Документ: Мамиконов А.Г. Теория авиационных компрессоров и газовых турбин [учебник], страницы 316-320

шается, что объясняется возрастанием интенсивности перетека ния через зазор и увеличением связанных с этим гидравли ческих потерь в области концевых сечений лопаток. Учитывая, что радиальный зазор не только снижает коэффициент Ф, но и приводит к утечкам газа без совершения работы на РК, его выполняют минимально допустимым. У существующих турбин

относительный			„	5
		радиальный зазор в рабочем		состоянии -у- =
= 0,010	0,015,	а вызываемое	им снижение к. п.д. составляет
примерно	1 — 2%. В некоторых		случаях корпус турбины с внут

ренней стороны в области концов рабочих лопаток покрывается специальным мягким материалом (подобно тому, как это делают в осевых компрессорах), что позволяет существенно уменьшить радиальный зазор и связанные с ним потери. Для уменьшения потерь, связанных с наличием радиального зазора, в некоторых


случаях	используется также		бандажирование рабочих лопаток.
Обычно	бандаж	образуется	полками лопаток, которые		фрезе
руются или штампуются заодно с лопатками.
Осевой зазор		между	СА и РК влияет на скоростной
коэффициент рабочих лопаток ф.				С увеличением этого за
зора коэффициент ф возрастает, что				объясняется более	полным

выравниванием потока после соплового аппарата. Следует иметь в виду, что при этом одновременно возрастает поверхность трения газа о стенки кольцевого канала, а также увеличиваются потери, связанные со смешением отдельных слоев газа, обла дающих различной скоростью. По этой причине с увеличением зазора 8 j потери в ступени сначала уменьшаются, а потом на чинают возрастать. Величина осевого зазора между лопатками СА и РК выбирается главным образом из конструктивных сооб ражений и обычно составляет 1 0 — 2 0 мм.

Если турбина многоступенчатая, то влияние на скоростной коэффициент СА ® и гидравлические потери в ступени оказы вает осевой зазор о, между рабочим колесом предшествующей ступени и сопловым аппаратом. Роль этого зазора, однако, ме нее значительна, так как вследствие более низкой скорости газа на входе в СА неравномерность потока в меньшей степени ска зывается на обтекании его лопаток. Величина этого зазора обычно составляет 15 — 20 мм.

Существенное влияние на профильные потери и коэффициен ты 9 и ф оказывает толщина передней и задней кромок профиля и плавность его общего очертания. Выбор толщины задней кромки одинаково важен как для сопловых, так и для рабочих лопаток. Для снижения вихреобразования за задней кромкой ее необходимо выполнять по возможности более тонкой. Практически толщина задней кромки у турбинных профилей определяется условиями прочности, и минимальное ее значение обычно не удается пони зить более чем до 2 мм. Форма и толщина профиля вблизи пе

331

редней кромки также оказывают существенное влияние на про фильные потери, особенно при большой скорости газа на входе в решетку. Плавное очертание и увеличение толщины (до изве стного предела) носовой части профилей способствует увеличе нию коэффициентов с? и ф, что проявляется наиболее заметно при нерасчетных режимах. Плавность очертания всего контура про филя способствует устранению местных диффузорных участков, на которых может происходить разбухание и отрыв погранич ного слоя, и тем самым способствует росту коэффициентов ® и ф.

Как показывает опыт, число М на выходе из решетки в диа пазоне тех его значений, которые обычно используются на прак

тике,

не

оказывает существенного

влияния на коэффициенты ®

и ф.

Увеличение числа М на вхо

де в решетку

до 0,6 — 0,7 также

практически

не сказывается

на

скоростных коэффициентах <ри ф.

Дальнейшее

увеличение

числа

М

приводит

к образованию

на

поверхности

профиля местных

скачков уплотнения, сопровож

дающихся

отрывом погранично

Рис. 175. Влияние числа Re на коэф

го

слоя,

что

снижает

коэффи

циенты Ф И

фициент ф

На рис. 175 представлена при

мерная зависимость относитель

ной величины скоростного

коэффициента

от числа Рейнольдса

п>

w->r

F

/7sinS2,

г

~

-

гидравлический радиус межло-

Re = —— , где

7 7 “ 2 (* - И )

V

паточного

канала РК

и

P'2

— коэффициент

ки-

v = — =

Pi

нематической

вязкости

Pi

об

газа на выходе из РК. Аналогичным

разом зависит и скоростной коэффициент СА <р от соответствую

щего числа Рейнольдса. Число					Re оказывает влияние на коэф
фициенты « р и ф			только при малых его значениях: R e < 3 5 -1 0 3.
Ступень	турбины		обычно	работает		в автомодельной области
Re > 3 5 -1 0 J,		где	коэффициенты		<р и	ф не зависят от числа Re.
Однако	при	работе двигателя			в условиях полета на большой
высоте	число	Re	может существенно			снизиться (из-за уменьше
ния плотности газа р2), что				приведет		к уменьшению коэффици
ентов ®	и ф.

