книги / Теория и расчет авиационных лопаточных машин
..pdfПоэтому расчет охлаждаемой турбины в первом приближении можно проводить так же, как неохлаждаемой, и, определив потреб ные расходы охлаждающего воздуха, уточнить затем значение расхода в отдельных ступенях и размеры проточной части. Такие расчеты, требующие ряда последовательных приближений, целесообразно проводить с использованием ЭВМ 16 1.
Распределение работ по ступеням охлаждаемой многоступенчатой турбины имеет ряд особенностей по сравнению с методикой для неохлаждаемой турбины. Эти особенности обусловлены прежде всего тем, что так как расходы газа через отдельные ступени тур бины разные, сумма внутренних работ ступеней охлаждаемой тур бины не равна суммарной внутренней работе всей турбины. Дей
ствительно, уравнение мощности по ступеням турбины NT - |
+ |
|||||
+ N\i |
-[-... + М(г_ 1) + Nz, но |
так |
|
как |
расходы в ступенях |
раз |
личны: |
|
|
|
|
|
|
|
L>{ G V = L г iGr х -f- L T xjGr ц |
■\ - • |
• • Д LG V 2, |
|
||
|
|
z |
|
|
|
|
|
|
У 1 Гт fir i |
|
|
||
T O |
I T = |
- ^ |
|
---------- . |
( 8 . 8 3 ) |
|
|
|
|
or |
|
|
Поэтому для охлаждаемой турбины рекомендуется следующий порядок определения мощностей (теплоперепадов) по ступеням. Определяем величину мощности последней ступени, обеспечиваю щей наилучшие параметры и выполнение требования по углу вы хода потока. В последней ступени Grz =vGB, где v — относитель ная величина невозвращаемых отборов воздуха. Оставшуюся мощ ность можно разделить между ступенями поровну, а затем уточ нить величину работы каждой ступени после определения расхода газа через ступень.
Таким образом, первоначальные расчеты охлаждаемых ступе ней сводятся к расчетам их «неохлаждаемых аналогов» с после дующим определением потребных расходов охлаждающего воздуха и введением поправок на размеры проточной части и величину КПД.
8.8. Особенности турбин авиационных двигателей
8.8.1. Турбины ТРДД и ТРДДФ
Газодинамические и конструктивные данные турбин также существенно различаются в зависимости от типа и схемы двигателя, его назначения и, следовательно, требований, предъявляемых к нему по надежности, ресурсу, эксплуатационной технологичности, ре монтопригодности и пр. С появлением в начале 50-х годов двухвальных ТРД, ТРДФ и ТВД единый узел турбины разделился на две части (два блока) — турбину высокого давления (ТВД), приводящую компрессор высокого давления, и турбину низкого давления (ТНД), приводящую компрессор низкого давления, — каж дая из которых имеет свои газодинамические и конструктивные
281
Рис. 8.60. Типичные формы проточной части турбин компрессоров (стрелками показаны нуги подвода охлаждающего воздуха):
а - одпшмупенчагая; б — двухступенчатая одновальная; в — двухступенчатая двухвальная
особенности. В дальнейшем, с внедрением ТРДД и ТРДДФ, кото рые, как правило, выполняются двухили трехвальными, эти осо бенности в еще большей мере проявились, и в настоящее время для всех типов двигателей существуют турбины компрессоров, ко торые могут быть одноили двухвальными в зависимости от числа валов компрессора газогенератора, и турбины вентиляторов для ТРДД и ТРДДФ (турбины компрессоров низкого давления для ТРД и ТРДФ), а также свободные турбины для ТВД и турбовальных ГТД (см. рис. 2.1).
Турбины компрессоров ТРДД^и^ТРДДФ. Для наиболее распро страненных в современной авиации самолетных двигателей ТРДД
иТРДДФ турбина компрессора является самым напряженным узлом двигателя. Эта турбина работает при максимальных для дви гателя температуре газа и частоте вращения ротора. В двухкон турных двигателях IV поколения Т*тах достигает 1600—1670 К [3]. Число ступеней турбины равно 1 или 2, причем для всех трехвальных двигателей схема турбины компрессора 1 + 1 : одна ступень ТВД
иодна ступень ТСД (рис. 8.60).
