книги / Основы проектирования турбин авиадвигаделей

Основы

проектирования

ТУРБИН

авиа*

П одредакцией

д-ра теки,наук

СЗ . КОПЕЛЕВА

Москва «МАШИНОСТРОЕНИЕ»

1988

ББК 39.55 0-75

УДК 629.7.01

Авторы: А.В. Деревянко, В.А. Журавлев, В.В. Зикеев, В.В. Князев, С.З. Копелев, Д.В. Кудрявцев

Рецензент А.А. Саркисов

Основы проектирования турбин авиадвигателей /А.В. Деревян- 0-75 ко, В.А. Журавлев, В.В. Зикеев и др. /Под. ред. С.З. Копелева. —М.:

Машиностроение, 1988. —328 с.: ил. ISBN 5-217-00118-6

Изложены. основные положения теории и методы газодинамического расчета турбин авиационных двигателей. Даны рекомендации по выбору схе­ мы и определению размеров их проточной части. Рассмотрено влияние конс­ труктивных элементов проточной части и системы охлаждения на КПД турбины. Большое внимание уделено способам воздушного охлаждения лопаток, расчет­ ному определению их температуры, профилированию лопаточных решеток и расчетам на прочность. Книга рассчитана на инженеров, работающих в области авиационного газотурбостроения. Она может быть полезна студентам авиацион­ ных вузов.

3606030000-110

038 (0 1 )-8 8

Производственное издание

Деревянко Александр Владленович, Журавлев Владимир Александро­ вич, Зикеев Владимир Вячеславович и др.

ОСНОВЫ1ЙЮЕКТИРОВАНИЯ т у р б и н а в и а д в и г а т е л е й

ЯШ?:',

Редактор Л.Г. Грановская

Художественный редактор В.В. Лебедев Переплет художника А.Я. Михайлова Технический редактор Н.В. Павлова

Корректор Г.Л. Сафонова

ИБ № 5557

Ордена Трудового Красного Знамени издательство "Машиностроение”, 107076, Москва, Стромынский пер., 4

Отпечатано в московской типографии № 8 Союэполиграфпрома при Государственном комитете СССР по делом издательств,

полиграфии и книжной торговли, 101898, Москва, Хохловский пер., 7, с оригинала-макета, изготовленного в издательстве "Машиностроение” но наборно-пишущих машинах

ПРЕДИСЛОВИЕ

Одной из основных проблем совершенствования авиационной техники является повышение экономичности газотурбинных двигателей.

Наиболее сложным узлом двигателя, в значительной степени определя­ ющим его экономичность, надежность, удельную массу и размеры при за­ данной мощности (тяге), технологичность и другие характеристики, является собственно газовая турбина.

Трудности, возникающие при проектировании, усугубляются тем, что детали турбины подвергаются воздействию весьма значительных механичес­ ких и тепловых нагрузок при высокой температуре, имеют сложную форму (диски, лабиринтные уплотнения, лопатки, особенно охлаждаемые) и изго­ товляются из материалов, требующих обработки с помощью специальных технологических процессов.

При.проектировании турбины основополагающим этапом является раз­ работка проточной части, включающая в себя выбор конструктивной схемы турбины, ее элементов, числа ступеней, газодинамический расчет, определе­ ние формы сопловых и рабочих лопаток.

Для сокращения сроков разработки, оптимизации параметров двигате­ ля и повышения качества проектирования успешно используется средства вычислительной техники. Внедрение в практику турбостроения быстро­ действующих ЭВМ, применение цифровых и графических дисплеев, графо­ построителей и других средств позволило резко увеличить эффективность разработок, снизив при этом до минимума сроки, затрачиваемые на их реа­ лизацию. Поэтому в настоящее время особое внимание уделяется созданию эффективных математических моделей, достаточно полно отражающих сложные физические процессы, происходящие в элементах проточной части турбины, их алгоритмизации и разработке соответствующих программных модулей.

В настоящей книге обобщен накопленный авторами опыт по проекти­ рованию турбин авиационных двигателей.

При написании гл. 4 использовались результаты работ, проведенных совместно с М.В. Авиловой-Шульгиной и С.В. Гуровым, гл. 5 —с ВJ>. Куд­ риным, а гл. 6 —с. П.Е. Назаровым.

