Грановский А.В. Разработка методов повышения газодинамической эффективности высоконагруженных ступеней охлаждаемых газовых турбин (1015807), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Двухрядноерасположение отборов статического давления на периферии и на втулке позволило определитьрасположение внешних кромочных скачков за секторной решеткой. На рис. 10 видно резкоеувеличение неравномерности статического давления вдоль фронта и угла потока при увеличениизначений приведенной скорости на выходе до λ2ад ср= 1.1–1.2 из-за увеличения интенсивностивнешних кромочных скачков.150.55p2p1*h = 48 мм40λ2ад ср =1.12180.5010a)0.450.4040.350.55периферия (λ2ад =1.09)50 мм(стенка)h = 48 мм0.50б)49 мм0.450.40Y, мм5456580.506062646668втулка (λ2ад =1.15)0.450.400.3с)0 (стенка)0.35h = 2 мм74767880Nотб82848688Рис.
10 Результаты измерения статического давления и угла потокаДля анализа локальной структуры потокабыл использованлазерный измеритель скорости ипроведено комплексное расчетно – экспериментальное исследование структуры потока в сопловой ирабочей решетках.5Сечение 21а)Сечение 24Сечение 1б)3в)б)Сечение 3a)Выходные кромкив)Сечение 5отрывг)д)е)Рис.11 Результаты комплексного исследования структуры потока в соловой решеткеа) – линии λ = const в межлопаточном канале при λ1 ад = 1.0 и Re = 9.8x105; ● – места измеренийлазерным анемометром; б) – распределение приведенной скорости λад : – расчет по уравнениямНавье–Стокса; 2 – расчет по уравнениям Эйлера; ● – эксперимент; в) – коэффициент трения сfвдоль обводов профиля; г) – картина течения в окрестности выходной кромки; д) – визуализациятечения на выпуклой поверхности в косом срезе; е)- измерения лазерным анемометромНа рис.
11 приведены результаты комплексного исследования структуры потока в сопловой решеткена режиме λ1 ад = 1.0. Поскольку условие возникновения отрыва и развитие отрывной зоны зависят отуровня местной турбулентности потока, то в точках, указанных на рис.11-а, лазерным анемометромизмерялись мгновенные значения скорости, по которым определялись ее среднее значение ипульсационные составляющие. На рис.
11-е приведены распределения средней скорости и16интенсивности турбулентности ε , измеренные ЛИС.Аналогичное расчетно–экспериментальноеисследование было проведено для рабочей решетки на режиме λ1 ад=1.1. Исследование показало, чтов этой рабочей решетке существуют отрывные зоны одна на выпуклой поверхности, а другая навогнутой поверхности. Этиотрывные зоны были зафиксированы, какв расчете, так и вэксперименте, в частности при помощи визуализации потока на поверхности лопатки. Измерениялазерным анемометром в различных частях межлопаточного канала позволили уточнить локальнуюструктуру потока в рабочей решетке.В пятой главе проведено изучение потерь и расходных характеристик в лопаточных аппаратахгазовых турбин. Примеры экспериментального и расчетного изучения структуры потока, отмеченныевыше, показывают, что внутри межлопаточных каналов турбинных решеток в зависимости отрежима работы и формы межлопаточного канала могут реализоваться различные сочетаниявнутренних и внешних скачков уплотнения, которые определяют уровень волновых потерь.
Помимопотерь полного давления в скачках уплотнения, скачки могут приводить к значительномувозрастанию потерь из-за отрыва потока. Изучение изменения интенсивности скачков уплотнения иих расположения проводилось для всех исследованных решеток при помощи методов, описанных впредыдущих главах.Уровень кромочных потерь в турбинных решетках в значительной степени определяется величинойкромочного давления, которое зависит от характера обтекания выходной кромки, как на дозвуковых,так и на сверхзвуковых режимах. Кромочное давление измерялось при помощи трубок отборадавления, которые располагались либо в щели для выпуска охлаждающего воздуха, либо в телевыходной кромки. При конфузорном обтекании выходного участка выходного участка спинкипроисходит уменьшение давления, а при диффузорном происходит увеличение давления во внешнемпотоке, т.е.
кромочное давление Ркр возрастает и может оказаться выше, чем среднее статическоедавление за решеткой Р2ср. В решетках с небольшими значениями углов отгиба δ = 0 - 4º (реш.50 нарис. 13) при увеличении приведенной скорости за решеткой λ2 аддо околозвуковых значенийкоэффициент кромочного давления ⎯∆pкр = (ркр – р2ср)/0.5ρv2 резко уменьшается и при λ2 ад = 0.95 –1.0 принимает значения ⎯∆pкр = – 0.4 – 0.5, а профильные потери увеличиваются на δζ = 0.03.
