Создание обобщённого метода проектирования роторных уплотнений как элементов систем и узлов авиационных ГТД тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Виноградов, Александр Сергеевич

• Виноградов, Александр Сергеевич
• кандидат наук
• 2018

Оглавление диссертации кандидат наук Виноградов, Александр Сергеевич

Введение................................................................................................................................. 6

Глава 1. Анализ конструкций и современного состояния исследований роторных уплотнений турбомашин ГТД..............................................................................................................................................................19

1.1 Классификация уплотнений и требования, предъявляемые к ним........................ 21

1.2 Лабиринтные уплотнения......................................................................................... 24

1.3 Щёточные уплотнения.............................................................................................. 31

1.4 Перспективные уплотнения с податливыми элементами: пластинчатые,

листовые и пальцевые уплотнения.......................................................................... 36

1.5 Контактные уплотнения: торцовые контактные, радиально-торцовые контактные, радиально-торцовые........................................................................... 43

1.6 Торцовые бесконтактные уплотнения: газодинамические и газостатические....... 47

Постановка задач исследования.......................................................................................... 54

Глава 2. Разработка и верификация математических моделей течения слоя смазки

в торцовых газодинамических уплотнениях опор роторов авиационных двигателей... 56

2.1 Создание математической модели торцового газодинамического уплотнения со спиральными канавками с произвольной формой уплотнительного зазора......... 57

2.2 Создание обобщённой математической модели торцового уплотнения с газо

или гидродинамическими камерами произвольной формы.................................... 67

2.3 Разработка математической модели торцового газостатического уплотнения

для системы внутреннего воздухоснабжения авиационного двигателя................ 78

2.4 Создание модели и анализ характеристик торцовых импульсных уплотнений

с микрокамерами....................................................................................................................................................................................................................84

Выводы..........................................................................................................................................................................................................................................................92

Глава 3. Разработка метода расчёта характеристик торцовых газодинамических уплотнений ГТД с учётом деформаций колец пары трения..........................................................................93

3.1 Анализ причин деформаций, возникающих в торцовых газодинамических уплотнениях..............................................................................................................................................................................................................................94

3.2 Влияние деформаций на работоспособность торцового газодинамического уплотнения................................................................................................................................................................................................................................97

3.3 Выбор формы уплотнительных колец с учётом силовых деформаций..........................101

3.4 Определение тепловых деформаций в торцовых уплотнениях........................................................103

3.5 Влияние неравномерного распределения коэффициентов конвективной теплоотдачи на величину тепловых деформаций колец торцового уплотнения 108

3.6 Регулирование характеристик уплотнений при малых деформациях........................................114

3.7 Проектирование уплотнений ГТД с учётом сложной формы уплотнительного зазора и совместного учёта силовых и температурных деформаций..................................................120

Выводы..........................................................................................................................................................................................................................................................124

Глава 4. Разработка метода проектирования уплотнения в составе системы внутреннего воздухоснабжения авиационного двигателя..........................................................................................................................................126

4.1 Определение системы внутреннего воздухоснабжения и классификация систем. 126

4.2 Анализ примеров систем внутреннего воздухоснабжения авиационных двигателей......................................................................................................................................................................................................................................129

4.3 Роль уплотнений в системе внутреннего воздухоснабжения..................................................................132

4.4 Математическая модель системы внутреннего воздухоснабжения..............................................134

4.5 Уплотнение как элемент системы внутреннего воздухоснабжения............................................139

4.6 Методика оценки влияния отбора воздуха от промежуточных ступеней

компрессора ВД на параметры эффективности двухконтурного двигателя..............142

4.7 Расчётное исследование влияния утечек рабочего тела в проточной части

на параметры эффективности....................................................................................................................................................................146

4.8 Метод проектирования уплотнения в составе системы внутреннего

воздухоснабжения..........................................................................................................................................................................................................151

4.9 Реализация метода проектирования лабиринтного уплотнения

в системе внутреннего воздухоснабжения ТРДД................................................................................................155

4.10 Проектирование лабиринтного уплотнения в системе охлаждения ТВД..................158

Выводы................................................................................................................................................................................................................................................160

Глава 5. Создание метода проектирования уплотнения как элемента опоры авиационного двигателя................................................................................................................................................................................................................................................162

5.1 Последовательность исследования уплотнения как элемента опоры авиационно-

го двигателя............................................................................................................................................................................................................................163

5.2 Определение опоры. Классификация опор............................................................................................................................165

5.3 Анализ нагрузок, действующих на опору двигателя....................................................................................................170

5.4 Влияние деформаций опоры на величину и форму уплотнительных зазоров... 172

5.5 Влияние крепления двигателя на изменение зазоров в уплотнениях опоры.... 180

5.5.1 Конструкции подвески различных типов ГТД....................................................................................181

5.5.2 Влияние подвески на деформацию зазора в уплотнениях опоры....................185

5.6 Метод проектирования уплотнения с учётом деформаций элементов опоры... 189

5.7 Расчёт герметичности межвального РТКУ с учётом деформаций опоры

компрессора.............................................................................................................. 190

5.8 Проектирование уплотнения как разгрузочного устройства опоры ГТД от осевых сил..................................................................................................................... 199

Выводы........................................................................................................................ 205

Глава 6. Разработка метода проектирования уплотнений с учётом его динамических характеристик и многорежимности ГТД.......................................................... 207

6.1 Режимы работы авиационных двигателей............................................................... 208

6.2 Разработка методики расчёта изменения параметров рабочего тела

в характерных сечениях проточной части авиационного двигателя.................... 212

6.3 Динамические модели торцового газодинамического уплотнения....................... 217

6.4 Влияние многорежимности авиационного двигателя на динамические характеристики уплотнения..................................................................................... 227

6.5 Учёт инерционности нагружения при проектировании торцовых

газодинамических уплотнений................................................................................. 242

6.6 Исследование герметичности торцового газодинамического уплотнения

при нестационарном нагружении............................................................................ 244

6.7 Разработка метода проектирования уплотнения с учётом динамических характеристик и многорежимности авиационного двигателя........ 256

Выводы........................................................................................................................... 257

Глава 7. Создание метода проектирования уплотнений с учётом параметров масляной системы ГТД............................................................................................. 259

7.1 Анализ конструктивных способов подачи и отвода масла в узлах трения

в опорах двигателей.................................................................................................. 262

7.2 Сравнительный анализ прокачек масла авиационных ГТД.................................... 268

7.3 Анализ влияния прокачки масла на габариты основных агрегатов масляной

системы........................................................................................................................ 271

7.4 Тепловая защита опор двигателя................................................................................. 275

7.5 Анализ источников тепла, поступающих в опору..................................................... 278

7.6 Исследование влияния герметичности уплотнений в системах охлаждения опоры и наддува уплотнений на величину прокачки масла.......................................... 286

7.7 Проектирование уплотнения как элемента системы охлаждения опоры турбины 296

7.8 Разработка метода проектирования уплотнения как элемента масляной

системы авиационного двигателя.............................................................................. 304

Выводы........................................................................................................................... 306

Глава 8. Создание обобщённого метода проектирования уплотнения как элемента узлов двигателя и его систем.......................................................................... 308

8.1 Анализ эндогенных проблем, исследуемых при проектировании различных

типов уплотнений...................................................................................................... 311

8.2 Анализ экзогенных проблем, решаемых при проектировании уплотнения

в составе систем и узлов двигателя......................................................................... 321

8.3 Метод проектирования уплотнения как элемента систем авиационного

двигателя и его узлов................................................................................................ 324

8.4 Разработанные конструкции и результаты их исследования................................. 327

8.4.1 Модельное высокоперепадное уплотнение с перспективными параметрами для двигателя и турбонасосных агрегатов............................. 327

8.4.2 Уплотнение агрегата подачи топлива двигателя НК-37.............................. 330

8.4.3 Уплотнение системы внутреннего воздухоснабжения перспективного

двигателя фирмы ОБЛБ............................................................................... 334

Выводы.......................................................................................................................... 337

Заключение............................................................................................................................ 339

Список литературы

345

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Создание обобщённого метода проектирования роторных уплотнений как элементов систем и узлов авиационных ГТД»

ВВЕДЕНИЕ

Уплотнения являются неотъемлемыми элементами любого двигателя или энергетической установки. Это означает, что при разработке новой конструкции авиационного, ракетного или конвертированного двигателя конструктор обязательно столкнётся с необходимостью проектирования уплотнений. Отличительной чертой современных конструкций двигателей летательных аппаратов (ДЛА) большой тяги или мощности является применение уплотнительных систем для герметизации опор. Усложнение конструкций уплотнений вызывает потребность в совершенствовании существующих методов их проектирования, а также в разработке и апробации новых. В русском языке термин «уплотнение» является однокоренным с понятием «плотность» и, следовательно, глагол «уплотнять» означает делать что-либо более плотным. Исследование семантики слова «уплотнение» не входят в задачу технического исследования, но очевидно, что значение термина не вполне точно отражает его суть в русском языке. Наиболее близок к русскому немецкий вариант перевода. В немецком языке термин «die Dichtung» также имеет общий корень со словом «die Dichte», что означает «плотность». Совпадение значений, скорее всего, объясняется географической близостью. В английском языке существительное «seal» («уплотнение») имеет другое значение - «печать». Глагол «to seal» означает «запечатывать». Во французском языке слово «un joint» эквивалентно словам «прокладка» или «шайба», а в итальянском «la tenuta» совпадает по значению со словом «хранитель» и т.д. Многообразие коннотаций в различных языках свидетельствует о функциональном разнообразии уплотни-тельных устройств. Данное исследование посвящено роторным уплотнениям авиационных ГТД и конвертированных установок. А.И. Белоусов и В. А. Зрелов дали следующее определение таким уплотнениям: «Уплотнения вращающихся валов ГТД - это устройства, ликвидирующие или сводящие к минимуму утечку рабочего тела (жидкости или газа) между ротором и неподвижными элементами статора» [14]. Согласно данному определению, для обозначения рассматриваемого устройства действительно больше подходит термин «герметизатор», введённым Э.П. Кревсуном [77], но в дальнейшем тексте будет использоваться традиционная терминология.

В технической литературе отмечалось отсутствие природных аналогов для скользящего уплотнения [69, 150]. Как и всякое создание человеческого интеллекта, уплотнения и уплотни-тельные системы, будучи изначально несовершенными, требуют постоянного улучшения их характеристик, диктуемого развитием двигателестроения. Но потребность в изучении процессов, происходящих в уплотнительных устройствах, обусловлена не только стремлением к достижению лучшей экономичности. Общеизвестен факт, что триаду наиболее часто встречающихся причин отказов авиационных ГТД замыкают именно уплотнения и уплотнительные устройства после лопаток компрессора и подшипниковых узлов [289]. Здесь имеется в виду общее

количество отказов, связанных с разгерметизацией, куда относятся и утечки в агрегатах, в трубопроводах и в корпусных деталях. Отказы уплотнений в большинстве случаев являются недопустимыми и способны привести к трагическим последствиям. Примером может служить катастрофа с космическим кораблём «Челленджер» или авария на атомной станции «Три Майл Ай-ленд». Существуют многочисленные примеры отказов двигателей по причине нарушения герметичности и в отечественном двигателестроении. К сожалению, научные исследования уплотнений на предприятиях, проектирующих и производящих авиационные двигатели в России, практически прекратились. В авиационном двигателе нет и не может быть второстепенных элементов, а пренебрежение исследованиями одних элементов в угоду другим может привести (и, к сожалению, приводит) к сворачиванию изначально перспективных разработок.

