автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Разработка комплексного подхода к проектированию охлаждаемых высокотемпературных газовых турбин с целью снижения рисков и сроков разработки

На правах рукописи

Поткин Андрей Николаевич

РАЗРАБОТКА КОМПЛЕКСНОГО ПОДХОДА К ПРОЕКТИРОВАНИЮ ОХЛАЖДАЕМЫХ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН С ЦЕЛЬЮ СНИЖЕНИЯ РИСКОВ И СРОКОВ РАЗРАБОТКИ

05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

г 7 НДР 2014

Рыбинск-2014

005546453

005546453

Работа выполнена в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьёва»

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор Пиралишвили Шота Александрович Официальные оппоненты:

Крылов Борис Анатольевич, доктор технических наук, профессор, ФГБОУ ВПО «Московский государственный авиационный институт (национальный исследовательский университет)», ведущий научный сотрудник

Шифрин Борис Аронович, кандидат технических наук, ЗАО НПВП «Турбокон» г. Калуга, начальник КБ термодинамических и газодинамических установок

Ведущая организация:

Научно-производственное объединение по исследованию и проектированию энергетического оборудования им. И.И. Ползунова» (ОАО «НПО ЦКТИ»), г. Санкт-Петербург

Защита состоится 14 мая 2014 г. в 12-00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьёва» по адресу: 152934, г. Рыбинск, Ярославская область, ул. Пушкина, 53, ауд. 237.

С диссертацией "можно ознакомиться в библиотеке федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьёва».

Автореферат разослан «12.» марта 2014 г.

Конюхов Борис Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы: Характерной особенностью развития ГТД является переход к более высоким параметрам рабочего тела для улучшения экономичности. Ресурс ГТД определяется в первую очередь ресурсом рабочих лопаток первой ступени турбины высокого давления (ТВД). В связи с этим при создании современного ГТД первоочередное внимание уделяется достижению высоких ресурсных показателей лопаток рабочего колеса первой ступени ТВД с учетом обеспечения требований по газодинамической эффективности.

На этапе проектирования новой перспективной охлаждаемой турбины необходимо определиться с конструктивным обликом системы охлаждения рабочего колеса ТВД. Существующие наработки по системе охлаждения турбины-прототипа не всегда полностью обеспечивают правильность принятого решения. Для изучения проблемы обеспечения газодинамической эффективности и работоспособности охлаждаемого рабочего колеса на этапе эскизного проектирования предлагается комплексный теплофизический подход, учитывающий газодинамические в проточной части, гидравлические в каналах системы охлаждения, тепловые и прочностные характеристики процессов, происходящих при работе ТВД.

Цель работы: на основе анализа разработать обобщающий параметр теп-лонапряжённого состояния охлаждаемого рабочего колеса высокотемпературной перспективной турбины с учетом её газодинамической эффективности, позволяющий осуществить комплексную оценку системы охлаждения, а также снизить риски и сроки разработки рабочего колеса на этапе проектирования.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1. Экспериментально изучить влияние параметров подачи охладителя на эффективность процесса охлаждения элементов проточной части турбины;

2. С использованием проведенного экспериментально-аналитического обобщения разработать параметр комплексной оценки качества создаваемой системы охлаждения рабочего колеса, учитывающий различные физические процессы, происходящие при работе ТВД;

3. Разработать методику проектирования высокоэффективной системы охлаждения рабочего колеса газовой турбины с использованием комплексного параметра

Научная новизна: на основании предложенной методики оценки качества системы охлаждения рабочего колеса турбины с использованием разработанного комплексного параметра получена расчётно-экспериментальная зависимость, позволяющая на этапе проектирования оценить эффективность системы охлаждения с учетом заданного ресурса, а также выполнить анализ различных физических процессов, происходящих при работе газовой турбины, выявляя наиболее эффективный вариант её конструктивного исполнения.

На защиту выносятся:

1. Методология комплексного подхода к решению задачи проектирования охлаждаемого рабочего колеса газовой турбины;

2. Результаты численно-экспериментального определения комплексного параметра, характеризующего теплонапряженное состояние охлаждаемого рабочего колеса газовой турбины с учетом различных физических процессов.

Практическая полезность и реализация результатов:

Практическая ценность работы заключается в разработке метода, позволяющего на этапе эскизного проектирования комплексно оценить эффективность газодинамических процессов, процессов теплообмена и прочностные характеристики рабочего колеса ТВД ГТД.

Разработанный метод включен в процессы проектирования и доводки охлаждаемых газовых турбин на ОАО «НПО «Сатурн».

Достоверность научных результатов:

1. Достигается применением фундаментальных положений термогазодинамики рабочего цикла, постановкой опытов с применением аттестованного метрологического оборудования и датчиков;

2. Подтверждается совпадением полученных результатов с экспериментальными характеристиками турбин высокого давления ГТД отечественного и зарубежного производства, а также с экспериментальными характеристиками турбин ГТД различного назначения, разработанных в ОАО «НПО «Сатурн».

Апробация работы: основные результаты работы обсуждены на конференциях:

- ЬУ научно-технической сессии РАН по проблемам газовых турбин (Рыбинск: ОАО НПО «Сатурн», ОАО «ВТИ» 2008г.);

- Научно-практической конференции студентов и аспирантов по специальности «Авиационные двигатели и энергоустановки» (Рыбинск, РГАТА им. П.А. Соловьёва, 2009г.);

- Международном научно-техническом форуме, посвященном 100-летию ОАО «КУЗНЕЦОВ» и 70-легию СГАУ (Самара, СГАУ, 2012 г.);

- научно-методическом семинаре кафедры ОиТФ РГАТУ им. П.А. Соловьёва, в ноябре 2013 года.

Личный вклад автора. Расчётно-экспериментальные исследования, обработка экспериментальных данных, создание методики проектирования рабочего колеса турбины с использованием комплексного параметра, а также подготовка и проведение экспериментального исследования охлаждаемого рабочего колеса турбины в составе опытного газогенератора на испытательном стенде проведены при участии и под руководством автора.