ГЛ А В А Ш ЕСТН АДЦ АТАЯ

ВЛИЯНИЕ ОСНОВНЫХ ФАКТОРОВ НА КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ЭЛЕМЕНТАРНОЙ СТУПЕНИ

§ 99. ПОТЕРИ ЭНЕРГИИ В СТУПЕНИ И ИХ СВЯЗЬ С К. П.Д.

Рассматриваемый в этой главе вопрос имеет существенное зна чение при проектировании турбины ', так как для правильного вы бора различных параметров на расчетном режиме необходимо знать их влияние на к. п. д. турбины. Указанная задача решается путем сравнения к. п. д. ряда различных по конструкции (геометрии про точной части) турбин, наждая из которых работает в расчетных ус ловиях, в связи с чем при изменении какого-либо из параметров остальные принимаются постоянными.

Ввиду небольшого различия между эффективными и окруж ными к. п. д., проанализируем влияние различных факторов толь ко на т)ы и т]и:!:, которыми учитываются основные потери энергии

в ступени: 1 ГТ — ДА и ^ .

Величина Lrr — kL зависит от потерь энергии в сопловом аппарате zCA и в рабочем колесе грк, которые определяются

как разность между кинетической энергией на выходе из соот ветствующего элемента в идеальной и реальной ступенях тур бины.

Так, пот еря энергии в сопловом аппарат е

'С А	u ]ad				lad		( 1 — ©2).			(16.1)
	2		g~	Zg	~2g

На основании уравнения (15.1) и рис.						176 эта потеря также равна
	с	р	1	т	А	h	СА	— h '
			f * r					/Z,CA
^СА	A		' ' * 1	J lad)				Д
Аналогично определяется				пот еря		энергии				в рабоч ем колесе
' РК	w 2ad			Оо-	W:		(1	— * 2)		(16.2)
		2	£		О/г		\	I	)
				2 g	2 g
или
' Р К —	Д № РК '			■а;	—	Д	( ^ 2 ■		Т	)
				Р к )					1 ‘tad I ■

1 Так как к. п. д. ступени обычно считается равным к. п. д. элементарной ступени, расположенной на среднем радиусе, с учетом дополнительных потерь, то содержание этой главы остается справедливым и для ступени в целом.

333

Принимая ЛРК^ Л РК1 и учитывая (14.19), можно окончательно написать

2 СА “Ь 2 РК			3	Т la d ) = L r т		Д А .	( 1 6 . 3 )
Обозначая			с	2	можно представить урав-
	дополнительно к - = г вых,
нение (14.18)	в виде		^ё

	=	(ZCk “Ь ZPK"b Ze«.r) =			~Д	Ze>	(16.4)
где 2 , — так	называемые		потери энергии на венце, т.				е. сумма
потерь энергии в СА,		РК	и с выходной		скоростью.

Рис, 176. Процесс расширения и потери энергии в одноступенчатой турбине

После подстановки А„ из (16.4) в'исходные выражения для окружных к.п.д. будем иметь: t

’hn =	^ (ZCA + ZPK			Zew.r) _ ,	^ Z«		(16.5)
	1 - ■		hr		hr	’

4,/' =	A	( ZCA	ZP k )	1 —	( Z CA +	Z PK )	(16.6)
	1 — •	а;			hr — Az.
или иначе
							(16.5a)
	4 u — 1	2 CA	Z PK	Z e u x — ^	z * ’

3 3 4

*	!	zca +	Zрк	(16.ба)
				(16.ба)
		1	~вых

Здесь под z понимается относительная потеря энергии, т. е. отношение абсолютной величины потери к располагаемому теплоперепаду:

z = Az

h T '

§ 100. ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НА К. П.Д. АКТИВНОЙ

			СТУПЕНИ
Для	того	чтобы	выявить факторы, влияющие на к. п.д. сту
пени, воспользуемся			исходным выражением (14.24) и подставим
в него	работу	L u из	(15.39). Тогда	получим
		_A La __ Аи (w1cos р! + w 2cos p2)
		~ h r	~	(16.7)
		~ h r	~	g h r

В целях упрощения последующих соотношений заменим рас полагаемый теплоперепад эквивалентной ему кинетической энер гией:

(16.8)

где с0 = 91,5 } / hr — эквивалент ная скорост ь, соответствующая располагаемому теплоперепаду'. Тогда будем иметь

2и (и/, cos (3t -1- w->cos p2)

(16.9)

Дальнейшее преобразование выражения (16.9), справедливого для ступени с любой степенью реактивности, произведем вначале применительно к более простому случаю активной ступени. Учи тывая, что в такой ступени Wo = <hwy, можем написать

	"Пи	и	W l COS р!	cos р2
	"Пи	со	со	COS р!
а так как для активной			ступени с, =	<pclad = <sc0 и из треуголь
ника скоростей на входе в рабочее колесо
Щ	COS Р, =	C j	cos ах — и = <рс0 cos а, — и,1
1 Эта скорость	численно равна адиабатической скорости ciad истечения

из СА активной ступени.

3 3 5

Материал: Мамиконов А.Г. Теория авиационных компрессоров и газовых турбин [учебник]

Смотрите также: