книги / Основы проектирования турбин авиадвигаделей

ли и тем самым частично компенсирует потери смешения. Так, при расходе через щели в выходной кромке, составляющем 2 % от расхода газа через межлопаточные каналы, кромочные потери уменьшаются примерно в два раза по сравнению с их значением при отсутствии истечения воздуха.

По экспериментальным данным, полученным при изотермических про­ дувках пакета сопловых лопаток с выпуском охлаждающего воздуха через щель в выходной кромке (5' = 1^ мм, t =11 м м ,^ =28°30), компоненты гидравлических потерь имеют следующие значения:

потери на трение (межлопаточный канал и зона косого среза) —2,5 %; кромочные потери — 2,1 % (подсчитанные по упомянутой формуле —

.>,24%); потери смешения — 1,7 %.

Относительный расход охлаждающего воздуха составлял 3,6 % при дав­ лении, равном давлению основного потока на входе в лопатки, и скорости

профиля охлаждаемой лопатки, как правило, влечет за собой появление до­ полнительных потерь при смешении с основным потоком и рост профиль­ ных потерь, так как вызывает переход ламинарного пограничного слоя в |урбулентный, а в области больших чисел М приводит к взаимодействию гкичка с пограничным слоем и к отрыву последнего.

Уравнение для определения коэффициента потерь может быть представлено

и ииде

ных потерь на трение, связанных с турбулизацией пограничного слоя на участках ламинарного и переходного течения по обводу профиля, в том числе и с возникновением его отрыва при выпуске охлаждающего воздуха пн поверхность лопатки.

Индексы обозначают:

ч воздух; г — газ; ад — при адиабатическом расширении, 1 —величина рассчитана по параметрам на выходе из решетки.

Основываясь наодномерной модели течения, предполагая, что: а) вы­ пуск охлаждающего воздуха на поверхность профиля лопатки происходит in непрерывной щели; б) весь охлаждающий воздух смешивается с основ-

61

ным потоком газа и не захватывается пограничным слоем; в) смешение по­ токов происходит при постоянном давлении, равном статическому давле­ нию на поверхности лопатки в месте выпуска охладителя, которое сохра­ няется таким же, как и при отсутствии выдува, и, используя уравнения не­ разрывности, количества движения, энергии и состояния, получим следую­ щее выражение для определения коэффициента потерь смешения £см при выпуске охладителя из z-го ряда отверстий, выполненных под углом 7 Z к поверхности профиля,

При выпуске охлаждающего воздуха из нескольких рядов отверстий величина коэффициента суммарных потерь при смешении определяется из соотношения

(1 + S GB/) (1 + f * XI i зд2Св/)

Величина дополнительных потерь трения характеризуется коэффициен­ том A?.—, зависит от состояния и параметров пограничного слоя на участ­ ках профиля, где располагаются отверстия для выпуска воздуха, и уровня возмущений, вносимых им. A£jp можно определить как разность между найденными при эксперименте дополнительными профильными потерями Д£пр= £"-£прои потерями смещения, подсчитанными nb выражению (2.29).

Для оценки дополнительных потерь трения при расчете и проектирова­ нии сопловых лопаток с заградительным охлаждением можно пользоваться результатами эксперимента, проведенного на натурной лопаточной решетке, геометрические характеристики которой типичны для соответствующих ступеней газовых турбин с охлаждаемыми лопатками. При этом необходи­ мо выдержать режимные параметры (такие как Хг1ад, Rer , степень турбу-

62

лснтности в потоке на входе в решетку е0, Хв/ад или, чт0 т0 же самое, равными их значению в натуральных турбинах.

Объясняется это тем, что, как показали многочисленные исследования, величина дополнительных потерь трения, возникающих5при заградительном охлаждении и соблюдении указанных условий, определяется местом рас­ положения выпуска воздуха на поверхности профиля. г/

Действительно, выпуск охладителя через ряды отверстий, расположен­ ных на вогнутой части профиля и на спинке от входной кромки до узкого сечения межлопаточного канала, приводит к дополнительным потерям тре­ ния в силу частичной или полной турбулизации ламинарного и переходного пограничных слоев. Потери будут тем большими, чем на большей поверх­ ности этих участков будет производиться выдув. При наличии нескольких рядов отверстий величина дополнительных потерь трения определяется, главным образом, возмущениями, вносимыми выдувом из ряда отверстий, ближайшего к входной кромке. Выдув из отверстий, расположенных на спинке профиля от узкого сечения до выходной кромки, если он не прииодит к отрыву, не вызывает существенных дополнительных потерь трения, гак как на этом участке профиля преобладает турбулентное состояние по­ граничного слоя, на поведение которого выпуск охладителя оказывает сла­ бое влияние. Тем не менее возможность возникновения отрывных течений при выпуске охладителя на поверхность спинки лопатки за узким сечением межлопаточного канала весьма вероятна из-за диффузорного характера те­ чения основного потока газа. Такие явления наблюдались в ряде исследодований.

