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

Внимание! Если размещение файла нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам

ношении характеристики многоступенчатых турбин мало отли чаются от одноступенчатых.

Для исследования зависимости расхода газа, мощности и к. п. д. от числа оборотов и противодавления р2 при постоянных условиях

Рис. 202. Схема установки для испытания натурной турбины

на входе в турбину используются нормальные характеристики. Влияние изменения условий на входе в турбину анализируется с помощью характеристик, построенных в параметрах подобия.

§ 115. ЗАВИСИМОСТЬ РАСХОДА ГАЗА ОТ РЕЖИМА

	РАБОТЫ ТУРБИНЫ
Расход газа через турбину можно определить по уравнению
G = F-{C,	написанному для любого ее сечения. Однако наиболее
удобным	является критическое (минимальное) сечение первого

СА, так как в	этом	случае		расход газа		может	быть выражен
через начальные параметры состояния					р *	и Т *.
Используя выражение (15.15) для расхода газа через СА при
докритических	режимах,		можно написать
						ЙЧ-1
•const					р±_
•const		: ■	/	Ш	Л		( 1 9 . 1 )
		: ■	/	Ш
При сверхкритических			режимах		Р 1		согласно (15.16)
При сверхкритических			режимах		Р *		согласно (15.16)
расход газа					Р *
расход газа
		G = const					(19.2)
				VT*
Рассмотрим	вначале		зависимость		расхода от давления р г за
турбиной, полагая		р	Tz*	и число	оборотов		п постоянными

(рис. 203). Аналогичная зависимость (рис. 164) была рассмотрена в § 93 для изолированного соплового аппарата. Если давление

3 8 3


р 2 — Рг*> т 0 расход газа через турбину,					естественно,		равен нулю.
По мере	уменьшения давления р 2 снижается					и давление /», в
зазоре между РК		и СА,	что	приводит к увеличению расхода
вплоть до	наступления		критического		режима	истечения из со
плового аппарата		(точка	а).	При дальнейшем		снижении давле
				ния р 2 расход не			меняется.
				В	области	докритических
				режимов работы СА с увели
				чением р при постоянной сте
				пени	расширения		в ступени

	отношение	давлении		Р *
				-£-г—
	уменьшается,	что		Р\
			приводит
	согласно (19.1) к уменьшению
	расхода. Отсюда следует, что
	степень расширения в турбине
	j » ПРИ которой наступает
	критический режим в СА, тем
Рис. 203. Зависимость расхода газа от	больше, чем	больше степень
давленняза турбиной и числа оборотов	реактивности (рис.		203). В ча
	стном случае активной турби
	ны р 2 = рх и ( )		= Р.

С изменением числа оборотов при данном значении ет сте пень реактивности не остается постоянной вследствие изменения

степени конфузорности потока	р
	в рабочем колесе (рис. 204).

г 2

Последнее объясняется следующими обстоятельствами.

384

С достаточной степенью точности (особенно при докритических режимах течения) можно считать, что при изменении числа оборотов углы |3, и а, выхода потока из РК и СА остаются постоянными. Следовательно, остается неизменной и площадь F 2 поперечного сечения струи, выходящей из межлопаточного ка нала колеса, в то время как площадь Д, на входе с возраста нием окружной скорости и увеличивается (рис. 204). Соответ-

бует повышенной степени расширения в РК. При данном зна чении ет это вызывает увеличение давления р х перед колесом, т. е. приводит к возрастанию степени реактивности. При умень шении числа оборотов картина получается обратная и р умень шается.

Теперь нетрудно сделать заключение о влиянии числа обо ротов на расход газа. При данной степени расширения ет с уве личением числа оборотов, если СА работает на докритических режимах, расход газа через турбину вследствие возрастания степени реактивности уменьшается. Как уже указывалось, уве-

личение р приводит к возрастанию						. В результате вся кри-
вая G = f ( s T)	в области докритических режимов с увеличением
числа оборотов несколько смещается вниз вправо (рис. 203).
Сказанное подтверждается, в частности,							результатами испы
таний активной турбины авиационного						турбокомпрессора [42],
приведенными на рис. 205.
В авиационных		ГТД	сопловые		аппараты турбин в			широком
диапазоне эксплутационных				режимов работают на критических
или близких	к ним	режимах,		где	изменение р очень мало ска
зывается на	расходе газа ввиду				пологого		протекания	кривой
	Поэтому,		как	показывают		и	экспериментальные

данные, влиянием числа оборотов на расход газа можно практи чески пренебречь, что и принимается во всех дальнейших рас суждениях.


Зависимость		расхода газа от давления и температуры					перед
СА может	быть	установлена непосредственно с помощью					уни
версальной	характеристики		(рис. 206а), которая			получается из
нормальной путем простого			изменения масштаба по оси ординат
и снятия ограничений pz*= const				и 7\,* = const	и потому по внеш
нему виду ничем не отличается от последней.					Ввиду пренебреже
ния влиянием числа оборотов на G, представленная на этом рисун-
ке кривая является общей для всех значений параметра							п
							--
Для удобства рассуждений				выделим	на	характеристике
(рис. 206а)	две	области / и II,		соотвествующие докритическим

25 А. Г. Мамиконов и др.