Публикации: основные материалы диссертации опубликованы в 8 статьях, из которых 7 опубликованы в изданиях рекомендованных ВАК.

Структура и объем работы: диссертация изложена на 134 страницах и включает в себя 55 иллюстраций, 14 таблиц. Работа состоит из введения, четырёх глав, выводов, списка используемой литературы из 113 наименований, приложения.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы, сформированы цели и задачи исследования, отмечена научная новизна и практическая значимость полученных результатов.

В первой главе выполнен обзор схем подвода охлаждающего воздуха к лопаткам рабочего колеса ТВД. При обзоре использованы источники с конструктивными и параметрическими данными по турбинам ГТД отечественного и зарубежного производства. По конструктивному признаку выявлены десять наиболее распространённых схем подачи воздуха на охлаждение рабочих лопаток ТВД (таблица 1). Существующие системы охлаждения рабочих колес отличаются конструктивным многообразием, которое определяется широкой областью применения.

Таблица 1 - Перечень схем подвода воздуха на охлаждение рабочих колес турбин ГТД__

Номер схемы Краткое описание подвода воздуха

1 Через аппарат предварительной закрутки и отверстия в диске рабочего колеса.

2 Через аппарат предварительной закрутки и пазы в диске рабочего колеса.

3 Через аппарат предварительной закрутки, напорный диск и отверстия в диске рабочего колеса.

4 Через аппарат предварительной закрутки из преддисковой полости ротора.

5 Через ротор и отверстия в диске рабочего колеса.

6 Через ротор, напорный диск и отверстия в диске рабочего колеса.

7 Через аппарат предварительной закрутки, напорный диск и пазы в диске рабочего колеса.

8 Через ротор, напорный диск и пазы в диске рабочего колеса.

9 Через ротор и пазы в диске рабочего колеса.

10 Через аппарат предварительной закрутки, каналы подкачки и отверстия в диске рабочего колеса.

Для однозначного определения облика системы охлаждения рабочего колеса ТВД на начальных этапах её создания сделана попытка ввода комплексного безразмерного параметра, включающего в себя показатели газодинамики, гидравлики, теплообмена и прочности.

Во второй главе собраны экспериментально-расчётные параметры по тепловым, газодинамическим, конструктивным и прочностным характеристикам ТВД 23-х ГТД отечественного и зарубежного производства. При проектировании и доводке турбин ГТД различного назначения имеют место отличающиеся подходы конструктивного исполнения систем двигателя, в том числе и системы охлаждения турбины. Отличия данных подходов связаны с различными ресурсными показателями, предъявляемыми в технических требованиях от заказчика того или иного ГТД. В работе проведено разделение ГТД по следующим назначениям:

- ГТД промышленного и энергетического применения (ПиЭГТД);

- ГТД гражданской авиации и морского назначения (Гражд. и морск. назн.);

- ГТД военной авиации (Воен. авиация).

Рассмотрены процессы, определяющие эффективную работу системы охлаждения рабочего колеса турбины: газодинамика, гидравлика, теплообмен и прочность. При проведении анализа использовались известные по техническому заданию параметры рабочего колеса турбины и параметры, для определения которых не требуется проведения сложных расчётов.

Оценку влияния выдув а воздуха из системы охлаждения лопаток рабочего колеса на газодинамические характеристики турбины предлагается проводить с использованием следующего безразмерного параметра:

^ «и

Принимая в внимание, что г] ЛП*и.ех?л7 и

г СдО

запишем:

—тг*—(?)

В числитель первого сомножителя данного параметра поставлен эффективный КПД основная характеристика газовой турбины с точки зрения

газодинамического совершенства. В знаменатель первого сомножителя поставлена сумма эффективного к.п.д. турбины т]*^ и снижения данного КПД от вы-

дува воздуха из рабочих лопаток дг£. зг, _Р7 т.е. КПД турбины без влияния вы-

дува охлаждающего воздуха из лопаточного венца рабочего колеса. В выражениях (1) и (2):

- <73 - расход воздуха через систему охлаждения рабочих лопаток, кг/с;

- С-0 - расход газа в проточной части на входе в ступень газовой турбины, кг/с;

- - располагаемые энергии основного потока и охлаждающего воздуха, Дж/кг.

В первом приближении снижение эффективного КПД турбины (Дг| *т.„т.1'л) предложено рассчитывать по одномерному газодинамическому расчёту. Для случаев осуществления всех отборов воздуха за компрессором

1-Г:

можно ориентировочно принять, что ~ -0,5. Тогда для рабочих лопаток первой ступени турбины, охлаждаемых закомпрессорным воздухом, запишем:

--(1-Ю,5С.). (3)

Поделив числитель и знаменатель первого сомножителя в выражении (3) на л * * и введя обозначение кп = рл окончательно запишем:

' "-3' 4 П'тлф _

где коэффициент снижения эффективного КПД турбины за счёт выдува охлаждающего воздуха из рассматриваемого рабочего колеса.

Чем больше значение параметра тем выше эффективность рабочего колеса турбины с точки зрения газодинамики.

Оценка потерь давления в системе охлаждения рабочего колеса проводится по безразмерному параметру: _

4*2---^

Л'^аи

_ р _ р

гпе р —й&р —-122

рт - статическое (или полное в зависимости от конструктивного исполнения места отбора) давление воздуха в компрессоре на входе в систему отбора воздуха на охлаждение 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;

В числителе параметра \|/2 находится располагаемый перепад давления на системе охлаждения рабочего колеса ТВД. В знаменатель параметра \\12 введено значение перепада давления газа на ТВД п*т в степени отношения номера рассматриваемой ступени Йог, к общему числу ступеней турбины 2ст. При рассмотрении рабочего колеса первой ступени турбины газогенератора 74™= 1. Величина 7г*.г=и в первом приближении характеризует степень понижения давления газового потока в проточной части турбины до места сброса охладителя из системы охлаждения рабочих лопаток.

Параметр является отношением перепада давления на системе охлаждения рабочего колеса до места сброса его в проточную часть к степени понижения давления газового потока в проточной части турбины до места сброса охлаждающего воздуха. Чем выше параметр ч/2, тем более высокоперепадной будет система охлаждения рабочего колеса и, соответственно, имеется возможность для реализации более сложных интенсификаторов теплообмена, пленочного охлаждения пера рабочих лопаток и форсирования системы по расходу охлаждающего воздуха.

Анализ совершенства системы охлаждения рабочего колеса турбины предложено проводить с использованием безразмерного параметра, представляющего отношение осредненного удельного теплового потока через поверхность рабочей лопатки при её охлаждении к потребному удельному тепловому потоку, т.е. к удельному тепловому потоку при обеспечении потребной температуры материала лопатки [Г,] на заданный ресурс:

(6)

= о

Удельный тепловой поток пропорционален разности температур (Т* - Г,) и коэффициенту теплоотдачи, который в свою очередь при турбулентном режиме течения пропорционален величине расхода охлаждающего воздуха в степени 0,8. Учитывая вышесказанное, запишем выражение для в следующем виде:

0 =

..ОД,- т.,

«е _ 08

" гиМ'Г г. 7

В выражении (7):

(^-'А . средняя по профилю эффективность охлаждения рабочей ло-

О ¿ м-- -

патки;.

0 ^ = РГм^"^ _ потребная на заданный ресурс эффективность охлаждения рабочей лопатки;

где Т*г.н, - температура газа в осевом зазоре перед рабочим колесом турбины в относительном движении, К;

Т*,.вх - температура охлаждающего воздуха на входе в рабочую лопатку, К; Тл - экспериментально замеренная (или расчётная) средняя температура на поверхности рабочей лопатки, К. При отсутствии экспериментальных данных для разрабатываемой лопатки, используются экспериментальные данные, полученные на лопатке - прототипе;

[7^] _ допустимая из условий прочности средняя температура материала лопатки на заданный ресурс, К;

С- расход охлаждающего воздуха через лопатки рабочего колеса, отнесённый к расходу воздуха на входе в компрессор, Ск;

о _ потребный для обеспечения эффективности охлаждения 0;,„„р расход охлаждающего воздуха через лопатки рабочего колеса, отнесённый к расходу воздуха на входе в компрессор, Ск.

Предварительно в процессе выполнения эскизного проекта и при данном

анализе величина определялась согласно:

_ АХвПО]ГЛ

' 1 &ПОУПР

где А - коэффициент, определяемый по известным значениям С, и В для лопатки-прототипа по формуле:

¿ = (9)

в

При отсутствии данных по лопатке-прототипу предварительно:

- А=3,5 - для лопаток с конвективно-пленочным охлаждением;

-А=6,0 - для лопаток с конвективным охлаждением .

При величине б,,, , превышающей допустимый расход по требованиям

технического задания, а также величины Свк01да>6,5%, необходимо на данном этапе принять меры для её снижения: замена материала лопатки, нанесение на поверхность рабочей лопатки керамического покрытия, применение теплообменника для снижения температуры охлаждающего воздуха и прочее.

Допустимая из условий прочности средняя температура материала лопатки определяется из уравнения:

(10)

где Р - параметр Ларсона - Миллера, характеризующий длительную прочность материала лопатки;

г -требуемый ресурс по ТЗ для проектируемой турбины или фактический ресурс для турбины, находящейся на этапах доводки и серийной эксплуатации, час;

С - постоянная, зависящая от уровня действующих напряжений.

Для определения параметра Ларсона - Миллера напряжение ат для лопаток рабочего колеса находится как:

Одл = ОХКв, (И)

где к„ - коэффициент запаса прочности по несущей способности. о - напряжения в корневом сечении пера рабочей лопатки по расчёту, Па.

Параметр \|/3 показывает отношение средней по профилю эффективности охлаждения рабочей лопатки © к требуемой эффективности охлаждения ®ттр с учетом фактического G, и потребного GSnomp расходов охлаждающего воздуха

через систему охлаждения лопаток рабочего колеса. Чем выше параметр тем система охлаждения рабочей лопатки и система подвода воздуха к РК более эффективна, так как при этом обеспечивается более высокий тегшосъем с лопатки при потребной величине расхода охладителя.

На этапе проектирования любого Г'ГД, когда еще не известны конструктивные решения, которые будут заложены в его облик, учет прочностных параметров при оценке эффективности и работоспособности системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины проблематичен. Определённые прочностные показатели характеризующие ступень охлаждаемой турбины ввести возможно. Предлагается рассмотреть прочностной параметр, представляющий из себя отношение действующих на рабочие лопатки напряжений растяжения сг, к пределу прочности материала as при температуре 800°С. Указанное значение температуры принято исходя из среднестатистических данных по температуре рабочих лопаток, при которой обеспечивается потребный ресурс турбин различных ГТД.

= (12)

ае

Распишем коэффициент \j/4 следующим образом:

(13)

где тл — масса пера лопатки, кг; ^

S„ - площадь металла лопатки в среднем сечении пера, м ; ^ ацб -центробежное ускорение на радиусе среднего сечения, м/с ; со - угловая скорость вращения, рад/с; п - частота вращения рабочего колеса турбины, с";

R„ - радиус среднего сечения пера лопатки, м.

Учитывая, что приближенно допускается принять = , запишем:

ф =-(14)

2

где -Fax- аксиальная площадь прочной части на выходе из рабочего колеса, м ; - h, - высота пера рабочей лопатки, м;

В выражении (13): — = R, - плотность материала лопатки, кг/м3, тогда

окончательно можно записать:

=2тг^'р7. (15)

Чем выше параметр \|/4, тем система охлаждения рабочей лопатки и система подвода воздуха к рабочему колесу более эффективна, так как обеспечивается работоспособность лопаток при бблыних величинах действующих напряжениях Стр. При этом величина ар не должна превышать допустимых напряжений с учетом обеспечения нормируемого запаса прочности.

