авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 || 3 |

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ ФГБОУ ВПО «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьёва» ...»

-- [ Страница 2 ] --

2.3 Анализ и обобщение результатов набора статистики по комплексному параметру для различных схем подвода воздуха к рабочим колесам В таблице 2.2 представлен перечень схем охлаждения рабочих колёс с крат ким описанием и указанием турбины ГТД, на котором данная схема применяется.

Схемы расположены в порядке распространённости в турбинах ГТД: первая схе ма наиболее распространённая, десятая – наименее.

Если в таблице 2.2 не указан каскад турбины, то данная схема применяется в ТВД.

Для анализа расчётно-экспериментальных данных собраны необходимые параметры по 23 системам охлаждения рабочих колёс ГТД различного назначения [14, 35, 43, 70, 71, 87, 97, 98, 99, 102, 109]. Указанный набор ГТД ограничен дос тупностью информации в открытой печати.

Таблица 2.2 – Перечень схем подвода с указанием ГТД применения Общее Номер Описание кол-во Изделие схемы РК, шт.

ГТД-4РМ;

М75РУ;

ГТД-6,3РМ (1 ст.);

ГТД-6,3РМ (2 ст.);

ГТД-10РМ (1 ст.);

Через АПЗ и от ГТД-10РМ (2 ст.);

М70ФРУ (1 ст.);

верстия 1 М70ФРУ (2 ст.);

Д049;

F-100;

Grifans;

ДН70Л;

в диске.

ДТ-71;

M88-3 (ТВД);

M88-3 (ТНД);

изд. 117 (ТВД) РД-600В (1 ст.);

Д436;

Р25;

CF-34;

SaM-146;

Через АПЗ и пазы в EJ-200;

77;

"Спей" 25;

RB. 211-22;

CF6-6;

2 диске.

TF- Изд. 117 (ТВД);

НК-56 (ТВД);

ТВ7-117 (ТВД);

ТВ7-117 (ТНД);

РД-33 (ТВД);

РД-33 (ТНД);

Через АПЗ, напор изд. 20 (ТВД);

НК-32;

ный диск и отвер 3 «К» (прототип НК-93) (ТВД);

стия в диске «К» (прототип НК-93) (ТНД);

ПС-90А(1ст.) RB-168-25R SPEY;

Д36;

Д136;

ДВ-2;

JT9D- Через АПЗ из преддисковой по лости ГТД-110 (1 ст.);

ГТД-110 (2 ст.);

АЛ-21;

F- Через ротор и от- верстия в диске Д30КП/КУ (1 ст.);

Д30КП/КУ (2 ст.);

Через ротор, на- НК-56 (ТНД);

НК- порный диск и от верстия в диске АЛ-55И;

EJ-200;

30;

Через АПЗ, напор- ный диск и пазы в диске.

Продолжение таблицы 2. ПС-90А (2 ст.);

ТВ3-117 (ТВД);

ТВ3-117 (ТНД) Через ротор, на- порный диск и па зы в диске РД-600В (ТВД-1500) (2 ст.);

АИ-25ТЛ Через ротор и пазы в диске изд. 117 (ТНД);

изд. 20 (ТНД) Через АПЗ, каналы подкачки и отвер стия в диске.

В таблице 2.3 представлен перечень проанализированных схем с указанием номера схемы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток первой ступени ТВД по таблице 2.2.

Таблица 2.3 – Перечень схем подвода с указанием ГТД применения Общее кол- Номер Назначение ГТД Изделие во ГТД, шт. схемы Д049;

ГТД-4РМ;

ГТД-6,3РМ(1 ст.);

ГТД-10РМ(1 ст.) П и ЭГТД ГТД-110, 1 ст. ГТД-6РМ М75РУ;

М70ФРУ(1 ст.) SaM-146;

CF6-6;

JT9D-7;

RB. 211- Гражд. и морск. назн. 9 ПС-90А(1 ст.) TF-39 Д30КП/КУ(1 ст.) РД-600В(1 ст.);

Изд. (ТВД);

Воен. авиация АЛ-55И;

8 30(ТВД);

изд. 20(ТВД);

"Спей" На рисунке 2.8 представлены данные по комплексному параметру для различных схем охлаждения рабочих колёс турбин двигателей различного назна чения по результатам обобщения расчётно-экспериментальных данных.

Рисунок 2.8 – Комплексный параметр для различных схем охлаждения рабочих колёс турбин по результатам обобщения расчётно-экспериментальных данных ГТД различного назначения.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.

Как видно из рисунка 2.8 строгой зависимости по параметру от применяе мой схемы охлаждения рабочего колеса нет. Этот факт связан с тем, что выбор системы подвода воздуха на охлаждение рабочего колеса конкретной турбины определяется в первую очередь следующими параметрами:

- температурой газа перед рабочим колесом первой ступени турбины, Т*г.рк, К;

- температурой воздуха за компрессором, Т*к, К;

- частотой вращения ротора турбокомпрессора, nтк, с-1.

- величиной расхода воздуха на охлаждение лопаток рабочего колеса.

Исходя из заданных в ТЗ термодинамических параметров, а также из конст руктивных и технологических возможностей реализации в системе охлаждения рабочего колеса турбины применяется одна из возможных схем подвода воздуха, перечень которых представлен выше.

Выводы по главе На основе комплексного анализа теплонапряжённого состояния охла 1.

ждаемых рабочих колёс турбины ГТД различного назначения разработан обоб щающий параметр, позволяющий на этапе проектирования с учетом накопленно го экспериментально-расчётного материала, осуществить оценку системы охлаж дения, в полной мере удовлетворяющей требованиям технического задания;

По результатам анализа и набора статистики по системам охлаждения 2.

рабочих колёс первой ступени турбины ГТД различного назначения определена область изменения параметра :

- ~0,025…0,100 – для ГТД военной авиации при Т*г.рк=1360…1930К;

- ~0,010…0,035 – для ГТД гражданской авиации и морского назначения при Т*г.рк=1285…1640К;

- ~0,025…0,070 – для П и Э ГТД при Т*г.рк=1120…1480К.

Для обеспечения требований технического задания высокотемпера 3.

турные (Т*г.рк 2000К) перспективные турбины авиационных двигателей должны иметь параметр эффективности и работоспособности рабочего колеса первой сту пени, удовлетворяющий неравенству 0,02.

Комплексный параметр напрямую не зависит от схемы подвода 4.

воздуха на охлаждение рабочего колеса турбины, а зависит в первую очередь от параметров термодинамического цикла ГТД.

ГЛАВА 3. Экспериментальное исследование охлаждаемого рабочего колеса газовой турбины Целью экспериментального исследования является определение зависимости комплексного безразмерного параметра, характеризующего работоспособность и эффективность системы охлаждения рабочего колеса первой ступени турбины с учетом различных процессов, происходящих при работе, от температуры газа Т*г.рк в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД при испытани ях экспериментального газогенератора П и Э ГТД.

Большинство систем охлаждения газовых турбин ГТД являются открыты ми, т.е. со сбросом охлаждающего воздуха из системы в проточную часть. Это создает дополнительные потери газодинамической эффективности. Таким обра зом, форсирование по расходу системы охлаждения рабочих лопаток газовой тур бины сопровождается снижением е ё КПД и, как следствие, снижением КПД тер модинамического цикла с повышением температуры газа за камерой сгорания для обеспечения требуемых тяговых (мощностных) показателей ГТД [48, 98].

В настоящее время эффективность охлаждения рабочих лопаток первых ступеней газовых турбин достигло значений 0,6…0,65 при расходе охлаждающего воздуха =6,0%. Дальнейшее существенное повышение расхода охлаждающего воздуха не приводит к существенному повышению эффективности охлаждения рабочих лопаток, как при конвективной системе охлаждения, так и при конвек тивно-плёночной.

Следующим этапом повышения ресурсных показателей рабочих лопаток первых ступеней газовых турбин может оказаться внедрение в конструкцию транспирационной системы охлаждения, применение которой в настоящее время связано не только с решением серьезных технологических проблем изготовления лопаток, но и с обеспечением их необходимых прочностных показателей на заяв ленный ресурс.

Следовательно, при существующих высокоэффективных системах охлаж дения рабочих лопаток: матричная или канальная с развитой перфорацией на ружного профиля, возникают затруднения с обеспечением необходимых пара метров охладителя на входе в рабочее лопатки.

3.1 Методика экспериментального исследования Проверка работоспособности и эффективности охлаждаемого рабочего ко леса первой ступени турбины проведена при испытаниях экспериментального га зогенератора П и Э ГТД наземного применения с двухступенчатой ТВД [66, 67, 91]. Для испытанного ГГ прототипом служил ГГ авиационного ГТД.

Основными целями исследования являлись:

- экспериментальное определение параметров газового потока в проточной части турбины высокого давления;

- экспериментальное определение параметров воздуха в системе охлажде ния и вентиляции первой ступени турбины высокого давления.

- термометрирование лопаток рабочего колеса первой ступени ТВД;

- на базе полученных экспериментальных данных расчётное определение комплексного параметра, характеризующего эффективность и работоспособ ность системы охлаждения рабочего колеса первой ступени ТВД.

Для измерения давления среды в проточной части и полостях ротора турби ны установлены приемники давления:

- статическое давление воздуха в осевом зазоре перед диском первой ступени ТВД – замеры 04-9-1 и 04-9-2;

- полное давление газа за ТВД – замер 04-14 (четыре четырехточечных гребенки);

- статическое давление воздуха в осевом зазоре за диском первой ступени ТВД – замеры 113-1, 113-2;

- статическое давление воздуха в полости перед диском первой ступени ТВД за аппаратом предварительной закрути – замеры 122-1, 122-2;

- статическое давление воздуха в полости перед аппаратом предварительной за крутки – замеры 123-1, 123-2.

Схема препарации турбины приёмниками давления представлена на рисун ке 3.1.

Исследуемое РК Рисунок 3.1 – Схема препарации турбины высокого давления приёмниками давления.

Для измерения температуры среды в проточной части и полостях ротора турбины установлены приемники температуры:

- полная температура газа за ТВД – замер 04-15 (четыре четырехточечных гре бенки);

- температура среды в осевом зазоре перед замковым соединением рабочего колеса первой ступени ТВД – замеры 209-1, 209-2;

- температура воздуха в полости перед аппаратом предварительной закрутки – замеры 218-1, 218-2;

- температура воздуха в полости за аппаратом предварительной закрутки – замеры 219-1, 219-2.

Для измерения температуры среды устанавливались газовые хромель – алюмелевые термопары с открытым спаем.

Схема препарации турбины приёмниками температуры представлена на ри сунке 3.2.

Рисунок 3.2 – Схема препарации турбины высокого давления приёмниками температуры.

Общий объем препарации полостей турбины: всего в полостях охлаждения и вентиляции ТВД было установлено 8 приёмников статического давления, 4 че тырехточечных гребенки полного давления, 8 хромель – алюмелевых газовых термопары и 4 четырехточечных гребенки полной температуры.

Для определения теплового состояния на поверхности рабочих лопаток пер вой ступени ТВД установлены проволочные хромель-алюмелевые термопары в точках согласно рисунку 3.3. Термопары устанавливаются на поверхности рабо чих лопаток в трёх сечениях и на замке. Для каждой из указанных на схеме точек установлено по одной термопаре на двух разных лопатках. На пере одной лопатки устанавливалось не более двух термопар (по одной с каждой стороны пера).

Термопары установлены:

на поверхности корневого сечения пера – замеры 402-1, 402-2, 403-1, 403-2;

на поверхности среднего сечения пера – замеры 404-1, 404-2, 405-1, 405-2, 406-1, 406-2, 407-1, 407-2, 408-1, 408-2, 409-1, 409-2, 410-1, 410-2;

на поверхности периферийного сечения пера – замеры 411-1, 411-2, 412-1, 412-2.

Общий объем препарации рабочих лопаток первой ступени: всего на рабо чих лопатках 1-й ступени установлено 22 термопары.

Рисунок 3.3 – Схема препарации лопатки РК первой ступени ТВД.

Схема препарации рабочей лопатки первой ступени ТВД приёмниками тем пературы представлена на рисунке 3.3.

Кроме вышеперечисленных замеров для определения параметров работы ТВД и газогенератора в целом измерялись следующие величины:

- время с момента запуска газогенератора и работы на каждом из режимов,, c;

- температура воздуха на входе в двигатель, tвх, °С;

- частота вращения ротора турбокомпрессора, nтк, об/мин;

- температура воздуха за компрессором, Т*к, К;

- полное давление воздуха за компрессором, Р*к, Па.

При проведении эксперимента рассчитываемыми являются следующие па раметры:

- эффективность охлаждения в точках замера на рабочей лопатке первой ступени ТВД. Расчётное значение эффективности охлаждения определяется по зависимости (1.1). Температура охлаждающего воздуха Т*в.вх принималась равной температуре воздуха в полости на выходе из каналов аппарата предварительной закрутки, где представляется возможность её замера с помощью термопар.

При этом значение температуры газа в относительном движении на входе в рабочее колесо в рассматриваемом сечении расположения точки замера темпера туры лопатки Т*гw определяется из результатов увязочного расчёта газодинамики ТВД в программном комплексе 3D-Эйлер с учетом параметров замеренного тем пературного поля газа на выходе из турбины.

Температура воздуха на входе в систему охлаждения рабочих лопаток пер вой ступени ТВД Т*в.вх принимается равной замеренной температуре воздуха в точке замера №219 по рисунку 3.2.

Для оценки эффективности и работоспособности охлаждаемого рабочего колеса ступени турбины вводятся четыре безразмерных параметра, которые ха рактеризуют систему охлаждения рабочего колеса с точки зрения газодинамики 1), гидравлики ( 2), теплообмена ( 3) и конструкционной прочности ( ( 4).

Подробная методика определения параметров изложена в гла 1, 2, 3, ве 2 диссертации.

Измерения температур рабочих лопаток первой ступени, а также замеры па раметров среды в полостях ротора и в проточной части ТВД выполнялись за одну сборку газогенератора с использованием ртутного 32-х точечного токосъёмника РТО-32. Порядок подключения токосъёмника (таблица 3.1).

Таблица 3.1 – Порядок подключения термопар с рабочей лопатки на токосъёмник Номер Номер точек препарации подключения по две термопары в т. 404, 405, 406, 407, 408, 409, по две термопары в т.402, 403, 411, Токосъёмник обеспечил надежную работу на всех установившихся и неуста новившихся режимах работы газогенератора, предусмотренных программой ис пытаний и имел достаточно большое время непрерывной работы без каких-либо регламентных работ. Были отработаны меры достаточно эффективного охлажде ния элементов токосъёмника и меры контроля за температурой его деталей при работе в системе двигателя.

При каждом подключении токосъёмника выполнялись испытания на уста новившихся и на неустановившихся режимах. Исходя из условий обеспечения ра ботоспособности турбины и препарации на испытания опытного газогенератора вводятся ограничения по показаниям препарации (таблица 3.2).

Таблица 3.2 – Ограничения по показаниям препарации Наименование Номер Тип приёмника Максимальное зна параметра замера чение параметра 1 2 3 Проточная часть Полное давление за 04-14 Четыре четырехточеч- 0,5 МПа изб.

ТВД ных гребёнки четырехточечных 10000С Температура за ТВД 04- гребёнки термопар ХА Полости вентиляции и охлаждения ТВД Статическое давление 04-9-1 Приёмники отбора ста- 1,3 МПа изб.

перед диском первой 04-9-2 тического давления ступени ТВД (трубки) 122-1;

122- Продолжение таблицы 3. 1 2 3 Статическое давление в 113-1;

113-2 Приёмники отбора ста- 1,0 МПа изб.

полости под осевым за- тического давления зором за 1-ой ступенью (трубки) Статическое давление Приёмники отбора ста- 1,9 МПа изб.

123-1;

123- перед аппаратом за- тического давления крутки первой ступени (трубки) 9000С Температура среды пе- 209-1;

209-2 Газовые-алюмелевые ред диском первой сту- термопары с открытым пени ТВД спаем 6000С Температура среды пе- 218-1;

218-2 Газовые-копелевые ред аппаратом предва- термопары с открытым рительной закрутки спаем ТВД 6000С Температура среды за 219-1;

219-2 Газовые-копелевые аппаратом предвари- термопары с открытым тельной закрутки ТВД спаем Рабочие лопатки первой ступени ТВД 9500С Температура поверхно- 402-1;

402-2;

Термопары ХА сти корневого сечения 403-1;

403- пера 9500С Температура поверхно- 404-1;

404-2;

Термопары ХА сти среднего сечения 405-1;

405-2;

пера 406-1;

406-2;

407-1;

407-2;

408-1;

408-2;

409-1;

409-2;

410-1;

410- 9500С Температура поверхно- 411-1;

411-2;

Термопары ХА сти периферийного се- 412-1;

412- чения пера Таблица 3.3 – Дополнительные замеряемые параметры на эксперименталь ном газогенераторе Номер п/п Измеряемый параметр Номер замера Время с момента запуска газогенератора и работы на каждом из режимов Температура воздуха на входе в двигатель 2 00- Частота вращения ротора 3 00- Температура воздуха за компрессором 4 03- Полное давление воздуха за компрессором 5 03- От режима холостого хода до максимального выполнялась регистрация 5- контрольных точек при различных частотах вращения ротора. Время наработки на каждой контрольной точке не менее 15 минут, на номинальном и максималь ном режимах – 15…20 минут. При этом измерялись все параметры препарации турбины и параметры, указанные в таблице 3.3.

Испытания выполнялись до выхода на ограничение по температуре газа за турбиной.

Испытания по исследованию системы подвода воздуха на охлаждение рабо чих лопаток турбины проведены по следующему модельному циклу (таблица 3.4).

Таблица 3.4 – Регламент работы экспериментального газогенератора Номер Режим Периодичность регистрации режима параметров Запуск с выходом на режим холо- через 10 с.

стого хода.

Работа на установившемся режиме через 2 мин.

холостого хода – 10 мин.

Выход до номинального режима (до через 5 с.

nизм. мах) с повышением оборотов в максимально возможном темпе.

Работа на установившемся номи- через 1 мин. первые 5 мин., да нальном режиме – 40 мин. лее через 5 мин.

Нормальный останов двигателя с на переходных режимах – через охлаждением на режиме холостого 10 с.;

на холостом ходу – через хода –10 мин. 2 мин.

Охлаждение через 10 с. за первые 2 мин. по сле останова ротора, через 5 мин. за первый час, через 20мин. следующие 4 ча са.

3.2 Экспериментальная установка, её метрологическое обеспечение и анализ погрешностей измерения Исследование системы охлаждения РК первой ступени ТВД проведено в со ставе газогенератора двигателя П и Э ГТД на горизонтальном испытательном стенде закрытого типа на ОАО «НПО «Сатурн». Данный испытательный стенд предназначен для проведения испытаний двигателей морского назначения и дви гателей наземного назначения с отбором мощности со стороны газоотвода.