Сказанное получило подтверждение в специально проведенном экспе­ риментальном исследовании решетки натурных профилей сопловых лопа­ ток, типичных для первых ступеней охлаждаемых турбин, на поверхность которых выпускался воздух из рядов отверстий, расположенных как покашно на рис. 2 9 . На этом же рисунке приведено замеренное в эксперименте распределение безразмерной скорости по обводу профиля и угла наклона

1'иг. 2.9. Результаты испытаний сопловых лопаток конвективно-заградительнрго охинмедеиия:

I 10 - номера рядов отверстий, выполненных под углЬм к поверхности лопатки гД* 20; 20; 25; 30; 25; 25; 25; 25; 20; 20 соответственно

63

отверстий к поверхности лопатки, пользуясь которыми производились подсчеты | см. Определяя влияние на профильные потери каждого ряда отверстий и их сочетания, получили следующие результаты:

а) при выпуске воздуха через отверстия ближайшего к входной кром­ ке ряда (5-го) коэффициент дополнительных потерь трения Д ^ = = (0,15...0,2) %. По мере удаления отверстий от входной кромки лопатки A£.jp уменьшается в конце участка до величин, соизмеримых с погреш­ ностью эксперимента;

б) выпуск воздуха из рядов отверстий 1 и 2 практически не приводит к дополнительным потерям трения Д ^ = 0,05...0,07 %. Это указывает на от­ сутствие отрывных течений на участке спинки от узкого сечения канала до выходной кромки у исследованной решетки профилей;

в) чем ближе к входной кромке лопатки располагаются ряды отверс­ тий на вогнутой части профиля, тем к большим дополнительным потерям на трение приводит выдув воздуха. При выдуве из 6-го ряда отверстий A£.jp = (0,25...ОД) %. По мере удаления места выдува от входной кром­ ки Д ^ убывает. При 60 % удалении от входной кромки и далее Д£ = = (0,05...0,07) %.

Проведенное исследование показало, что в отличие от потерь смешения величина дополнительных потерь трения практически не зависит от относи­ тельного расхода вдуваемого воздуха, а определяется, главным образом, местом расположения его на профиле. Причем, если на участках спинки до узкого сечения или вогнутой части расположено несколько рядов отверстий, то величина суммарных дополнительных потерь трения при выдуве из всех рядов приблизительно равна величине потерь, возникающих на соответству­ ющем участке при наличии на нем выдува только из одного ближайшего к входной кромке ряда отверстий.

Выдув из отверстий, расположенных на входной кромке вблизи точки полного торможения основного потока, не оказывает влияния на дополни­ тельные потери от трения. Это объясняется тем, что вдув в самом начале развития ламинарных областей пограничного слоя на профиле, где погра­ ничный слой еще весьма тонок, вызывает слабый отрыв его, который лока­ лизуется под действием больших отрицательных градиентов давления. Это не приводит к турбулизации областей с ламинарным пограничным слоем, лежащих вниз по потоку, но несколько смещает их начало.

Несмотря на то, что в проведенных экспериментах выдув воздуха на участок спинки лопатки от узкого сечения к выходной кромке не приводит к возникновению отрывных течений, все же следует его избегать в силу диффузорного характера течения в этой области решетки и большой веро­ ятности отрыва пограничного слоя. Например, экспериментальные данные, полученные Б.А. Уваровым, позволяют оценить дополнительные потери, связанные с возникновением отрывных течений при выдуве охладителя на спинку лопатки на участке ее от узкого сечения до выходной кромки. По­ лученные коэффициенты в условиях эксперимента составляют: замеренных дополнительных профильных потерь — 2 £ %, потерь смешения, определен-

64

конвективно-заградительного охлаждения увеличился на Д£пр =0,014. Эти результаты хорошо согласуются с данными предыдущего раздела.