3 8 5

Рис. 205. Экспериментальная характеристика одноступенчатой активной турбины турбоком прессора АЧ-ЗОБ

Рис. 206. Зависимость расхода газа от режима работы тур бины:

а) параметр весовопЯрасхода в функции степени расши рения; б) расход газа в функции давления перед турбиной


и сверх критическим режимам работы СА.		С увеличением давле
ния р *	при неизменном значении остальных независимых пара
метров	Т р 2 и п степень расширения ет возрастает.			При этом
в области 1 параметр весового расхода		^	= G	увеличи

Рг

вается, а в области II остается постоянным. Абсолютный расход газа определяется по формуле

(19.3)

Как видно, в области / вследствие возрастания параметра G расход газа растет _быстрее, чем увеличивается давление р *,

а в области II, где G = const, расход газа	изменяется прямо
пропорционально давлению рг *. Физически	это объясняется ха

рактером изменения плотности тока в критическом сечении СА. В первом случае при увеличении давления перед турбиной плотность тока возрастает как вследствие увеличения удельного веса, так и скорости газа; во втором случае скорость остается постоянной, равной критической, и плотность тока увеличивается только в связи с изменением удельного веса •( , который воз

растает прямо пропорционально давлению р/ср= р *ф кр . Характер

изменения расхода газа через турбину при увеличении 'давления р * и прочих неизменных условиях представлен на рис. 2066.

При увеличении температуры Тг * и неизменном значении pz*,

р 2 и п параметр весового расхода G, как видно из рис. 206а, не изменяется, а расход газа в соответствии с формулой (19.3)

уменьшается пропорционально ]/ Т * . Физически это объяс няется уменьшением плотности тока в критическом сечении СА,

в котором	при постоянном давлении р т — Р\ (в области I) или
Рт — Ркр (в области II) удельный вес уменьшается пропорциональ
но Т * , а	скорость ст возрастает пропорционально	У Т * . По-
стоянство	степени расширения в СА р * объясняется	слабой за

висимостью этого отношения, т. е. степени реактивности, от па раметра оборотов. Влияние температуры Т * при ет = const на р обратно влиянию п, в чем легко убедиться, построив треуголь ники скоростей, аналогичные приведенным на рис. 204.

Таким же путем с помощью		универсальной	характеристики
и формулы (19.3)	можно определить изменение		расхода газа и
при любой другой	комбинации	изменения всех	четырех незави

симых параметров.

Следует отметить, что при эксплуатации турбин авиационных

ГТД в различных условиях параметр весового расхода G даже при докритических режимах в СА и тем более близких к кри

2 5 *

3 8 7

тическим остается практически постоянным, что объясняется не значительным изменением (а иногда и строгим постоянством)сте-

пени расширения газа в сопловом аппарате р * . Поэтому в по

давляющем большинстве случаев в	формуле (19.3)		параметр
О = const и расход газа через турбину		определяется	по фор
муле (19.2).
§ 116. ЗАВИСИМОСТЬ ЭФФЕКТИВНОЙ МОЩНОСТИ ТУРБИНЫ
ОТ РЕЖИМА ЕЕ РАБОТЫ
Эффективную мощность турбины	по	аналогии с L r (§ 89)
можно представить как
Nr = N a — (NmT+	/Vs),

где Ns — потеря мощности вследствие утечки газа через радиаль ные зазоры.

Если пренебречь незначительными потерями на утечку и при нять приближенно

/Vтт ЯЯ3,

то для объяснения характера зависимости эффективной мощ ности турбины от различных параметров достаточно рассмотреть

мощность на окружности	\т	L uG	.
	Nu =

I О

Сначала проанализируем зависимость мощности Nu от числа оборотов и давления за турбиной р 2 , т. е. ее изменение по нор мальной характеристике.

Влияние числа оборотов

Как было показано выше, при прочих неизменных условиях расход газа не зависит от числа оборотов. Следовательно, мощность Nu будет изменяться по п так же, как работа на окружности колеса Lu= PuXu.

Окружное усилие Р,п согласно (15.38) определяется по фор муле

1	(19.4)
P U1 = ----- ^ = — (WiCOSpj+^aCOsPa).

Учитывая примерное постоянство углов ах и р2 в широком диа пазоне режимов работы турбины, формулу (19.4) с достаточной

для качественного объяснения степенью точности можно упро стить.

При данном hT сумма потерь энергии в СА и РК в слабой степени зависит от числа оборотов, поэтому согласно (16.3)

3 8 8

Источник: https://tut-files.ru/previewfile/124709

Смотрите также:










2014 biblioonline ru