Испытательный стенд спроектирован и эксплуатируется на ОАО «НПО «Сатурн».

Испытательный стенд реконструирован и принят в эксплуатацию. Акт № 523-022-98-3041 приемки испытательного стенда № 13 ОАО «НПО «Сатурн».

Отвод газов осуществляется через газоотводящие трубопроводы.

Подвод воздуха в бокс осуществляется через вертикальную шахту всасыва ния.

Размеры испытательного бокса: 30 (длина) 8,5 (ширина) 8,5 (высота) м.

Стенд оборудован вертикальной шахтой всасывания с системой шумоглу шения щелевого типа.

Стенд оборудован вертикальным глушителем выхлопа СГ-20 с системой шумоглушения щелевого типа.

Максимальное значение уровня шума в кабине наблюдения по ГОСТ 12.1.003-83 - 75 дБ(А). Замеренное значение – 73 дБ(А).

Максимальное значение уровня шума на местности по ГОСТ 12.1.003-83 80 дБ(А). Замеренное значение – 76 дБ(А).

Давление и температура воздуха в контрольном сечении испытательного бокса (всасывающего трубопровода) перед входом в ГТД (для заданных наземных или высотных условий):

- температура воздуха t0 от минус 50°С до плюс 50°С - давление воздуха В0 от 89,6 до 107 кПа.

Неравномерность распределения давления в боксе перед входным устройст вом не оказывает существенного влияния на результаты испытаний, в связи с ис пользованием входного патрубка.

Система измерения расхода воздуха Система измерения расхода воздуха (СИРВ) с расходомерным коллектором на входе в ГТД.

Измерение расхода воздуха через ГТД обеспечивается с погрешностью ± 0,7% ИВ, предусмотренной ОСТ 102555-85.

Система измерения расхода дизельного топлива.

Дизельное топливо для газогенератора соответствует ГОСТ 305-82. Сорт дизельного топлива применяется в зависимости от температуры наружного воз духа. Массовый расход дизельного топлива для газогенератора от 0 до 2500 кг/ч.

Давление топлива на входе в газогенератор от 0,05 МПа до 0,3 МПа изб.

Чистота топлива на входе в газогенератор по ОСТ 100160-75 не грубее класса.

Диапазон измерения температуры топлива на входе в газогенератор от ми нус 40°С до плюс 80°С.

Система измерения массового расхода топлива (СИРТ) для газогенераторов имеет два мерных участка с датчиками ТПР-7 и ТПР-11.

Система измерения расхода дизельного топлива соответствует требованиям ОСТ 101051-83.

Стендовая система маслопитания Используемое масло: МС-8П (ОСТ 38 01163-78) - основное, Масло для судовых газовых турбин (ГОСТ 10289-79) - дублирующее.

Расход масла через двигатель определяется по разности уровня масла в мас лобаке в начале и в конце испытания при одинаковых температурных условиях.

Прокачка масла через газогенератор измеряется с помощью мерного участ ка с датчиками ТПР-13.

Теплоотдача в масло определяется расчётным путём по измеряемым пара метрам и коэффициентам.

Охлаждение масла производится за счёт подачи технологической воды в маслоохладитель ВМТ-361.

Рабочий диапазон измерения температуры масла для двигателя (газогенера тора) от плюс 5°С до плюс 100°С.

Регулирование температуры масла при испытаниях осуществляется дроссе лированием подачи охлаждающей воды к маслоохладителю дистанционно управ ляемым клапаном.

Обеспечивается чистота масла на входе в изделия согласно ОСТ 100160- не грубее 11 класса.

Тонкость фильтрации масла на входе в двигатель не грубее 10 мкм.

Стендовая пневмосистема Подвод сжатого воздуха к двигателю осуществляется от баллонной рамы.

Сжатый воздух от рампы высокого давления используется:

- для управления заслонкой перепуска воздуха (ЗПВ).

- для продувки топливных коллекторов.

- для подачи к пневмоклапанам управления пожарным краном и кранами на мерном участке с датчиками ТПР в системе подачи дизельного топлива.

Система запуска Запуск газогенератора от сети переменного тока: от стартера переменного тока приводимого агрегатом питания UNI 5401, U=380В, 50 Гц. J =300А. Потреб ляемая мощность системой раскрутки не более 160кВт.

Система стендовых средств контроля работы газогенератора Система стендовых средств контроля работы газогенератора обеспечивает защиту:

- в случае достижения предельных параметров nтк, Т*г;

- виброскоростей по опорам двигателя и гидротормоза;

- в случае аварийного понижения давления масла на входе в двигатель;

- в случае снижения давления дизельного топлива на входе в двигатель;

- в случае превышения перепада топлива на фильтре двигателя;

- в случае превышения температуры масла на сливе из опор подшипников;

- в случае превышения оборотов силовой турбины сверх допустимого значения;

- в случае опасных оборотов стартера (по сигналу);

- в случае превышения времени запуска;

- в случае помпажа;

- в случае минимального уровня масла в маслобаке.

Для контроля процесса испытания, блокировки аварийных режимов и си туаций по двигателю, оборудованию и системам стенда предусмотрены сигналь ные лампы.

Средства автоматизации испытаний Информационно-вычислительный комплекс испытательного стенда №16 «ИВК-16». «ИВК-16» предназначен для измерения, математической обра ботки, отображения параметров, передачи, архивирования и сохранения инфор мации об измеренных параметрах при проведении стендовых испытаний и выда чи в виде печатных протоколов результатов измерения параметров.

Использование «ИВК-16» обеспечило выполнение задач в трёх режимах:

- подготовка к испытаниям (ввод плотности дизельного топлива, рабочего масла, коэффициентов для турбинного преобразователя расхода и т.п., проверка целостности каналов управления и каналов сбора информации, конфигурирование системы, настройка системы вывода документации, метрологический контроль, в т.ч. плановая поверка и комплексные проверки математического обеспечения пе ред началом испытаний c выпуском протокола готовности, выпуск метрологиче ской документации);

- управление процессами испытаний в реальном времени (газовая работа), в т.ч. оперативная корректировка расчётных формул, оперативные распечатки гра фиков и протоколов;

- анализ результатов и выпуск документации с результатами испытаний.

Система измерений позволяет автоматическую непрерывную и одновре менную регистрацию всех измеряемых параметров на всех режимах, предусмот ренных программой испытаний. Обеспечена синхронизация всех измерений.

Система пожаротушения.

Применяется система газового пожаротушения с дистанционным пуском.

- объемное средство пожаротушения.

Состав: 2 батареи из 6 баллонов с углекислотой объемом 40 л, максималь ное давление в баллоне 12,5 МПа;

рабочее давление подачи газа 0,15 Па;

распре делительное устройство, трубопроводы с арматурой;

манометры.

- водяная система пожаротушения.

- первичные средства пожаротушения (песок, асбестовое полотно и пр.).

Пожарные извещатели. При обнаружении загорания производится нажатие кнопки «Пуск», расположенной перед входом в бокс.

Подъемно-транспортные средства стенда.

Стенд оборудован подъемно-транстпортными средствами:

- кран мостовой крюковой, двухбалочный, подвесной;

- электротельфер.

Анализ погрешностей измерения При проведении экспериментального исследования газогенератора изме ряемыми являются следующие параметры:

- расход воздуха на входе в компрессор газогенератора, Gк, кг/с.

- полная температура воздуха на входе компрессор газогенератора, Т*вх, К;

- полная температура воздуха на выходе из компрессора газогенератора, Т*к, К;

- полное давление воздуха на выходе из компрессора газогенератора, Р*к, Па;

- обороты ротора турбокомпрессора, nтк, об/мин;

- полное давление газа на выходе из турбины газогенератора, Р*04-14, К;

- полная температура газа на выходе из турбины газогенератора, Т*04-15, К;

- давления среды по тракту системы охлаждения турбины (рисунок 3.1), Па;

- температура среды по тракту системы охлаждения турбины (рисунок 3.2), К;

- температура рабочей лопатки первой ступени турбины (рисунок 3.3), К.

В качестве измерительного прибора, работающего в паре термопарами ис пользуется цифровой вольтметр (класс точности 0,05). Свободные спаи термопар термостатируются при температуре 0°С (температуре таяния льда). Перевод пока заний термопар проводился по стандартным градуировочным таблицам [113].

Абсолютная погрешность измерений температуры может быть найдена как, (3.1) где - погрешность термопары, которая равна погрешности используемых градуировочных таблиц и составляет 4 К;

- погрешность ключа, примерно 1 К;

- погрешность измерительного прибора, 0,1 К;

- погрешность термостата, 0,1 К.

В результате абсолютная погрешность измерения температуры воздуха со ставит 4,13К.

Средняя квадратическая относительная погрешность определения темпера туры подсчитывается по формуле, (3.2) где – абсолютная погрешность измерения температуры среды, 4,13К;

Т1 – измеренное значение температуры.

Максимальная оценка погрешности определения температуры составляет 0,14.

Давления воздуха по тракту компрессора, газа за турбиной и среды в полос тях ротора турбины измерялись при помощи датчиков ИКД с диапазоном от 0 до 2,0 МПа и классом точности 0,5. При этом, наибольшая относительная погреш ность при измерении давлений составляет 0,5% от ВПИ.

Система измерения расхода воздуха выполнена с расходомерным коллекто ром на входе в газогенератор. Измерение расхода воздуха через ГТД обеспечива ется с погрешностью ± 0,7% ИВ, предусмотренной ОСТ 102555-85.