КПД ступени с лопатками конвективно-заградительного охлаждения только из-за .увеличения потерь в сопловом аппарате должно было умень­ шиться на (1,6...1,7) %. Если же учесть влияние увеличения неравномернос­ ти поля скоростей на входе в рабочее колесо (из-за наличия заградительно­ го охлаждения) на величину потерь в нем в соответствии с выражением (2.21) при £р.к о =0,032,КПД ступени снизится на —(2,9...3,1) %.

По данным испытаний получено 5т?* =— (3,2 ± 0,3) %, что согласуется с результатами расчета.

Следует отметить, что дополнительные гидравлические потери,вызван­ ные выпуском воздуха на поверхность сопловых лопаток, увеличивают не только потери в рабочих лопатках, но и воспринимаемый ими импульс возмущающих сил. Так, по данным испытаний ступени турбины с сопловы­ ми лопатками конвективно-заградительного охлаждения, выпуск 1 , 8 % воздуха через отверстия в их входной кромке увеличивает амплитуду резо­ нансных колебаний рабочих лопаток по одной из высоких гармоник в 1,3 раза.

Дополнительные потери, вызванные повышенной неравномерностью потока, можно уменьшить, увеличивая осевой зазор между сопловыми и рабочими лопатками, что обычно и делают в охлаждаемых турбинах. Одна­ ко увеличение осевого зазора приводит к возрастанию потерь на трение по ограничивающим проточную часть поверхностям. Следовательно, даже при выборе такого осевого зазора в охлаждаемых турбинах, при котором вели­ чина потерь от нестационарности в рабочих колесах будет такой же, как в неохлаждаемых, КПД охлаждаемых турбин при прочих равных условиях будет все же несколько ниже.

Потери от перетекания воздуха в поток газа через лабиринтные уплотнения и зазоры в неподвижных элементах конструкции

Проникновение охлаждающего воздуха в проточную часть через лаби­ ринтные уплотнения в осевом зазоре между сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также через зазоры в неподвижных элементах конструкции приводит к аэродинамическим потерям из-за смешения газового потока с потоком охлаждающего воздуха, а также к потерям, связанным с измене­ нием пространственной структуры потока газа под воздействием потока охладителя. Последние зависят от:

1 ) отношения глубины проникновения струй охладителя в газовый поток к высоте лопатки, которое является функцией ряда параметров, таких как отношение скоростных напоров газа и охладителя; направление потока охлаждающего воздуха; конструктивное выполнение места выпус­ ка и тд.;

2 ) относительного расхода охладителя; 3) конструктивных и режимных параметров ступени — степени реак-

66

1ИМН0СТИ в корневом сечении; углов входа и выхода потока; степени конфуюрности; закона изменения параметров по высоте проточной части; рмеиоложения мест проникновения охладителя и др.В неохлаждаемых турПипнх при малых перепадах давлений между внутренними полостями турnmми и проточной частью глубина проникновения охлаждающего воздуха в основной поток газа обычно невелика и не приводит к значительному изме­ нению пространственной структуры газового потока, поэтому основными ниляются потери на смешение.При этом потери КПД составляют (0,8,..1,5) % нм I % охлаждающего воздуха, проникающего в проточную часть.

Применение охлаждаемых лопаток, требущих подвода воздуха высоко- ш давления для обеспечения нужных перепадов давлений в системе охлаждмющих каналов, приводит к необходимости повышать давление во внут­ ренних полостях турбины, что значительно увеличивает глубину проникномниия струй воздуха в поток газа. Это влечет за собой возрастание аэродина­ мических потерь из-за изменения пространственной структуры потока. (Особенно большие потери могут возникать при малой степени реактивнос- I и у втулки вследствие развития интенсивных отрывных течений в корневом

• гчении рабочего колеса. По данным ряда исследователей потери из-за уте­ чек в проточную часть охлаждаемых турбин в расчете на 1 % охлаждающего пищуха могут в 2...3 раза превышать потери в неохлаждаемых турбинах. Нгледсгвие большого числа факторов, влияющих на рассматриваемые по­ три, в настоящее время нет обобщающих зависимостей для их расчета. На нриктике оценка их влияния производится с помощью эмпирических коэф­ фициентов.

