Содержание к диссертации
Введение
2. Анализ состояния исследований по теме диссертации 8
2.1. Охлаждение лопаток турбины: конструкция, режимы и условия работы 8
2.2. Методы и результаты исследования температурных напряжений и разрушения охлаждаемых лопаток 16
2.3. Выводы по главе. Задачи исследования 27
3. Нестационарные явления теплообмена в охлаждаемых лопатках турбин 30
3.1. Нестационарные газодинамические процессы в турбомашинах 30
3.2. Влияние турбулентности потока на теплообмен на наружной поверхности лопатки 38
3.3. Влияние нестационарного статор-ротор взаимодействия на эффективность пленочного охлаждения 44
3.4. Оценка коэффициентов теплоотдачи в областях, имеющих трёхмерные особенности обтекания. Определение температурной функции на лопатке. 66
3.5. Моделирование теплоотдачи во внутренних полостях 72
3.6. Выводы по главе 75
4. Моделирование нестационарных тепловых полей и температурных напряжений. Оценка ресурса лопатки турбины 78
4.1. Методика конечно-элементного анализа нестационарных тепловых полей и температурных напряжений .
4.2. Нестационарное поле температур. 85
4.3. Нестационарное поле температурных напряжений. Оценка циклического ресурса лопатки 101
4.4. Подтверждение достоверности результатов. Сравнение результатов расчётов с экспериментальными и эксплуатационными данными 107
4.5. Приближенная оценка температурных напряжений 114
4.6. Анализ влияния условий работы лопатки на температурные напряжения 127
4.7. Выводы по главе 130
5. Применение результатов исследования при проектировании двигателя 132
5.1. Методика оценки температурных напряжений и циклического ресурса охлаждаемых лопаток турбины 132
5.2. Применение разработанной методики при проектировании лопатки перспективного двигателя 135
5.3. Выводы по главе 150
6. Заключение 152
Список литературы
- Охлаждение лопаток турбины: конструкция, режимы и условия работы
- Нестационарные газодинамические процессы в турбомашинах
- Методика конечно-элементного анализа нестационарных тепловых полей и температурных напряжений
- Методика оценки температурных напряжений и циклического ресурса охлаждаемых лопаток турбины
Введение к работе
Достижение конкурентоспособности авиастроения на глобальных рынках является важнейшим шагом в интересах перехода к несырьевой модели экономического роста. В среднесрочный период авиапромышленность, как одна из ведущих отраслей, станет в авангарде инновационного развития российской экономики.
В настоящее время газотурбинные двигатели являются очень востребованной продукцией, спектр применения которой велик. Современные двигатели используются в различных областях хозяйственной деятельности человечества: это и транспортировка природного газа, и электроэнергетические установки, однако, в первую очередь - это гражданская и военная авиация.
Самым современным отечественным двигателем, используемым в гражданской авиации, является двигатель ПС-90А. Благодаря высоким удельным характеристикам он успешно эксплуатируется на магистральных самолетах Ил-96-300 и Ту-204, в ближайшее время планируется его установка на самолеты Ту-214 и Ил-76. Разработаны и выпускаются серийно модификации этого двигателя для наземных энергетических установок и газоперекачивающих станций. В 2003 году на двигателях ПС-90А, эксплуатирующихся на самолетах Ил-96-300 и Ту-204, произошло 4 случая выключения двигателя в полете по конструктивно-производственным недостаткам [57]: 3 случая - на Ил-96-300, 1 случай - на Ту-204. Наработка на выключение в полете составила 35576 часов при норме 32000 часов, наработка на досрочный съем двигателя 3950 часов при норме 4300 часов. По-прежнему остается высоким количество случаев досрочного съема двигателей - 36 за год.
Для обеспечения конкурентоспособности двигателей одними из важнейших требований становятся увеличение надёжности и топливной экономичности. Эти требования противоречивы, так как увеличение топливной экономичности и необходимое для этого увеличение температуры газа перед
4 турбиной неизбежно снижают надёжность из-за ухудшения прочностных свойств материалов деталей. Сосредоточенность на максимизации полезности по одному из этих требований ведёт к минимизации полезности другого. Однако оба этих требования одинаково важны и требуют взаимной увязки.
