Газодинамика охлаждаемых турбин. Венедиктов В.Д. (1014153), страница 2
Текст из файла (страница 2)
иа двигателе проф. В. В. Уварова. Турбина двигателя работала прн начальной температуре газа Т„1500 К. Исследование теплообмена в охлаждаемых элементах туРбины интенсивно проводилось в нашей стране, начиная с 50-х годов, под руководством В. В. Уварова, К. М, Попова, В. И, Локая, Л. М. Зысиной-Моложеи, Е. П. Дыбана, С. 3. Копелева и др.
Зтн исследования составнлн необходимый научный задел и обеспечили в дальнейшем быстрое внедрение в авиадвигателестроение охлаждаемых турбин с температурой газа до 1б00 К. Значительно меньше внимания уделялось исследованиям газодинамики охлаждаемых турбин. В последнее десятилетие в связл с широким внедрением охлаждаемых турбин в авиалвигателестроение количество исследований тепло- обмена и газодинамики в элементах турбины значительно возросло. Крупные вклады в теорию и практику высокотемпературного газотурбостроения сделаны коллективамн исследователей под руководством Н.
Д. Кузнецова, А. М. Люльки, С, П, Изотова, П. А. Соловьева и др. Исследования теплообмена и газодинамики охлаждасмых турбин активно ведутся в МАИ йод руководством С. М. В!ляхтенко и О. Н. Бмина, в КАИ под руководством В.И. Локая, в МЭИ под руководством М. Е. Дейча, в МВТУ под руководством А. И. Леонтьева. Аналогичные исследования широко проводятся также за рубежом.
В первую очередь здесь следует отметить Работы Х, Прзста, К. Сивердинга, И. Хартсела, Л. Голдмана, В. Табакоффа, Ф. Бейли, С. Мустафы и др, Анализ опубликованных работ показывает, что тепловые аспекты проблемы (системы воздушного охлаждения; теплообмен н способы его интенсификации в охлаждающих каналах, в том числе в поле центробежных снл; определение температурного поля в охлаждаемой лопатке и др ) разработаны значительно глубже, чем ее газодинамические аспекты. Это связано, в частности, с более ранним Развертыванием исследований теллопередачи„охлаждения н нр. (которые в ряде случаев могли проводиться на упрощенных моделях).
В настоящее время первостепенное значение приобрели вопросы, связанные с повышением газодинамической эффективности охлзждаемых турбин, поскольку турбина в значительной степени определяет топливную экономичность двигателя. Систематические испытания турбинных решеток проводились в раэличнмх организациях с 50-х годов под руководством Г, Ю. Степанова, В. Х. Абианца, М. Е. Дейча и др. В основном исследовались доэвуковме (1 ь„"0,7...0,9) нли сверхзвуковые (Х~,„> 1,2...1,3) решетки. Проводилось обобщение экспериментальных данных в зависимости от углов решетки на входе Вы и выходе Вью относительной толпшиы выходном кромки йю числа Ле и др.
В настоящей книге для удобства сопоставления все геометрические параметры решеток как правило даются в безразмерном виде: все линей. ные Размеры отнесены к хорде профиля 1 (черточку над безразмерным линейным параметром будем опускать); толвшна выходной кромки дт отнесена к размеру выходного сечения ат.
При расчетном анализе явле- 7 ний, связанных с охлаждением и выпуском воздуха, выравниваняем параметров неоднородного потока зв решеткой и пр., будем преимущественно испольэовать обозначения, принятые для сопловых решеток; при изложении результатов экспериментального исследования в основном будем применять обозначения, прмнятме для рабочих решеток. На основании обобщения экспериментальных данных В, И, Дышлевским была предложена формула для ацемкн оптимального шага дозвуковой решетки г, (Вы) В~ , 'с ), получившая широкое распрастранемие в промышленности.В работах А.
Г. Клебанова и Б. И. Мамаева величина 1, определялась с учетом параметров Вм, Вне,4 и Ад . Рядом исследователей рассматривались дополнительные потери в решетках, работающих прн угле втэки на входе. Однако экспериментальных данных ло потерям в трансзвуковых решетках (Ам 0,9...1,3) было недостаточно. Работа решеток в трансзвуковом диапазоне скоростей характеризуется повышенным уровнем профильных потерь, что связано с дополнительнымн потерями в скачках уплотнения, а также нэ-зв возможного отрыва потока на спинке профиля под действием скачка уплотнения.