Приувеличении углов отгиба из-за диффузорного характера течения со стороны выпуклой поверхностикромочное давление может стать больше среднего статического давления за решеткой. На рис. 12видно, что в решетке 47 уровень коэффициента ⎯∆pкр на дозвуковых режимах близок к нулю, а вдиапазоне λ2 ад = 0.9 – 1.0 принимает положительные значения и кромочные потери в этой решеткеζпр = 0.028. . При этом процесс уменьшения коэффициента ⎯∆pкр смещается в зону сверхзвуковыхзначений λ2 ад. В частности, для решетки 47(угол отгиба δ = 16°) минимум⎯∆pкр наблюдается приλ2 ад = 1.08, в то время как для решетки 50 (δ = 4°) минимум ⎯∆pкр был при λ2 ад = 0.97.17⎯ ∆ PkрРешетка 50 Атлас0.0-0.10.080.08-0.3Решетка 47 Атласζ проф0.1ζ проф-0.2Решетка 47 Атлас⎯∆ P kрРешетка 50 Атлас0.00.06-0.10.040.06-0.4-0.50.60.70.80.91.01.1 λ 2ад0.040.60.70.80.91.01.11.2λ 2ад-0.20.70.80.91.01.11.2λ 2ад0.020.70.80.91.01.11.2λ 2адРис.
12 Зависимость коэффициентов ⎯∆pкр и ζпр от λ2 ад при углах отгиба δ = 4 и 16°.Немонотонный характер изменения профильных потерь при изменении режима работы решеткисвязан с немонотонным характером изменения коэффициента кромочного давления⎯∆pкр, величинасоставляющих которого зависит от структуры потока на выходе из решетки.В современных охлаждаемых турбинах воздух выпускается: через щели в выходныхкромках; через систему щелей или отверстий на вогнутой поверхности около выходной кромки;,через перфорацию на профиле и на торцевых поверхностях.Исследование влияния выпуска воздуха через щели в выходных кромках проводилось для группырешеток, соответствующих по своим геометрическим характеристикамкорневым, средним ипериферийным сечениям рабочей лопатки; их геометрические параметры приведены в таблице 1.Таблица 1Испытания решеток 1–4 проводились в три этапа: исследование при исходной, прямоугольной формевыходных кромок; исследование при закругленной форме выходных кромок; исследование решеток1а и 3а, составленных из тех же профилей, отличающихся относительным шагом, а также толщинойи формой выходных кромок.
Испытания показали, что скругление выходной кромки привело куменьшению профильных потерь во всех решетках соответственно: на ∆ζ≈ 0.01–0.015 в Реш.1(периферийное сечение); на ∆ζ≈ 0.025–0.03 в Реш.2 (среднее сечение); на ∆ζ≈ 0.03–0.04 в Реш.3(корневое сечение).18ψλ 2 ад = 1.260.96ζпр1.001.360.950.940.93G в%012345ψ0.97λ 2ад = 0.791.001.200.960.950.93а)G в%012345б)Рис. 13 Выпуск воздуха через щели в выходных кромкаха) Зависимость ζпр от λ2ад в Реш.
2 при различной форме выходной кромки.б) Зависимость коэффициента скорости ψ от выдува охлаждающего воздухаПри выпуске воздуха через выходные кромки кромочное давление увеличивается, а потерисоответственно уменьшаются (см. рис. 13). На околозвуковых режимах при пониженномкромочном давлении и расходе охлаждающего воздуха G=0.02–0.03 суммарные потери призакругленных кромках на 0.01– 0.02 меньше, чем при прямоугольных выходных кромках.Одним из наиболее эффективных способов охлаждения лопаток является заградительное илипленочное охлаждение, когда охлаждающий воздух выпускается через отверстия перфорации напрофиле и торцевых поверхностях, создавая заградительную пелену на поверхности лопатки.Проведенные исследования указывают, что при рациональном выполнении системы отверстий длявыпуска воздуха потери, возникающие при взаимодействии воздуха с основным потоком, могут бытьнезначительными.
В частности для сопловых лопаток на трансзвуковых режимах местные потери,возникающие из-за воздуха, выпускаемого из отверстий, расположенных, в основном, на переднейчасти лопатки, относятся к перепаду, соответствующему трансзвуковым значениям скорости навыходе из лопатки. Однако при нерациональной организации выпуска воздуха, например, в зонебольших скоростей основного потока и под большими углами к обводам профиля потери резковозрастают. В настоящее время, когда резервы дальнейшего повышения аэродинамическойэффективности лопаточных аппаратов практически исчерпаны и с учетом применения развитогозаградительного охлаждения с увеличенным расходом охлаждающего воздуха через перфорацию,рациональное выполнение системы отверстий может явиться дополнительным резервом поповышению кпд высокотемпературных турбин.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