Система измерения частоты вращения ротора турбокомпрессора выполнена с помощью датчиков ДЧВ-7М1. Измерение частоты вращения ротора обеспечива ется с погрешностью согласно таблицы 3.5.

Таблица 3.5 – Погрешность измерения частоты вращения ротора турбоком прессора Наименование Количество Первичный преоб- Вторичный преоб- Суммарная разователь измеряемого па- каналов из- разователь пара- погрешность раметра метра мерения па- измерения па (датчик) параметра раметра раметров в системе Тип Тип Класс Класс точ точности ности Частота враще ДЧВ- ± 0,05 % ИВК ± 0,03%;

± 0,2 % ВПИ ния ротора ТК, 7М1-1 НЗ об/мин 3.3 Проведение экспериментального исследования Исследование системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток первой ступени турбины высокого давления проводилось при испытаниях экспе риментального газогенератора ГТД наземного промышленного назначения. По результатам испытаний проведен анализ следующих параметров:

- температуры и давлений в полостях ТВД;

- трактовых температур и давлений газа;

- температуры металла рабочих лопаток первой ступени.

Препарирование турбины проводилось в соответствии с методикой п.п. 3.1.

Испытания газогенератора двигателя проходили на стенде 13 корпуса № ОАО «НПО «Сатурн» по специальным техническим условиям на испытания. Все запуски газогенератора для исследования ТВД проводились с реактивным насад ком, имитирующим работу силовой турбины.

Для термодинамической и газодинамической увязки были выбраны кон трольные точки, соответствующие максимальным режимам при работе газогене ратора с данным подключением токосъёмника, со следующими замеренными термодинамическими параметрами (таблица 3.6).

Таблица 3.6 – Основные термодинамические параметры экспериментально го газогенератора на максимальных режимах Наименование параметра Обозначение I подключение II подключение параметра Температура на входе во t*вх, 0С +14,4 +21, входное устройство n, с- Частота вращения ротора 257,5 255, Температура воздуха за T*к, К 702 компрессором Давление воздуха за по- P*к, кПа 1649,9 1565, следней ступенью ком прессора 1462 (1) 1455 (1) Температура газа перед РК Т*г рк, К 1-ой ступени ТВД Давление газа за ТВД P*4-14, кПа 375,4 351, Температура газа за ТВД Т*4-15, К 1052 – величина рассчитываемая по методике определения основных пара (1) метров ГТД и регулировки ограничителей номинального и максимального режи мов при стендовых испытаниях [66].

Результаты газодинамической и термодинамической увязки ТВД в ПК 3D Эйлер для двух подключений приведены:

- в таблицах 1 и 2 Приложения (термодинамическая увязка при I и II под ключениях токосъёмника);

- в таблицах 3 и 4 Приложения (газодинамическая увязка при I и II подклю чениях токосъёмника).

Далее представлены первичные результаты замера препарации, полученные по результатам испытаний экспериментального газогенератора при первом и вто ром подключениях токосъёмника. Данные результаты необходимы для проведе ния обработки полученных экспериментальных данных с целью построения зави симости комплексного безразмерного параметра от температуры газа Т*г.рк в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД.

На рисунках 3.4 и 3.5 представлена динамика изменения температуры воз духа за компрессором Т*к, температуры газа за ТВД Т*4-15, и расчётной темпера туры газа Т*г.рк в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД в со поставлении с частотой вращения ротора турбокомпрессора nтк.

Рисунок 3.4 - Температуры рабочего тела в проточной части экспериментального ГГ при прове дении испытаний с первым подключением токосъёмника.

1 – Т*г.рк;

2 – Т*к;

3 – Т*4-15;

4 – nтк.

Динамика изменения температуры воздуха в проточной части компрессора и газового потока в ТВД аналогична динамике изменения режимов испытаний экспериментального газогенератора по времени.

Рисунок 3.5 - Температуры рабочего тела в проточной части экспериментального ГГ при прове дении испытаний со вторым подключением токосъёмника.

1 – Т*г.рк;

2 – Т*к;

3 – Т*4-15;

4 – nтк.

Стабилизация термодинамических параметров ГГ происходит за короткий промежуток времени – не более 1 минуты.

Детали охлаждаемой турбины являются более теплоинерционными, чем га зовый поток в проточной части ТВД или поток воздуха в компрессоре. Поэтому, для получения более качественной картины по тепловому состоянию исследуе мых рабочих лопаток первой ступени ТВД при испытаниях обеспечивалась ста билизация параметров на каждом из режимов не менее 3-х минут. Следовательно, регистрация термодинамических параметров газогенератора и показаний препа рации, установленной на деталях ТВД осуществлялась после наработки на режи мах испытаний не менее 3-х минут.

Рабочая лопатка первой ступени турбины охлаждается воздухом, отбирае мым из-за компрессора. На рисунке 3.6 представлено изменение разности темпе ратур газа и воздуха на рабочей лопатке первой ступени ТВД (Т*г.рк-Т*к) по вре мени проведения испытаний при первом и втором подключениях токосъёмника.

Данную разность температур допустимо назвать температурным напором на сис теме охлаждения рабочих лопаток первой ступени ТВД по термодинамическим параметрам испытываемого газогенератора. Температурный напор (Т*г.рк-Т*к) из меняется в широких пределах от 460К на режиме холостого хода до 800 К на мак симальном режиме испытаний.

Рисунок 3.6 - Изменение температурного напора на рабочей лопатке первой ступени ТВД (Т*г.рк-Т*к) по времени проведения испытаний экспериментального газогенератора.

1 – I подключение токосъёмника;

2 – II подключение токосъёмника.

Обеспечивается практически одинаковый (разница не более 20 К) темпера турный напор на рабочих лопатках первой ступени ТВД при работе газогенерато ра с первым и вторым подключениями токосъёмника.

Результаты экспериментального определения давления воздуха в полостях первой ступени ТВД при проведении испытаний экспериментального ГГ с разны ми подключениями токосъёмника представлены на рисунках 3.7 и 3.8.

Рисунок 3.7 – Давления среды в проточной части экспериментального ГГ и в системе охлажде ния ТВД с первым подключением токосъёмника.

1 – Р*к;

2 – Р*4-14;

3 – Р04-9;

3 – Р113;

3 – Р122;

3 – Р123;

7 – nтк.

Как и для температур, динамика изменения давлений среды в проточной части экспериментального ГГ и в системе охлаждения ТВД аналогична динамике изменения режимов испытаний по времени.

Рисунок 3.8 – Давления среды в проточной части экспериментального ГГ и в системе охлажде ния ТВД со вторым подключением токосъёмника.

1 – Р*к;

2 – Р*4-14;

3 – Р04-9;

3 – Р113;

3 – Р122;

3 – Р123;

7 – nтк.

На рисунке 3.9 представлено изменение перепада (Р*к Р113) на системе ох лаждения рабочего колеса первой ступени ТВД по времени проведения испыта ний с первым и вторым подключениями токосъёмника. Перепад на системе охла ждения рабочего колеса первой ступени ТВД изменяется в пределах от 160кПа на режиме холостого хода до 820 кПа на максимальном режиме испытаний.

Рисунок 3.9 – Изменение перепада на системе охлаждения рабочего колеса первой ступени ТВД (Р*к-Р113) по времени проведения испытаний экспериментального газогенератора.

1 – I подключение токосъёмника;

2 – II подключение токосъёмника.

Как и для теплоперепада (Т*г.рк-Т*к) обеспечивается практически одинако вый (разница не более 17 кПа или 2,0 %) перепад давления (Р*к Р113) на системе охлаждения рабочего колеса первой ступени ТВД при работе газогенератора с первым и вторым подключениями токосъёмника. Таким образом, испытания газо генератора с первым и вторым подключениями токосъёмника проведены при практически идентичных условиях по параметрам газогенератора.

Представленные снижения теплоперепада и перепада давления, а также низкие обороты вращения ротора турбокомпрессора снижают относительный расход воздуха на охлаждение рабочих лопаток первой ступени ТВД на режимах близких к режиму холостого хода.

Результаты экспериментального определения давления воздуха в полостях первой ступени ТВД при проведении испытаний экспериментального ГГ с разны ми подключениями токосъёмника представлены на рисунках 3.10 и 3.11.

Рисунок 3.10 – Результаты экспериментального определения температуры воздуха за компрес сором и среды в полостях первой ступени ТВД при проведении испытаний экспериментального ГГ с первым подключением токосъёмника.

1 – Т*к;

2 – t209;

3 – t218;

4 – t219;

5 – nтк.

Температура среды в полостях ротора системы охлаждения рабочих лопа ток первой ступени изменяется плавно по режимам испытаний ГГ без забросов в начальные моменты переходных режимов турбокомпрессора.

Температура воздуха на входе в каналы рабочего колеса ТВД достигает максимального значения в 502°С – при первом и 487°С при втором подключении токосъёмника на максимальных режимах испытаний.

Рисунок 3.11 – Результаты экспериментального определения температуры воздуха за компрес сором и среды в полостях первой ступени ТВД при проведении испытаний экспериментального ГГ со вторым подключением токосъёмника.

1 – Т*к;

2 – t209;

3 – t218;

4 – t219;

5 – nтк.

Для оценки подогрева воздуха от места его отбора в компрессоре до места входа в каналы рабочего колеса ТВД построена зависимость относительной тем пературы (Т219/Т*к) по времени проведения испытаний экспериментального газо генератора – рисунок 3.12.