Каждый из введенных параметров ц/ь \р2, 4<э и при больших значениях характеризует систему охлаждения рабочего колеса с точки зрения её большей эффективности и работоспособности. Поэтому комплексный параметр, оценивающий систему охлаждения рабочего колеса первой ступени турбины, предлагается определять перемножением параметров ц/2, 4<з и у4- Запишем комплексный параметр у в следующем виде:

(1+0,5G^) Рег-Ргъ:х ( G, \°,В 8 ~п2Гах

II = l|/,W М, ---N „ -- ---р,- С6-'

Коэффициент является комплексным параметром эффективности и работоспособности системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины ГТД, включающий в себя газодинамические, гидравлические, тепло-физические и прочностные характеристики системы охлаждения рабочего колеса турбины. Чем выше коэффициент ц/, тем система подвода воздуха более эффективна и обеспечивается больший ресурс рабочих лопаток турбины. Зависимость коэффициента у от температуры газа в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД Т*грк представлена на рисунке 1. Зависимости параметра от температуры газа для ГГД трёх различных назначений достаточно хорошо укладываются по трем кривым линиям - трендам, проведенным по статистическим точкам значений параметра С ростом температуры газа параметр v снижается для трёх групп ГТД до значений у=0,015...0,025, так как ресурс рабочего колеса снижается независимо от увеличения затрат охлаждающего воздуха. Основываясь на величинах, которые входят в комплексный параметр ц/, данный минимум значений является границей эффективной работы системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины. Согласно набранной статистике, при значениях \|/<0,015 системы охлаждения неработоспособны на заданный ресурс и имеют низкую эффективность по обеспечению

теплового состояния рабочих лопаток, а также по обеспечению газодинамической эффективности турбины. 0.12

0,10

0,08

0,06

0,04

0,02

0,00

П j

о □ о 3 / 1

1 ? v Ъ X, L 1

д / О 9 & о"" Ö а

2 /

1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000

Из графика, представленного на рисунке 1, следует, что системы подвода воздуха к рабочим лопаткам турбин ГТД военной авиации спроектированы более эффективными на заданный ресурс, чем для ГТД гражданской авиации и ГТД морского назначения.

Системы подвода воздуха ГТД гражданской авиации и морского и П и Э ГТД наземного назначения имеют близкие зависимости параметра у по температуре. Это связано с тем, что при проектировании большинства ПиЭГТД

Рисунок 1 - Статистические данные по параметру у для турбин двигателей различного назначения в зависимости от температуры Т*ярк.

1-ПиЭ ГТД; 2 - Гражд. и морск. нази.;

3 - Воен. авиац.

за прототип были выбраны ГТД гражданской авиации или ГТД морского назначения. При температуре газа Т*грк=\500К параметр ц/ равен:

- -0,070 - для ГТД военной авиации;

- -0,020 - для ГТД гражданской авиации и морского назначения;

--0,027-для П иЭГТД.

Существует возможность определения каждой из величин, входящих в комплексы V|/b vj/2, Уз и vj/4 на этапе эскизного проектирования турбины.

На основе комплексного анализа теплонапряжённого состояния охлаждаемых рабочих колес турбин ГТД различного назначения разработан обобщающий параметр, позволяющий на этапе проектирования с учетом накопленного экспериментально-расчётного материала, осуществить комплексную оценку системы охлаждения, в полной мере удовлетворяющей требованиям технического задания.

Для обеспечения требований технического задания высокотемпературные (Т*г/ж>2000К) перспективные турбины авиационных двигателей должны иметь комплексный параметр эффективности и работоспособности рабочего колеса первой ступени, удовлетворяющий неравенству \|/>0,02.

В третей главе диссертации представлены результаты экспериментального определения зависимости комплексного безразмерного параметра у от температуры газа Т*г.рк в осевом зазоре перед рабочим колесом первой ступени ТВД при испытаниях экспериментального газогенератора ГТД наземного применения, прототипом которого служил газогенератор авиационного ГТД. Исследование системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток первой

ступени турбины проведено в составе газогенератора двигателя П и Э ГТД на горизонтальном испытательном стенде закрытого типа.

На испытания двухступенчатая ТВД запрепарирована приёмниками давления и температуры среды в полостях системы охлаждения, а также термопарами для замера температуры тела рабочих лопаток первой ступени. Измерения температур рабочих лопаток выполнялись за одну сборку газогенератора с использованием токосъёмника. При испытаниях получены первичные результаты замера препарации турбины; которые использованы для определения безразмерных параметров \|/ь 14/3 и а также комплексного параметра у по 0,12

одо

0,08

0,06

0,04

0,02

0,00

методике, разработанной в главе 2. Результаты рассчётно - экспериментального определения комплексного параметра представлены на рисунке 2. В результате расчётно - экспериментальных исследований газогенератора ПиЭ ГТД на максимальном режиме испытаний (Т*г.рк= 1481 К) определено значение комплексного параметра 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 ^=0,025, что ниже на

12% (Лч^-0,003) линии тренда, построенной по среднестатистическим данным для ГТД данного назначения 1|/=0,028.

О I

\ \ ;

О..... 4 — \ □ 4 □ 3 У... ..............._

о О' ч ......... \ ! * Ъ; • 1

........ 7 : / & 1У о^о А ■ а о

2 "А .

,к

Рисунок 2 - 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- Эксп. газогенератор. В четвёртой главе предложена методика проектирования систем охлаждения рабочего колеса первой ступени газовых турбин с использованием комплексного параметра. Проектирование любого газотурбинного двигателя начинается с этапа формирования технического задания на двигатель с указанием следующих необходимых данных: назначения и условий эксплуатации двигателя, массовых и габаритных характеристик узлов и двигателя в целом, и требований по ресурсу.

Термодинамические параметры ГТД определяются по результатам проработки технического задания на двигатель и проведения термодинамических расчётов на режимах эксплуатации изделия. Для определения параметра работоспособности и эффективности системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины \|/ на базе использования данных технического задания необходимы следующие величины: Ск, птк> Т*к, Т*г.рк, т, г\*т.эф, Рах, п*т, Се.

Ошибка или неудачный выбор системы подвода воздуха и охлаждения рабочего колеса турбины при проектировании, которые проявятся на этапах ра-

бочего проекта или при доводке изделия, когда затрачены значительные материальные средства на изготовление материальной части, существенно влияют на сроки окупаемости двигателя при дальнейшей эксплуатации.

Рисунок 3 - Последовательность проектирования высокоэффективных систем охлаждения рабочих колёс газовых турбин ГТД с использованием комплексного параметра у.

На этапе определения облика турбины необходимо с достаточной точностью определиться с конструктивным исполнением и параметрами системы подвода и охлаждения рабочего колеса турбины. Решение данной задачи должно выполняться параллельно с работами по эскизному проектированию турбины. Схематично последовательность проектирования высокоэффективных систем подачи охладителя на охлаждение элементов газовых турбин ГТД представлена на рисунке 3.

С использованием результатов предварительного комплекса расчётов, а

также на основе предварительной компоновки турбины, для определения па— р — р

раметра у необходимы следующие величины: 0, 2ст, ~Ист, Рех = , Рш = -?г;

* У.

й,7, р,ъ а, кв, Р, /Ту, ав, Дг] *т,охл_рд. Набора вышеперечисленных параметров достаточно для определения комплексного параметра характеризующего рабо-

тоспособность и эффективность системы охлаждения рабочего колеса первой ступени ТВ Д.

Для верификации полученных экспериментальных данных и проверки параметра у в четвёртой главе проведено тестирование предлагаемого метода на примере турбины вновь разрабатываемого ГТД. С этой целью выбрано рабочее колесо первой ступени ТВД двухконтурного двигателя гражданской авиации 8а-78, на прототипе которого газогенераторная часть заменена на газогенератор П и Э ГТД наземного применения. Значение комплексного параметра у для рабочего колеса первой ступени ТВД двигателя Яа-78 нанесено на график зависимости \ц=ЦТ*г.рк) и представлено на рисунке 4.

0.12

0.10

0.08

0.06

0,04

0,02

0.00

Полученное значение параметра \j/=0,024 выше среднестатистических значений по данному параметру для рабочих колёс двигателей гражданской авиации на -20%. Данное отличие связано с мероприятиями по рабочей лопатке относительно лопатки-прототипа, предложенными для

1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 реализации при её ус-

Y* к тановке на двигатель

iJ"" Sa-78. Хорошее совпадение параметра у для рабочего колеса первой ступени ТВД двигателя Sa-78 с трендом для рабочих

' 1 П !

! \ ; j

О О 4 D

X • \ а \ с 3

о ■ Q" а

| 2_/ а* * \_4_ J

Рисунок 4 - Результаты определения параметра у для проектируемого рабочего колеса ТВД ГТД гражданской авиации (8а-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 - рабочее колесо двигателя 8а-78. колёс турбин двигателей гражданской и морской авиации получено благодаря тому, что применение газогенератора ГТД наземной тематики обеспечило термодинамические, массовые и ресурсные показатели двигателя авиационного назначения Ба-78 с минимальными изменениями в конструкции. Предложенная методика позволяет сократить сроки проектирования охлаждаемого рабочего колеса турбины на -10%, свести риски принятия неверного конструктивного решения по облику турбины к минимуму и сократить сроки доводки турбины по системе охлаждения.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В процессе выполнения работы получены следующие результаты: 1. Разработан обобщающий параметр позволяющий на основе комплексного анализа теплонапряжённого состояния охлаждаемого рабочего коле-

са высокотемпературной перспективной турбины на этапе проектирования с учетом накопленного экспериментально-расчётного материала осуществить оцежу системы охлаждения, в полной мере удовлетворяющей требованиям технического задания;

2. Введена классификация охлаждаемых рабочих колес первых ступеней ТВД ГТД по назначению и параметру у. В результате расчётно-экспериментального анализа при температуре газа Г%к=1500К параметр \\> равен:

- -0,070 - для ГТД военной авиации;

- -0,020 - для ГТД гражданской авиации и морского назначения;

- -0,027 - для Г1 и Э ГТД.

С целью обеспечения требований технического задания для рабочих колёс турбин ГТД военной авиации при 7'%к>2000К параметр у должен быть не ниже величины 0,02;

3. Зависимость предложенного комплексного безразмерного параметра у, позволяющего дать оценку работоспособности и эффективности системы охлаждения рабочего колеса ТВД, подтверждена испытаниями экспериментального газогенератора П и Э ГТД. По результатам расчётно-экспериментального определения для рабочего колеса первой ступени ТВД газогенератора П и Э ГТД на максимальном режиме испытаний получено значение комплексного параметра у=0,025, что ниже на 12% (ду=-0,003) линии тренда, построенной по среднестатистическим данным для ГТД данного назначения (v~0,028);

4. Адаптация предложенной методики проектирования охлаждаемого рабочего колеса турбины на базе вновь проектируемого двигателя гражданской авиации показала хорошее совпадение со статистическими данными. Для проектируемого рабочего колеса получено значение параметра v|/—0,024, что на 20% выше среднестатистических данных. Относительно двигателя-прототипа и проанализированных в работе двигателей данное отличие объясняется применением в проектируемом рабочем колесе лопатки с развитой перфорацией пера и материала рабочей лопатки с более высокими механическими свойствами;

5. Предложенная методика позволяет сократить сроки проектирования охлаждаемого рабочего колеса турбины на -10%, свести риски принятия неверного конструктивного решения по облику турбины к минимуму и сократить сроки доводки турбины по системе охлаждения.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ НО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК:

1. Богомолов, E.H. О насосном эффекте в каналах охлаждаемых рабочих лопаток турбин [Текст] / E.H. Богомолов, С.М. Пиотух, А.Н. Поткин // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2004. -№3. - С. 37-40;

2. Крупин, В.П. Тепловое состояние корпусов турбины при пассивной системе охлаждения [Текст] / В.П. Крупин, Ш.А. Пиралишвили, С.М. Пиотух, А.Н. Поткин, // Тепловые процессы в технике. -2013. -№11. - С. 507-513;