Из-за образования системы кромочнмх скачков, уходящих вниз по течению, поток газа за трансзвуковой решеткой имеет по фронту высокую степень неравномерности. Экспериментальные исследования трансэвуковых н сверхзвуковых решеток паровых и газовых турбин цраводятся в МЭИ, ХПИ, ЦКТИ, а также за рубежом (9, 14, 2Ц. В этих работах предлагается при Ар < 0,9...0,95 применять профили с повышенным углом отгиба; цри Х„„= 0,95...1,1 — профили с прямолинейной спинкой в косом срезе (угол атгнба б = О); прм А~ > 1,25 - профили с вогнутой спинкой в косом срезе (б<0), Эти рекомендации относятся к решеткам с относительно тонкими выходными кромками лопаток (ат = 0,05...0,1).
Для савременимх трансзвуковых решеток с толстыми выходными кромками (бт = 0,1...0,2), согласно данным (5], рекомендуется прн Ам = 0,9„.1,2 применять профили с углом атгнба б=! 0...5'; прн Ар, -1,2...1,45 — с углом отгиба 0=5.„0', и лишь при Хр > 1,5 - профили с вогнутой спинкой в косом срезе.
Конечно, угол отгнба б не является универсальным формпараметром решетки, Исследования показывают, что характер течения потока в трансзвуковой решетке и уровень профильных потерь во многом определяются всей формой межлолаточных каналов (включая толщину и форму выходных кромок) и в особенности - распределением кривизны спинки по ее длине. При этом иа потери в трансзвуковых решетках оказывает сильное влияние существенно большее колмчество геометрических параметров, чем зто имело место в дозвуковых решетках. Газодинамические исследования охлаждаемых турбин и решеток при их комвективном и заградительном охлаждении и различных способах выпуска воздуха в проточную часть интенсивно проводятся как у нвс в стране, так и за рубежом (7, 8, 26, 29, ЗЦ.
Большое число публикаций было посвящено определению понятий КПД охлаждаемых решеток и турбин, методам проведения их газодинамического исследования и обобщения экспериментальных данных 113, 27, 341 Анализ выполненных х мструкций показывает, что в современных $ высаконагружемиых охлаждаемых турбинвх, имевших квк правило малое число ступеней и небольшме относительные размеры проточной чвсгн, решающее влияние нв уровень КПД оказывает газодинвммческвя эффективность охлвждаемых палаточных аппаратов. До последнего вре. меии отсутствовали достоверные методы их оптимального проектирования, Создание таких методов возможно только при успешном решении следующих задач. 1. Разработка уточненных методов оценки гвзодмнвмической эффек.
тивиости высоконагруженных (трансзвукавых) решеток в зависимости от их геометрии и режима работы. 2. Проведение исследований и разработка методов оценкм дополни. тельных потерь, связанных с охлаждением и выпуском воздуха в проточ. ную часть. 3. Разработка методов и алгоритмов оптимизации и оптимального проектирования палаточных аппаратов охлвждвемой турбины, в том числе с учетом пространственности течения.
Прн решении первой задачи, очевидно, необходимо использовать опыт, уже накопленный в гвзотурбостроении по теоретическому и экспериментальному исследованию решеток. Современные расчетные методы позволяют оценить лишь потери трения в решетке (через расчет картины течения м пограничного слоя). Достоверных методов расчета течения в вязком трансзвуковом несимметричном ближнем следе зв кромкой м кромочных потерь — нет, Однако метод прогнозирования потерь в решетке в зависимости от ее формы и режима работы может быть разработан ив основе обобщения накопленных и вновь получаемых экспериментальных данных современными методами регрессионного анализа. При этом потери, в частности профильные, рассматриваются квк функция ряда ее геометрических параметров н режима работы, т. е, 1 а=Лбы'Вьф.,с„„;00; А'дэ'У - Ан ).
При решении второй задачи (об оценке дополнительных потерь, связанных с охлаждением и выпуском воздуха) нэ.за весьма большого количества определяющих параметров при ограниченном объеме накоплен. ных экспериментальных данных более целесообразно использовать простейшие одномерные методы расчета с нх корректировкой на основе экспериментальных исследований. Решение третьей задачи — оптимального проектирования охлвжда. емой решетки — следует проводить на основе одновременного использования различных моделей, в частности: статистических регрессионных моделей при оценке потерь в решетках; двумерных и трехмерных газодинамических моделей (расчетных методов) при анализе картины течения невязкого газа в плоской и пространственном трансзвуковой турбин. ной решетке; экспериментальных моделей (плоских н секторных решеток) длл проверки прогнозируемой эффективности и корректирования формы ее окончательного варианта.
Очевидно наиболее достоверными будут результаты, полученные (подтвержденные) при использовании различных моделей. В последние годы интенсивное рвэвитме и внедрение в практику !з Звкэ!63 проектирования газовых турбин получнлн численные методы, основанные на численном интегрировании уравнений газовой диявмики [2, 19, 30, 331. Б первую очередь к ним следует отнести методы численного реше.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