Из рисунка 3.12 видно, что относительная температура (Т219/Т*к) охлаж дающего воздуха на входе в рабочее колесо первой ступени ТВД практически стабильна на максимальных режимах испытаний и варьируется в пределах 1,07…1,87. Провал данной температуры в первые секунды после запуска объяс няется низкой температурой деталей газогенератора, от которых происходит по догрев воздуха, предназначенного для охлаждения рабочих лопаток первой сту пени ТВД.

Снижение относительно температуры (Т219/Т*к) при дросселировании режи ма работы ГГ после наработки на максимальных режимах до значения 1,06 также объясняется меньшим подогревом воздуха при его течении по каналам системы подвода к рабочему колесу ТВД.

Рисунок 3.12 – Изменение относительной температуры (Т219/Т*к) воздуха на входе в рабочее ко лесо первой ступени ТВД по времени проведения испытаний.

1 – I подключение токосъёмника;

2 – II подключение токосъёмника.

Результаты экспериментального определения температуры рабочих лопаток первой ступени ТВД с помощью термопар при проведении испытаний экспери ментального ГГ представлены на рисунке 3.13 – с первым подключением токо съёмника и на рисунке 3.14 – со вторым подключением токосъёмника.

Максимальный уровень температуры материала лопатки достигнут на мак симальном режиме испытаний ГГ со вторым подключением токосъёмника в пе риферийном сечении пера – t410=909°С.

Рисунок 3.13 – Температуры рабочей лопатки первой ступени в среднем сечении пера по ре зультатам испытаний экспериментального ГГ с первым подключением токосъёмника.

1 – t405;

2 – t406;

3 – t407;

4 – t408;

5 – t410;

6 – nтк.

Минимальная температура металла рабочей лопатки на максимальном ре жиме испытаний ГГ замерена вблизи перфорированной входной кромки в сред нем сечении пера – t405=681°С.

Получена стабилизация температуры рабочей лопатки первой ступени ТВД во всех местах замера по режимам испытаний ГГ с первым и вторым подключе ниями токосъёмника, что позволяет проводить на стационарных режимах числен ную обработку результатов эксперимента.

Полученные экспериментальные данные по испытаниям газогенератора не превышают величин ограничений заложенных в таблице 3.2.

Рисунок 3.14 – Температуры рабочей лопатки первой ступени в среднем сечении пера по ре зультатам испытаний экспериментального ГГ со вторым подключением токосъёмника.

1 – t402;

2 – t403;

3 – t411;

4 – t412;

5 – nтк.

Объем полученных первичных замеров по параметрам экспериментального газогенератора, по параметрам среды в системе охлаждения турбины, а также по замерам температуры рабочих лопаток первой ступени достаточен для проведе ния дальнейшего расчётного определения комплексного параметра.

3.4 Обработка результатов экспериментального исследования На начальном этапе обработки полученных экспериментальных данных по тепловому состоянию рабочей лопатки первой ступени ТВД выполнен расчёт эф фективности охлаждении в каждой точке замера в каждом сечении пера по за висимости 1. Температура газа в относительном движении Т*гw по радиусам проточной части определялась с использованием данных газодинамической увязки на режи мах. Параметры неравномерности температурного поля на входе в турбину при нимались по результатам исследований камеры сгорания на полноразмерном ка мерном стенде с учетом данных замера гребенок за ТВД при испытаниях экспе риментального газогенератора.

Температура охлаждающего воздуха Т*в при расчёте эффективности охлаж дения принималась равной температуре, замеряемой в точке замера №219 – рисунок 3.2.

Экспериментальные данные по замеру температуры лопатки осреднялись по показаниям двух точек замера – дублеров.

Результаты расчёта эффективности охлаждения рабочей лопатки ТВД с ис пользованием экспериментальных данных по определению температуры и замеру параметров среды в проточной части и в полостях турбины с разными подключе ниями токосъёмника представлены на рисунках 3.15 и 3.16.

Рисунок 3.15 – Эффективность охлаждения в среднем сечении пера рабочей лопатки первой ступени ТВД при проведении испытаний ГГ с первым подключением токосъёмника.

1– 2– 3– 4– 5– 6 – nтк.

405;

406;

407;

408;

410;

Рисунок 3.16 – Эффективность охлаждения в среднем сечении пера рабочей лопатки первой ступени ТВД при проведении испытаний ГГ со вторым подключением токосъёмника.

1– 2– 3– 4– 5 – nтк.

402;

403;

411;

412;

Провалы в 2 раза и более по эффективности охлаждения в точках замера по рабочей лопатке на режимах близких к режиму холостого хода (при частоте вращения nтк= 200 с-1) связаны со снижением относительного расхода воздуха на охлаждение рабочих лопаток. Данное снижение можно объяснить снижением пе репада давления на системе подачи охладителя к рабочим лопаткам, что обуслав ливается параметрами совместной работы компрессора и турбины. А также низ кими оборотами ротора, что снижает влияние центробежного поджатия на вели чину расхода воздуха через каналы системы охлаждения рабочих лопаток.

Для получения полей эффективности охлаждения по сечениям рабочей лопатки первой ступени ТВД на максимальном режиме испытаний газогенератора проведена верификация теплового состояния сечений лопатки по результатам за мера температур на максимальных режимах испытаний ГГ с первым и вторым подключениями токосъёмника. Полученные в результате верификации поля эф фективностей охлаждения рабочей лопатки со значениями средней эффективно сти по площади сечения ( срF) и по периметру ( срП) наружного профиля пред ставлены на рисунках 3.17-3.19.

срП=0, срF=0, Рисунок 3.17 – Эффективность охлаждения корневого сечения рабочей лопатки с учетом экспе риментальных данных по тепловому состоянию.

срП=0, срF=0, Рисунок 3.18 – Эффективность охлаждения среднего сечения рабочей лопатки с учетом экспе риментальных данных по тепловому состоянию.

срП=0, срF=0, Рисунок 3.19 – Эффективность охлаждения периферийного сечения рабочей лопатки с учетом экспериментальных данных по тепловому состоянию.

В результате расчётной увязки эффективности охлаждения по профи срП лям наружной поверхности рабочей лопатки получены средние по расчётным се чениям эффективности охлаждения, а также данные по непрерывному рас срF пределению эффективности охлаждения наружной поверхности лопатки между имеющимися точками замера.

С использованием экспериментальных данных и данных по увязке теплово го состояния сечений рабочей лопатки на максимальном режиме испытаний газо генератора построены данные по средней по профилю каждого сечения эффек тивности охлаждения и средней по профилю лопатки эффективности охлаждения.

Средняя по профилю эффективность охлаждения определялась при близ ких оборотах ротора турбокомпрессора по формуле:

, (3.3) Рисунок 3.20 – Средние эффективности охлаждения по наружным профилям сечений и средняя эффективность охлаждения по всему профилю рабочей лопатки по результатам испытаний газогенератора.

1 – периферия;

2 – средний радиус;

3 – корень;

4 – профиль РЛ.

Данные по средним эффективностям охлаждения по сечениям (корень, среднее сечение и периферия) и средней эффективности охлаждения по профилю рабочей лопатки (профиль РЛ) по результатам проведения испытаниях газогене ратора представлены на рисунке 3.20.

Полученные расчётно-экспериментальные данные по динамике изменения средней по профилю эффективности охлаждения рабочей лопатки первой ступени ТВД в процессе испытаний допустимо использовать для расчёта комплексного параметра, характеризующего эффективность и работоспособность охлаждае мого рабочего колеса ТВД экспериментального ГГ.

3.5 Сопоставление результатов экспериментального исследования с результатами экспериментально-аналитического обобщения по рабочим колесам ГТД различного назначения Работа охлаждаемой турбинной ступени газотурбинного двигателя характе ризуется показателями следующих основных физических процессов и характери стик: газодинамика, гидравлика, теплообмен, прочность и конструкция. Целью экспериментального исследования в рамках диссертационной работы является определение зависимости комплексного безразмерного параметра, характери зующего работоспособность и эффективность системы охлаждения рабочего ко леса турбины с учетом различных процессов, происходящих при его работе, от температуры газа в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД Т*г.рк.

В диссертационной работе предложено оценивать каждый из перечислен ных процессов безразмерным параметром:

– характеризует влияние выдува расхода охлаждающего воздуха из ра - бочих лопаток в проточную часть на газодинамическую эффективность турбины;

– является отношением перепада давления в системе подвода воздуха - на охлаждение рабочих лопаток до места сброса его в проточную часть к степени понижения давления газового потока в проточной части турбины до места сброса охлаждающего воздуха в целом за турбиной;

– показывает осредненное по расходу охлаждающего воздуха отноше - ние средней по профилю эффективности охлаждения рабочей лопатки к требуе мой эффективности охлаждения, рассчитанной по термодинамическим парамет рам;

– прочностная характеристика рабочего колеса турбины.

- Определим каждый из перечисленных параметров 3, и 4, и ком 1, 2, плексного параметра на базе полученных результатов исследования ТВД при испытаниях экспериментального газогенератора.

Параметр учитывающий влияние на КПД турбины выдува охлаждаю щего воздуха в проточную часть, определяется с использованием результатов га зодинамической увязки и гидравлической увязки системы охлаждения турбины на режимах, соответствующих контрольным точкам испытаний газогенератора.

Результаты расчётного определения коэффициента с использованием результатов расчётной увязки газодинамических параметров и параметров систе мы охлаждения турбины на режимах проведения испытаний экспериментального газогенератора представлены на рисунке 3.21.

Рисунок 3.21 – Зависимость параметра экспериментального газогенератора в сопоставлении со статистическими данными для известных турбин.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – Экспериментальный газогенератор.

