Документ: Мамиконов А.Г. Теория авиационных компрессоров и газовых турбин [учебник], страницы 386-390

Влияние степени расширения в турбине
Выше было показано, что с увеличением					гт	максимум N a
смещается вправо	(рис. 212).		Отсюда следует,		что	и максимум
у\и с увеличением	ет также	должен		смещаться	в сторону боль
ших значений параметра		числа оборотов (рис.			214). Физически
это объясняется тем, что при увеличении ет					возрастает ско
рость Wo и, так как угол		р2 =	const,	осевой выход получается
при большем значении окружной скорости.
Что касается	численного		значения к. п.д.		при	осевом вы

ходе (т. е. примерного значения •г\итах для каждой степени рас ширения £т), то, как показывают испытания и расчеты, оно при увеличении степени расширения несколько снижается (рис. 214). Это можно объяснить увеличением относительной доли потери

с выходной скоростью,	обусловленным резким возрастанием
осевой скорости газа за турбиной.
Снижение к. п. д. при	данном значении параметра	оборотов
п \ с увеличением	степени расширения (точки	а, Ь, с на

га

рис. 214) объясняется в

основном

возрастанием

потери

z e

вследствие

уменьшения отношения

соответствующей

за

крутки потока за

турбиной

в сторону,

противоположную

вра

щению, т. е. уменьшением

угла

а , . При большем значении па

раметра оборотов /

—. |

с увеличением гт (точки

е, d)

к. п. д.

возрастает,

так

чУ 'г

/2

угол

а2 приближается

к

90°

как

при

этом

(в точке е угол аг^ЭСР),

чтя приводит к уменьшению zmx.

Характер изменения эффективного к. п.д. т)т представлен

на

рис. 214 пунктиром.

Опытные данные

зависимости rjT

активной турбины от пара

метра числа оборотов приведены на рис. 216.

Физической причиной

влияния температуры Т *

на

к. п.д.

турбины при постоянных

значениях

п

и ет является

изменение

относительной потери с выходной скоростью. С увеличением

температуры	Т *	возрастает располагаемый		теплоперепад hT,
			и	соответствующему
что приводит к снижению отношения — и
_			со
изменению г вь1Х.
Что касается		к.п .д. по полным	параметрам т)*, то характер
его изменения	при увеличении е? и		п
			у ~ = аналогичен измене

нию к. п.д. т)т . Кривые т|* располагаются выше т)т и вблизи максимума протекают положе.

3 9 8

Характеристики многоступенчатых турбин принципиально не отличаются от рассмотренных нами характеристик одноступен* чатой турбины. Следует отметить особенность работы много* ступенчатой турбины при изменении степени расширения в ней.

Как было показано	выше,	с увеличением отношения давле*
п *		степень реактивности, т. е. тепло*
ний —— в ступени возрастает
Рг	в рабочем колесе, возрастает быстрее,
перепад, срабатываемый

Рис.

216.

Экспериментальная

характеристика

турбины

чем в сопловом

аппарате.

Еще в

большей

степени это

обстоя*

тельство

сказывается в

многоступенчатых

турбинах. Более

рез*

кое изменение

скоростей

на последних ступенях приводит к

соответствующему

изменению

теплоперепадов,

срабатываемых

в этих ступенях.

Таким

образом,

при изменении ет в наиболь*

шей степени происходит

изменение степени расширения на по

следней

ступени

и в наименьшей — на первой.

Этим,

в

част

ности, объясняется

слабое влияние

степени расширения на па*

раметр

весового

расхода

V Pi

)

в

многоступенчатой

турбине

даже в случае

/1

от критического

режимов

сравнительно далеких

работы первого соплового аппарата, что существенно облегчает определение расхода газа на нерасчетных режимах.