3

ГЛАВА 1. ГАЗОВЫЕ ТУРБИНЫ

ВАВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

1.1.ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

КАК ЭЛЕМЕНТ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Турбина, будучи одним из основных элементов ГТД всех типов, явля­ ется лопаточной машиной, преобразующей потенциальную энергию газа в механическую работу на валу.

Турбина представляет собой ряд последовательно расположенных один защругим лопаточных венцов сопловых и рабочих лопаток, образующих ее проточную часть. Форма проточной части в продольном, (осевом) сечении турбины называется меридиональным профилем проточной части (рис. 1.1).

Совокупность соплового аппарата и расположенного за ним рабочего колеса называют ступенью турбины. Она состоит из статора, в который вхо­ дят соединенные между собой неподвижные детали: корпус турбины, соп­ ловые лопатки, бандажные кольца лабиринтных уплотнений и другие эле­ менты, и ротора, состоящего из вращающихся частей, таких как рабочие лопатки, диски, вал и др.

Функциональное назначение, конструктивная схема и параметры турби­ ны как части ГТД во многом определяются назначением, условиями экс­ плуатации, конструктивной схемой, параметрами всего двигателя и отдель­ ных взаимосвязанных его элементов. Турбины можно классифицировать следующим образом.

1.По тепловому процессу, происходящему в камере сгорания (КС): а) с подводом теплоты в КС при р = const;

б) с подводом теплоты в КС при v = const; в) пульсирующие турбины.

Внастоящей книге изложена теория проектирования турбин с процес­ сом подвода теплоты прир = const.

2.В зависимости от температуры газа и внутреннего устройства лопа­

ток различают турбины неохлаждаемые и охлаждаемые.

Понятия неохлаждаемая и охлаждае­ мая турбина в некоторой степени условны, поскольку все газовые турбины в той или иной степени охлаждаемые.

Рис. 1.1. Меридиональный профиль проточной части одноступенчатой осевой турбины

Неохлаждаемыми турбинами обычно называют турбины, работающие при сравнительно невысоких среднемассовых температурах газа за камерой сгорания, не превышающих (1250...1350)К, когда можно обойтись без охлаждения лопаточных венцов. При этом, однако, имеет место охлаждение дисков турбины, корпусов и трансмиссий; кроме того, охлаждающий воз­ дух используют для создания гидравлического затвора, препятствующего проникновению газа во внутренние полости турбины. Отбор воздуха на ох­ лаждение всей турбины в этом случае незначителен и обычно не превышает (1,5...2,5) % от расхода газа, проходящего через нее.

Такая система охлаждения не связана с относительным утолщением и уширением профилей лопаток, работает она при незначительных перепадах давления между проточной частью и прилегающими к ней внутренними по­ лостями турбины (что при малом расходе вытекающего в осевой зазор ох­ лаждающего воздуха приводит к незначительному увеличению потерь), поэтому общее уменьшение КПД такой турбины по сравнению с гипотети­ ческой полностью неохлаждаемой мало.

Охлаждаемыми называют турбины, имеющие один или более (число их в настоящее время доходит до 5) охлаждаемых лопаточных венцов. На­ личие столь развитой системы охлаждения, как показывает опыт, может приводить к существенному уменьшению КПД турбины по сравнению с неохлаждаемыми,

3.По направлению газового потока различают турбины осевые и ра­ диальные.

Взависимости от направления потока: от периферии к центру или от центра к периферии —радиальные турбины называют соответственно цент­ ростремительными или центробежными. Основные принципы; расчета ра­ диальных турбин содержатся в монографии [ 1].

4.По числу ступеней существуют турбины одно- и многоступенчатые.

Вавиационных ГТД число ступеней турбины определяется: г

степенью повышения давления в компрессоре (чем она больше, тем большее число ступеней турбины необходимо иметь для его привода); степенью нагруженности каждой ступени (чем она больше, тем число

ступеней меньше); типом двигателя (у ТРДД, ТВД и ТВлД при прочих равных условиях

число ступеней турбины больше, чем у ТРД); конструктивной схемой двигателя (чем больше число роторов и более

жесткое ограничение в диаметральных габаритных размерах, тем число сту­ пеней больше);

жаропрочностью материалов, применяемых для изготовления деталей ротора (чем она выше, тем большую частоту вращения ротора можно до­ пустить и при той же степени нагруженности ступени уменьшить их число); применением охлаждаемых рабочих лопаток и дисков, что в боль­ шинстве случаев идентично улучшению жаропрочных свойств материалов. 5. По числу валов. В зависимости.от параметров и конструктивной схе­

мы двигателя турбины могут быть одно- и многовальные.