Тенденция развития современных конкурентоспособных газотурбинных двигателей такова, что с каждым новым поколением двигателей, температура газа перед турбиной увеличивается. Для того чтобы детали турбины, в частности лопатки, выдерживали высокие температурные нагрузки, разрабатываются жаропрочные и жаростойкие сплавы, а также различные конструктивные схемы охлаждения. Для снижения температуры металла лопатки в основном используется комбинация двух типов воздушного охлаждения: конвективного и плёночного.
Надо сказать, что охлаждением лопаток турбин, в том числе и плёночным, стали заниматься с момента появления первого газотурбинного двигателя. Так на двигателе ЮМО-004 (1943-1945 г.) лопатки статора первой ступени турбины имели плёночное охлаждение.
Вследствие использования воздушного охлаждения для увеличения ресурса деталей турбины возникают зоны с большими температурными градиентами (на наружную поверхность набегает горячий поток газа, а по внутренней полости течёт холодный воздух). Это влечёт за собой появление больших температурных напряжений, которые в совокупности с напряжениями от газодинамических и центробежных сил, а так же с наличием многочисленных концентраторов напряжений в виде штырьков, отверстий, ребер и т.д. могут приводить к появлению трещин в охлаждаемых лопатках турбин.
Исключение связанных с термоусталостью дефектов охлаждаемых лопаток турбин является важнейшей задачей обеспечения надежности двигателей. Термоусталостные трещины возникали, в частности, в рабочих лопатках первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А.
Решение проблемы обеспечения ресурса лопаток турбины требует на стадии проектирования детального анализа полей температур и температурных напряжений с помощью трехмерных математических моделей. Несмотря на наличие современных средств моделирования, такой анализ остается сложной задачей, его методика разработана недостаточно.
Мало изучены и обычно не учитываются в практике проектирования лопаток эффекты, обусловленные нестационарным характером процессов теплообмена. Их можно разделить на две группы.
К первой группе относятся эффекты, обусловленные нестационарным теплообменом на переходных режимах работы двигателя, на которых следует ожидать наиболее высоких градиентов температур.
Ко второй группе можно отнести эффекты, связанные с нестационарным характером газового потока в межлопаточном канале. Речь идет о колебаниях скоростей, температур и давлений, обусловленных нестационарным газодинамическим статор-ротор взаимодействием. Несмотря на высокие частоты, эти колебания существенным образом изменяют условия теплообмена газа с лопаткой вследствие нелинейности процессов теплообмена.
Целью проводимого исследования, направленного на повышение надежности охлаждаемых лопаток турбин, является разработка уточненной методики расчета теплового и термонапряженного состояния охлаждаемых лопаток турбины, учитывающей нестационарные газодинамические и тепловые эффекты процессов теплообмена.
В результате проведённого исследования, был разработан инженерный аппарат, дающий возможность определить ресурс рабочей лопатки турбины с учётом нестационарности процессов теплообмена.
Научная новизна выполненного в диссертации исследования состоит в следующем:
1. Впервые проведено подтвержденное экспериментом комплексное исследование нестационарного теплового и напряжённого состояния
охлаждаемых лопаток газовых турбин с выходом на оценку циклической долговечности.
В результате проведённого исследования установлено, что для повышения точности граничных условий по теплообмену необходимо учитывать совместное действие следующих факторов: эффективной турбулентности, нестационарного статор-ротор взаимодействия, теплообмена в зонах с трехмерными особенностями течения, спецификой температурной функции на лопатке.
Получены количественные оценки влияния:
нестационарного статор-ротор взаимодействия на эффективность пленочного охлаждения;
нестационарных эффектов на переходных режимах работы двигателя на увеличение температурных напряжений в зависимости от конструктивных и эксплуатационных факторов;
эффективной турбулентности потока на коэффициент теплоотдачи от газа к лопатке;
4. Предложен коэффициент, отражающий вклад нестационарного
теплообмена на переходных режимах работы двигателя и приближенная
методика его определения;
Практическая ценность работы состоит в следующем:
1. Разработан инженерный инструмент оценки долговечности охлаждаемых
рабочих лопаток турбины высокого давления, предназначенный для
использования при выборе конструкции лопатки и схемы охлаждения на стадии
проектирования двигателя;
Разработанная методика оценки долговечности позволила объяснить причину появления трещин термоусталости в рабочей лопатке турбины высокого давления двигателя ПС-90А
Показана возможность повышения эффективности плёночного охлаждения лопаток турбины двигателя ПС-90А и перспективного двигателя ПС-12;
Достоверность результатов обеспечивается использованием апробированных методов исследования, подтверждается удовлетворительным согласованием температурных полей и циклической долговечности лопатки первой ступени турбины двигателя ПС-90А с экспериментальными и эксплутационными данными.
Основные положения и результаты разработанной методики докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях: Аэрокосмическая техника и высокие технологии (АКТ) - 2001, АКТ - 2002, АКТ - 2003, АКТ - 2004, АКТ - 2005 (ПГТУ, г.Пермь); «Газотурбинные и комбинированные установки», 2004 (МГТУ, г. Москва); «Проблемы создания перспективных авиационных двигателей»: 2005 (ЦИАМ, г.Москва). По материалам диссертации опубликовано 8 печатных работ.
Охлаждение лопаток турбины: конструкция, режимы и условия работы
Системы охлаждения турбинных лопаток могут быть классифицированы по критерию выдува или не выдува охладителя в проточную часть на открытые и замкнутые. В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкнутом контуре, включающем в себя внутренние полости лопаток, и теплообменник, в котором нагретый в лопатках теплоноситель охлаждается воздухом или топливом. В открытых системах воздушного охлаждения лопаток воздух, отбираемый от компрессора, используется непосредственно для охлаждения лопаток и выпускается затем в проточную часть турбины. Именно такие системы благодаря своей простоте получили широкое распространение в газотурбинных двигателях [10].
В авиационных двигателях используется два основных способа воздушного охлаждения лопаток: - внутреннее конвективное охлаждение, при котором воздух проходит по каналам внутри лопатки и выпускается затем в проточную часть турбины за лопаткой; - заградительное (плёночное) охлаждение, при котором воздух через систему щелей или отверстий выпускается на поверхность лопатки и создает пленку, защищающую лопатку от непосредственного соприкосновения с горячим газом.
Второй способ обычно применяется в комбинации с первым.
Для повышения эффективности конвективного охлаждения лопаток применяют различные способы интенсификации теплообмена. С этой целью используют турбулизаторы в виде рёбер, сплошных и прерывистых перемычек, выступов и др. Кроме того, для разрушения пограничного слоя, в котором поток тормозится и имеет низкую скорость и, соответственно, низкие коэффициенты теплоотдачи, выполняются пристеночные рёбра [11].
На рисунке 2.1.1 показаны некоторые схемы организации охлаждения рабочих лопаток. Схемы 1 и 2 относятся к внутреннему конвективному охлаждению и различаются только тем, что в схеме 1 (с радиальным течением охладителя) воздух течет по каналам, направленным вдоль пера лопатки, а в схеме 2 организуется смешанное течение охладителя (поперечное и радиальное), позволяющее интенсифицировать охлаждение наиболее нагретых элементов лопаток, в частности, их передних кромок [18].
Схема 3 представляет пример комбинированного конвективно-пленочного охлаждения, при котором часть воздуха, выполняющего конвективное охлаждение, вытекает в выходную щель и в торец лопатки, а остальной воздух пропускается через отверстия в передней кромке, образуя плёночную "завесу" в этой части лопаток. Количество таких отверстий и их расположение могут быть различны. Перспективной является охлаждение по схеме 4, в которой оболочка лопатки выполняется из пористого материала, что позволяет осуществить пропуск охлаждающего воздуха через поры на всю омываемую газовым потоком поверхность лопатки, таким образом, организуется сплошное плёночное охлаждение поверхности лопатки. Кроме того, при такой схеме охлаждения растёт эффективность конвективного охлаждения за счёт увеличения поверхности теплоотдачи.
При сравнении эффективности той или иной системы охлаждения необходимо учитывать, что в охлаждении лопаток, помимо положительного эффекта, есть ещё и отрицательный, связанный с появлением потерь трех видов [18]: - затрат мощности на прокачку охладителя через систему ох лаждения; уменьшения работы расширения газа вследствие отвода тепла в процессе расширения; - увеличения гидравлических потерь в охлаждаемых решетках профилей.
Существует общепринятая характеристика эффективности системы охлаждения - относительная эффективность охлаждения, которая оценивает совершенство системы охлаждения детали. Относительная эффективность охлаждения является отношением реального понижения температуры металла лопатки Тл относительно газа Тг к максимально возможному понижению - до температуры охлаждающего воздуха Тв [29]:
Видно, что эффективность охлаждения увеличивается с увеличением расхода охладителя, однако необходимо учитывать то, что расход воздуха, забираемого из-за компрессора или из-за его ступеней, ограничен из соображений топливной экономичности. Необходимо найти оптимальный вариант, при котором будет организовано максимально возможное охлаждение, но эффективность работы всего двигателя не пострадает.
Выбор материала рабочих лопаток обычно производят по характеристикам длительной прочности, которые должны обеспечивать необходимый запас прочности при рабочих температурах металла. В охлаждаемых лопатках обычно не удается существенно снизить температуру кромок. Кроме того, газ, окружающий лопатки, содержит агрессивно действующие вещества, в том числе особенно опасные - ванадий и серу. Эти вещества способствуют развитию газовой коррозии, разрушающей лопатки. Помимо этого, в потоке газа присутствуют жидкие и твердые частицы, которые при столкновении с лопаткой вызывают ее поверхностное повреждение, то есть наблюдается эрозия лопатки. Поэтому кроме
жаропрочности одним из важных требований к металлу является жаростойкость.
Кроме жаропрочности и жаростойкости, материал лопаток газовых турбин должен обладать малой чувствительностью к концентрации напряжений, удовлетворительно обрабатываться, иметь приемлемую стоимость.
Концентрация температурных напряжений в лопатках первых ступеней турбины возникает в результате неравномерного охлаждения. Поскольку охлаждающий воздух не может равномерно покрыть все поверхности лопатки неизбежно возникают температурные градиенты в зонах пересечения более охлаждённых поверхностей с менее охлаждёнными, которые в свою очередь провоцируют увеличение температурных напряжений.
Для литья сопловых и рабочих лопаток газотурбинных двигателей первого поколения применялись никелевые сплавы, например ЖС-6К, ЖС-6Ф, ЖС-6УВИ, рабочая температура которых составляет 1050...1100К. В современных двигателях температура лопаток может достигать 1300К. Еще большее увеличение рабочей температуры металла может быть достигнуто за счёт применения никелевых сплавов с направленной кристаллизацией. Литьё с направленной кристаллизацией представляет собой процесс, при котором границы между зернами в направлении, перпендикулярном направлению центробежных сил стираются. Таким образом, на границах зёрен исключается возможность разрушения и ползучести.
Разработка новых лопаточных сплавов с улучшенными характеристиками, наряду с оптимизацией систем охлаждения, является основным резервом для возможности увеличения температуры газа перед турбиной.
Нестационарные газодинамические процессы в турбомашинах
Для того, чтобы определить влияние этих факторов необходимо на первом этапе произвести расчет параметров газового потока в межлопаточном канале на выбранном установившемся режиме работы двигателя с учетом нестационарного статор-ротор взаимодействия. Используется программный комплекс ПЛУТОН, Рис.3.1.6. Геометрия сечения ступени турбины разработанный в ОАО «Авиадвигатель» [1]. Исходными данными для расчета наряду с геометрией лопатки являются частота вращения ротора п, перепад полного давления на ступени, а также распределение температуры газа на входе в ступень Т вх. Результатом расчета является распределение по профилю лопатки статического давления, полной температуры и скорости потока, как функция времени.
На втором этапе эти результаты используются для расчета параметров пограничного слоя. Расчет ведется методом конечных разностей в постановке двумерного турбулентного нестационарного пограничного слоя с помощью программного комплекса IRBIS, разработанного в ОАО «Авиадвигатель» [1]. В качестве критерия перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный принят критерий Абу-Ганема [52], учитывающий интенсивность турбулентности набегающего на лопатку потока. Результатом расчета является распределение по профилю лопатки толщины потери импульса 8 и коэффициента теплоотдачи а. На рис. 3.1.7 - 3.1.10 показаны результаты расчета температуры газа, скорости потока, числа Рейнольдса по толщине потери импульса Re" = pU5" In, толщины пограничного слоя и коэффициента теплоотдачи вдоль профиля.
Координата S в приведенных на рис.3.1.7-3.1.10 зависимостях отсчитывается на спинке и на корыте вдоль линии профиля от границ входной кромки (точки А и В, рис.3.1.6).