Изменение научного интереса к исследованию уплотнений в мире может быть проиллюстрировано с помощью рисунка В.1, составленного на основе анализа публикаций, посвящён-ных проблемам гермотехники и размещённых в международной базе «Scopus» [129]. Пик интереса к уплотнениям пришёлся на 70-е и 80-е годы. Причём большинство публикаций было посвящено контактным уплотнениям (свыше 50 в год). Второе место принадлежало лабиринтным уплотнениям. Это было время бурного развития авиационного и ракетного двигателестроения, когда совершенствовались авиационные двигатели третьего поколения и активно внедрялись двигатели четвёртого поколения. Безусловно, эти процессы являются связанными. В девяностые годы интерес к исследованию уплотнений снизился, что связано с уменьшением числа проектируемых двигателей. Начиная примерно с 2000 года, количество публикаций возрастает. Но первое место уже принадлежит лабиринтным уплотнениям, второе место занимают щёточные уплотнения. Начинается изучение пальцевых, листовых (или пластинчатых) уплотнений. Количество публикаций, посвящённых торцовым уплотнениям, теперь находится на последнем месте из анализируемых типов.

Рисунок В.1 - Изменение количества публикаций, посвящённых разным типам уплотнений (на основании базы «SCOPUS»)

При всей условности данного анализа он позволяет сделать два вывода. Первый вывод свидетельствует о взаимосвязи развития двигателестроения и уплотнительной техники. Второй - о том, что наибольшее внимание на сегодняшний день приковано к исследованию процессов в лабиринтных и щёточных уплотнениях. Именно эти типы уплотнений рассматриваются как наиболее перспективные для ДЛА.

Для более полной картины необходимо дать исследование с относительными показателями. Для этой цели может быть приведён анализ публикаций на конференции «ASME Turbo Expo», выполненный для 2016 и 2017 годов (рисунок В.2).

Рисунок В.2 - Процентное соотношение докладов, сделанных по тематическим разделам, на конференции «ASME Turbo Expo» в 2016 и 2017 годах

Данная конференция рассматривается как главный форум двигателестроителей в мире. Наибольшее количество публикаций (до 38%) принадлежит турбомашинам. Конечно, сюда относятся совершенно разнородные проблемы, имеющие принципиальное значение, включающие аэродинамическое моделирование профиля, процессы теплообмена в охлаждаемых лопатках, создание широкохордных лопаток вентиляторов, проблема помпажа, вопросы оптимизации и т.д. Эти проблемы, бесспорно, являются очень важными. Но место, которое занимают публикации, посвящённые уплотнениям и подшипникам, никак нельзя считать удовлетворительным (от 2 до 4%). Особенно учитывая то распределение причин отказов, о котором уже упоминалось. В работе, выпущенной ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» [131], перечисляются главные научные направления для создания гражданских и военных авиационных двигателей. Эти направления сведены в таблицу В.1.

Создание новых высокоэффективных уплотнений рассматривается как приоритетная задача как для гражданских ТРДД, так и для военных ТРДДФ. Таким образом, очевидно, что улучшение показателей экономичности и надёжности ДЛА и энергоустановок неразрывно свя-

зано с развитием гермотехники, как отдельной науки, изучающей закономерности физических явлений в уплотнениях и уплотнительных устройствах.

Таблица В.1 - Основные научные направления разработки перспективных ДЛА

№ Обязательный компонент

п/п для перспективного ТРДД: для военного ТРДДФ:

1 Малошумный, широкохордный вентилятор с КПД 91-92% и облегчёнными (полыми или углепластиковыми лопатками); Новый тип вентиляторных и компрессорных ступеней с большой величиной работы и производительностью, позволяющих сократить их число вдвое;

2 Малоступенчатый КНД с высокими запасом газодинамической устойчивости и к.п.д. и титановыми дисками из заготовок, полученных плавкой с холодным подом; Технологии создания конструкций рабочих колёс лопаточных машин (бездисковой конструкции -блинг) с уменьшением массы на 30% и более;

3 Малоступенчатый КВД, рассчитанный на Пк*=14-18 в шести ступенях, с применением высоконапорных ступеней блиск, с изготовлением лопаток электрохимией, соединением с диском сваркой трением; Турбины с противовращением и камер сгорания, работоспособных при температурах газа перед турбиной на уровне 2100-2200 К (двустенные конструкции, керамические сегменты, монокристаллические и гранулируемые никелевые сплавы нового поколения с повышенной рабочей температурой, новые технологии литья, газостатическое упрочнение и технологии ремонта монокристаллических лопаток, транспирационное охлаждение при ТГтах> 2000 К);

4 Малоэмиссионная высокотемпературная камера сгорания большого ресурса с "гомогенизацией" топливно-воздушной смеси, с сегментной жаровой трубой с развитой системой конвективно-плёночного охлаждения; Принципиально новые системы обеспечения работоспособности двигателя, в том числе высокоэффективных уплотнений (щёточных, газодинамических и др.), гибридных подшипников с многофункциональными кольцами и керамическими телами качения, систем топ-ливопитания на электроприводе, позволяющих отказаться от коробки агрегатов и повышающих надёжность двигателя;

5 Высокоперепадная одноступенчатая ТВД, рассчитанная на пт* =4,5-5,0, и ресурсом не менее 15000 полётных циклов, работоспособная при температуре газа на 150-250 К, превышающей современную, и имеющая более высокий к.п.д., с лопатками из безуглеродистого монокристаллического сплава 3-го поколения с развитой перфорацией, термобарьерным покрытием, ремонтопригодным торцем и диском из малочувствительного к дефектам гранульного сплава; Помехозащищённые и работоспособные в условиях высокой температуры электронные САУ с полной ответственностью и бортовые системы контроля двигателя с высокими быстродействием и боевой живучестью, интегрированные с системой управления самолётом;

6 Высокоэффективная малоступенчатая ТНД с большой величиной работы в ступени; Бесстабилизаторная форсажная камера, работающая по принципу самовоспламенения;

7 Высокоэффективный редуктор, имеющий к.п.д. не менее 99%, подшипники скольжения на саттелитах, упрочнённые шевронные передачи, встроенную систему диагностики; Выходные устройства с управляемым вектором тяги и сниженными показателями инфракрасного излучения;

8 САУ типа БАБЕС, интегрированную с системами управления полётом и технической диагностики; Конструкции и технологии изготовления корпусов и других статор-ных деталей из композиционных материалов на основе металлической, интерметаллидной и керамической матриц.

9 Высокоэффективные щёточные, газодинамические уплотнения воздушных и масляных полостей;

10 Лёгкие высокоэффективные защитные покрытия (ЗПК) с различной частотой настройки.

Другим важным аспектом, отличающим исследования уплотнений, предназначенных именно для ДЛА (не для наземных установок) является их связь с конструкцией двигателя, а не только с его параметрами. В силу дефицита места уплотнительный узел (или система уплотнений) должны быть органично вписаны в конструкцию двигателя. Применение модульных уплотнительных узлов, например картриджной конструкции, в авиационном или ракетном двигателе невозможно. Это приводит к сильному взаимному влиянию как работы уплотнения на узлы и системы двигателя, так и наоборот. В наземных установках подобная зависимость выражена гораздо слабее. В то же время при исследовании уплотнений они рассматриваются как отдельный узел с заданными параметрами на входе и на выходе. Как будет показано ниже при анализе существующей литературы, такой подход реализуется практически во всех работах.

Точно также исследователей масляных и воздушных систем двигателя, как правило, не интересуют особенности процессов в уплотнениях и их конструкция. Данная диссертация должна устранить указанное противоречие. Уплотнение необходимо проектировать с учётом параметров узлов и систем двигателя потому, что одно уплотнение применяется чрезвычайно редко. В опорах ДЛА большой тяги (мощности) всегда имеются системы уплотнений. Для проектирования уплотнения в составе таких систем и был создан метод, предложенный в данной диссертации. Уплотнение (как и любое понятие) обладает одновременно единичными, особенными и всеобщими свойствами. Под первыми подразумеваются действительные значения размеров, шероховатости, отклонений формы, характеристик; под вторыми - особенности определённого типа уплотнений: лабиринтные, щёточные и т.д.; под третьими - общие закономерности работы уплотнения в системе двигателя или его узле. Все три группы свойств неразрывно связаны между собой и должны рассматриваться в процессе проектирования.

Таким образом, данное исследование объединяет два метода проектирования уплотнения. Первый метод рассматривает уплотнение как отдельный узел с заданными параметрами и осуществляет решение всего комплекса задач (трибологических, газодинамических, тепловых, упругопластических, динамических) для данного уплотнения. Объектом второго метода является уплотнение как элемент узлов (под узлом понимается опора двигателя) и систем (рассматриваются системы внутреннего воздухоснабжения и масляная система, непосредственно связанные с уплотнением), а также изменение характеристик уплотнения на переходных режимах. Первая глава диссертации посвящена обзору современного состояния исследований роторных уплотнений в авиационных и наземных ГТД.

Вторая и третья главы рассматривают применение первого метода применительно к проектированию торцовых газодинамических уплотнений (ТГДУ). Во второй главе приводится описание усовершенствованного метода проектирования ТГДУ с учётом произвольной формы уплотнительного зазора и с произвольной формой газодинамических камер. В третьей главе описывается метод расчёта характеристик ТГДУ с учётом деформаций колец пары трения и с учётом неравномерности распределения коэффициента конвективной теплоотдачи по периметрам сечений уплотнительных колец.

Соответственно главы с четвёртой по седьмую посвящены второму методу. В четвёртой главе приводится метод проектирования уплотнения как элемента системы внутреннего возду-хоснабжения, в пятой - как элемента опоры, в шестой - с учётом изменения параметров уплотнения на переходных режимах работы двигателя и в седьмой главе - как элемента масляной системы. Восьмая глава посвящена описанию создания обобщающего метода, синтезирующего два подхода к проектированию уплотнений.

Приведённые выше соображения позволяют сформулировать актуальность диссертационного исследования.