Первые ступени турбины в двигателях с достаточно высокой степенью повышения давления в компрессоре имеют охлаждаемые лопатки малой ммеоты (40...60 м м ), следовательно, они очень чувствительны к притечкам ниидуха в проточную часть. Причем, втекание в проточную часть воздуха перед рабочими лопатками приводит к значительно большим потерям, чем нткание за ними.

Испытание одноступенчатой турбины с проточной частью цилиндричес-

нпиатки hn = 44,5 мм показало, что при радиальном выпуске 1 % воздуха, инлаждающего передний торец диска, в открытый осевой зазор шириной Лп;, = 15 мм (при хорде сопловой лопатки 33 мм и рабочей 25 мм), т.е. перпендикулярно к направлению основного потока, относительное сниже­ ние КПД составляет 2 %; при 50 .3 = Ю мм —3 %.

По данным работы В.И. Локая иБ.А. Кумирова для ступени турбины с ни1Шндрической проточной частью (<d = 0,725; и/г = 60 мм; 6 с.а = 76 мм; /•|,iK = 46 мм) выпуск 1 % воздуха в осевой зазор примерно такой же вели­ чины, как и в предыдущем случае, приводит к относительному снижению 1П1Д 617*= 1,5 %.

Эти значения относительного уменьшения КПД одноступенчатой турби­ ны при втекании охлаждающего воздуха через осевой зазор в проточную

67

часть согласуются с экспериментальными данными, полученными при иссле­ довании ступеней с неохлаждаемыми лопатками высотой от 40 до 65 мм высокотемпературных двигателей.

Применение лабиринтных уплотнителей осевого зазора, направляющих протекающий воздух по потоку газа, снижает относительные потери КПД по сравнению с приведенными выше. Так, при высоте рабочей лопатки hn = 45 мм 1 % втекающего через осевой зазор охлаждающего воздуха приво­ дит к относительному снижению КПД на 1 %.

При подводе охлаждающего воздуха к сопловым лопаткам приходится надцувать прилегающие к ним полости в корпусе турбины. Из этих полос­ тей воздух проникает в проточную часть через щели в местах соединения ло­ паток с корпусом или лопаток между собой (в лопатках полочной конструкции).

Так, экспериментальное исследование влияния на характеристики тур­ бины вдува воздуха в проточную часть через щели, образованные обводом профиля сопловой лопатки и обечайкой, проводилось на первой ступени турбины двигателя AM-5.

Наружный и внутренний обводы соплового аппарата этой ступени ци­ линдрической формы и состоят из отдельных межлопаточных проставок, Между обводом профиля сопловых лопаток и прилегающими к ним проставками образуются зазоры Ь, площади которых на внутреннем и на­ ружном диаметрах соответственно составляют 4 и 1,8 % от площади узкого сечения соплового аппарата.

Между проставками и наружным и внутренним корпусами соплового аппарата образуются полости, сообщающиеся через зазоры с проточной частью турбины. Лопатки соплового аппарата были полыми, поэтому по­ лости на наружном и внутреннем диаметрах сообщались между собой, Испытуемая турбина была оснащена приборами для замера параметрои воздуха на входе и выходе по окружности и по радиусу, необходимых для задания режима испытания и построения характеристик турбины. Анализ полученных в результате испытания характеристик ступени показывает, что на режиме работы турбины, соответствующем расчетному, 1,6...1,7 % воздуха, втекающего в проточную часть через зазоры 5, уменьшает КПД

турбины на 1,8 ...2,0 %.

Кроме того, исследовалось влияние на КПД турбины вдува воздуха н межлопаточный канал соплового аппарата через щели между наружными и внутренними полками лопаток в местах соединения этих полок. Исследование проводилось на натурной одноступенчатой турбине с цилиндрической формой проточной части и высотой полой сопловой лопатки hn =135 мм, Полости на внутреннем и наружном диаметрах сопловых лопаток наддувались воздухом с таким же давлением, как и в потоке перед сопловым аппа­ ратом, при температуре 300 К. Эти полости отделялись от проточной части полками сопловых лопаток, на стыках которых площади щелей составляли около 3 % от площади узких сечений межлопаточных каналов. Испытания проводились при открытых, а затем при закрытых щелях. Снимали полные характеристики ступени при подаче в нее подогретого до 410 К газа,

68

Подогрев этот проводился в камере сгорания, установленной на трубопро­ воде,подводящем воздух к установке.