3. Пиотух, С.М. Опыт использования профилей авиационной охлаждаемой турбины для проектирования ТВД наземных газотурбинных двигателей

ГТД-6,ЗРМ, ГТД-10РМ, М70ФРУ [Текст] / С.М. Пиотух, В.А. Фадеев, Ф.В. Карпов, А.Н. Поткин, И. А. Немтырева // Тяжелое машиностроение. - 2009. - № 10- С. 15-18;

4. Пиралишвили, Ш.А. Решение комплексной задачи проектирования системы охлаждения рабочего колеса газовой турбины [Текст] / Ш.А. Пиралишвили, С.М. Пиотух, А.Н. Поткин, В.П. Крупин // Вестник РГАТУ. - 2013. -№2(25). -С. 51-57;

5. Поткин, А.Н. Применение методики оптимизации эффективности охлаждения при ЗО-моделировании теплового состояния перфорированной дефлек-торной лопатки соплового аппарата турбины [Текст] / А.Н. Поткин, С.Е. Белова, М.Н. Орешкина // Сборка в машиностроении, приборостроении. - 2007. -№11.-С. 48-49;

6. Поткин, А.Н. Опыт создания ГТУ по устранению заклинивания ротора охлаждаемой турбины турбокомпрессора [Текст] / А.Н. Поткин, В.П. Крупин, И.С. Козлякова, В.А. Фадеев // Вестник СГАУ. - 2012. - №3. - С. 319-325;

7. Поткин, А.Н. Опыт применения наукоемких расчётных технологий для создания высокотемпературной турбины ГТД [Текст] / А.Н. Поткин, С.Е. Белова, Ф.В. Карпов, М.Н. Орешкина, В.А. Фадеев // Вестник РГАТА им. Соловьёва.-2009.-№1(15).-С. 87-93;

В других изданиях:

8. Поткин, А.Н. Опыт создания методики оценки эффективности завесного охлаждения дистанцированным вдувом трактовой поверхности торцевых полок сопловых лопаток для выбора оптимального варианта систем их охлаждения. [Текст] / А.Н. Поткин, С.Е. Белова, М.Н. Орешкина // Сборник материалов научно-практической конференции студентов и аспирантов в рамках Всероссийской студенческой олимпиады по специальности «Авиационные двигатели и энергоустановки». - 2009. - С. 44-45.

На десять конструктивных решений исполнения элементов газовой турбины, при реализации которых использованы результаты данной диссертационной работы, автором получены патенты на полезные модели.

Зав. РИО М. А. Салкова Подписано в печать 11.03.2014. Формат 60x84 1/16. Уч.-изд. л. 1. Тираж 90. Заказ 79.

Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьёва (РГАТУ имени П. А. Соловьёва)

Адрес редакции: 152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

Отпечатано в множительной лаборатории РГАТУ имени П. А. Соловьёва

152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

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

На правах рукописи

04201457791

Поткин Андрей Николаевич

РАЗРАБОТКА КОМПЛЕКСНОГО ПОДХОДА К ПРОЕКТИРОВАНИЮ ОХЛАЖДАЕМЫХ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН С ЦЕЛЬЮ СНИЖЕНИЯ РИСКОВ И СРОКОВ РАЗРАБОТКИ

Специальность

05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и

энергоустановки летательных аппаратов

Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук

Научный руководитель -доктор технических наук, профессор Пиралишвили Ш.А.

Рыбинск-2014

Оглавление

Введение....................................................................................... 4

Глава 1 Высокотемпературные турбины, их рабочий процесс и анализ эффективности их охлаждения............................................................ 8

1.1 Особенности рабочего процесса высокотемпературных турбин... 11

1.2 Анализ существующих схем охлаждения рабочих колёс высокотемпературных газовых турбин............................................................................15

1.3 Пути совершенствования систем охлаждения рабочих колёс

газовых турбин....................................................................... 26

Выводы по главе 1.................................................................... 29

Глава 2 Определение комплексного параметра, характеризующего

физические процессы, происходящие при работе ступени газовой турбины... 31

2.1 Постановка задачи определения комплексного параметра......... 31

2.2 Выбор критериев и разработка комплексного параметра оценки эффективности и работоспособности рабочего колеса охлаждаемой ступени газовой турбины.............................................................................. 33

2.3 Анализ и обобщение результатов набора статистики по комплексному параметру для различных схем подвода воздуха к рабочим колёсам........................................................................... 52

Выводы по главе 2................................................................... 56

Глава 3 Экспериментальное исследование охлаждаемого рабочего колеса газовой турбины.............................................................................. 57

3.1 Методика экспериментального исследования.......................... 58

3.2 Экспериментальная установка, её метрологическое обеспечение

и анализ погрешностей измерения................................................. 66

3.3 Проведение экспериментального исследования....................... 72

3.4 Обработка результатов экспериментального исследования......... 84

3.5 Сопоставление результатов экспериментального исследования с результатами экспериментально-аналитического обобщения по

рабочим колесам ГТД различного назначения................................ 90

Выводы по главе 3.................................................................. 97

Глава 4 Методика проектирования систем охлаждения рабочих колёс первой ступени газовых турбин с использованием комплексного параметра............ 98

4.1 Разработка методики проектирования................................... 98

4.2 Апробация методики проектирования высокоэффективной системы охлаждения рабочего колеса первой ступени газовой турбины

с использованием комплексного параметра................................... 106

4.3 Оценка эффективности применения методики при проектировании рабочих колёс турбины с использованием комплексного

параметра.............................................................................. 113

Выводы по главе 4..................................................................... 115

Заключение............................................................................. 116

Список сокращений и условных обозначений.................................. 118

Список литературы................................................................... 120

Приложение............................................................................ 132

Введение

Характерной особенностью развития газотурбинных двигателей (ГТД) является переход к более высоким параметрам рабочего тела для улучшения экономичности. Ресурс ГТД определяется в первую очередь ресурсом охлаждаемых рабочих лопаток турбины высокого давления. В связи с этим при создании современного ГТД необходимо уделять первоочередное внимание достижению высоких ресурсных показателей лопаток рабочего колеса турбины высокого давления с учетом обеспечения требований по необходимой газодинамической эффективности турбины.