Актуальность исследования. В настоящее время существует большое количество различных типов двигателей летательных аппаратов (ДЛА), имеющих широкие диапазоны условий эксплуатации. Скорость полёта может изменяться от нуля до гиперзвуковых значений. Высота полёта также варьируется от околоземных условий до космических полётов. Во время полёта нагрузки не сохраняются постоянными. Двигатели испытывают значительные динамические перегрузки, перепады температуры и давления, могут работать в условиях высокой влажности или запылённости, а также различных агрессивных сред. Развитие авиационного и ракетного двигателестроения связано с непрерывным ростом значений параметров цикла. В настоящее время современные ТРДД гражданского назначения имеют степень двухконтурности т = 8...15 и выше, суммарную степень повышения давления в компрессоре ж*кЪ > 50, температуру газа на входе в турбину Т*тах »1600...2000^ . Максимальное значение тяги авиационного двигателя пятого поколения превышает 500 кН, длительность разработки 10 лет, а стоимость увеличилась в 10 раз по сравнению с двигателями второго поколения. Ресурс двигателя должен превышать 20.. .30 тысяч полётных циклов.

Дальнейшее совершенствование ДЛА возможно осуществлять по двум направлениям. Первое связано с применением новых перспективных конструкций двигателей, работающих на основе модернизированного цикла, с другим топливом, с оригинальной конструктивно-силовой схемой. Сюда же относится применение в двигателе новых высокоэффективных элементов: подшипников, уплотнений, покрытий и т.д. Второе связано с совершенствованием существующих конструкций, увеличения их эффективности за счёт более тщательного прогнозирования условий работы, основанного на применении современных вычислительных программных комплексов. Оба указанных направления имплементируются в данной работе.

В качестве перспективного элемента предлагается использование торцового газодинамического уплотнения, работающего как уплотнение опоры компрессора. Анализ существующих публикаций позволил установить, что содержащиеся в них методы проектирования могут быть усовершенствованы введением в рассмотрение произвольной формы зазора в уплотни-тельной щели и разработкой метода проектирования ТГДУ с произвольной формой газодинамических камер с одновременным решением задачи термоупругопластического деформирования колец пары трения. Реализация второго направления совершенствования ДЛА применительно к роторным уплотнениям основана на разработке метода проектирования уплотнения как элемента систем двигателя и его узлов. Разработанный метод синтезирует методы проекти-

рования уплотнения в составе системы внутреннего воздухоснабжения, масляной системы, как элемента опоры и с учётом изменения его характеристик на переходных режимах.

Опубликованные методы проектирования уплотнений рассматривают их вне связи с особенностями конструкции двигателя. В качестве исходных данных принимаются только параметры на входе и на выходе из уплотнения. Взаимосвязь конструкции уплотнения с конструкцией элементов конкретного двигателя или его систем не рассматривается. В действительности в современном двигателе пятого поколения все элементы и системы очень тесно связаны. Изменение расходной характеристики через одно уплотнение опоры способно изменить работу масляной системы, системы внутреннего воздухоснабжения и работу всей системы уплотнений. Правомерной является и обратная последовательность взаимодействия. Предлагаемый метод может рассматриваться как теоретическая основа проектирования систем роторных уплотнений авиационных и наземных ГТД.

Синтез рассмотрения уплотнения как самостоятельного объекта проектирования и как элемента узлов двигателя и его систем вместе с совокупностью перечисленных особенностей составляет актуальность выбранной темы диссертационной работы.

Степень разработанности темы. Создание высокоэффективных уплотнений рассматривается ЦИАМ как одно из важнейших направлений создания перспективных военных и гражданских двигателей летательных аппаратов. Проектированию отдельных типов уплотнений для турбомашин различного назначения посвящено большое количество теоретических и экспериментальных исследований. Примерами могут служить работы Э.А Васильцова, А.В. Иванова, Д. Л. Рода, Д.В. Чилдса и др. (лабиринтные уплотнения); А.И. Белоусова, М.Дж. Брауна, М. Демигоглу, И. Догу, А.М. Жижкина, А.О. Пугачёва, Ю.А. Равиковича, С.В. Фалалеева и др. (щёточные уплотнения); А.И. Голубева, Л.А. Кондакова, А.О. Лебека, Э.Майера и др. (торцовые контактные уплотнения); М.Дж. Брауна, А. Бушера, К. Грондала, М.Дж. Пекриса, М.П. Проктор. Ю.М. Темиса и др. (перспективные пальцевые и пластинчатые уплотнения); А.И. Голубева, И. Грина, Г.Н. Дена, И. Зака, В. А. Максимова, В. А. Марцинковского, В. А. Мельника, Е.А. Новикова, С.В. Фалалеева. В.К. Юна, И. Этсиона и др. (торцовые газодинамические уплотнения). Анализ публикаций позволил установить, что традиционно уплотнение проектируется на заданные параметры без рассмотрения его в составе узлов двигателя и его систем. Хотя работа любого типа уплотнения в составе авиационного двигателя будет иметь свои особенности. Синтез исследования отдельно взятого уплотнения, систем уплотнений, включённых в узлы и системы двигателя, способен повысить достоверность проектировочных расчётов.

Цель диссертационной работы - совершенствование конструкций и эффективности ДЛА и конвертированных ГТД за счёт совершенствования существующих методов и разработки нового обобщённого метода проектирования перспективных роторных уплотнений как эле-

ментов узлов двигателя и его систем с учётом изменения характеристик на переходных режимах.

Задачи исследования.

1. Усовершенствование аналитической математической модели расчёта характеристик ТГДУ и создание на её основе метода его проектирования за счёт учёта произвольной формы уплотнительного зазора, а также его экспериментальная апробация.

2. Разработка математической модели расчёта герметичности ТГДУ с различной формой газодинамических камер и исследование на её основе работоспособности уплотнений в условиях наличия деформаций уплотнительных поверхностей и сравнение полученных расчётных данных с результатами эксперимента.

3. Установление закономерностей влияния деформаций на характеристики ТГДУ, исследование деформаций в паре трения газодинамических уплотнений с учётом неравномерного распределения коэффициента конвективной теплоотдачи, разработка методики суммирования силовых и тепловых деформаций уплотнительного кольца, создание теоретических основ для обеспечения заданной формы и величины зазора в уплотнении в процессе проектированрия.

4. Создание метода проектирования уплотнения как элемента системы внутреннего воз-духоснабжения ДЛА на основании итерационного решения гидравлической задачи и задачи те-рмоупругопластического деформирования; установления закономерностей влияния герметичности уплотнения на работу системы внутреннего воздухоснабжения, а также на параметры эффективности двигателя и его узлов.

5. Разработка метода проектирования уплотнения в составе опоры, позволяющего анализировать изменение минимальной величины зазора и его формы в зависимости от изменения нагрузок, действующих на опору, включая способ крепления двигателя к ЛА и возможные эксплуатационные перегрузки, исследование возможности применения ТГДУ в качестве разгрузочного устройства от осевых сил, действующих на радиально-упорный подшипник.

6. Создание метода проектирования уплотнения опоры двигателя с учётом изменения его характеристик на переходных режимах; установление закономерностей на основе совместного использования двухмассовой динамической модели ТГДУ и разработанного метода влияния деформаций ТГДУ на его динамические характеристики и исследование изменения характеристик данного уплотнения с учётом нестационарности тепловых процессов, происходящих в ГТД.

7. Создание метода проектирования уплотнения с учётом параметров масляной системы, учитывающего влияние температуры охлаждающего воздуха и температуры стенок опоры на величину прокачки масла, установление закономерностей влияния герметичности уплотнения

на работу системы уплотнений и величину прокачки при помощи совместного использования ранее разработанных методов для системы внутреннего воздухоснабжения и опоры.

8. Создание метода, синтезирующего проектирование уплотнения как самостоятельного объекта на заданные параметры и условия эксплуатации, а также как элемента узлов двигателя и его систем.

Объект исследования - деформационные, тепловые, трибологические и динамические процессы, происходящие в роторных уплотнениях, в системе внутреннего воздухоснабжения, масляной системе и в опорах авиационных и наземных ГТД.

Методология и методы исследования. Решение поставленных задач осуществлялось теоретическими исследованиями, выполненными на основе методов математического анализа, термодинамики и теории теплообмена, теории колебаний, газодинамики, трибологии, конечных элементов, расчёта гидравлических цепей, теории и проектирования конструкции ГТД с помощью программных комплексов на основе метода конечных элементов: «NX», «ANSYS», «NU-MECA», «FLUENT» и «ANSYS CFX». Экспериментальные исследования были получены на стандартном оборудовании с использованием методов статистической обработки.

Достоверность полученных результатов обосновывается путём корректно поставленной научной задачи, правильностью использования математического аппарата, теоретических методов и зависимостей, принятых допущений и ограничений, а также сопоставлением полученных теоретических результатов с имеющимися экспериментальными данными и данными других исследователей.

Апробация полученных результатов. Результаты диссертации доложены, обсуждены и одобрены на 35 научно-технических конференциях (НТК), совещаниях (НТС) и симпозиумах: Международная НТК (МНТК) «Проблемы и перспективы развития двигателестроения» (Самара, 2003 г., 2006 г., 2009 г., 2011 г., 2014 г.); МНТК «СИНТ» (Воронеж, 2003 г., 2009 г.); МНТК «Гервикон-2005» (Сумы, 2005 г.); МНТК «Рабочие процессы и технология двигателей» (Казань, 2005 г.); 15-th International Colloquim Tribology «Automotive and Industrial Lubrication» (Эслин-ген-ам-Неккар, 2006 г.); Межрегиональная научно-методическая конференция «Актуальные проблемы развития университетского технического образования в России» (Самара, 2006 г.); Симпозиум «Гидродинамическая теория смазки - 120 лет» (Орел, 2006 г.); Региональный научно-технический семинар «Актуальные проблемы трибологии» (Самара, 2008 г., 2009 г.); Международная молодежная научная конференция «Гагаринские чтения» (Москва, 2010 г.); Международный молодежный форум «Будущее авиации за молодой Россией» (Рыбинск, 2010 г.); МНТК «Авиадвигатели XXI века» (Москва, 2010 г.); НТК «Ракетно-космическая техника и технология 2010», посвященная 50-летию образования кафедры «Ракетные двигатели» ВГТУ (Воронеж, 2010 г.); НТК «Актуальные проблемы авиации и космонавтики» (Красноярск, 2010

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Виноградов, Александр Сергеевич, 2018 год

- А—

Форма Форма Форма Форма

0

7 р*, МПа

Рисунок 2.6 - Сравнение экспериментальных зависимостей герметичности от перепада давления для газодинамических камер различных форм

Расчёты герметичности для четырёх форм газодинамических катер были выполнены, исходя из необходимости обеспечения равенства нагружающей силы и несущей способности. Данное равенство достигалось путём проведения итерационных расчётов.

Результаты расчётов представлены в таблице 2.5. В этой таблице содержатся полученные эпюры распределения давления в зазоре и графики, позволяющие сравнить данные эксперимента с результатами определения герметичности по разработанной математической модели.

Таблица 2.5 - Результаты экспериментального исследования для четырёх форм камер

№ формы

Расчётное распределение давления в зазоре

Сравнение расчётных и экспериментальных данных

1

Продолжение таблицы 2.5

2

3

4

В таблице 2.5 эпюры распределения давления построены для давления 6 МПа. Расчёт проводился для плоскопараллельной формы зазора без учёта деформаций. Также данные расчёта приведены в таблице 2.6.

Таблица 2.6 - Результаты расчёта герметичности исследуемых уплотнений

Форма Давление подачи, МПа 2 3 4 5 6 7

1 Расход, г/с 0,03 0,07 0,12 0,19 0,28 0,40

2 Расход, г/с 0,03 0, 07 0,12 0,19 0,27 0,39

3 Расход, г/с 0,03 0,06 0,11 0,17 0,24 0,33

4 Расход, г/с 0,03 0,07 0,12 0,19 0,27 0,39

Сравнение полученных экспериментальных и расчётных данных позволяет сделать следующий вывод. Расхождение между полученными величинами получилось весьма значительным, достигающим 300 - 400% для перепадов давления 5 - 7 МПа. В тоже время для сравнительно небольших значений перепада давлений 2 - 4 МПа погрешность составляет величину от 5 до 30%. Полученные расхождения свидетельствуют о необходимости учёта деформаций колец при расчёте герметичности. Сравнение экспериментальных данных с данными расчётов, выполненных с учётом деформаций, будет приведено в третьей главе.

Разработанная математическая модель может служить основой для дальнейших усовершенствований. В частности, Фалалеевым С.В. и Демурой А.С. [121] была разработана математическая модель расчёта гидродинамического уплотнения. В случае применения жидкостной уплотняющей среды изменятся формулы расходов 2.29-2.30 через выделенный объём. С учётом центробежной силы уравнения запишутся следующим образом:

т4, ]-1/2 = -

, ]+1/2

3 / 2 \

рк г др + 3ргю

12т

дг

10

Аф;

I,1-1/2

ркъг ( др 3ргЮ л

12т V

дг

+ -

10

л

Аф.

;, 7+1/2

Также появится дополнительное слагаемое в уравнении 2.44:

В . =

1

Афрю2 80т

( к31+1г ;,1+1 \ 1 -1г ;, 1-1).

(2.45)

(2.46)

Величину утечек в данном случае также будет необходимо определять с учётом конвективных сил инерции:

а

6т 1п *

1 ±-2'

20Ар

( г22 - I2 )

(2.47)

В случае гидродинамического уплотнения необходимо рассматривать течение в окружном направлении. Расход в окружном направлении можно определить из следующего соотношения:

г2 Ф ( г22 - I2 )

а =

к3

юк.

(2.48)

12т г йф 4

Для жидкостных уплотнений свои особенности будет иметь оценка мощности, затраченной на создание гидродинамической силы в зазоре, которая будет складываться с мощностью трения. Мощность создания гидродинамической силы может быть представлена как сумма произведений расхода уплотняющей среды через камеру в окружном направлении и образующегося напора:

N,. = Е (т» -)•

Р (2.49)

С учётом формул 2.45 получим выражение для мощности создания гидродинамической силы в зазоре:

N.,. = Е

^ к3 Аг Ар гАгюк ^

I__г I + _1_1_

(2.50)

12^г Аф 2

Результаты применения математической модели для гидродинамического уплотнения, полученные Фалалеевым С.В. и Демурой А.С., приведены на рисунке 2.7.

На рисунке 2.7 можно видеть области повышенного давления, образующиеся при вращении кольца уплотнения и зону разрыва слоя смазки. Проведённые исследования показали наличие чередующихся зон повышенного и пониженного давления в гидродинамическом уплотнении. В результате расчётов было доказано, что подобные уплотнения обладают достаточной величиной несущей способности.

Рисунок 2.7 - Схема создания гидродинамической составляющей несущей способности слоя

2.3 Разработка математической модели торцового газостатического уплотнения для системы внутреннего воздухоснабжения авиационного двигателя

Другими перспективными уплотнениями с точки зрения использования в авиационном двигателе являются ТГСУ. Данные уплотнения хорошо работают при больших радиальных перемещениях и больших значениях прогибов ротора [14]. Это особенно важно для условий работы в авиационном двигателе, где присутствуют большие радиальные деформации элементов статора, обусловленные высокими температурами, и часто применяются гибкие роторы. Подобные уплотнения могут работать при относительно больших величинах зазора (0,1 - 0,2 мм).

Увеличенные значения зазора позволяют использовать ТГСУ при диаметрах 0,2 - 0,5 м. Данный тип уплотнения может быть рекомендован для использования при больших перепадах давления (до 2 - 3 МПа), температурах (до 1000 К). Возможно обеспечить работоспособность газостатических уплотнений при значительных осевых смещениях ротора (10 - 20 мм). Вместе с тем, при проектировании ТГСУ необходимо обеспечить стабильность газовой плёнки, которая может быть нарушена из-за сжимаемости газа. Другим важным недостатком таких уплотнений являются большие габариты уплотнительных колец. Поэтому исследование принципиальной возможности применения подобных уплотнений в современных авиационных двигателях имеет практический смысл.

Расчётная схема ТГСУ приведена на рисунке 2.8.

Рисунок 2.8 - Расчётная схема торцового газостатического уплотнения

На основе расчётной модели (рисунок 2.8) могут быть определены характеристики ТГСУ, при использовании подхода, разработанного Белоусовым А.И. для газостатических опор [8]. Также как и для газодинамических уплотнений, рассмотренных во втором разделе данной главы, характеристиками газостатического уплотнения являются его герметичность, величина несущей способности и статическая жёсткость смазочного слоя, которые вычисляются при известном распределении давления в зазоре, величине зазора и геометрии уплотнения, соответствующей рисунку 2.8. Проектирование уплотнения начинается с выбора радиусов г1, г2, г3, г4. Радиусы выбираются, исходя из необходимости обеспечить баланс сил на неподвижном уплотни-тельном кольце. Несущая способность газового слоя - W должна быть равна:

Wp + Ws = W, (2.51)

где Ws - суммарное усилие пружин,

Wp - нагружающая сила.

Нагружающая сила Wp может быть найдена из следующего уравнения:

^ _р(Г22 - г2) • р2 + р(г2 - г:2)• А, (2.52)

где г2 и г1 - внешний и внутренний радиусы уплотнительного кольца, р2 и р1 - давления уплотняющей и уплотняемой сред, Г - радиус положения вторичного уплотнения.

С другой стороны несущая способность определяется следующим образом:

'2 '3 '2

№ = 2Р | р г йг _ 2Р | р' • г • йг + ргазжам р (г42 - Гз2) + 2Р | р" • г • йт

где г3 и г4 - внутренний и внешний радиусы газостатической камеры;

(2.53)

рск - давление в газостатической камере;

р' и р'' - давление между радиусами г1 и г3 и между радиусами г4 и г2 соответственно. Величина зазора может быть найдена из следующего уравнения:

h _ йдр Nдр

п- с \

' рдр 9 ^

8

р2 <?2

-гз - г2

)

(2.54)

где и - диаметр и количество дросселей (рисунок 2.8).

В формуле 2.54 коэффициенты и 92 находятся из следующих соотношений [72]:

2к ( 2 ^ к-1 I 2к 91 _\Т77 , 9

к +11 к +1) \ к-1

• Г ^ 1

I р2 )

1-

к-1

( рси Л к

(2.55)

V р2 )

Жёсткость смазочного слоя может быть найдена по уравнению 2.8, а утечки по уравнению 2.10. Мощность трения в зазоре рассчитывается по формуле:

2Р г2 г3

N _ /со Г Г—--йфйг

0 г Н (. (2.56)

Диаметр дросселей и их количество определяют величину несущей способности. При заданной величине зазора и известном перепаде давления при проектировании газостатического уплотнения необходимо выбрать геометрию дросселей при условии равенства осевых сил на невращающемся кольце. На рис. 2.9 показаны зависимости несущей способности и радиуса положения вторичного уплотнения от диаметра дросселей. Количество дросселей (Nth _ 12) было принято постоянным. Зависимости были получены для перепада давления 1,7 МПа, величины зазора h _ 0,13 мм и следующих значений радиусов: г^ =175 мм, г2=203 мм, г3 =180 мм, г4=193

мм. Данные величины являются типовыми для системы внутреннего воздухоснабжения авиационных двигателей.

г

4

б)

Рисунок 2.9 - Зависимость несущей способности - а) и радиуса вторичного уплотнения б) газостатического уплотнения от величины зазора и диаметра дросселей

Таким образом, на основании рисунка 2.9 могут быть выбраны геометрические параметры дросселей. Следующим обязательным шагом при проектировании газостатического уплотнения является проверка его герметичности и достаточности жёсткости смазочного слоя. Данные зависимости приведены на рисунке 2.10. Величина зазора оказывает определяющее влияние на эти величины. Для указанных параметров ожидаемая величина утечки и жёсткости смазочного слоя будет находиться в диапазоне 0,3 - 0,4 кг/с и 20 - 40 МН/м соответственно.

Правильность принятой математической модели можно подтвердить сравнением с экспериментальными данными, полученными Зреловым В. А. [13]. Эксперимент был выполнен для ТГСУ, схема которого приведена на рисунке 2.11, при перепадах давления до 1 МПа, величине уплотняющего зазора - 20 мкм; количестве дросселей - 6. Значения радиусов г1, г2, г3, г4 были

приняты следующими: г1=95 мм, г2=104 мм, г3 =97,6 мм, г4=100 мм. Радиус вторичного уплотнения г5 =98 мм. Суммарное усилие пружин составляло величину Ws =240 Н. Были исследованы различные глубины дросселей. Значения глубины дросселя составили 0,2; 0,5; 0,8 мм.

т кг/с 0,70,60,5-ОА 0,30.20,1-О

г

^--с!др=2,5мм ---с]ар=1.0мм ----с!др= 1.5мм ---с/др=2/0мм с!ар-3,0мм I I

*

/

О

0,05 0,10 0.15 0.20 Ымм

с,

мн/м-

550500-Ш-Ш-

35030025020015010050 -О -

--¿4о-2,5мм ---¿4=1,0мм ----с!ар=1,5мм ---=2,Омм - (3^=3, Омм

I I

I I

I

I

\ 1

1

V

ч\

О 0,05

0,15 0,20 Ь,мм

а) б)

Рисунок 2.10 - Зависимости герметичности (а) и жёсткости слоя смазки (б) от величины зазора газостатического уплотнения

На рисунке 2.12 показано сравнение расчётных и экспериментальных данных, выполненное для исследуемого газостатического уплотнения (рисунок 2.11). Из графика на рисунке 2.12 следует, что герметичность газостатического уплотнения может быть удовлетворительно

описана существующей математической моделью, приведённой в данном разделе. Погрешность определения герметичности в большинстве проведённых экспериментов не превышала 10%.

Рисунок 2.11 - Схема исследуемого газостатического уплотнения

Имеющийся опыт проектирования ТГСУ [15, 150], а также проведённые расчётные и экспериментальные исследования позволили разработать конструкцию газостатического уплотнения для системы внутреннего воздухоснабжения авиационного двигателя. для фирмы GEAE (США) в рамках проекта №AMD-NCS-030429 на основе соглашения №200-18-14W36277 от 29.08.2003г. Конструкция уплотнения показана на рисунке 2.13.