По результатам расчётной увязки системы охлаждения ТВД на режимах ис пытаний экспериментального газогенератора относительный расход воздуха на охлаждение рабочих лопаток первой ступени турбины практический не изменяет ся. В процессе работы газогенератора регулирование величины расхода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины не проводилось.

По этой причине влияние выдува воздуха из охлаждаемых рабочих лопаток первой ступени в проточную часть ТВД постоянно ( 1=0,994) по режимам испы таний газогенератора и соответствует нижней границе статистических данных для рабочих колёс турбин П и Э ГТД.

Параметр характеризующий располагаемый перепад давления на системе охлаждения рабочего колеса турбины определяется с использованием результатов гидравлического расчёта камеры сгорания ( и газодинамического расчёта ) турбины ( ) на режимах испытаний экспериментального газогенератора. А также с использованием термодинамической увязки газогенератора по режимам испытаний для определения *т.

Рисунок 3.22 – Зависимость параметра экспериментального газогенератора в сопоставлении со статистическими данными для известных турбин.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – Экспериментальный газогенератор.

Результаты расчётного определения коэффициента с использованием результатов расчётной увязки термодинамики газогенератора, газодинамической увязки параметров турбины и гидравлической увязки камеры сгораний представ лены на рисунке 3.22.

Как видно из рисунка 3.22 параметр по режимам испытаний меняется не значительно с величины 0,247 при температуре Т*г.рк=1141К до значения 0, при температуре Т*г.рк=1481К. Это связано с тем, что при испытаниях газогенера тора от режима холостого хода (nтк=170 с-1) до максимального режима (nтк=260 с-1) перепад давления ( ) на системе охлаждения рабочего коле са первой ступени ТВД, и перепад давления газа в проточной части первой ступе ни ТВД ( ) меняются незначительно в следующих пределах:


1,88…2,03;

=1,70…2,08.

Уровень величины 2, определенной с использованием расчётно экспериментальных данных по результатам испытаний газогенератора соответст вует уровню для рабочих колёс турбин П и Э ГТД ( 2=0,216…0,275).

Параметр 3, характеризующий работоспособность рабочего колеса с точки зрения теплообмена, определяется с использованием полученных эксперимен тальных данных по эффективности охлаждения рабочих лопаток первой ступени на режимах испытаний газогенератора.

Результаты расчётно-экспериментального определения коэффициента представлены на рисунке 3.23.

Параметр по режимам испытаний меняется с величины 1,52 на низких режимах при температуре Т*г.рк=1141К до значения 0,39 при температуре Т*г.рк=1481К. В целом характер протекания расчётно-экспериментальной кривой 3=f(Т*г.рк) соответствует области зависимости параметра для рабочих колёс турбин П и Э ГТД.

Рисунок 3.23 – Зависимость параметра экспериментального газогенератора в сопоставлении со статистическими данными для известных турбин.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – Экспериментальный газогенератор.

Параметр являющийся прочностной характеристикой рабочего колеса, 4, определяется с использованием термодинамических данных по испытаниям газо генератора и геометрических параметров рабочего колеса турбины с использова нием свойства материала рабочих лопаток. В нашем случае рабочие лопатки изго товлены из материала ЧС-88ВИ.

Результаты расчётно-экспериментального определения коэффициента представлены на рисунке 3.24.

Параметр по режимам испытаний меняется с величины 0,211 на низких режимах при температуре Т*г.рк=1141К до значения 0,27 при температуре Т*г.рк=1481К. Изменение параметра по режимам испытаний обусловлено толь ко изменением оборотов ротора турбокомпрессора при увеличении и снижении режимов испытаний. В целом уровень данного параметра достаточно хорошо со гласуется со статистическими параметрами для рабочих колёс турбин П и Э ГТД 4=0,18…0,28).

( Рисунок 3.24 – Зависимость параметра экспериментального газогенератора в сопоставлении со статистическими данными для известных турбин.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – Экспериментальный газогенератор.

Комплексный параметр определяется как произведение параметров 1, и Результаты расчётно-экспериментального определения комплексного 2, 4.

параметра представлены на рисунке 3.25.

По результатам проведенного эксперимента и расчётного анализа ком плексный параметр по режимам испытаний меняется с величины 0,079 на низ ких режимах при температуре Т*г.рк=1141К до значения 0,27 при температуре Т*г.рк=1481К.

Рисунок 3.25 – Зависимость комплексного параметра экспериментального газогенератора в сопоставлении со статистическими данными для известных турбин.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – Экспериментальный газогенератор.

Снижение параметра при повышении температуры газа обусловлено в первую очередь повышением термодинамических параметров двигателя, что при водит к повышению потребности охлаждения рабочих лопаток, т.е. к повышению значений и, которые находятся в знаменателе теплофизического па раметра 3. В целом комплексный параметр достаточно хорошо согласуется со статистическими данным по зависимости данного параметра для рабочих колёс турбин П и Э ГТД.

Выводы по главе Зависимость предложенного комплексного безразмерного параметра 1.

, позволяющего дать оценку работоспособности и эффективности системы ох лаждения РК ТВД, подтверждена испытаниями экспериментального газогенера тора П и Э ГТД;

Зависимость предложенного комплексного безразмерного параметра 2.

, позволяющего дать оценку работоспособности и эффективности системы ох лаждения рабочего колеса ТВД, подтверждена испытаниями экспериментального газогенератора П и Э ГТД. В результате расчётно-экспериментальных исследова ний газогенератора П и Э ГТД на максимальном режиме испытаний с температу рой газа Т*г.рк=1481К определено значение комплексного параметра =0,025, что ниже на 12% ( =-0,003) линии тренда, построенной по среднестатистическим данным для ГТД данного назначения =0,028.

ГЛАВА 4. Методика проектирования систем охлаждения рабочих колёс первой ступени газовых турбин с использованием комплексного параметра 4.1 Разработка методики проектирования Задача проектирования системы подвода воздуха и охлаждения рабочего колеса турбины ГТД является задачей комплексной со многими влияющими фак торами на эффективность и работоспособность данной системы [17, 33, 34, 51, 52, 63, 68]. Принципиальный облик системы охлаждения турбины закладывается на начальных этапах эскизного проектирования. Следовательно, ошибка или не удачный выбор системы подвода воздуха и охлаждения рабочих колёс турбины при проектировании, которые проявятся на этапах рабочего проекта или тем бо лее при доводке изделия, когда затрачены значительные материальные средства на изготовление материальной части, существенно влияют на сроки окупаемости двигателя при дальнейшей эксплуатации.

Таким образом, на этапе определения облика турбины, то есть на началь ном этапе эскизного проектирования, необходимо с достаточной точностью опре делится с конструктивным исполнением и параметрами системы подвода и охла ждения рабочих колёс турбины. Решение данной задачи должно выполняться па раллельно с работами по эскизному проектированию турбины.

Схематично последовательность проектирования высокоэффективных сис тем подачи охладителя на охлаждение элементов газовых турбин ГТД представ лена в следующей блок-схеме – рисунок 4.1.

Согласно блок-схеме, представленной на рисунке 4.1, процесс проектирова ния системы подачи охладителя на охлаждение рабочих лопаток газовой турбины ГТД с обеспечением требований по её работоспособности и эффективности включает в себя восемь основных этапов. Далее представлено описание необхо димых работ на этапе эскизного проектирования турбины, выполнение которых обеспечивает выбор системы подвода охлаждающего воздуха, удовлетворяющей требованиям по работоспособности рабочих лопаток и эффективности турбины в целом.

I. ТЗ на ГТД с указанием назначения двигателя, термодинамических па раметров, массовых и габаритных характеристик, требова ний по ресурсным показателям II. Выбор прототипа турбины предварительная конструктивная схема турбины, массо вые и габаритные характеристики турбины III.1 Определение параметра 1. III.3 Определение параметра III.1 Определение параметра 1 3.

III.2 Определение параметра III.4 Определение параметра 2 IV. Определение комплексного параметра V. Обеспечение требуемого параметра Обеспечением параметров 1, 2, 3 и VI. Уточнение облика турбины с обеспечением требуемого параметра Оценка соответствия характеристик двигателя, заявленным в ТЗ VII.

VIII. Создание эскизного проекта турбины Рисунок 4.1 - Последовательность проектирования высокоэффективных систем охлаждения рабочих колёс газовых турбин ГТД с использованием комплексного параметра.

4.1.1 Техническое задание на газотурбинный двигатель.

Проектирование любого газотурбинного двигателя начинается с этапа фор мирования технического задания на двигатель с указанием следующих необходи мых данных:

- назначения и условий эксплуатации двигателя;

- массовых и габаритных характеристик узлов и двигателя в целом;

- требований по ресурсным показателям.

Термодинамические параметры ГТД определяются по результатам прора ботки технического задания на двигатель и проведения термодинамических рас чётов на всех режимах эксплуатации изделия.

Для определения параметра работоспособности и эффективности систе мы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины на базе использо вания данных технического задания необходимы следующие величины:

- расход воздуха на входе в компрессор –Gк, кг/с;

- частота вращения ротора турбокомпрессора – nтк, с-1;

- температура воздуха за компрессором – Т*к, К;

- температура газа в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД – Т*г.рк, К;

- требуемый ресурс рабочих лопаток первой ступени ТВД -, час;

- требуемый эффективный КПД турбины - *т.эф;

- Fax – аксиальная площадь прочной части на выходе из рабочего колеса первой ступени ТВД, м2;

- *т - перепад полного давления газа в проточной части турбины;

- требования по относительному расходу воздуха на охлаждение рабочих лопаток первой ступени ТВД – ;

- требования по массе ТВД, кг.

На данном этапе определение входящих в параметр величин невозможен из-за недостаточного объема необходимой информации. Поэтому необходимо на следующем этапе определиться с прототипом и выполнить предварительную про работку компоновки турбины.

4.1.2 Выбор прототипа турбины.

На данном этапе выполняются следующие конструкторские и расчётные работы:

4.1.2.1 Выбор прототипа турбины.

Обычно за прототип турбины выбирается турбина, которая потенциально может удовлетворять требованиям ТЗ на двигатель по следующим показателям:

- по газодинамическим параметрам (по перепаду давления и *т пропускной способности );

- по габаритам и предварительно по массе;

- по количеству ступеней Zст турбины, которое выбирается исходя из газодинамической нагруженности, эффективности, требований к параметрам потока на выходе из турбины и по массо-габаритным характеристикам.

Проведение комплекса предварительных газодинамических, 4.1.2. гидравлических, тепловых и прочностных расчётов.


На базе выбранного прототипа и требований ТЗ выполняются предварительные газодинамические расчёты турбины с профилированием лопаточных венцов. А также, предварительно выбирается система подвода воздуха с выбором мест его отбора и сброса, и система охлаждения рабочих лопаток турбины. Далее выполняются гидравлические, одномерные тепловые и прочностые расчёты с выбором материала лопаток.

4.1.2.3 Создание предварительной компоновки турбины.

По результатам выполненных расчётных работ создается предварительная компоновка с оценкой массы деталей турбины.

В процессе разработки компоновки параллельно решаются задачи:

- осевой разгрузки роторов;

- сборки турбины и двигателя в целом;

- технологичности изготовления;

- ремонтопригодности деталей в эксплуатации и при техническом обслуживании;

- и пр.

С использованием результатов предварительного комплекса расчётов, а также на основе предварительной компоновки турбины, для расчёта параметра работоспособности и эффективности системы подвода воздуха на охлаждение ра бочих лопаток турбины определяются следующие недостающие величины:

- средняя по профилю эффективность охлаждения рабочей лопатки. Опреде ляется исходя из зависимости – [21] для данной конструкции системы охлаждения лопатки при заданном расходе охлаждающего воздуха;

- Zст – число ступеней ТВД;

- Nст – номер рассматриваемой ступени ТВД;

-,-.

- Рвх – статическое (или полное в зависимости от конструктивного исполнения от бора) давление воздуха в компрессоре на входе в систему отбора воздуха на ох лаждение рабочих лопаток турбины, Па;

- Рвых – статическое давление на выходе из системы охлаждения рабочих лопаток турбины (давление газа в проточной части турбины), Па;

- Р*к – полное давление воздуха за компрессором, Па;

- hл – высота пера рабочей лопатки, м;

– плотность материала лопаток рабочего колеса, кг/м3;

- л - напряжения в корневом сечении пера рабочей лопатки по расчёту, Па;

- Кв – коэффициент запаса прочности;

- P – параметр Ларсона-Миллера для материала лопатки;

- [Тл] – допустимая из условий прочности средняя температура материала лопатки на заданный ресурс, К;

– предел прочности материала рабочей лопатки при tл=800°С, Па;

- в *т.охл.РЛ – снижение эффективного КПД турбины из-за сброса охлаждающего воздуха из рабочих лопаток в проточную часть.

Набора выше перечисленных в п.п. 4.1.1 и 4.1.2 параметров, характеризую щих турбину и двигатель в целом, достаточно для определения комплексного па раметра, характеризующего работоспособность и эффективность системы ох лаждения рабочего колеса первой ступени турбины высокого давления.

4.1.3 Расчёт параметров и 1, 2, 4.

Для определения комплексного параметра определяются входящие в него параметры и 4, характеризующие теплообмен, гидравлику, конструк 1, 2, цию, прочность и газодинамическую эффективность системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины.

При определении каждого из параметров и необходимо прове 1, 2, 3 дение анализа соответствия параметра среднестатистическим данным по двигате лям аналогичного назначения при заданной температуре газа в осевом зазоре пе ред рабочим колесом первой ступени ТВД.

При отличии какого-либо параметра от среднестатистического значения не обходимо принимать решения об его изменении в лучшую сторону с учетом до пустимого влияния на прочие характеристики турбины и двигателя.

4.1.4 Определение комплексного параметра.

Параметр, характеризующий систему подвода воздуха на охлаждение ра бочих лопаток турбины с точки зрения её работоспособности и эффективности, рассчитывается как произведение параметров и 4. Четвертым этапом 1, 2, проектирования системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток ТВД является расчёт параметра.

По результатам расчёта параметра также необходимо проведение анализа соответствия полученной величины для разрабатываемой системы подвода сред нестатистическим данным по двигателям аналогичного назначения, при заданной температуре газа в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД.

Повышенное значение комплексного параметра относительно среднеста тистических значений свидетельствует о завышенной эффективности и работо способности РК турбины, что может явиться следствием неоправданных денеж ных затрат на изготовление его деталей. Однако, при допустимости для предпри ятия указанных затрат полученное превышение комплексного параметра будет являться запасом по работоспособности РК при эксплуатации турбины в составе ГТД.

Пониженное значение комплексного параметра относительно среднеста тистических значений свидетельствует о недостаточной эффективности и работо способности РК турбины. При этом следует принять меры по повышению пара метра способом необходимого и допустимого изменения параметров, входящих в уравнения для определения величин и 1, 2, 4.

4.1.5 Обеспечение требуемого параметра.

Параметр рассчитывается как произведение параметров и 1, 2, 4.

В таблице 4.1 перечислены величины характеризующие систему подвода воздуха, варьированием которых допускается обеспечивать требования по пара метрам и 4, и соответственно по комплексному параметру.

1, 2, 4.1.6 Уточнение облика турбины.

Варьирование величинами и характеристиками, представленными в таблице 4.1, для обеспечения требований по параметру неизбежно приведёт к некоторо му изменению геометрии элементов турбины.

С целью приведения облика турбины к облику, обеспечивающему требуемый параметр, на шестом этапе проектирования системы подвода возду ха на охлаждение рабочих лопаток необходимо уточнение компоновки турбины.

4.1.7 Оценка соответствия характеристик двигателя, заявленным в ТЗ.

Изменение облика турбины, а также величин и характеристик, представленных в таблице 4.1, сказывается на характеристиках двигателя в целом.

Поэтому по результатам проектирования работоспособной и эффективной системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины необходима проверка соответствия характеристик двигателя заявленным в ТЗ.

Таблица 4.1 – Величины, характеризующие систему охлаждения рабочего колеса Но Пара- Формула мер Направления воздействия метр определения п/п - минимизация затрат воздуха на ох 1 лаждение;

- оптимизация мест сброса охладите ля в турбине для снижения потерь на смешение.

- варьирование местами отбора и 2 = 2 сброса воздуха с учетом обеспечения допустимой температуры охладителя;

- варьирование геометрическими ха рактеристиками системы подвода.

- оптимизация параметров конвектив 3 ного и плёночного охлаждения;

- внедрение более эффективного транспирационного охлаждения ло паток;

- использование более совершенных материалов для повышения допусти мой температуры [Тл].

- при заданных в ТЗ параметрах из 4 менение невозможно.

Для обеспечения достаточной точности и качества проектирования системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины необходимо выполнить как минимум ещё одну итерацию: термодинамический расчёт ГТД – комплекс газодинамических, гидравлических, тепловых и прочностных расчётов турбины – создание компоновки турбины – расчёт комплексного параметра, ха рактеризующего работоспособность и эффективность системы подвода воздуха к рабочим лопаткам турбины.

4.1.8 Создание эскизного проекта турбины.

По результатам выполнения как минимум двух итераций:

термодинамический расчёт ГТД – комплекс одномерных газодинамических, гидравлических, тепловых и прочностных расчётов турбины – создание предварительной компоновки турбины – расчёт комплексного параметра, до пускается выпускать эскизный проект турбины.

4.2 Апробация методики проектирования высокоэффективной системы охлаждения рабочего колеса первой ступени газовой турбины с использованием комплексного параметра Полученные и собранные экспериментальные данные по статистике показа теля работоспособности и эффективности системы подачи воздуха на охлаждения рабочих лопаток турбин ГТД различного применения позволяют определять не обходимые характеристики системы подвода воздуха на этапе проектирования.

Для верификации полученных экспериментальных данных и проверки па раметра работоспособности и эффективности системы охлаждения рабочих лопа ток турбины проведено тестирование предложенного метода на примере турби ны вновь разрабатываемого двигателя.

Для примера выбрана система подвода воздуха на охлаждение рабочих ло паток первой ступени ТВД двухконтурного двигателя гражданской авиации Sa-78, на прототипе которого газогенераторная часть заменена на газогенератор одноконтурного ГТД наземного применения. Анализ проводился на взлетном ре жиме полностью изношенного двигателя при tн=+30°С.

Предварительно для подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток пер вой ступени двухступенчатой ТВД принята схема подвода воздуха через АПЗ и отверстия в диске рабочего колеса – схема 1 по таблице 2.2.

Влияние выдува охлаждающего воздуха из рабочих лопаток в проточную часть на газодинамическую эффективность турбины при анализе работоспособно сти и эффективности системы охлаждения рабочего колеса турбины характеризу ется безразмерным параметром.

Для рабочего колеса первой ступени ТВД двигателя Sа-78 он получен рав ным 0,994 на уровне среднестатистических данных для ГТД гражданской авиации – рисунок 4.2.

Рисунок 4.2 – Результаты определения параметра для вновь проектируемой турбины ГТД гражданской авиации (Sa-78) в сопоставлении со статистическими данными для турбин двигателей различного назначения в зависимости от температуры Т*г.рк.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – РК двигателя Sa-78.

Для повышения газодинамического параметра рабочего колеса турбины необходимо снижать влияние выдува воздуха из системы охлаждения рабочих лопаток в проточную часть на газодинамическую эффективность турбины. Это достигается за счёт более оптимального расположения рядов перфораций на про филях лопаток, под углом выдува охлаждающего воздуха, при котором потери на смешение охлаждающего воздуха с газовым потоком в межлопаточном канале минимальны.

На рисунке 4.3 представлены результаты определения параметра, характеризующего потери давления на системе подвода воздуха на = охлаждение рабочих лопаток турбины, для вновь проектируемой турбины ГТД гражданской авиации (Sa-78) в сопоставлении со статистическими данными для турбин двигателей различного назначения в зависимости от температуры Т*г.рк.

Рисунок 4.3 – Результаты определения параметра для вновь проектируемой турбины ГТД гражданской авиации (Sa-78) в сопоставлении со статистическими данными для турбин двигателей различного назначения в зависимости от температуры Т*г.рк.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – РК двигателя Sa-78.

Как и параметр 1, так и, определенный для рабочих лопаток первой ступе ни ТВД двигателя Sa-78, параметр = 0,227 хорошо укладывается в среднеста тистические данные для двигателей гражданской авиации и П и Э ГТД.

Единственной величиной, варьированием которой допускается получение параметра для рабочих лопаток первой ступени при отборе воздуха из-за ком прессора, является снижение давления в проточной части турбины в месте сбро са из рабочего колеса. Однако, данное мероприятие связано с переувязкой термо динамического облика двигателя в целом, что не всегда допустимо.

За прототип турбины, включая систему охлаждения элементов конструкции ТВД, принята турбина двигателя П и Э ГТД наземного применения.

Рисунок 4.4 – Результаты определения параметра для вновь проектируемой турбины ГТД гражданской авиации (Sa-78) в сопоставлении со статистическими данными для турбин двигателей различного назначения в зависимости от температуры Т*г.рк.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – РК двигателя Sa-78.

Не смотря на это параметр для двигателя Sa-78 равный 0,34 – рисунок 4.4, который характеризует совершенство системы подвода возду ха с точки зрения теплообмена, достаточно хорошо согласуется со статистиче скими данными по данному параметру для двигателей гражданской авиации.

Данный факт связан с тем, что прототипом практически большинства П и Э ГТД являются двигатели гражданской авиации.

Таким образом, выбор системы подвода воздуха на охлаждение рабочих ло паток первой ступени проектируемой турбины двигателя Sa-78 соответствует достигнутому среднестатистическому уровню при заданной температуре газа и, следовательно, может быть реализованной и обеспечивать необходимые тепловые характеристики рабочей лопатки. Кроме того, в настоящее время проектирование любой газовой турбины осуществляется на базе существующего прототипа, кон струкция которого доведена по ресурсу и отработаны технологии изготовления деталей и сборочных единиц.

При недостаточной величине параметра при проектировании новой тур бины основными факторами, обеспечивающими данную величину, могут быть:

- использование более эффективной системы охлаждения рабочей лопатки;

- оптимизация конструктивных и теплофизических параметров плёночного охлаждения рабочей лопатки серией 3-D расчётов сопряженного теплообмена;

- повышение допустимой температуры рабочей лопатки путём использова ния материала с более высокими механическими характеристиками.

Прочностной параметр рабочего колеса первой ступени тур бины двигателя Sa-78 в сопоставлении со среднестатистическими параметрами ГТД гражданской авиации представлен на рисунке 4.5.

При расчётном анализе величина данного параметра оценивается равной 4=0,31, что соответствует по набранной статистике верхней границе для ГТД гражданской авиации. Сравнительно высокое полученное значение параметра для рабочего колеса первой ступени турбины двигателя Sa-78 объясняется форси рованием двигателя по оборотам относительно двигателя-прототипа, а также применением материала рабочей лопатки с большей плотностью (ЖС-32МОНО вместо ЧС-88ВИ на прототипе).

Рисунок 4.5 – Результаты определения параметра для вновь проектируемой турбины ГТД гражданской авиации (Sa-78) в сопоставлении со статистическими данными для турбин двигателей различного назначения в зависимости от температуры Т*г.рк.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – РК двигателя Sa-78.

Изменение прочностного параметра возможно только изменением гео метрических параметров рабочего колеса с учетом обеспечения прочностных ха рактеристик рабочей лопатки. Данная доработка практически не реализуема, так как требует серьезных изменений геометрии турбины двигателя-прототипа.

Значение комплексного параметра, равного произведению параметров 1, и для рабочего колеса первой ступени ТВД двигателя Sa-78 нанесено на 2, 4, график зависимости =f(Т*г.рк) и представлено на рисунке 4.6.

Полученное значение параметра =0,024 выше среднестатистических зна чений по данному параметру для рабочих колёс двигателей гражданской авиации на ~20%. Данное отличие связано со следующими мероприятиями, реализован ными на двигателе Sa-78 относительно двигателя-прототипа:

- применением рабочей лопатки с развитой перфорацией пера;

- применением материала рабочей лопатки с более высокими механически ми свойствами (ЖС-32МОНО вместо ЧС-88ВИ на прототипе).

Хорошее совпадение параметра для рабочего колеса первой ступени ТВД двигателя Sa-78, с трендом для рабочих колёс турбин двигателей гражданской и морской авиации, получено благодаря тому, что применение газогенератора ГТД наземной тематики обеспечило термодинамические, массовые и ресурсные пока затели двигателя авиационного назначения Sa-78 с минимальными изменениями в конструкции.

Рисунок 4.6 – Результаты определения параметра для вновь проектируемой турбины ГТД гражданской авиации (Sa-78) в сопоставлении со статистическими данными для турбин двигателей различного назначения в зависимости от температуры Т*г.рк.

1 – П и Э ГТД;

2 – Гражд. и морск. назн.;

3 – Воен. авиац.;

4 – РК двигателя Sa-78.

Дальнейшее повышение параметра для проектируемой системы охлаж дения рабочего колеса первой ступени турбины допустимо рассматривать в ком плексе решая следующие задачи:

- оптимизация гидравлики системы подвода воздуха и системы охлажде ния рабочих лопаток колеса турбины;

- оптимизации теплового состояния лопаток рабочего колеса;

- обеспечения нормируемых запасов прочности и требуемого по ТЗ на дви гатель ресурса рабочих лопаток турбины;

- повышения газодинамической эффективности турбины;

- обеспечения габаритных и снижения массовых характеристик турбины.

4.3 Оценка эффективности применения методики при проектировании рабочих колёс турбины с использованием комплексного параметра Применение методики проектирования охлаждаемого рабочего колеса ТВД ГТД с применением комплексного параметра позволяет на этапе эскизного проектирования решить следующие задачи:

Сократить сроки эскизного проектирования рабочего колеса охлаж 1.

даемой газовой турбины.

Однозначно определить сроки эскизного проектирования охлаждаемой вы сокотемпературной газовой турбины достаточно сложно, так как это зависит от многих факторов, а именно:

- от квалификации инженеров-конструкторов занятых в проекте;

- правильности выбора двигателя-прототипа;

- технологических возможностей производства данного предприятия, так как ос новные технологические решения закладываются именно на этапе эскизного про екта;

- и пр.

Тем не менее, коллектив инженеров в количестве 15…20 человек способен успешно решить задачу эскизного проектирования охлаждаемой турбины в тече нии 2…3 месяцев.

Автором данной работы приближенного из опыта работы конструкторского отдела турбины ОАО «НПО «Сатурн», оценено, что применение комплексного, обобщающего параметра как дополнительного инструмента позволит сократить сроки проектировония рабочего колеса охлаждаемой турбины на ~10%.

Снизить риски принятия неверного конструктивного решения по 2.

облику рабочего колеса турбины.

Проведение полного анализа по предлагаемой в данной главе методике проектирования охлаждаемого рабочего колеса турбины с помощью параметра позволит свести риски принятия неверного конструктивного решения к минимуму, т.к. параметр и новая методика проектирования рабочих колёс основаны на экспериментальных данных по внедренным в серийное производство двигателям.

3. Сократить сроки доводки рабочего колеса турбины.

Так как риски принятия неверного конструктивного решения на этапе эскизного проектирования охлаждаемого рабочего колеса сведены к минимуму благодаря использованию комплексного параметра, то и сроки доводки турбины по системе охлаждения рабочего колеса будут сокращены. Однако точную оценку сокращения сроков доводки рабочего колеса турбины сделать невозможно, т.к.:

- в параметр не введены показатели динамической прочности рабочей лопатки;

- сложно заранее определить влияние производственных отклонений по геометрии и по качеству литья деталей рабочего колеса на ресурс;

- прочие детали рабочего колеса: навесные лабиринты, фиксирующие кольца, крепежные элементы и др. могут потребовать специальных мероприятий по доводке.

Выводы по главе Предложена методика проектирования охлаждаемых рабочих колёс 1.

ТВД ГТД с использованием комплексного параметра, количественно учитывающего различные физические процессы, происходящие при работе турбины;

Адаптация предложенной методики проектирования охлаждаемого 2.



Pages:     | 1 || 3 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.