Копелев С.З. - Охлаждаемые лопатки газовых турбин (1014173), страница 13
Текст из файла (страница 13)
2.10. Как видно из рисунка, в случае однорядного выпуска охлаждающего воздуха под углом 35' с шагом И»=3,0 разница в интенсивности охлаждения пластины при перемещении вдоль фронта отверстий перестает ощущаться на расстоянии х/«),ж45 — 50. В случае двухрядного охлаж. дения с шагом отверстий в каждом ряду Ы,=З,О и расположением отверстий в рядах в шахматном порядке это расстояние сокращается до хЫ»ж25 — ЗО, т. е. во всей области развитого турбулентного течения интенсивность охлаждения остается постоянной вдоль фронта., Рис.
2.! О. Интенсивность завес. ного охлаждения плоской пластины вдоль фронта отверстий при выпуске охладителя через ряды перфорации под углом к 4л защищаемой поверхности по зкспериментальным данным [10) Обозначения Число рядов з/б Два Один тат отт Лт Лат .гу'и Р/ з',зт 4сг ~О дО Ш Л' 4К Фу ФК,Фхтр» Рис.
2.11. Интенсивность двухрядного завесного охлаждения плоской пластины при выпуске охладителя через ряды перфорации под углом к защищаемой повер- хности по зкспериментальным данным 1101 ! — ()! 2 — чу! 3 — ~ь; 4 — рй! з — яп 6 — ди 7 — 1в; 8 — е; у — расчет по зависимости !глп Обозначения и г,! !,о !о 2,! ° ! О' 2.! )О 0,20 0,35 О ДО 1,00 1,50 отверстий перфорации. Если ввести понятие ширины эквивалентной щели как ширины такой непрерывной щели, расход охлаждающего воздуха через. которую равен суммарному расходу через ряды 0 0,5 1,0 1.5 Обозначения Ке ),о.!а перфорации, то, как следует из рис.
2.11, где представлена обработка экспериментальных данных (10) для случая двухрядногоохлаждения с помощью критериев зависимости (2.34) (здесь Я,„,=М~/6 и т=(Р,/Р,)(/,), начинаЯ со значений 1,"=-(х/т5,„,)(кез)г,/Р,,) '*" ж!5, экспериментальные данные хорошо согласуются с расчетными. Таким образом, и для случая выпуска охладителя через ряды перфорации под углами у(45' к защищаемой поверхности использование зависимостей модели теплового стока Кутателадзе — Леонтьева при расчете прямой и обратной задачи завесного охлаждения плоской пластины с безградиентным течением газа дает хорошие результаты. При нахождении зависимостей интенсивности заградительного охлаждения сопловых лопаток газовых турбин необходимо решить значительно более сложную задачу, нежели рассмотренные две предыдущие.
Это связано с тем, что поверхность профиля лопаток криволинейна с переменным вдоль хорды радиусом кривизны и при течении газа в межлопаточном канале имеют место изменяющиеся вдоль профиля значительные градиенты давления, достигающие величины г/Р/г/х= — 6,0 10' н/м' ( — 0,61 кг. ° см'/мм) при Р„'=22,6 10' н/м' (23 кг/см'), выпуск охлаждающего воздуха осуществляется через ряды перфорации под углом к поверхности профиля.
Кроме того, существует большая разница температур между основным потоком газа и вторичным потоком охлаждающего воздуха, которая при средиемассовой температуре Т'„=1600 — 1800 К достигает значений Т„",„— Т,*~1000 — 1300 К. В силу сложности рассматриваемого течения, а также необходимости решения как прямой, так и обратной задачи завесного охлаждения целесообразно для получения обобщающих зависимостей заградительного охлаждения сопловых лопаток турбин воспользоваться методом тепловрго стока применительно к рассматриваемым условиям, Учитывая, что в большинстве случаев использования этого вида охлаждения для лопаток турбин, как отмечалось ранее, необходимо определять интенсивность охлаждения на достаточно большом относительном расстоянии от места выпуска охладителя, можно ожидать получения обобщающей зависимости в виде гпредельного» соотношения.
Следует отметить, что поскольку метод теплового стока является полуэмпирическим, то для обоснования возможности его использования в качестве основы при создании методики расчета интенсивности заградительного охлаждения сопловых лопаток, а также, в случае необходимости, для его модификации применительно к рассматриваемым условиям необходимо проведение экспериментального исследования в условиях, максимально приближенных к натурным. Исследование, отвечающее этим требованиям, было проведено иа специальном высокотемпературном стенде.
Объектом его являлась плоская решетка, составленная из натурных сопловых лопаток, имевших по два ряда отверстий для выпуска охлаждающего воздуха па вогнутой и выпуклой стороне профиля (рис. 2.12). Эксперименты Рис. 2.12. Межлопаточный канал решетки профилей и27 Ю' .иат Лег Ы' лат /ТКИ Рис.
2.13. Сравнение результатов расчета интенсивности завеспого охлаждения сопловой лопатки по разработанной методике (1) с данными эксперимента (П, П1) П вЂ” корыто; П1 — спинка Обо ан а чини н !270 1070 !170 820 !070 970 Т„, К Т„, Т 490 450 360 320 550 57 (2.36) Ц1Ц (у)6' и Зга зависимость имеет следующий вид: 0,„=(р,(7,!р„С/„) Вф,„В,хне '"."', где р,„= (1+ 2п)/и; (2. 37) (2. 38) )т ~-! В,= ~(1+ )А -6--1 т = 2п1(п+ 1); (2.39) (2.40) 58 проводились в области автомодельности по числу Ке, прн постоянном значении ),, =0,950 в диапазоне изменения Р;!Р"„=1,00 — 1,08 и при степени турбулентности основного потока газа, близкой к имеющей место в реальных условиях турбины (211. Результаты этого исследования подтвердили возможность использования модели теплового стона в качестве исходной и позволили провести необходимые модификации метода.