5

6.По уровню скоростей в проточной части различают дозвуковые и сверхзвуковые ступени турбин.

Дозвуковыми называют такие ступени, у которых в сопловом аппара­ те и рабочем колесе скорость потока меньше скорости звука (лишь в кор­ невых сечениях соплового аппарата она иногда может несколько превышать скорость звука, в этом случае ступень называют трансзвуковой).

Сверхзвуковыми называют ступени, у которых в одном или обоих ло­ паточных венцах скорость потока равна или больше скорости звука.

7.По степени использования кольцевого сечения проточной части со­ плового аппарата. Различают непарциальные и парциальные турбины.

Непарциальными турбинами являются такие турбины, в которых кана­ лы для течения газа расположены по всей окружности соплового аппарата.

Упарциальных турбин межлопаточные каналы для течения газа распо­ ложены только на части окружности соплового аппарата.

Сформулируем ряд общих основных требований, предъявляемых к турбинам авиационных ГТД, которые должны быть учтены при проектиро­

вании:

1)надежность работы турбины на всех эксплуатационных режимах за заданный ресурс;

2)высокий коэффициент полезного действия и обеспечение опреде­ ленного запаса развиваемой мощности при работе двигателя в диапазоне заданных режимов;

3)малая масса и ограниченные габаритные размеры;

4)малый расход охлаждающего воздуха;

5)обеспечение приемлемых для затурбинных устройств параметров потока на выходе из турбины;

6)технологичность, малые трудоемкость и стоимость изготовления. Второе требование необходимо выполнять не только для получения

высоких удельных параметров, но и для получения благоприятного харак­ тера изменения параметров двигателя на переходных режимах. В частности, чем выше КПД турбины, тем меньше при заданном времени приемистости превышение температуры газа над равновесной. Оно непосредственно вли­ яет на требования, предъявляемые к работе камеры сгорания, к надежности элементов конструкции, турбины, а также к величине запаса устойчивости работы компрессора.

Правильный выбор параметров турбины и двигателя в целом (ибо тур­ бина не может рассматриваться вне связи с остальными элементами двига­ теля и условиями его работы) является одной из главных задач кон­ структора.

1.2. РЕАЛЬНЫЕ ПОТОКИ В ТУРБИНАХ И ИХ ОСРЕДНЕНИЕ.

КАНОНИЧЕСКИЕ ПОТОКИ

Параметры рабочей среды в ГТД изменяются не только вдоль проточ­ ной части, но оказываются переменными и в различных точках любого по­

6

перечного сечения вследствие сложной формы проточной части, наличия трения и пограничного слоя. Следовательно, поток, особенно в лопаточной машине, в общем случае является трехмерным. Из-за наличия на вращаю­ щихся и неподвижных лопаточных венцах турбокомпрессора конечного числа лопаток параметры газа в любой точке пространства, занятого пото­ ком, периодически меняются по времени, т.е. движение их является пе­ риодически неустановившимся.

Это усугубляется еще и тем, что условия на входе в двигатель, как пра­ вило, неоднородны и подвержены случайным пространственным измене­ ниям, а процесс горения в камере сгорания носит принципиально нестацио­ нарный характер.

Таким образом, течение газа в элементах ГТД является пространствен­ ным и нестационарным.

Исследование реальных процессов, происходящих в таких потоках, является задачей теории газовой динамики течений в элементах ГТД, а рас­ чет всех параметров реальных потоков настолько сложен, что не может быть выполнен даже с использованием современных ЭВМ.

Задачей проектирования авиационных двигателей и их элементов (в от­ личие от задач теории газовой динамики реальных потоков в ГТД) являет­ ся не расчет всех параметров реального рабочего тела в элементах двигателя, а создание методик проектирования этих элементов. Эти методики обеспе­ чивают получение заданных значений ограниченного числа эксплуатационныхлараметров, в большинстве своем являющихся интегральными.

Это позволяет при проектировании ГТД проводить значщедьно упро­ щенные расчеты течений с использованием средних значений щ^аметров ра­ бочего тела, осредненных по выбранным соответствующим образом сече­ ниям канала. Следует иметь в виду, что даже в.тех случаях,с^огда отдель­ ные элементы ГТД и рассчитываются с учетом пространственного характера потока, связь между ними при анализе работы двигателя устанавливается гидравлически —по осредненным параметрам газа.