399

ГЛ А В А Д В А Д Ц А Т А Я

ОСНОВЫ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ТУРБИН

§118. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ

Вкачестве исходных данных при расчете турбин ГТД могут


быть приняты следующие величины:							1 ) давление р г*			и темпера
тура Т *	газа перед		турбиной;		2 )	работа		газа	на	окружности
колеса Lu^t,Lir\		3)	расход	газа	G;	4)	число	оборотов п.
В результате		расчета должны				быть определены газодинами
ческие и геометрические				параметры			турбины,		обеспечивающие
при их приемлемых значениях заданные L u и G.
Для двигателей			с центробежным				компрессором			ввиду	срав
нительно	больших		диаметральных				габаритов последнего				диа

метр турбины практически ограничивается только условиями прочности. Расчет турбины в этом случае может быть начат с выбора окружной скорости, которая обычно не превышает на среднем радиусе 360 — 380 Mjceic. Поскольку число оборотов задано, при этом определяется и средний диаметр турбины.

Если на двигателе устанавливается осевой компрессор, отли чающийся от центробежного малыми диаметральными разме рами, то дополнительно необходимо обеспечить приемлемое соотношение между наружными диаметрами турбины DT и ком

прессора D K. В	этом случае расчет целесообразно начинать с
-		Dr
выбора отношения		-=т ■

К

Поскольку современные ГТД, как правило, имеют осевой компрессор, ниже излагается порядок расчета турбин примени тельно к этому случаю, причем в качестве расчетного прини мается, как обычно, средний радиус.

§119. РАСЧЕТ ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ ТУРБИНЫ

1.Задаемся отношением . Это отношение следует выби-

рать тем	большим,			чем	больше	работа L„,		ибо с увеличением
Dr						возрастает		окружная		скорость
jY при прочих равных условиях
турбины.	У	выполненных			турбин ГТД согласно данным стати-
Dr		1,05 -г- 1,18 и в отдельных					случаях доходит до				1,26.
стики ту =
2. Задаемся			относительной высотой				кольцевого		канала		—
в сечении		1-1	(рис.	188),							^ ср\
					учитывая, что для современных тур
бин ТРД,	как отмечалось выше					(§ 102), 0,125 <			<	0,250.
								^ С Р

400

3. Находим угол а.у на выходе из СА из уравнения расход (17.19). Входящее в это уравнение произведение D epyly вычи сляется rio формуле

h

Для определения произведения оСА qx используются графики на рис. 192. При этом необходимо выбрать скоростной коэффи

циент 9 = 0,96-^0,98	и	принять в первом приближении Xj = l .
Найденный угол а, не		должен быть меньше ~ i4 ° , так как при
а1< 1 4 ° происходит	резкое увеличение гидравлических потерь

вСА (рис. 172а).

4.Определяем скорость сх на выходе из СА из уравнени

работы

	с	=	SL u
	1		ueplZ,cos ccj ’
где окружная скорость турбины на среднем радиусе
ьср\ и	- ‘ P	L — " , г Г>		1
ьср\ и	- ‘ P	L — " , г Г>
	* D,.		30 “ D ,с 1+ -,I,
				D cpl
а коэффициент С, учитывающий закрутку потока за РК,
С=	1 +	^	= 1 + С о	cos а2.
			С у	COS ОСу

Как правило, желательно стремиться к обеспечению осевого выхода газа из турбины, чему соответствует С = 1. Если же это условие выдержать не удается, что возможно при больших


значениях L u, то		можно			допустить			некоторое отклонение ско
рости с2 от осевого				направления			в	сторону,		противоположную
вращению РК (а2 <			90°),		но не более				чем на	15 — 20°,	и соот
ветственно повысить С до						1,12— 1,16.			Очевидно, коэффициенте
следует выбирать тем				большим, чем больше работа L u.
По найденной скорости Су определяется коэффициент ско
рости \у, который			для дозвуковых					турбин не должен			превы
ш а т ь —	1,15 (в целях			получения			дозвуковых			скоростей	Wy на
входе	в РК Хя,1 <	0,7 -4- 0,9).				Если	при		максимально возможном
отношении DT указанное					условие			не	выдерживается,		то это
	D l	о	необходимости				перехода к двухступенчатой
свидетельствует
или сверхзвуковой			одноступенчатой					турбине.		Предварительная

2 6 А. Г. Мамиконов и др.

401

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

Смотрите также: