Кравченко И. В. Христофоров И. Л. Силовые установки летательных аппаратов (554342), страница 11
Текст из файла (страница 11)
Окружная составляющая равнодействующей этих сил Р„создает крутящий момент, приводящий РК во вращение, а осевая составляющая Р воспринимается в конечном счете упорным подшипником турбины. Расширение газа в ступени происходит как в СА, так и в РК. Соотношение между адиабатными работами в СА и РК характеризуется степенью реактивности р — отношением адиабатной работы расширения газа на лопатках рабочего колеса Ь к адиабатной работе ступени Ъ~~:р = †. Если рк ад ст ад р > О, то газ расширяется и в РК, и в СА. р < О означает повышение (а не понижение) давления в РК, межлопаточный канал в РК оказывается не копфузорным, а диффузорным.
Отрицательная реактивность на расчетном режиме не допускается, так как приводит к дополнительным потерям. Величина р не т остается постоянной по высоте лопаток: на Х) она меньше, а на Х)„— больше, что определяется изменением параметров газа по радиусу проточной части. В существующих турбинах ГТД степень реактивности по среднему радиусу лопаток лежит в пределах р = 0,3...0,45.
Зависимость КПД турбины от различных факторов На величину внутренних потерь в турбине и ее КПД оказывает наиболее сильное влияние скорость газа в межлопаточных каналах СА и РК, величина же скорости зависит от р . При этом нужно иметь в виду, что чем больше р, тем большая часть теплоперепада срабатывается в РК, тем меньшей будет скорость газа на выходе из СА, а значит, и в .
Кроме того, скорость газа на лопатках зависит от параметра и/с1, который совместно с углом а характеризует треугольник скоростей газа на входе в РК. Как видно из рис. 5.3, с увеличением и уменьшается относительная скорость газа на входе в рабочее колесо и>1, что приводит к снижению потерь в РК. Наибольшие значения КПД достигаются (при данном р ) при определенном отношении и ки~ /И ~ . Причем, чем больше р, тем больше и ~ — ~ . Знас1 ОрФ орС чение ~ — 1 находится в пределах 0,6...0,7 (при р = 0,2...0,3).
'с1' орФ Многоступенчатые турбины ~И1 Получение ~ — ) в одной ступени во многих случаях за- орФ труднительно. Так, при теплоперепаде 320 кДж/кг для соблю- ~' и' дения ~ — ~ требуется иметь предельно большую окружную скорость 350...400 м/с, а число М при этом на выходе из СА и РК приближается к единице. Поэтому теплоперепад в ступени (работу ступени) ограничивают значением 250 кДж/кг. Больший теплоперепад можно получить в одной ступени либо при больших окружных скоростях и, либо при меньшем КПД. Для получения турбины с высоким КПД и приемлемыми значениями и ее нужно выполнить мгногоступенчатой. Многоступенчатая турбина может иметь один, два или три вала, в последнем случае ступени турбины разделены на группы (каскады).
Число ступеней турбины зависит от типа двигателя и степени повышения давления компрессора я . Так, для ТРД с.величиной к =4,0...5,5 турбина бывает одноступенчатой, а при п„ > 15 — ступенчатой. Число ступеней определяий ется по параметру У = —, где г — число ступеней. Величина "д Значение с определяется по уравнению с У = 0,5...0,6. При переходе от ступени к ступени плотность газа падает, что должно компенсироваться увеличением либо осевой скорости газа, либо площади поперечного сечения проточной части (высоты лопаток). В выполненных конструкциях многоступенчатых турбин увеличение осевой скорости сочетается с одновременным увеличением высоты лопаток. Обычно скорость на последних ступенях характеризуется значениями = 0,4...0,6.
На рис. 5.4 показаны наиболее употребительные формы проточной части турбины: 1 — с постоянным наружным диаметром; 2 — с постоянным средним диаметром; 3 — с постоянным внутренним диаметром; 4 — с возрастающим внутренним диа- Рис. 5.4. Формы проточной части газовых турбин метром. Первая и третья формы имеют некоторые технологические преимущества.
В схеме 2 наименее вероятен отрыв потока с поверхностей втулки и корпуса (они имеют меньший наклон к оси турбины, чем в схемах 1 или 3). Схема 4 может оказаться целесообразной, например, в тех случаях, когда частота вращения первых ступеней значительно выше, чем последних. Характеристики турбин На режиме работы, на который рассчитана турбина, обеспечивается безотрывное и безударное обтекание лопаток СА и РК.
При отклонении режима от расчетного (при изменении Т, р„ и р ) нарушается соответствие конструктивных углов лопаток изменившемуся потоку, что приводит к удару газа о лопатки РК, вызывающему в некоторых случаях срыв потока, изменение мощности турбины и ее КПД. Для определения параметров турбины (расхода газа, КПД) не только на расчетном режиме, но и во всем диапазоне изменения режимов работы используются характеристики турбины — зависимости ее основных параметров от режима работы и.внешних условий.
Характеристики турбины могут быть получены экспериментально на специальных стендах либо расчетным путем. В качестве параметров эффективности турбины могут быть п приняты 0 — ~, пг, а в качестве режимных параметров Рг ~Т*, к . Иногда используются параметры, приведенные к значениям температуры и давления на входе в турбину на расчетном 3(С ф режиме (Т„, рг )". относительный приведенный расход — ~Т" б „= ф— '- / 0„, относительное приведенное число Рг оборотов йгпр = / — . В этом случае характеристи- г ки турбины строятся в виде зависимостей С =~ ~И;к~1; гпр 1~ пр' т~' Ф 75 зс При работе турбины в системе двигателя параметр обычно ~г меняется в небольших пределах, ограниченных примерно 10%.
Поэтому с некоторым приближением можно считать, что КПД турбины в рабочей области меняется незначительно. Это дает О,ЯБ 'С'г пр О,б 0,2 1,0 1,4 1,б 1,8 2,0 х" 1,2 Рис. 5.5. Характеристика одноступенчатой турбины 76 Ц = ГЗ ~п„; и 1 . На рис. 5.5 показана характеристика оиноступенчатой турбины для четырех значений приведенной частоты вращения.
Относительная величина приведенного расхода остается постоянной при значительном снижении х по сравнению с расчетным значением. Только при сравнительно малых значениях х начинается падение С „с некоторым расслоением. Постоянство С „в большом диапазоне изменения х связано с тем, что сопловой аппарат первой ступени оказывается "запертым", т.
е. работает на перепадах, близких к критическому. Из уравнения расхода газа через первый сопловой аппарат турбины Р,", С„= т гя~Х ) — получаем, что в этом случае д(Х ) = сопз$. г крг са возможность с относительно небольшой погрешностью заменить действительную характеристику турбины приближенной: д(Х ) — сопзФ, и — сопзФ. Для анализа характеристик двигателей часто бывает удобно использовать вместо зависимостей КПД зависимости приведен- и ной работы турбины — = ~; к .
Такие зависимости удоб- т,' 4т„ ны в тех случаях, когда рассматривается двигатель с изменяемой площадью критического сечения сопла (рис. 5.6); они позволяют оценить возможность увеличения работы турбины в двигателе путем раскрытия реактивного сопла. т.,с т„" 2оо зоо 400 и у)Я Рис. 5.6. Характеристика турбины высокого давления ТРДД Регулирование турбины Стремление к оптимизации работы ГТД на всех режимах гребует изменения характеристик турбины, что приводит к необходимости ее регулирования. Весьма эффективным является регулирование турбины поворотом лопаток сопловых аппаратов, хотя практически реализация этого способа регулирования свя- зана с серьезными конструктивными трудностями. Поворот лопаток соплового аппарата сопровождается изменением площади горла соплового аппарата Г и, следовательно, приведенного расхода газа через турбину.
6. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ Камеры сгорания служат для подвода тепловой энергии к воздуху в двигателе за счет превращения химической энергии в тепловую при сгорании. Камеры сгорания ГТД подразделяются на основные и форсажные. К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования, степень выполнения которых оценивается соответствующими параметрами. 1.
Высокая полнота сгорания топлива. Оценивается коэффициентом полноты сгорания ~ = 9 /9О, под которым понимают отношение количества тепла 91, выделившегося в камере сгорания, к количеству тепла 90, которое должно выделиться при полном сгорании топлива. За одну секунду в камере сгорания при полном сгорании топлива может выделиться тепло Яо — — С Н„, где С вЂ” секундный расход топлива, а ̈́— низшая теплотворность топлива.
Выделившееся в реальном процессе количество тепла 9 меньше идеального вследствие неполного сгорания, связанного с незавершенностью химических реакций из-за малого времени пребывания газов в камере и потерь тепла в стенки. На расчетном режиме работы у основной камеры сгорания тъ =0,98...0,99, а для форсажных камер — 0,9...0,95, 2. Минимальные габаритные размеры камеры. Оцениваются 3600 Ст Н„~„ теплонапряженностью 9„= где 36000 ̈́ׄ— кс рк количество тепла, выделяющееся в камере за 1 ч; $" и р„— общий объем камеры сгорания и полное давление на ее входе. Теплонапряженность основных камер сгорания достигает (3...5) 10 Дж/(ч . м . Па), а форсажных камер — (6...8) .
6 З ° 10 Дж,/(ч м Па). 3. Минимальные потери полного давления. Уровень потерь полного давления в основных камерах сгорания оценивается ко- эффициентом восстановления полного давления О„=р /р, где р — полное давление на выходе из камеры, а р„— полное давление на выходе из компрессора. Значение величины о„с = 0,94...0,96. Для Форсажных камер вводится аналогичный параметр а =р„Ур, где рф — давление на выходе из форсажной камеры, р — давление за турбиной.
Его значение 0,92...0,96. 4. Устойчивый процесс горения в широком диапазоне режимов работы и условий полета. б. Обеспечение стабильного поля температур на выходе из камеры сгорания при заданной эпюре распределения температуры по радиусу. Нестабильность и окружная неравномерность температурного поля отрицательно сказывается на тепловом режиме лопаток турбины.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