Анализ результатов этих испытаний показал, что вдув 1 % воздуха, вте­ кающего в проточную часть испытанной турбины, снижает ее КПД почти на 1,5 %. Результаты испытания этой турбины в системе двигателя полностью совпали с данными, полученными на установке.

С данными, полученными при исследовании влияния на КПД турбины вдува в проточную часть воздуха через зазоры между обводами профиля сопловых лопаток и бандажными кольцами на внутреннем и наружном диаг метрах, также хорошо согласуются результаты испытания одноступенчатой турбины в системе двигателя. У этой турбины с высотой сопловой лопатки около 100 мм площадь зазоров по обводу профиля составляла примерно (>,0 % от проходной площади соплового аппарата. Через эти зазоры втекало 2...2,5 % охлаждающего воздуха, поступающего в проточную часть.

«Устранение этих зазоров и, следовательно, утечек через них повысило КПД турбины почти на 2 %.

ГЛАВА 3. ФОРМА ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБИНЫ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЕЕ ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ

Исходные данные для расчета

Исходными данными для проектирования авиационного газотурбинно­ го двигателя обычно являются: заданная тяга или мощность на расчетных режимах, удельный расход топлива на этих же режимах, удельная масса, гаПаритные размеры, высота и скорость полета, на которых эксплуатируется дцигатель. Эти исходные данные и обусловливают выбор основных парамет­ ров двигателя, которые должны удовлетворять требованиям экономичное- ш, надежности, технологичности, удобства в эксплуатации и др. Поэтому окончательный вариант проекта двигателя является некоторым ком­ промиссным решением, в котором, по возможности, удовлетворяются предъявляемые требования применительно к заданным конкретным условиям.

Из общего газодинамического расчета двигателя известны следующие основные данные,необходимые для проектирования турбины.

3.Частота вращения ротора турбины п (с- *).

4.Работа,приведенная к валу турбиныL T (Дж/кг). Совершенствование авиационных газотурбинных двигателей и, глав­

ным образом, повышение их экономичности направлено на увеличение сте­ пени повышения давления в компрессоре и возрастание температуры газов нм входе в турбину. Турбины таких ГТД срабатывают большие теплоперепамы, и выполняются обычно многоступенчатыми.

69

И 84 1

3.1.ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧИСЛА СТУПЕНЕЙ

ИРАСПРЕДЕЛЕНИЕ РАБОТЫ МЕЖДИ НИМИ

Ранее было показано, что увеличение коэффициента нагрузки ступени турбины имеет определенные пределы, превышение которых приводит к существенному уменьшению КПД турбины. Для получения приемлемых значений КПД турбины величина коэффициента нагрузки у корня лопаток для ступеней высокого давления (первых ступеней) не должна превышать 2, а для студеней низкого давления — 2,2. Дальнейшее увеличение коэффи­ циента нагрузки нецелесообразно не только из-за ухудшения КПД,но и по­ тому, что увеличение дв свыше 2,0...2,1 уже практически не приводит к уменьшение массы турбины, хотя и дает некоторое (на 3...4 %) уменьше­ ние наружного диаметра.

Это связано с тем, что уменьшение КПД при неизменной скорости газа на выходе из турбины (МС2а) приводит к необходимости увеличивать выходную площадь F 2, а следовательно, при прочих равных условиях,напря­ жения в рабочей лопатке от действия растягивающих и изгибающих сил.

В результате при заданном запасе прочности или, что то же самое, при заданном значении as = ар + %л. приходится ограничивать (%зг, а значит — увеличивать хорду лопатки. Таким образом, хотя повышение дв и дает не­ которое уменьшение внутреннего и наружного диаметров турбины, масса ее не уменьшается.

На рис. 3.1 представлены результаты расчета изменения массы односту-

— D со

пенчатой турбины ТРДФ с D = —— = 5,0 в диапазоне изменения коэффици- "л

ента нагрузки от 2,0 до 3,4.Условия расчета следующие. Величина тяги,раз­

затурбинного устройства и форсажной камеры, с одной стороны, и требова­ ниями соблюдения неизменно­ го (нормированного) запаса прочности в рабочей лопатке и диске турбины, с другой. Пос­ тоянной также принята частота вращения ротора из соображе­ ний неизменности числа ступе­ ней компрессора и его степе­ ни сжатия. Относительное из­ менение КПД в зависимос-

Рис. 3.1. Относительное изменение КПД, наружного диаметра и массы турбины от коэффициента нагрузки у корня лопатки

70