Рисунок 2.12 - Сравнение экспериментальных данных с расчётными значениями

Данное газостатическое уплотнение (рисунок 2.13) обеспечивает отсутствие контакта на всех режимах работы двигателя. Исследования показывают, что даже при частотах вращения ротора, соответствующих режиму «малый газ», будет наблюдаться бесконтактный режим работы. Главным элементом газостатического уплотнения является уплотнительное кольцо. Сечение кольца должно иметь достаточную площадь, чтобы свести к минимуму изгибные деформации и сохранить плоскопараллельную форму уплотнительного зазора и обеспечить требуемое значение жёсткости слоя смазки торец уплотнительного кольца должен быть достаточно широким.

Газостатические камеры выполнены на невращающемся кольце и имеют сегментную форму. Разделение уплотнительного торца на сегменты будет способствовать увеличению жёсткости газовой плёнки и гарантированному разделению поверхностей. Уплотнительный зазор обеспечивается подачей рабочего тела в газостатические камеры. Если увеличится давление уплотняющей среды, то это приведёт к росту давления в газостатических камерах и, таким образом, восстановится баланс сил на уплотнительном кольце. Обратный процесс будет иметь место при уменьшении уплотняющего давления.

Вспомогательная штифт оснойная зазор

Рисунок 2.13 - Разработанное торцовое газостатического уплотнение (а) и вид газостатических камер (б)

Основная пружина (рисунок 2.13) необходима, чтобы исключить касание ротора о статор при запуске и останове двигателя. Вспомогательная пружина должна обеспечить отсутствие контакта между уплотнительным кольцом и корпусом; она устанавливается с определённым зазором и не вносит дополнительную составляющую в баланс сил на уплотнительном кольце. Необходимый баланс сил обеспечивается за счёт выбора радиуса вторичного уплотнения, а также геометрией и количеством дросселей. Отличительной особенностью данной конструкции является крышка уплотнения, обеспечивающая радиальный зазор, требуемый для стабильной работы в течение запуска двигателя.

Разработанная конструкция газостатического уплотнения способна работать при больших радиальных и осевых (0,01 - 0,02 м) смещениях. Так как слой газовой смазки имеет достаточную жёсткость, уплотнение будет удовлетворительно работать при наличии биений. Возможно применение данного уплотнения в широком диапазоне эксплуатационных нагрузок. Оптимальное место применение газостатического уплотнения - система внутреннего воздухо-снабжения авиационного двигателя. Например, уплотнение, разделяющее воздух за компрессо-

ром высокого давления и воздух, поступающий на охлаждение элементов турбины. Возможно применение такого уплотнения для формирования разгрузочных полостей.

2.4 Создание модели и анализ характеристик

торцовых импульсных уплотнений с микрокамерами

При проектировании уплотнения каждый раз приходится решать задачу обеспечения его приемлемой герметичности и необходимого ресурса. Торцовые газодинамические и газостатические уплотнения, как уже было показано в предыдущих разделах, обладают достаточным уровнем герметичности сравнимым с контактными уплотнениями. Интересным вариантом конструкции, который объединяет газодинамический и газостатический принципы действия, является импульсное уплотнение со структурами обратного нагнетания. Данная конструкция была предложена В.А. Марцинковским и подробно исследована в монографии [91]. Торцовые импульсные уплотнения обладают рядом преимуществ по сравнению с газостатическими и газодинамическими уплотнениями. В конструкции газостатических уплотнений применяются дроссели сравнительно небольшого диаметра, которые могут изнашиваться или засоряться при работе двигателя. Засорение дросселей приводит к появлению неравномерных нагрузок по окружности и, как следствие, к потере статической и динамической устойчивости. Недостатком газостатических уплотнений также является то, что характеристики слоя смазки напрямую не зависят от частоты вращения ротора.

Последнего недостатка лишены газодинамические уплотнения, в которых слой смазки в зазоре обладает значительной жёсткостью, которая, в свою очередь обеспечивается специально спрофилированными газодинамическими камерами (спиральные канавки, камеры Рэлея и т.д.). При работе двигателя уплотняющая среда нагнетается в зазор, что способствует увеличению утечек.

На рисунке 2.14 изображена конструкция торцового импульсного уплотнения со структурами обратного нагнетания, сочетающая действия газодинамического и газостатического эффектов и которое исследовалось в данной работе. На неподвижном кольце выполнены питающие камеры (1), соединяющиеся с полостью высокого давления. Неподвижное кольцо содержит замкнутые камеры (2), которые получили название структур обратного нагнетания. При вращении ротора структуры периодически совпадают, создавая зоны повышенного давления с частотой, кратной частоте вращения ротора, что и дало данному типу уплотнений название импульсных. При совпадении камер уплотняющая среда подаётся в структуры обратного нагнетания, где создаётся повышенное давление (рисунок 2.15), превышающее давление уплотняющей среды, что способствует возникновению обратного течения. За счёт применения структур обратно-

го нагнетания может быть достигнуто увеличение давления на 10 - 20 %. Таким образом, обеспечивается суммарное уменьшение утечек через уплотнение. Применение подобных уплотнений является привлекательным, как для авиационных двигателей, так и для энергетических установок. Исследованию импульсных уплотнений посвящён ряд публикаций отечественных [50, 113, 155] и зарубежных авторов [240, 273, 298].

Рисунок 2.14 - Схема торцового импульсного уплотнения

В исследуемом уплотнении (рисунок 2.14) нагнетающие камеры имели глубину 2 мкм, а структуры обратного нагнетания - 4 мкм. Экспериментальные исследования были выполнены в Институте машинных элементов Штутгартского университета. Расчётные исследования были выполнены на кафедре КиПДЛА Самарского государственного аэрокосмического университета. Уплотнения испытывались при перепаде давления до 1,0 МПа и частоте вращения до 5000 об/мин. Диаметр вала - 50 мм.

Рисунок 2.15 - Распределение давления в импульсном уплотнении при совпадении камер

Помимо традиционной конструкции импульсного уплотнения в Институте машинных элементов Штутгартского университета было создано уплотнение, в котором и подводящие камеры и структуры обратного нагнетания были выполнены на одном кольце [273]. Целью выполненных совместных расчётных исследований уплотнения было принципиально обосновать его работоспособность при использовании в качестве уплотняющей среды газ или жидкость, а

также разработать и обосновать конкретные рекомендации по выбору конструктивных элементов уплотнения [122, 138]. Экспериментальное оборудование Института машинных элементов позволяло измерять величину утечек, момент трения, перепад давления и частоту вращения ротора.

На рисунке 2.16 показано влияние частоты вращения ротора на величину уплотнитель-ного зазора в импульсном уплотнении. В виду того, что измерение величины зазора во время работы стенда является трудной технической задачей, его величина определялась косвенно на основании измеренного значения момента трения. При перепаде давления 0,5 МПа величина зазора составила величину от 0,7 до 1,5 мкм в исследуемом диапазоне частот вращения. Зависимость, приведённая на рисунке 2.16, свидетельствует, что физический контакт уплотнитель-ных поверхностей отсутствует и поддерживается бесконтактный режим работы. Большое влияние на величину зазора оказывает также усилие пружины. При увеличении усилия пружины в пять раз зазор может уменьшиться на 50%.

h, мкм 1,3

1Д

0,9 0,7 0,5 0J

0 100 200 300 400 W, рад/с

Рисунок 2.16 - Зависимость уплотнительного зазора от частоты вращения ротора при постоянном перепаде давления 0,5 МПа и различном усилии пружин: 1 - 1,0 МПа, 2 - 0,5 МПа, 3 - 0,2 МПА

Для определения характеристик уплотнения важно знать величину несущей способности. В данном исследовании величина несущей способности определялась при различных перепадах давления и частотах вращения, исходя из обеспечения баланса сил на уплотнительном кольце. Результаты исследования показаны на рисунке 2.17. При увеличении давления в 10 раз величина несущей способности может возрастать в 2 - 4 раза. Если при заданных начальных условиях (постоянном перепаде давления) увеличить зазор более 1,5 мкм, то изменение частоты вращения не приведёт к росту нагружающей силы. Это связано с тем, что перестают работать камеры и уплотнение действует как щелевое.

Также как и газодинамические и газостатические уплотнения импульсное уплотнение обладает способностью к саморегулированию. Газовая или жидкостная плёнка имеет достаточную жёсткость для того, чтобы разделить уплотнительные поверхности. При работе двигателя несущая способность увеличивается с ростом перепада давления и частоты вращения и уменьшается при увеличении зазора. Герметичность уплотнения при отсутствии вращения обеспечивается стояночной пружиной.

а) б)

Рисунок 2.17 - Влияние величины зазора на несущую способность:

а) - при n = const = 3000 об/мин и DP = var (1-1,0 МПа, 2-0,5 МПа, 3-0,3 МПа, 4-0,2 МПа, 5-0.1 МПа), б - при DP = const = 0,5 МПа и n = var (1-2000 об/мин, 2-3000 об/мин, 3-4000 об/мин)

Результаты эксперимента позволяющие сравнить уплотнения с камерами, выполненными на разных кольцах и уплотнение с камерами на одном кольце, приведены на рисунке 2.18. В первом случае уплотнение менее герметично, однако, как следует из рисунка 2.18, такое уплотнение будет работать со значительно меньшим моментом трения. Величина момента трения для обоих вариантов исполнения отличается более чем в два раза. Повышенная величина момента трения свидетельствует о наличии контакта уплотнительных колец. Поэтому традиционная схема импульсного уплотнения может рассматриваться как более предпочтительная.

Отличие исследуемого уплотнения, от ранее описанных в технической литературе [43, 50, 91, 155], состоит в том, что камеры имеют глубину сравнимую с величиной уплотнительно-го зазора. В случае если глубина камер значительно больше зазора, то давление по площади можно принять постоянным. Для исследуемой конструкции изменение давления может быть очень значительным. Это было подтверждено выполненными расчётными исследованиями. Расчёты проводились для двух уплотняющих сред. В первом случае уплотняющей средой являлся воздух, во втором - вода. Расчёты были выполнены в среде программного комплекса "FIDAP". Визуализированные результаты расчётов для различного взаимного положения структур приведены на рисунках в таблице 2.7.

1 \

\

О 1000 2000 3000 п, мин"1

Рисунок 2.18 - Влияние частоты вращения на момент трения для разных конструкций уплотнений: 1 - структуры расположены на одном кольце, 2 - структуры расположены на разных кольцах

Чтобы оценить распределение давления в структуре обратного нагнетания были построены эпюры распределения давления для середины камеры. На дуге окружности, проходящей через центр структуры, выбирались семь точек (рисунок 2.19). Затем по значениям в данных точка строились эпюры распределения давления, соответствующие различному взаимному положению камер. Построенные эпюры приведены в таблице 2.8.