При различных способах осреднения значения характеристик одного и того же режима движения неравномерного неустановившегося потока могут значительно отличаться. Поэтому важным является выбор правиль­ ных единообразных методов осреднения параметров состояния и движения газа во всех элементах ГТД, полученных экспериментально либо опреде­ ленных теоретически.

При осреднении реальный неравномерный поток газа в некотором сече­ нии заменяется соответствующим каноническим потоком (в общем случае неравномерным), характеризующимся наименьшим числом параметров, при котором сохраняются еще все свойства реального неравномерного по­ тока, существенные для оценки процессов, происходящих в потоке ранее или имеющих значение для дальнейшего его использования, т.е. существен­ ные для решения данной конкретной технической задачи. Естественно, что невозможно указать такой способ осреднения, т.е. уменьшения числа па­

7

раметров, характеризующих поток, при котором были бы сохранены все свойства существующего неравномерного нестационарного потока.

При расчетах ГТД можно пользоваться более простыми каноническими потоками (с меньшим числом существенных параметров), чем при расчетах его отдельных элементов. Необходимо, чтобы вне зависимости от уровня сложности канонических потоков в одном и том же сечении проточной части ГТД значения существенных параметров в простых канонических потоках совпадали со значениями этих же параметров в более сложных. Иначе неизбежно произойдет рассогласование элементов проектируемого ГТД. Несоблюдением этого требования либо некорректным введением сложного канонического потока вместо простого (когда дополнительные существенные параметры определяются исходя не из параметров реального потока, а из аналогичных параметров более простого канонического потока, в котором они не были существенными) объясняются, в большинстве слу­ чаев, негативные результаты более сложных и, казалось бы, более точных расчетов.

Весьма важно также, чтобы в полученной в результате проектирования турбине (или другом спроектированном элементе ГТД) реализовался по­ ток, близкий к использованному каноническому, т.е. чтобы геометричес­ кие и кинематические характеристики спроектированной турбины обеспе­ чивали выполнение тех допущений, которые были приняты при канониза­ ции реального потока в ней в процессе проектирования. Если этого не уда­ ется добиться, то необходимо вновь провести проектирование с использова­ нием для расчета более сложных канонических потоков (что далеко не всегда оказывается возможным, ибо для этого необходимо привлечение большого числа дополнительных экспериментальных данных, получение которых, зачастую, является весьма проблематичным), либо изменить кон­ структивную схему турбины, а иногда даже изменить выбранные пара­ метры и конструктивную схему всего двигателя.

В настоящее время при дальнейшем улучшении основных характерис­ тик цикла и усложнения конструктивных схем ГТД особое значение приоб­ ретает повышение его КПД, производительности, степени повышения дав­ ления в компрессоре, степени расширения в турбине и тд., что влечет за собой повышенные требования к точности расчета элементов турбоком­ прессора при их проектировании.

Пользуясь возрастающими возможностями вычислительной техники и инструментов экспериментальных исследований, проектировщики стре­ мятся при расчетах отдельных узлов ГТД использовать все более сложные канонические потоки, учитывающие больше индивидуальных особенностей реального потока. Но для получения благоприятного эффекта от усложне­ ния расчетов (повышение КПД, снижение массы двигателя, увеличение его надежности и тд.) необходимо помнить, что проектирование ГТД вклю­ чает в себя большое число взаимосвязанных и взаимоувязанных разнород­ ных инженерных расчетов как отдельных элементов, так и двигателя в це­ лом (газодинамических расчетов, расчетов теплового состояния конс.трук-

8

27Г *2

М = J / pcacur2drd6,

Оrt

где р — местная плотность рабочего тела; са и си —проекции вектора ско­

ление и температура торможения; R —газовая постоянная; к —показатель адиабаты.

Индексами 1 и 2 обозначены радиусы соответственно корневого и пери­ ферийного сечения обводов проточной части.

Зная эти интегральные характеристики реального потока, можно опре­ делить распределение температуры, плотности и давления по радиусу неко­ торого выбранного канонического потока, имеющего те же значения G, /*, S и М. Если в качестве такого потока выбрать поток, закрученный по зако­ ну си = const, то для указанных величин справедливы зависимости

p*= Rp* — СР

Г2

где G = 2п / aKpp \ardr,

гг

М = 2п f alpT^Xu^dr;

10