6.3.4. Проектирование на заданную эмиссию 85
6.3.4.1. Способы снижения эмиссии вредных веществ 87
6.4. Основные конструктивные элементы КС 90
6.4.1.Диффузор 90
6.4.1.1. Расчетдиффузора 92
6.4.2. Жароваятруба 94
6.4.2.1. Фронтовыеустройства 96
6.4.2.2. Системы охлаждения жаровой трубы 98
6.4.3. Топливные форсунки 101
6.4.4.KopnycaKC 105
6.4.4.1. Наружный корпус КС 105
6.4.4.2. Внутренний корпус КС 106
6.4.4.3. Разработка конструкции корпусов 107
6.4.5. Системы зажигания ГТД 107
6.5. ЭкспериментальнаядоводкаКС 111
6.6. Особенности КС двигателей наземного применения 114
6.7. Перспективы развития камер сгорания ГТД 124
Контрольные вопросы 125
Англо-русский словарь-минимум 125
Списоклитературы 126
ГЛАВА 7. Форсажные камеры 127
7.1. Характеристики ФК 127
7.2.РаботаФК 129
7.3. Требования к ФК 130
7.4.СхемыФК 130
7.4.1. ФК со стабилизацией плохообтекаемыми телами 131
362

7.4.2.ВихревыеФК 136
7.4.3. ФК с аэродинамической стабилизацией 137
7.5. Основные элементы ФК 138
7.5.1. Смеситель 138
7.5.2. Диффузоры 139
7.5.3. Фронтовыеустройства 139
7.5.4. Корпусы иэкраны 142
7.6. УправлениеработойФК 143
7.6.1.РозжигФК 143
7.6.2. Управление ФК на режимах приемистости и сброса 145
7.6.3. Управление ФК на стационарных режимах 146
Контрольные вопросы 146
Англо-русский словарь-минимум 146
Списоклитературы 146
ГЛАВА8.ТурбиныГТД 147
8.1. Общие вопросы проектирования турбин 148
8.1.1. Требования, предъявляемые к конструкциитурбин 154
8.1.2. Конструктивные схемытурбин 156
8.1.2.1. Классификация газовых турбин 156
8.1.2.2. Основные факторы, определяющие конструкцию турбины 158
8.1.2.3. Наиболее успешные конструкции газовых турбин 159
8.1.2.4. Конструкции газовых турбин с двухступенчатыми ТВД 160
8.1.2.5. Конструкции газовых турбин с одноступенчатыми ТВД 167
8.1.2.6. Конструкции газовых турбин трехвальной схемы 172
8.1.2.7. Конструкции стационарных газовых турбин 174
8.1.3. Методология проектирования турбин 176
8.1.3.1. Проектирование нацелевую себестоимостьтурбины 176
8.1.3.2. Проектирование на целевую стоимость обслуживания турбины 177
8.1.3.3. Минимизациярискапроекта 178
8.1.3.4. Ключевые технологии в разработке турбины 179
8.1.3.5. Эффективная организация процесса проектирования 180
Контрольные вопросы 181
Списоклитературы 181
8.2. Аэродинамическое проектирование турбины 182
8.2.1. Этапы и ключевые технологии аэродинамического проектирования 182
8.2.2. Технология одномерного проектирования турбины 183
8.2.3. Одномерное моделирование потерь в лопаточном венце 190
8.2.4. 2Б/ЗВ-моделирование невязкого потока в проточной части турбины 191
8.2.5. 2В/ЗБ-моделирование вязкого потокавтурбине 194
8.2.6. Синтез геометрии профилей и лопаточных венцов 198
8.2.7. Одномерное проектирование турбины 200
8.2.7.1. Выбор количества ступеней ТВД 200
8.2.7.2. Выбор количества ступеней ТНД 202
8.2.7.3. Аэродинамическое проектирование и КПД турбины 203
8.2.8. Аэродинамическое проектирование лопаточных венцов 204
8.2.9. Методы управления пространственным потоком в турбине 207
8.2.10. Экспериментальное обеспечение аэродинамического проектирования 210
Контрольные вопросы 212
Списоклитературы 212
8.3. Охлаждение деталейтурбины 213
8.3.1. Тепловое состояние элементов турбин 213
363

8.3.1.1. Принципы охлаждения 214
8.3.2. Конвективное, пленочное и пористое охлаждение 215
8.3.3. Гидравлическийрасчет систем охлаждения 220
8.3.4. Методологиярасчета температур основныхдеталей турбин 223
8.3.5. Расчет полей температур в лопатках 225
Контрольные вопросы 227
Списоклитературы 227
8.4. Роторытурбин 228
8.4.1. Конструкциироторов 228
8.4.1.1. Дискитурбин 228
8.4.1.2.РоторыТВД 230
8.4.1.3. Роторы ТНД и CT 235
8.4.1.4. Примеры доводки и совершенствования роторов 238
8.4.1.5. Предотвращение раскрутки и разрушения дисков 240
8.4.2. Рабочие лопатки турбин 241
8.4.2.1. Соединение рабочих лопаток с диском 245
8.4.3. Охлаждение рабочих лопаток 246
Контрольные вопросы 253
Списоклитературы 253
8.5. Статорытурбин 254
8.5.1. Корпусытурбин 254
Особенности конструкции корпусов турбин 254
8.5.2. Сопловые аппараты 256
8.5.3. Аппаратызакрутки 262
Контрольные вопросы 263
Списоклитературы 263
8.6. Радиальные зазоры в турбинах 263
8.6.1. Влияние радиального зазора на КПД турбины 263
8.6.2. Изменение радиальных зазоров турбины в работе 264
8.6.3. Управление радиальными зазорами 264
8.6.4. Выбор радиального зазора при проектировании 267
Списоклитературы 268
8.7. Герметизация проточной части 268
8.7.1. Герметизация ротора и статора от утечек охлаждающего воздуха 269
8.7.2. Уплотнения между ротором и статором 270
Списоклитературы 271
8.8. Материалы основных деталей турбины 271
8.8.1. Диски и роторные детали турбины 272
8.8.2. Сопловые и рабочие лопатки 273
8.8.3. Покрытиялопаток 275
8.8.4. Корпусытурбин 276
Контрольные вопросы 276
Списоклитературы 276
8.9. Особенности конструкции турбин двигателей наземного применения 276
Списоклитературы 280
8.10. Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения 280
8.10.1. Прогары и трещины лопаток ТВД 281
8.10.2. Усталостная поломка рабочих лопаток 284
8.10.3. Недостаточный циклический ресурс и поломки роторных деталей 285
8.10.4. Устранение дефектов турбины в ходе доводки 287
Контрольные вопросы 287
Списоклитературы 288
364

8.11. Перспективы развития конструкций и методов проектирования турбин 288
8.11.1. 2Б-аэродинамика: эффективные охлаждаемые лопатки ТВД 289
8.11.2. 2Б-аэродинамика: сокращение количествалопаток 290
8.11.3. Противоположное вращениероторов ТВД и ТНД 291
8.11.4. 2Б-аэродинамика: эффективныерешеткипрофилейТНД 292
8.11.5. ЗБ-аэродинамика: эффективные формылопаточных венцов 294
8.11.6. Новые материалы и покрытия для лопаток и дисков 294
8.11.7. Совершенствование конструкций охлаждаемых лопаток 296
8.11.8. Оптимизированные системы управления радиальными зазорами 296
8.11.9. Развитие средств и методов проектирования 297
Контрольные вопросы 299
Списоклитературы 299
Англо-русский словарь-минимум 299
ГЛАВА 9. Выходные устройства ГТД 301
9.1. Нерегулируемые согша 303
9.2. Выходные устройства ТРДД 305
9.2.1. Выходные устройства со смешением потоков 305
9.2.2. Выходные устройства ТРДД с раздельным истечением потоков 309
9.3. Регулируемые сопла 311
9.3.1. Осесимметричные регулируемые сопла 311
9.3.2. Плоские сопла 321
9.3.3. Осесимметричные сопла с управляемым вектором тяги 324
9.3.3.1. Осесимметричное сопло с поворотнымузлом 325
9.3.3.2. Осесимметричные сопла с управляемым вектором тяги в сверхзвуковой части 326
9.4. Выходные устройства двигателей самолетов укороченного и вертикального
взлета-посадки 328
9.5. «Малозаметные» выходныеустройства 330
9.6. Реверсивныеустройства 332
9.6.1. Реверсивные устройства ковшового типа 335
9.6.2. Реверсивные устройства створчатого типа 336
9.6.3. Реверсивные устройства решетчатого типа 337
9.6.3.1. Гидравлический привод реверсивного устройства 341
9.6.3.2. Механизм управления и блокировки реверсивного устройства 342
9.6.3.3. Механический замок фиксации положения реверсивного устройства 344
9.7. Приводы выходных устройств 347
9.7.1. Пневмопривод 347
9.7.2. Пневмомеханический привод 347
9.8. Выходныеустройства диффузорноготипа 349
9.8.1. Коническиедиффузоры 350
9.8.2. Осекольцевыедиффузоры 350
9.8.3.Улитки 350
9.8.4. Соединения с выхлопными шахтами 354
9.8.5. Выходные устройства вертолетных ГТД 355
*U
9.9. Приложение 1. Проблемы выходных устройств с широким диапазоном изменения пс .
Обеспечение аэродинамической устойчивости 356
9.10. Приложение 2. Принцип работы выходных устройств диффузорного типа 357
Контрольные вопросы 359
Англо-русский словарь-минимум 359
Списоклитературы 360
365

Учебное издание
Иноземцев Александр Александрович,
Нихамкин Михаил Александрович,
Сандрацкий Валерий Львович
ОСНОВЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Учебник
Том 2
Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины
Выходные устройства
Редактор и корректор И.Н. Жеганша
Подписано в печать 10.05.2008. Формат 60x90/8.
Усл. печ. л. 45,75. Тираж 1000 экз. Заказ № 69/2008.
Издательство
Пермского государственного технического университета.
Адрес: 614990, г. Пермь, Комсомольский проспект, 29, к. 113,
Тел.C42J19-80-33.