Анализ полученных результатов для данных условий эксперимента говорит о следующем. При использовании в качестве уплотняющей среды воздуха давление в структурах обратного нагнетания при удалённом положении камер остаётся равным давлению уплотняемой среды. Давление увеличивается только при совпадении камер, но даже в этом случае среднее давление в структуре обратного нагнетания будет меньше, чем давление уплотняющей среды. Зоны повышенного давления наблюдаются только в питающих камерах. Расчётным путём получено обоснование возникновения импульсов давления, образующихся в уплотнениях рассматриваемого типа. Возникновение чётких импульсов, кратных одновременно числу камер и частоте вращения, способно нарушить устойчивую работу уплотнения.

Чтобы обеспечить устойчивую работу уплотнения в условиях газообразной уплотняющей среды необходимо применять увеличенное число подводящих камер. В этом случае необходимое увеличение давления может быть достигнуто. Для вышеприведённых условий исследуемая конструкция является работоспособной, если в качестве уплотняющей среды используется вода. В этом случае полностью реализуется принцип работы структур обратного нагнетания, уплотнение функционирует с гарантированным зазором и пониженными утечками. Применение жидкостной уплотняющей среды имеет опасность возникновения кавитации, которая может быть исключена выбором формы структуры обратного нагнетания.

Таблица 2.7 - Распределение давления в структурах обратного нагнетания импульсного уплотнения при различном взаимном положении структур

Положение структур

Уплотняющая среда

воздух

вода

3d Version Spalt(Foerderstrukturen) 6.10.1998

Л-

PRESSURE CONTOUR PLOT

î

0.59250E+05

VX 0.000E+I

ANG -.120E+03

P3/PATRAN Neutral File from: е:/patran/glrd7-db PRESSURE

LEGEND ^Во.889Е+Об Bö .778Е+06 ^Н-0.Ь5бЕ+0б ^Н 0.444Е+06

^И-0.333Е+06 ^Н-0.222Е+0б Bü .111Е+06 MINIMUM -0.76513Е+05 MAXIMUM 0.16974Е+07

VX -.206Е-12 VY -■180E-13 VZ -Л00Е+01 ANG -.175E+03

Г FIDAP 7.62 9 Nov 98 11:27:57

P3/PATRAN Neutral File from: e:/patran/qlrd7.db PRESSURE

LEGEND ^H- 0.3.51E+Û5 ^И-0.132Е»05 0.113E+05 ^H-0.944E+04 ^И- 0.756Е+04 ^H-0.567E+04 ^B-0.378E-l-04 ^Bo.l8 9E+04 MINIMUM -0.33238E+05 MAXIMUM 0-55209E+05

Г "k O.OOOE+OO В O.OOOE+OO С 0.100E+01 D 0.5001-03

VX 206E-12 VY 180E-13 VZ -.100E+01 ANG -.175E+03

FIDAP 7.62 4 Nov 98 11:02:41

Рисунок 2.19 - Положение расчётных точек

Большое влияние на герметичность уплотнения оказывает выбор материалов колец пары трения. Рисунок 2.20 показывает сравнение экспериментальных данных для двух вариантов. В первом невращающееся кольцо было выполнено из графита, а вращающееся из карбида крем-

ния. Во втором оба кольца были сделаны из карбида кремния. Сравнение проводилось при одинаковом усилии пружин равном 0,2 Н/мм2. Обе исследуемые пары трения имели двенадцать питающих камер. Число структур обратного нагнетания в первом уплотнении было равно четырём, во втором - восьми. Рисунок 2.20а построен при постоянном перепаде давления АР = 0,5 МПа, рисунок 2.20б - при постоянной частоте вращения п = 4000 об/мин. Даже при большем числе питающих камер второе уплотнение имеет в несколько раз меньшую величину утечек. Очевидно, это связано с деформациями графитового кольца, имеющего меньшую жёсткость. Результаты испытаний убедительно свидетельствуют о важности учёта деформаций при определении герметичности уплотнения.

а) б)

Рисунок 2.20 - Сравнение герметичности уплотнений с кольцами из различных материалов: а) - графит+SiC; б) - SiC+SiC

1

2

0 0,2 0,4 0,6 0,8 Р, МПа

Рисунок 2.21 - Сравнение герметичности импульсных уплотнений со структурами обратного нагнетания различной глубины -h: 1 - h = const = 2 мкм, 2 - h = var от 1 до 5 мкм

На рисунке 2.21 показано сравнение уплотнений, имеющих идентичную пару трения, отличающуюся только глубиной структур обратного нагнетания. В первом уплотнении глубина

была постоянной и составляла 2 мкм, во втором - переменной. Глубина структуры менялась равномерно от 1 мкм до 5 мкм, увеличиваясь к наружному радиусу кольца. Изменение глубины привело к изменению распределения давления по площади структуры обратного нагнетания. Второе уплотнение имеет значительно лучшую герметичность. Величина утечек меньше на 30 -40%, чем в случае применения первого уплотнения. Результаты эксперимента говорят о важности выбора геометрии газодинамических камер.

Таблица 2.8 - Эпюры распределения давления в структуре обратного нагнетания импульсного уплотнения

В результате выполненного комплекса экспериментальных и расчётных исследований была обоснована принципиальная возможность применения усовершенствованных конструкций импульсных уплотнений, имеющих глубину камер сравнимую с величиной зазора и использующих в качестве уплотняющей газообразную среду, в авиационных двигателях и конвертированных энергетических установках.

Выводы

1. На основании существующей математической модели расчёта герметичности торцового газодинамического уплотнения со спиральными канавками с конусной формой зазора, полученной при аналитическом решении уравнения Рейнольдса, создана усовершенствованная модель данного уплотнения для произвольной формы зазора. С помощью разработанной модели могут быть определены характеристики уплотнения для формы зазора, полученной из расчётов деформаций методом конечных элементов. Применение данной усовершенствованной модели актуально для условий авиационного двигателя, сочетающих значительные силовые и температурные нагрузки, приводящие к сложным деформациям деталей.

2. Создана математическая модель расчёта характеристик газодинамического уплотнения с камерами произвольной формы. На основании разработанной модели были проведены расчётные исследования, показавшие удовлетворительное совпадение с экспериментальными данными при малых перепадах давления (до 3,0 МПа), что характерно для уплотнений ГТД (расхождение по утечкам до 15%). Разработанная математическая модель позволит исследовать различные формы газодинамических камер при совместном использовании с прочностными расчётами.

3. Обоснована возможность применения торцового газостатического уплотнения в системе внутреннего воздухоснабжения авиационного двигателя. Предложена конструкция и математическая модель перспективного уплотнения, способного работать при больших диаметрах ротора 0,2 - 0,5 м, перепадах давления до 2 - 3 МПа, температурах (до 1000 К), а также при значительных осевых смещениях ротора (10 - 20 мм). Имеющиеся математические модели расчёта герметичности газостатических уплотнений показали удовлетворительное совпадение с экспериментальными данными для условий эксплуатации, соответствующих авиационному двигателю (погрешность не превышала 10%).

4. Проведено исследование работоспособности импульсных уплотнений со структурами обратного нагнетаний с камерами, имеющими глубину несколько мкм. Выполнен комплекс расчётных исследований, доказавших возможность и перспективность использования таких уплотнений в авиационных двигателях. Разработаны экспериментально подтверждённые рекомендации по выбору конструктивных параметров импульсных уплотнений.

ГЛАВА 3. РАЗРАБОТКА МЕТОДА РАСЧЁТА ХАРАКТЕРИСТИК ТОРЦОВЫХ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ УПЛОТНЕНИЙ ГТД С УЧЁТОМ ДЕФОРМАЦИЙ КОЛЕЦ ПАРЫ ТРЕНИЯ

Деформации уплотнительных поверхностей оказывают серьёзное влияние на герметичность и ресурс уплотнений. Для разных типов уплотнений степень этого влияния может быть различной. Особенно восприимчивы к деформациям контактные уплотнения: торцевые и ради-ально торцевые [14, 46, 87, 280]. При непосредственном контакте вращающегося и неподвижного колец появление деформации может привести к изменению нагрузок и, как следствие, к повышенному изнашиванию. В условиях повышенных температур, имеющих место в проточной части авиационного двигателя, тепловые деформации существенно влияют на герметичность лабиринтных уплотнений вследствие теплового расширения. Возможно также возникновение контакта между уплотнительными поверхностями при работе на нерасчётных режимах, связанное с быстрым прогревом и остыванием статора [80]. Однако по сравнению с контактными уплотнениями воздействие деформаций на работу лабиринтных уплотнений не имеет определяющего характера. Для торцовых газодинамических и газостатических уплотнений учёт деформаций особенно важен, так как их появление может привести или к контакту уплотнитель-ных колец, или к раскрытию зазора [150]. Определение деформаций для уплотнений данного типа представляет особый интерес, так как делает возможным усовершенствование существующих математических моделей.

Данная глава посвящена анализу влияния силовых и температурных деформаций на характеристики торцовых газодинамических уплотнений. Торцовые газодинамические уплотнения были выбраны для исследования, так как на их примере можно особенно отчётливо показать различие в оценках характеристик уплотнений, полученных с учётом деформаций и без него.

В главе показано экспериментально подтверждённое влияние выбора геометрических размеров сечения, определяющих его жёсткость, на величину деформаций уплотнительного кольца. Было выполнено исследование герметичности газодинамических уплотнений с различной формой камер по разработанной математической модели с учётом и без учёта деформаций. Результаты данного исследования также сравнивались с экспериментальными данными. Для определения тепловых деформаций важно знать распределение температуры по периметру колец пары трения и распределение коэффициентов конвективной теплоотдачи. Этому вопросу по-свящён один из разделов главы. Изучение возникающих в кольцах пары трения деформаций приводит к мысли о том, что образующиеся деформации могут быть использованы для получения требуемой формы зазора, т.е. обеспечить её регулирование. Разработанные рекомендации по обеспечению регулирования зазора могут быть полезны при создании новых конструкций

газодинамических уплотнений. Результаты исследований, приведённые в данной главе, свидетельствуют о необходимости учёта деформаций уплотнительных колец при определении герметичности любых типов уплотнений.

3.1 Анализ причин деформаций, возникающих в торцовых газодинамических уплотнениях

Для стабильной работы газодинамического уплотнения необходимо обеспечить поддержание расчётной формы зазора. Рекомендуемая форма зазора является плоскопараллельной или конфузорной с величиной конусности, не превышающей величину минимального зазора. Деформации уплотнительного кольца приводят к изменению распределения давления, что в свою очередь определяет баланс сил. Если разность в усилиях будет значительной, уплотнение не сможет реализовать принцип саморегулирования и работоспособность уплотнения будет нарушена.

Проблема деформации уплотнительных поверхностей особенно актуальна для условий применения в авиационных двигателях и энергетических установках, где действуют повышенные температуры, перепады давления и окружные скорости. Чтобы уменьшить уровень возникающих деформаций, необходимо в каждой отдельной конструкции проанализировать причины их возникновения.