Работа охлаждаемой турбинной ступени ГТД характеризуется показателями основных физических процессов, таких как газодинамика, гидравлика, теплообмен и прочность. Каждый из перечисленных процессов и характеристик в отдельности достаточно подробно изучен и исследован. Усовершенствованием методов проектирования охлаждаемых рабочих колёс занимались многие исследователи: Абианц В.Х. [1], Абрамович Г.Н. [2], Августинович В.Г. [3,4], Ануров Ю.М. [9-11], Ахмедзянов A.M. [12,13], Биргер И.А. [15 - 17], Богомолов E.H. [18-25], Дейч М.Е. [36], Ёмин О.Н. [39,40], Иноземцев A.A. [43], Копелев С.З. [44-48], Ку-тателадзе С.С. [54-57], Леонтьев А.И. [58], Локай В.И. [61,62], Михеев М.А. [65], Нагога Г.П. [68, 69], Пиотух С.М. [72-76], Пиралишвили Ш.А. [77-83], Скубачев-ский Г.С. [98], Халатов A.A. [101], Холщевников К.В. [102], Шлихтинг Г.М. [107,108], Шляхтенко С.М. [109,110], Щукин A.B. [111], Щукин В.К. [112]. Полученные ими результаты позволили разработать методы расчёта и оценки эффективности процессов газодинамики, теплообмена и прочности в охлаждаемых газовых турбинах при высоких температурах и давлениях рабочего тела. Вышеперечисленные процессы взаимосвязаны комплексно определяя работоспособность и эффективность работы рабочего колеса ступени турбины высокого давления ГТД. Совместный учет указанных характеристик системы охлаждения рабочего колеса турбины на этапе проектирования требует нескольких итераций газодина-

мических, гидравлических, тепловых и прочностных расчётов с конструкторской проработкой элементов турбины.

На этапе проектирования новой перспективной охлаждаемой турбины, при разработке эскизного проекта, необходимо определиться с конструктивным обликом системы охлаждения и системы подвода воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины. Использование при этом существующих наработок по системе охлаждения турбины-прототипа не всегда полностью обеспечивает правильность принятого решения. Для изучения проблемы обеспечения газодинамической эффективности и работоспособности рабочего колеса охлаждаемой турбины на этапе эскизного проектирования предлагается комплексный теплофизический подход, учитывающий газодинамические в проточной части, гидравлические в каналах системы охлаждения, тепловые и прочностные характеристики процессов, происходящих при работе ступени газовой турбины. В данной постановке проблема до сих пор не рассматривалась и не решалась.

Оперирование комплексным параметром является попыткой поиска решения задачи проектирования системы охлаждения рабочего колеса газовой турбины, который позволит оценивать основные характеристики на этапе эскизного проектирования.

Наряду с этим, оценка системы охлаждения рабочего колеса турбины с помощью комплексного параметра может быть полезной при доводке уже созданных турбин ГТД, которые находятся в опытной и серийной эксплуатации.

Таким образом, цель работы может быть сформулирована следующим образом:

- на основе анализа разработать обобщающий параметр теплонапряжённого состояния охлаждаемого рабочего колеса высокотемпературной перспективной турбины с учетом её газодинамической эффективности, позволяющий осуществить комплексную оценку системы охлаждения, а также снизить риски и сроки разработки рабочего колеса на этапе проектирования.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1. Экспериментально изучить влияние параметров подачи охладителя на эффективность процесса охлаждения элементов проточной части турбины;

2. С использованием проведенного экспериментально-аналитического обобщения разработать параметр комплексной оценки качества создаваемой системы охлаждения рабочего колеса, учитывающий различные физические процессы, происходящие при работе ТВД;

3. Разработать методику проектирования высокоэффективной системы охлаждения рабочего колеса газовой турбины с использованием комплексного параметра.

Научная новизна работы: На основании предложенной методики оценки качества системы охлаждения РК турбины с использованием комплексного параметра получена расчётно-экспериментальная зависимость, позволяющая на этапе проектирования оценить эффективность системы охлаждения с учетом заданного ресурса, а также выполнить анализ различных физических процессов, происходящих при работе газовой турбины, выявляя наиболее эффективный вариант её конструктивного исполнения.

Достоверность научных результатов:

1. Достигается применением фундаментальных положений термогазодинамики рабочего цикла, постановкой опытов с применением аттестованного метрологического оборудования и датчиков;

2. Подтверждается совпадением полученных результатов с экспериментальными характеристиками турбин высокого давления ГТД отечественного и зарубежного производства, а также с экспериментальными характеристиками турбин ГТД различного назначения, разработанных в ОАО «НПО «Сатурн».

Практическая ценность работы состоит в:

- разработке метода, позволяющего на этапе эскизного проектирования комплексно оценить эффективность газодинамических процессов, процессов теп-

лообмена и прочностные характеристики охлаждаемого рабочего колеса ТВД

гтд.

Реализация работы. Разработанный метод включен в процессы проектирования и доводки охлаждаемых газовых турбин конструкторских подразделений ОАО «НПО «Сатурн», занимающихся разработкой ГТД.

Материалы работы рекомендуются к использованию в учебном пособии РГАТУ для студентов специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки».

Внедрённые результаты работы подтверждены соответствующими актами. Диссертационная работа, отдельные её разделы и результаты докладывались и обсуждались на конференциях.

1. ЬУ научно-технической сессии РАН по проблемам газовых турбин (Рыбинск: ОАО НПО «Сатурн», ОАО «ВТИ» 2008г.).

2. Научно-практической конференции студентов и аспирантов по специальности «Авиационные двигатели и энергоустановки» (Рыбинск, РГАТА им. П.А. Соловьёва, 2009г.).

3. На Международном научно-техническом форуме, посвящённом 100-летию ОАО «КУЗНЕЦОВ» и 70-летию СГАУ (Самара, СГАУ, 2012 г.).