Указанные модификации заключались в следующем. 1. Метод был распространен ва случай больших разностей температур между газом и охладителем. Для этого в качестве характерной температуры при определении физических свойств газа в области завесы была выбрана температура торможения основного потока газа Т„с введением в расчетную зависимость температурного фактора Т,"1Т„"в соответствующей степени. 2. Было учтено наличие градиентов давления.
Причем вследствие того что для всех сопловых лопаток первых ступеней турбин с безотрывным обтеканием распределение давлений вдоль профиля имеет сходный характер, мало изменяющийся в достаточно широком диапазоне изменения режимов работы турбины, наличие градиентов давления удалось учесть не с помощью введения среднеинтегральных вдоль профиля параметров, а с помощью введения в расчетную зависимость в качестве характерного параметра р,(7„значения (р„С„)„найденного по давлению и адиабатической скоэ аА рости на выходе из лопаточной решетки. Являясь функцией только режимных параметров, последний весьма удобен в практических расчетах. 3. Учтена экспериментально обнаруженная ббльшая наполненность профиля скорости в пристенном пограничном слое, нежели это следует из закона одной седьмой (в исходной модели).
Она объясняется наличием влияния на формирование профиля скорости пристенного пограничного слоя в полуограниченных струях сильно турбулизованного внешнего струйного пограничного слоя, отмеченного еще в работе (601, для чего зависимость (2.34) была получена в общем виде при профиле скорости в пристенном пограничном слое, заданном степенной функцией с произвольным показателем п, т. е. 8" = я/(1+ и) (1+2п); (2.41) А — константа, зависящая от и и определяемая по экспериментальным данным. Вместо закона одной седьмой в модифицированной модели был принят закон одной двенадцатой, т. е. и=1/12, при этом на основе экстраполяции экспериментальных данных К. Вигхерда (85! получено значение коэффициента А в (2.39), равное 13,5. Тогда, решая совместно (2.37) — (2.41), получим б" Я=б/91; т=2/13ж0,154; В,= =0,0122; р,„=14 и О, =5,84((Ке р,/р„)-'""р,(/,х/р,(/,Я]-о "'. (2.
42) Соотношение для расчета интенсивности заградительного охлаждения сопловых лопаток турбин с учетом всех проведенных модификаций модели имеет внд 8,=К ((цезр,/р,„)-'"' (р„С„), хЬ,/б,]-о ев' (Т;/Т„*)о 'з', (2.43) Из рисунка видно хорошее совпадение экспериментальных данных с зависимостью (2.43). Зля более точных расчетов можно рекомендовать в рассматриваемой области изменения (Кезр,/р„,(Т;/Т;)) ""' ' "'~ ) 1О, в при х/5,„,)40 в зависимости (2.43) использовать значения коэф» фициента К, полученные по данным эксперимента: 6,0 — для спинки; 5,4 — для корыта.
Указанная разница значений К, по-видимому, объясняется ббльшим проникновением в поток струй в начальном участке на вогнутой стороне лопатки по сравнению с выпуклой стороной, что качественно согласуется с данными работы 128) (для случая отношения скоростных напоров охладителя и газа, меньших 1,0). Если учесть, что (2.
44) р„„, = Р„ /РТ„'=Р„т (Х„, )/КТ„= р„т (Х„, ), О, ай,р,,С„, (2.45) где а — величина узкого сечения межлопаточного канала; т(Х„) — газодинамическая функция, то выражение (2.43) можно гмд 59 где К=5,84. В (2.43) в качестве параметра р,У,5,„, используется эквивалентное ему значение 6,/й„, где 6, — расход охлаждающего воздуха, Ь, — высота лопатки. На рис. 2.13 представлены экспериментальные данные рассматриваемого исследования, обработанные в виде зависимости 8, = / ((Кезр /р„(Т,"/Т„'))-'"' (р,. С„), хл„/0,) =/ (Ь" '). преобразовать к более удобному для практического применения виду О, = Кб,/т(Х„) ~йе„(Т;7Т„*) а1Г~" *"' (х/а) ""' (2.467 где Ке, =р,,С,, 0р., Эта зависимость справедлива для расчета интенсивности заградительного охлаждения сопловых лопаток первых ступеней турбин при наличии одного или нескольких близко расположенных рядов отверстий перфорации (пояс перфорации).
Если же выпуск охлаждающего воздуха производится через несколько не рядом расположенных рядов перфорации, то для расчета суммарной интенсивности завесного охлаждения можно с достаточной степенью точности воспользоваться аддитивной моделью Селлерса 154) (при 0,,=0) Л 1 — ! О,,= Х О,,Ц(1 — 0,,), (2.47) где п — число не рядом расположенных рядов перфорации; О,, (О, ) — интенсивность охлаждения в данном месте, создаваемая выпуском охладителя через 1-й (1ьй) ряд перфорации и определяемая в отсутствии других рядов по зависимости (2.46).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