В общем случае деформации образуются от совокупного действия конструкционных, технологических и эксплутационных причин [46, 160, 280]. Их анализ приведён на рисунке 3.1. Очевидной и наиболее существенной причиной появления деформаций является неравномерное распределение нагрузок на уплотнительное кольцо. Прежде всего, речь идёт о неравномерном приложении давления, приводящего к кручению сечения уплотнительного кольца. Эта причина изменяет форму и величину зазора в радиальном направлении. В окружном направлении к деформациям способны привести неравномерность давления, связанная с ограниченностью динамических камер, местные ослабления поперечного сечения, неравномерность распределения усилий пружин, а также различные способы крепления вращающегося и неподвижного колец. В отдельных конструкциях торцовых уплотнений свою долю в суммарный уровень деформаций вносит давление от напрессовки. Степень влияния каждой из причин зависит от конструкции торцового уплотнения и условий его применения. Например, как уже отмечалось, неравномерное распределение давления в зазоре по окружности оказывает большое влияние на работу гидродинамического уплотнения из-за разрыва слоя смазки.

Рисунок 3.1 - Причины деформаций в торцовых уплотнениях

Помимо силовых необходимо учитывать также температурные деформации, которые могут быть вызваны неравномерным прогревом сечения уплотнительного кольца и неравномерным распределением температуры по окружности. Именно тепловые деформации вносят основной вклад в нелинейность деформации уплотнительного торца. Количество тепла, выделяющееся в зазоре уплотнения, зависит от многих факторов и для торцовых уплотнений может изменяться от 100 - 200 Вт в газодинамических уплотнениях до 2 - 10 кВт в контактных уплотнениях. Наибольшая часть выделяющегося тепла поступает в кольца пары трения [149, 160, 299, 338]. Помимо тепла, образующегося от трения уплотнительных поверхностей, определённое влияние на тепловые деформации оказывает разность температуры уплотняемой и уплотняющей сред. Температура воздуха в системе внутреннего воздухоснабжения авиационного двигателя может достигать 1000 К, что вдвое превышает предельный уровень температуры в масляной полости.

К дополнительным деформациям может также привести неравномерность материала уп-лотнительного кольца.

Выше были рассмотрены причины деформаций колец пары трения, однако на величину и форму уплотнительного зазора могут оказать влияние деформации деталей статора и ротора авиационного двигателя. Подробный анализ этого воздействия будет дан в последующих главах.

Безусловно, большое влияние на деформации будут оказывать технологические причины. На рисунке 3.1 показаны основные из них: непараллельность уплотнительных торцов и несоосность. В большинстве конструкций торцовых уплотнений оговариваются допустимые значения радиальных и торцевых биений. Даже несущественные величины этих отклонений могут привести к значительным деформациям из-за небольших величин зазоров.

В рамках раздела невозможно проанализировать многообразие эксплуатационных причин, способное привести к возникновению деформаций. Имеющийся опыт эксплуатации торцовых газодинамических уплотнений [150] показывает, что работоспособность уплотнения может быть нарушена возникающими осевыми и радиальными колебаниями ротора. Отрицательно на работоспособности уплотнений сказывается работа на нерасчётных режимах, когда невозможно обеспечить требуемый баланс сил на уплотнительном кольце. Также имеют место и обычные эксплуатационные причины, связанные с нарушением инструкции по эксплуатации, такие как использование недостаточно очищенного воздуха или газа.

В задачу данного диссертационного исследования не входит анализ последствий от технологических и эксплуатационных причин, поскольку их моделирование имеет свои особенности, связанные с обязательным учётом разбросов параметров, а также с условиями производства и эксплуатации. Конструкционные причины непосредственно связаны с конструкцией двигателя.

Их влияние может быть достаточно точно спрогнозировано с помощью разработанных математических и расчётных моделей, а также с помощью методов проектирования.

3.2 Влияние деформаций на работоспособность торцового газодинамического уплотнения

Торцовые газодинамические уплотнения являются чувствительными к возникающим деформациям. Они занимают промежуточное положение между торцовыми контактными и бесконтактными (лабиринтными и щелевыми) уплотнениями. В общем случае работоспособность торцового газодинамического уплотнения характеризуется величиной утечек, определяемой по формуле 2.10, жёсткостью смазочного слоя (2.8). Как утечки, так и жёсткость слоя смазки связаны с величиной минимального зазора, находящейся из условия равновесия уплотнительного кольца, и с величиной изгибающего момента (2.12). Все четыре величины являются взаимосвязанными, и появляющиеся деформации приводят к изменению каждой из них.

Для анализа влияния деформаций на характеристики торцового газодинамического уплотнения могут быть представлены результаты расчётных исследований высокоперепадного уплотнения, приведённые на рисунке 3.2. По перепаду давления данное уплотнение аналогично конструкциям, работающим в ТНА ЖРД. Характеристики уплотнения были определены с помощью использования методики, приведённой в пункте 2.1. Разработанная методика для произвольной формы позволяет рассчитывать герметичность уплотнения при наличии любых деформаций. В этом случае возникающие деформации также можно характеризовать конусностью, как это имеет место при линейной зависимости величины зазора от радиуса. При конфузорной форме зазора принимается положительное значение конусности, а при диффузорной - отрицательное. Увеличение положительной величины конусности АН приводит к раскрытию уплотнения, увеличение отрицательной конусности по абсолютной величине - к контакту уплотни-тельных колец. Газодинамическое уплотнение будет работоспособным в узком диапазоне возникающих деформаций 0 - 5 мкм. С увеличением положительной величины АН больше величины 5мкм газодинамические камеры перестают работать. На рисунке 3.2 а, б показаны зависимости минимального зазора и утечек от конусности. При величине конусности, превышающей 5 мкм кривые, полученные для случаев наличия и отсутствия вращения, совпадают. С увеличением конусности величина минимального зазора и утечки возрастают, а жёсткость смазочного слоя и изгибающий момент уменьшаются.

Увеличение конусности от 0 до 2,5 мкм приводит к росту минимального зазора на 50% и утечек на 100%, при этом жёсткость смазочного слоя уменьшается более чем в четыре раза. Относительная величина изменения изгибающего момента является пренебрежимо малой. В аб-

солютных величинах в указанном диапазоне изгибающий момент уменьшается на величину 20 Нм. Однако именно данное изменение изгибающего момента приводит к появлению деформации, влияющее на остальные характеристики уплотнения.

МИНИМАЛЬНЫМ ЗАЗОР

УТЕЧКИ

а)

ЖЕСТКОСТЬ СМАЗОЧНОГО СЛОЯ

б)

ИЗГИБАЮЩИМ МОМЕНТ

в)

г)

Рисунок 3.2 - Влияние деформаций на характеристики газодинамического уплотнения

деформаций: 1 - со =0; со =475 рад/с

При увеличении диффузорной (отрицательной) конусности более 2,5 мкм уплотнение становится контактным. Если же возрастает положительная конусность на величину более 5 мкм, то это приводит к раскрытию уплотнения. Расчётные исследования, выполненные для других рабочих условий, свидетельствуют, что полученные ограничения, накладываемые для образующихся деформаций, справедливы в целом для газодинамических уплотнений, работающих при значительных перепадах давления. Рисунок 3.2 также показывает значительное влияние газодинамического эффекта, возникающего при работе спиральных канавок, в рабочем диапазоне уплотнения.

В таблице 3.1 приведено сравнение результатов расчёта герметичности для четырёх форм газодинамических камер, приведённых в предыдущей главе. В таблице 3.2 те же данные представлены в виде графиков.

Таблица 3.1 - Влияние учёта деформаций на определение герметичности газодинамического уплотнения с различной формой камер_

№ формы Способ определения утечки Давление подачи, МПа

3 4 5 6 7

1 Расчёт без учёта деформаций 0,07 0,12 0,19 0,28 0,38

Расчёт с учётом деформаций 0,12 0,20 0,40 0,55 0,80

Эксперимент 0,10 0,14 0,53 0,11 0,15

2 Расчёт без учёта деформаций 0, 07 0,12 0,19 0,27 0,37

Расчёт с учётом деформаций 0,13 0,22 0,41 0,55 0,70

Эксперимент 0,10 0,29 0,62 0,95 1,24

3 Расчёт без учёта деформаций 0,06 0,11 0,17 0,24 0,33

Расчёт с учётом деформаций 0,13 0,23 0,35 0,49 0,68

Эксперимент 0,36 0,93 1,32 1,58 1,62

4 Расчёт без учёта деформаций 0, 07 0,12 0,19 0,27 0,36

Расчёт с учётом деформаций 0,13 0,23 0,38 0,53 0,73

Эксперимент 0,03 0,07 0,28 0,52 0,87

Приведённые результаты расчётных исследований говорят о том, что учёт деформаций существенно уточняет результаты исследований. Для разных форм расхождение между результатами различно. Наибольшим оно является для третьей формы, наименьшим для четвёртой. В последнем случае удалось добиться удовлетворительного совпадения результатов расчётов с экспериментальными данными. Большие величины расхождения для других форм камер могут быть объяснены различными причинами. Прежде всего, необходимостью задания переменного профиля камер. Но в любом случае, полученные результаты говорят о том, что точность проектировочных расчётов может быть существенно повышена при учёте деформаций уплотнитель-ных колец.

Таким образом, убедительно показано, что возникающие деформации оказывают определяющее влияние на герметичность и надёжность газодинамических уплотнений. Без учёта де-

формаций точно спроектировать уплотнение не представляется возможным. Сказанное относится не только к контактным, газодинамическим и газостатическим уплотнениям, но также и к бесконтактным (лабиринтным и щелевым) уплотнениям.

Таблица 3.2 - Сравнение результатов определения герметичности

с учётом и без учёта деформаций_

№ формы

Геометрия исследуемой формы

Сравнение расчётных и экспериментальных данных

4

1

2

3

3.3 Выбор формы уплотнительных колец с учётом силовых деформаций

При проектировании уплотнения необходимо одновременно определять силовые и тепловые деформации, зависящие от гидродинамических процессов в зазоре. Наилучшей формой зазора является плоскопараллельная, т.е. расчётные характеристики уплотнения обеспечиваются при отсутствии деформаций. Минимизация деформаций достигается обычно выбором формы сечения уплотнительного кольца, для условий расчётного режима работы.

Требуемая форма сечения может быть обеспечена выбором характерных размеров сечения. Изменение размеров сечения при заданной схеме нагружения должно обеспечить совпадение центра давления и центра жёсткости. В этом случае поворот сечения исключается и деформации практически отсутствуют.

Методика выбора размеров сечения может быть пояснена на примере расчётных исследований уплотнительного кольца высокоперепадного уплотнения. Для увеличения жёсткости невращающееся графитовое кольцо имело стальное бандажное кольцо (рисунок 3.3). Бандажное кольцо устанавливается с натягом, который приводит к появлению дополнительных деформаций. Возникающие после посадки с натягом деформации устраняются дополнительной притиркой уплотнительного кольца. Исследование деформаций кольца целесообразно проводить с учётом контактного давления между стальным и графитовым кольцами, которое существенно увеличивает жёсткость. Поэтому расчёт деформаций проводился в два этапа: сначала определялись деформации от натяга, а затем - деформации от всех нагрузок. Результаты расчёта деформации кольца для толщины выступа 2,5 мм показаны на рисунке 3.3.