4. На научно-методическом семинаре кафедры ОиТФ РГАТУ им. П.А. Соловьёва, в ноябре 2013 года.

По теме диссертации опубликовано 8 работ, из них 7 в изданиях рекомендованных ВАК для публикации материалов диссертации.

На десять конструктивных решений исполнения элементов газовой турбины, при реализации которых использованы результаты данной диссертационной работы, автором получены патенты на полезные модели.

ГЛАВА 1. Высокотемпературные турбины, их рабочий процесс и анализ эффективности их охлаждения

Основным направлением улучшения экономичности ГТД является увеличение степени сжатия в компрессоре, что требует повышения температуры газа перед турбиной. Развитие современных ГТД характеризуется быстрым (на 20-30° в год) увеличением температуры газов перед турбиной, которая на настоящий момент достигает у серийных двигателей 1700-1800°К. Её рост ограничивается жаропрочностью материалов рабочих лопаток. В конструкции современных газовых турбин применяются сплавы на никелевой основе, не позволяющие заметно повысить её рабочую температуру без сокращения срока службы. Использование монокристаллической структуры и направленной кристаллизации этих сплавов несколько увеличивает ресурс лопаток, но при условии неизменной рабочей температуры. Сплавы на основе тугоплавких элементов (ниобий, вольфрам, молибден) оказались подверженными окислению при воздействии повышенной температуры. Надеяться на создание в ближайшее время материала с более высокой жаропрочностью не приходится.

В последние десятилетия большое внимание стало уделяться получению гранулированных сплавов со сверхбыстрой скоростью охлаждения и кристаллизации гранул (порошковая металлургия). Как показали исследования [35, 43, 59], гранулированные легированные сплавы имеют повышенную прочность, сохраняют высокие характеристики вязкости разрушения и стойкости к газовой коррозии под напряжением. Одним из основных достоинств гранулированных сплавов является сохранение мелкозернистой структуры при последующей обработке. В ряде случаев за счёт подбора соответствующих легирующих добавок удается несколько повысить рабочую температуру лопаток, полученных методом порошковой металлургии. Однако достигнутые при этом максимально допустимые по условиям жаропрочности температуры не превышают, как правило, 1200К, и поэтому запросы по обеспечению более высоких рабочих температур остаются невыполнимыми.

Следовательно, одним из основных путей создания высокотемпературных турбин является интенсивное охлаждение сопловых и рабочих лопаток. Системы охлаждения турбинных лопаток могут быть подразделены на замкнутые и открытые. 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. Такие системы благодаря своей простоте получили широкое распространение. Хотя более сложные замкнутые системы могут обеспечить значительно более интенсивное охлаждение лопаток.

Под эффективностью охлаждения лопатки турбины принято понимать величину

0 = (\ п

^ О* -г у

где Т*гю - температура торможения газа, омывающего лопатку, К;

Т*в вх ~ температура торможения охлаждающего воздуха на входе в лопатку, К;

Тл - осредненное значение температуры наружной поверхности лопатки, К.

При проектировании системы охлаждения газовой турбины усилия конструктора прежде всего должны быть направлены на обеспечение необходимой эффективности охлаждения лопаток при минимальном расходе воздуха, отбираемого на эти цели из-за компрессора.

Накопленный опыт проектирования свидетельствует, что степень охлаждения, т. е. разность между температурой газов Т*г и средней температурой материала лопаток Тч, может доходить до 350° С. Однако это снижение достигается за счёт использования около 4% от расхода воздуха, поступающего из компрессора высокого давления, что приводит к увеличению удельного расхода топлива на крейсерском режиме на 3%, а на максимальном режиме — к снижению тяги на 5% [35]. С увеличением температуры газа требуется большее количество воз-

духа, направляемого на охлаждение и не участвующего в повышении энергетических показателей двигателя.

При реализации цикла ГТД с Г*г=1600К приходится отбирать для охлаждения элементов турбины до 14% от расхода воздуха, поступающего из компрессора высокого давления. При осуществлении же цикла ГТД с перспективным значением температуры Г*г = 2000...2200 К для целей охлаждения турбины будет необходимо отбирать так много воздуха, что это приведёт к снижению всего эффекта от применения повышенной температуры газа.

Значение 0 колеблется от 0,05 (для лопаток с продольными каналами для охлаждения) до 0,6 (для многоканальных и перфорированных лопаток). На рисунке 1.1 показана зависимость средних коэффициентов эффективности охлаждения 0 для различных схем от относительного расхода охлаждающего воздуха (на графике С - безразмерный параметр, характеризующий эффективность схемы охлаждения, [21]).

Рисунок 1.1- Зависимость средней по профилю эффективности охлаждения рабочих лопаток

турбины от затрат охлаждающего воздуха [21].

0,4 0,3 \2 1 6 2,0 2,4 2,6 3.2 3,8 0 %

В ГТД наземного, судового и авиационного применения используется два основных способа воздушного охлаждения лопаток высокотемпературной турбины:

- внутреннее конвективное охлаждение, при котором воздух проходит по каналам внутри лопатки и выпускается затем в проточную часть турбины за лопаткой (рисунок 1.2);

- заградительное охлаждение, при котором воздух выпускается через систему щелей или отверстий на поверхность лопатки и создает плёнку, защищающую лопатку от непосредственного соприкосновения с горячими газами (рисунок 1.3).

Рисунок 1.2 - Рабочая лопатка с Рисунок 1.3 - Рабочая лопатка с конвективно-

конвективным охлаждением. плёночным охлаждением.

1.1 Особенности рабочего процесса высокотемпературных турбин

Тенденция развития современных авиационных двигателей гражданского и военного назначения направлена по пути форсирования основных рабочих параметров термодинамического цикла [14, 35, 38, 43, 53, 62, 110]: степени повышения давления воздуха в компрессоре п*к, температуры воздуха за компрессором Т*к, и температуры газа на выходе из основной камеры сгорания перед турбиной Т*г. При создании газовых турбин современных и перспективных газотурбинных

двигателей одной из основных проблем является о