Для определения нестационарных полей скоростей и давлений газового потока вблизи отверстий перфорации в рабочей лопатке первой ступени ТВД был проведен нестационарный расчет статор - ротор взаимодействия для рабочей лопатки первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А. Расчет проводился в ОАО «Авиадвигатель». Использовалась трехмерная модель (рис. 3.1.11), представляющая собой сектор турбины высокого давления, соответствующий 1/12 части круга (одной жаровой трубе). Сектор включает в себя три межлопаточных канала первого соплового аппарата, шесть межлопаточных каналов решетки первого рабочего колеса и четыре - второго соплового аппарата. Определялись параметры газового потока стационарного взлетного режима работы двигателя.
Расчет проводился для трех сечений лопатки: нижнего (10% от высоты пера), среднего (50% от высоты пера) и верхнего (90% от высоты пера). Считалось, что лопатка проходит полный сектор по окружности (от одной жаровой трубы до другой) за 90 временных шагов. В результате расчета получено нестационарное распределение давлений и скоростей по профилю лопатки в трех сечениях для 90 моментов времени в виде файлов результатов.
Чтобы оценить эффективность пленочного охлаждения, необходимы значения давлений и скоростей в отверстиях перфорации. Расположение отверстий перфорации относительно профиля взято из модели рабочей лопатки (рис. 3.1.12).
Модель рабочей лопатки и расчетная модель построены в разных системах координат (рис. 3.1.12). Координаты X и Y отверстий перфорации в расчетной модели найдены путем наложения сечений модели лопатки на сечения расчетной модели. В результате получены значения давления и скорости в отверстиях перфорации в каждый расчётный момент времени. Полученные зависимости для точек среднего сечения, соответствующих координатам отверстий перфорации на спинке и корыте лопатки, приведены на рис.3.1.13.
Полученные зависимости (рис. 3.1.14) в первом приближении хорошо аппроксимируются одним членом ряда Фурье с номером гармоники, равным количеству лопаток статора:
Таким образом, в настоящем разделе рассмотрены источники нестационарного статор-ротор взаимодействия и нестационарные эффекты, возникающие вследствие наличия этого явления. В качестве примера приведены результаты расчёта параметров газового потока: давления, скорости, температуры, толщины пограничного слоя, числа Рейнольдса, коэффициента теплоотдачи для лопатки первой ступени турбины высокого давления двигателя ПС-90А. Полученные результаты будут использованы в дальнейших расчетах.
В настоящем разделе рассматривается влияние турбулентности внешнего потока на процессы теплообмена охлаждаемой лопатки турбины с газом. Показано, что если учитывать эффект турбулентности, то коэффициент теплоотдачи со стороны спинки повышается на величину от 10 до 40%.
Турбулентность потока оказывает существенное влияние на механизм переноса энергии в пограничном слое и, следовательно, на коэффициент теплоотдачи. В работе [47] и предшествующих работах тех же авторов показано, что турбулентность потока реально влияет на процессы переноса в пограничном слое только в узком диапазоне частот пульсаций. При высоких частотах турбулентность затухает в результате вязкого демпфирования, а при низких возмущения пульсации носят квазистационарный характер и не находят отражения в осредненном во времени решении.
Методика конечно-элементного анализа нестационарных тепловых полей и температурных напряжений
Для решения задачи о тепловом поле в лопатке, необходимо задать граничные условия - коэффициенты теплоотдачи а и температуру среды Тс, на внешней и внутренней (в полости) поверхностях лопатки.
В соответствии с приведенной в главе 3 методикой, базовые коэффициенты теплоотдачи и температура среды по наружной поверхности были рассчитаны с учетом эффекта нестационарного статор-ротор взаимодействия. Учёт действия турбулентности и плёночного охлаждения производился с помощью рассчитанных поправочных коэффициентов. Особенности областей с трёхмерным обтеканием, а также действие окружной и радиальной неравномерности температуры среды рассматриваются локально, т.е. коэффициенты теплоотдачи и температура корректируются конкретно в рассматриваемых областях. Граничные условия внутренней поверхности лопатки были заданы исходя из гидравлических и тепловых расчётов, произведённых по методике ОАО «Авиадвигатель».
Температуры окружающей среды и коэффициенты теплоотдачи на замковой части лопатки заданы по данным ОАО «Авиадвигатель».
Коэффициенты теплоотдачи и температуры окружающей среды рассчитаны для двух стационарных режимов: «взлёт» и «малый газ». Для режима «взлёт»: Тсатш = 1358С, Тв = 614 С. Для режима «малый газ»: Tcamax = 622 С, Тв= 246 С. Принято, что при переходе с режима «взлёт» до «малого газа» температура Тсатш падает в течение 10 секунд по линейному закону. Сформулированные таким образом граничные условия приведены на рис. 4.2.1 - 4.2.4.
На рис. 4.2.1, 4.2.2. продемонстрированы коэффициенты теплоотдачи на режиме «Взлёт». Видно, что максимальные коэффициенты теплоотдачи имеют место на входной кромке. На выходной щели теплоотдача низкая, а на поверхности металла лопатки, окружающего её, более высокая. Распределение коэффициентов теплоотдачи по спинке и корыту равномерное, в прикорневом сечении теплоотдача более интенсивная за счет вторичных течений. Прикорневая полка около входной кромки имеет низкие коэффициенты теплоотдачи.
На рис. 4.2.3, 4.2.4. представлено распределение коэффициентов теплоотдачи на режиме «Малый газ». Качественное распределение коэффициентов теплоотдачи сохраняется таким же, как и на режиме «взлёт», численные значения - ниже.
Средняя температура газа вблизи поверхности корыта лопатки выше, чем на спинке (рис. 4.2.5.). Кроме того, на спинке температура более равномерная, а на корыте в зоне между нижним и средним сечением имеет место максимальное по температуре пятно. В зоне между средним и периферийным сечением также наблюдается горячее пятно, температура которого, однако, ниже, чем у пятна в зоне между корневым и средним сечениями.
Граничные условия в трёхмерном расчёте на внутренней поверхности лопатки задаются из двумерного теплового расчёта. Температура среды и коэффициенты теплоотдачи на режиме «Взлёт» представлены на рис. 4.2.6 -4.2.7. На режиме «Малый газ» граничные условия задаются аналогичным образом и меняются только количественно.
Методика конечно-элементного анализа нестационарных полей температур на переходном режиме предполагает предварительный расчет стационарного поля для предшествующего стационарного режима.
На стационарном режиме «Взлёт» полученное распределение температур (рис. 4.2.8.) неравномерно, температура по перу изменяется от 840С до 1147С.
Необходимо отметить, что нижнем радиусе выходной кромки (в зоне стыка тонкой части выходной щели и толстой прикорневой области) рассматриваемой рабочей лопатки турбины, были обнаружены трещины, имеющие термоусталостный характер. По этой причине описанная зона выходной кромки в дальнейшем будет рассмотрена более подробно.
На рис. 4.2.9. видно, что корыто лопатки нагрето более интенсивно, чем спинка. На корыте имеется «горячее пятно», от центра которого к периферии температура постепенно снижается. Самые перегретые части лопатки — верхний и нижний радиусы выходной щели и торец лопатки в зоне выходной кромки
В зоне стыка выходной щели и выходной кромки лопатки возникает эксплуатационный дефект - трещина термоусталости. В связи с этим в дальнейшем анализе тепловых полей и напряжений эта зона - зона дефекта -анализируется более подробно. Тепловые поля внутренней поверхности лопатки на режиме «Взлёт» также неравномерны (рис. 4.2.10). Средние температуры внутренней полости лопатки существенно ниже, чем наружной. Температура по перу изменяется от 850С до 1064С. На корыте температура опять несколько выше, чем на спинке. В зоне появления дефекта (рис. 4.2.11) разница температур достигает 184 С. Полученное распределение температур на стационарном режиме «Малый газ» (рис.4.2.12) неравномерно, качественно похоже на температурное поле режима «Взлёт». Температура по перу изменяется от 350 до 590 С, наиболее нагретая зона - периферия выходной кромки. В зоне появления дефекта (рис.4.2.13) в прикорневой части выходной кромки температура - 526 С , в близи среднего сечения - 348 С , разница температур составляет 178 С, что на 80 С ниже, чем на стационарном режиме «Взлёт».
Методика оценки температурных напряжений и циклического ресурса охлаждаемых лопаток турбины
На основе результатов проведенного исследования разработана методика расчетного прогнозирования ресурса охлаждаемых лопаток турбины. Предлагаемая методика при определении долговечности лопатки позволяет учитывать ряд эффектов, в том числе и нестационарных, которые ранее рассматривались либо автономно друг от друга, либо вообще не учитывались. Данная методика представляет собой последовательность действий, необходимых для определения ресурса лопатки на стадии проектирования.