а) б)

Рисунок 3.3 - Осевые деформации, образующиеся от приложения : а) давления натяга;

б) всех действующих нагрузок

Чтобы получить искомые значения деформации из полученных суммарных величин вычитались деформации, полученные только с учётом прессовой посадки. Выполнив серию подобных расчётов, возможно выбрать форму кольца, обеспечивающую отсутствие деформаций. Результаты исследования влияния толщины нижнего выступа уплотнительного кольца (рисунок

3.4а) на величину деформаций уплотнительного торца приведены в таблице 3.3. Результаты расчётов показывают, что изменение толщины выступа М с 2,5 до 5,6 мм приводит к увеличению конусности в 2,3 раза (с 34 мкм до 79 мкм). В таблице 3.3 отрицательное смещение точек торца соответствует уменьшению зазора, а положительное - увеличению.

л h, мкм ____

_ L _ |дЬ|, мкм

2,0 3,0 4,0 5,0 М, мм

а) б)

Рисунок 3.4 - Влияние размеров сечения на деформации уплотнительного кольца: а) величины нижнего выступа, б) положения верхнего выступа

Таблица 3.3 - Влияние толщины нижнего выступа на величину

деформации уплотнительного кольца_

Размер М, мм Осевое смещение точек торца, мкм Полученная конусность, мкм

с нагрузкой без нагрузки с нагрузкой без нагрузки суммарная

Верхняя точка Нижняя точка Верхняя точка Нижняя точка

1 2 3 4 5 6 7 8

5,6 24,398 -30,909 2,417 26,084 55,306 -23,667 78,973

6,5 25,284 -33,172 2,369 26,056 58,456 -23,687 82,144

4,5 21,328 -23,482 2,666 26,639 44,809 -24,373 69,182

3,5 16,450 -12,356 1,917 27,661 28,806 -25,744 54,550

2,5 9,056 3,031 1,354 29,198 6,025 -27,845 33,870

Изменение толщины нижнего выступа сильно влияет на величину деформаций. Однако при прочих равных условиях величина конусности составляет несколько десятков микрометров и является недопустимой для нормальной работы газодинамического уплотнения. Для выбора формы сечения необходимо регулировать несколько размеров. В данной конструкции отсутствие деформаций было достигнуто при изменении положения верхнего выступа (рисунок 3.4б). В общем случае может понадобиться расчёт деформаций с помощью трёхмерной модели, так как возможно достаточно сильное влияние таких факторов как местное ослабление поперечного сечения, воздействие пружин, изменение распределения давления в окружном направлении.

В результате исследований было получено, что за счет изменения геометрии уплотнитель-ного кольца можно обеспечить заданную форму зазора.

Экспериментальные исследования влияния размеров сечения на герметичность уплотнения дожимного компрессора приведены в таблице 3.4. В данном случае выполнялись пазы на наружном выступе уплотнительного кольца. При уменьшении количества выступов с 30 до 12 величина утечек снизилась в 1,74 раза, что косвенно свидетельствует об уменьшении величины деформации. Полученный результат был подтверждён выполненными расчётами.

Таблица 3.4 - Экспериментальная оценка влияния количества вырезов на герметичность

уплотнения агрегата подачи топлива двигателя НК-37

Количество вырезов Давление газа, МПа Утечки газа, г/с

30 0,4 0,05

2,6 1,57

12 0,4 0,05

2,6 0,90

3.4 Определение тепловых деформаций в торцовых уплотнениях

Высокие значения температуры в тракте авиационного двигателя приводят к соответствующему увеличению температуры во внутренних полостях, приводящему к тепловым деформациям деталей. Образующиеся тепловые деформации оказывают определяющее влияние на работоспособность торцовых уплотнений, поэтому их определению для уплотнений именно этого типа посвящён данный раздел. Изменение температуры приводит к изменению геометрических размеров уплотнительных колец, свойств материалов колец и рабочего тела, формы уп-лотнительного зазора и характеристик упругих элементов. Это приводит к тому, что при проектировании торцовых уплотнений необходимо оценивать возникающие тепловые деформации для точного прогнозирования герметичности уплотнения в течение ресурса двигателя.

В общем случае тепловое состояние уплотнения формируется основными тепловыми потоками, показанными на рисунке 3.9. При использовании контактных торцовых уплотнений наибольшая часть тепла - Ql будет выделяться от трения скользящих поверхностей. Это тепло распределяется в кольцах уплотнения и передаётся в окружающую среду с помощью конвективного теплообмена. Значительная часть тепла - Q2 поступает в узел уплотнения вместе с уплотняющей средой. Влияние этого теплового потока особенно значительно при проектировании уплотнений для опор турбин авиационных двигателей. Определённая часть тепла поступает в уплотнительный узел через корпус или чрез вал ^3). Возможно также присутствие других источников тепла. Например, связанных с перемешиванием масла. Однако вышеуказанные че-

тыре источника являются основными и их значения должны быть определены при проектировании уплотнения.

Рабочая величина уплотнительного зазора в торцовых газодинамических уплотнениях составляет несколько микрометров. При высоких перепадах давления и частотах вращения мощность трения, выделяющаяся в уплотнительном зазоре, может составлять несколько сотен Вт. С помощью теплопроводности выделяющееся тепло распределяется в материалах уплотнитель-ных колец как в осевом, так и радиальном направлении [160, 298]. Средняя температура определяет изменение линейных размеров этих колец [280], в то время как неравномерное распределение температуры по сечению приводит к появлению деформаций. Хотя, как было показано выше, деформация в общем случае носит сложный характер, в этом разделе образующаяся деформация будет характеризоваться конусностью.

Образование конусности от выделяющегося тепла показано на рисунке 3.10. Данная зависимость была получена при расчёте в программном комплексе А^УБ модели высокоперепад-ного уплотнительного узла. При расчёте предполагалось, что всё выделяющееся тепло поступает в уплотнительные кольца, а величина тепла, уносимая с утечками, является пренебрежимо малой. Зависимость на рисунке 3.10 построена при условии наличия конусности от действия перепада давления равного 1 мкм. Анализ зависимости показывает, что увеличение мощности трения от 0 до 400 Вт приводит к возрастанию конусности от -1 мкм до 5 мкм. При обычном для газодинамических уплотнений уровне мощности трения около 100 Вт соответствующая величина конусности будет находиться в диапазоне 1 -2 мкм. Таким образом, тепловые деформации составляют значительную долю от суммарных деформаций уплотнительного кольца.

ДЬ,жм

0 50 100 150 200 250 300 350 400 N^.Bt

Рисунок 3.9 - Тепловые потоки Рисунок 3.10 - Влияние мощности

в уплотнительном узле трения на величину конусности

уплотнительного зазора

Обратная зависимость может быть получена, если рассчитывать мощность трения при заданной конусности. В этом случае мощность трения будет уменьшаться с увеличением величины деформации (рисунок 3.11). Так как в реальности оба процесса происходят одновременно,

то для определения образующейся конусности необходимо найти точку пересечения зависимостей, показанных на рисунках 3.10 и 3.11. Дополнительная конусность также может образоваться в случае применения составных уплотнительных колец из различных материалов.

На работоспособность уплотнения влияет не только деформация уплотнительных поверхностей, но и форма зазора. Если зазора имеет положительную конусность, то это означает, что зазор сужается в направлении уменьшения давления. И наоборот, отрицательная конусность соответствует расширяющемуся зазору. В случае положительной конусности в зазоре образуется дополнительное усилие от увеличения газостатического давления. Это способствует раскрытию уплотнительного зазора и нарушению расчётной герметичности. Отрицательная конусность может привести к уменьшению давления в зазоре. В этом случае становится возможным непосредственный контакт уплотнительных колец, вызывающий серьёзные повреждения уп-лотнительных поверхностей.

МтрВт 200 175 150 125 100 75 50 25 0

-з -1 л о 1 з з 4 5 йЬыкы ю 50 100 500 а, Вт/м2*К

Рисунок 3.11 - Влияние конусности зазора Рисунок 3.12 - Влияние изменения

на возникающую мощность трения коэффициента конвективной теплоотдачи

на среднюю температуру графитового кольца и конусность зазора

Изменение формы и величины зазора от действия перепада давления и температуры в большинстве случаев является осесимметричным и удовлетворительно описывается двухмерной моделью. Однако усилие пружин, дискретность газодинамических камер и другие факторы могут изменить величину и форму зазора в окружном направлении. Это изменение может характеризоваться волнистостью. На возникновение волнистости могут повлиять также неравномерность распределения коэффициента конвективной теплоотдачи или нестационарные процессы при смене режимов работы [280]. В данной работе рассматривается только двухмерная модель зазора. Исследование трёхмерной модели является направлением дальнейшего изучения.

Потери мощности на трение в зазоре газодинамического уплотнения рассчитываются по той же формуле (2.56), что и для газостатического уплотнения [160]. Если деформации уплот-нительных поверхностей отсутствуют, то возникающая мощность трения может быть определена по следующей формуле:

N =-^--(Г24 - Г14)

4 . (3.1)

По формуле (3.1) мощность определяется при первом расчёте. При следующих итерационных расчётах, когда становится известна сложная форма зазора, для определения мощности следует использовать формулу (2.56).

Необходимые для расчёта тепловых деформаций коэффициенты конвективной теплоотдачи - ц могут быть определены по известным критериям Нуссельта:

Ж = ЦГ

1

где r - характерный линейный размер (длина торцового участка или цилиндриче-

ской поверхности кольца);

1ср - средний коэффициент теплопроводности.

Величина критерия Нуссельта во многом определяется скоростью течения среды вдоль поверхности теплообмена. Применительно к торцовым уплотнениям для расчёта критерия Нуссельта можно использовать следующий вид критериального уравнения: Nu = const ■ Rem • Prn [71, 74]. Для торцовой поверхности вращающегося кольца может быть использована следующая зависимость [71]:

m + 2,6 |

* 4'6 J , (3.2)

Nu » 0,0287 ■ Re°'8- Pr0'6-

где критерии Рейнольдса - Яе и Прандтля - Рг могут быть рассчитаны по известным зависимостям:

2

Ке = рг = *

т и а ;

т - показатель степени в уравнении распределения температуры вдоль радиуса исследуеТ = с ■ гт

мой торцовой поверхности кольца ( 0 ср ).

Критерий Нуссельта для цилиндрической поверхности вращающегося кольца может быть найден по следующей формуле:

с

Ми _ Яе, • Рг--чил''

2 +

1 1 5Рг +1 Рг -1 + 1п-

ср 6

(3.3)

где постоянная Сцил определяется величиной числа Яе:

С _ 0,050

Яе. < 2 • 106 чщ Яе0'0207 если 1 ,то 1

С _ 0,015

Яе. > 2 • 106 ~*чил Яе0'125 если 1 ,то 1 .