На первом этапе необходимо произвести расчёты нестационарного статор-ротор взаимодействия и стационарного пограничного слоя (рис.5.1.1). Результатами проведённого расчёта являются базовые коэффициенты теплоотдачи и температуры среды на наружной поверхности лопатки. Кроме того, из этих же расчётов определяются параметры колебаний давления и скорости газа в близи поверхности лопатки (рис. 3.1.14).
Следующим шагом является определение корректировочного коэффициента, учитывающего влияние турбулентности потока в пограничном пристеночном слое на теплообмен между лопаткой и внешним газовым потоком. Входными данными, необходимыми для проведения расчёта, являются следующие параметры: диаметр выходной кромки лопатки, расстояние от выходной кромки лопаток статора лопатки ротора, толщина пограничного слоя, определённая на первом этапе. Учёт влияния турбулентности в пограничном слое лопатки сводится к умножению корректировочного коэффициента на базовый коэффициент теплоотдачи (3.2.7).
На третьем этапе определяется эффективность плёночного охлаждения. Для проведения расчёта необходимо определить зависимость давления и скорости газового потока от времени в местах расположения отверстий выдува охлаждающего воздуха с учётом нестационарного статор-ротор взаимодействия. Эффективность пленочного охлаждения с учетом нестационарного статор-ротор взаимодействия рассчитывается по разработанной методике. поверхность прикорневой полки лопатки и часть спинки в прикорневой области. Рекомендации по учету особенностей этих зон рассмотрены в главе 3. Особенности температурной функции в радиальном и окружном направлении определяются на пятом этапе представленной методики.
Когда определены граничные условия на наружной поверхности, необходимо перейти к следующему этапу, на котором определяются коэффициенты теплоотдачи и температуры среды внутренней поверхности лопатки, которые определяются с использованием известной методики, включающей гидравлический расчёт течения воздуха и двумерный конечно-элементный анализ подогрева охлаждающего воздуха.
На седьмом этапе проводится тепловой 3-D расчёт рабочей лопатки первой ступени турбины высокого давления для двух стационарных режимов работы двигателя «Малый газ» и «Взлёт». Результатами седьмого этапа являются тепловые поля, характерные для лопатки на выбранных расчётных режимах.
На следующем этапе производится трёхмерный расчёт температурных напряжений, входными параметрами для которого служат рассчитанные ранее тепловые поля.
Для приближенной оценки температурных напряжений в местах резкого изменения температуры лопатки может быть использована предложенная в диссертации приближенная модель. Для ее использования надо рассчитать постоянные времени характерных участков Z2 и ту по соотношению (4.5.6) и воспользоваться поправочным коэффициентом (рис.4.6.1).
На завершающем этапе определяется долговечность лопатки по формуле Мэнсона (4.3.1). . В настоящем разделе разработанная в главе 3 методика использована для оценки эффективности пленочного охлаждения рабочей лопатки первой ступени турбины высокого давления перспективного двигателя.
Рабочая лопатка 1 ступени разрабатывается для перспективного ТРДД (рис.5.2.1). Лопатка монокристальная из высокопрочного сплава на никелевой основе ЖС-36ВИ. Лопатка имеет трехзубый замок елочного типа.
Схема охлаждения лопатки - конвективно-пленочная, система внутренних каналов четырехполостная, многопетлевая. Входная кромка имеет подводящую полость и полость входной кромки, охлаждаемую лобовым натеканием через литые отверстия. Средняя полость имеет 4 радиальные стенки образующие убывающий по сечению петлевой канал, обеспечивающий высокие коэффициенты теплоотдачи при движении охлаждающего воздуха, направление движения охлаждающего воздуха - от выходной кромки к входной. Выходная кромка имеет отдельную полость с целью точного управления потоком охлаждающего воздуха (возможность установить жиклер).
Лопатка имеет развитую перфорацию (13 рядов), отверстия перфорации наклонены к поверхности лопатки и к вертикальной оси под углом 30 градусов, что обеспечивает минимальную концентрацию напряжений в отверстиях и максимальное сохранение охлаждающей пленки при достаточной технологичности изготовления.