Одноступенчатые турбины компрессоров, используемые как для
двигателей маневренной |
авиации (TF30, F404, F 101, F 110 — США; |
|||||
М88 — Франция), так |
и |
для двигателей |
транспортной авиации |
|||
(ЛТ8Д — США; CFM-56 — Франция—США) |
[38], |
являются весьма |
||||
нагруженными ступенями. Для двигателей с |
|
= 22 ... 28 удель |
||||
ная |
работа турбины достигает LT.к = 400 ... 450 |
кДж/кг при |
сте |
|||
пени |
понижения давления |
л? = 3 ... 3,5. Для эффективного |
сра |
батывания такого высокого теплоперепада в одной ступени тре
буется значение |
параметра |
нагруженности на уровне у = u/cTS — |
|
= 0,56 ... 0,58. |
Однако на |
практике из-за ограничений по проч |
|
ности |
приходится выбирать |
более низкие значения ит.ср, так что |
|
этот |
параметр получается |
пониженным и равным у = 0,48 ... 0,5, |
что уменьшает КПД турбины. Даже при этих пониженных значе ниях u/cs потребный уровень окружной скорости составляет цср =
282
= 500 ... 525 м/с. Такие высокие окружные скорости можно до стигнуть применением увеличенной частоты вращения ротора турбо компрессора газогенератора или увеличенного диаметра проточной части турбины. В первом случае ограничением является допусти мый уровень напряжений в рабочих лопатках и диске ступени, для лопаток, пропорциональный комплексу n\FT (где FT - - яОСр/гл), который с учетом эффективного охлаждения лопаток, и для диска из современных материалов составляет 20—25, из перспективных — до 35—40. Во втором случае ограничением является малая высота проточной части, при которой увеличивается влияние концевых эффектов (вторичные потери и потери в радиальном зазоре над рабо чими лопатками), а также затрудняется охлаждение лопаток (осо бенно рабочих) вследствие их измельчения. Обычно абсолютная высота проточной части составляет 50—60 мм (по сечению выхода из рабочей лопатки), что соответствует относительной высоте ло
паток £ ср//*л = 10 ... |
14. |
Для увеличения высоты проточной части применяются умень
шенные значения угла а ь нижняя величина которого (о^ = |
14 ... 16°) |
ограничивается увеличенными кромочными потерями и |
затрудне |
ниями с охлаждением тонких и длинных выходных кромок. Высота проточной части ступени по сечению выхода из рабочей
лопатки определяется значением приведенной скорости, которая выбирается в диапазоне 'кСг — 0,4 ... 0,5. Меньшие значения ХС2 обычно нереализуемы из-за ограничения по напряжениям растя жения рабочих лопаток и их увеличенной высоты, а большие зна чения %с2 нецелесообразны вследствие увеличения потерь с выход ной скоростью турбины компрессора и ухудшения условий работы последующей турбины, в частности, уменьшения степени конфузор-
ности |
первого СА турбины вентилятора. |
на рабочих лопатках |
|
В |
результате ограничений по |
прочности |
|
таких |
одноступенчатых турбин |
отсутствуют |
бандажные полки. |
Для предотвращения увеличения радиального зазора из-за осевых перемещений статора и ротора ступени на рабочих режимах дви гателя периферийный обвод меридионального профиля проточной части выполняется цилиндрическим. Кроме того, конструктивными мерами и подбором материалов удается достигнуть на определенном расчетном режиме величину радиального зазора fip. 3 ” 0,4 ... 0,5 мм (при монтажном зазоре в холодном состоянии двигателя 6р = = 1,2... 1,6 мм). Для минимизации радиального зазора в турбинах на большинстве рабочих режимов в новых и перспективных двигателях так же, как и в компрессорах предусматривается применение ус ложненной конструкции корпуса, обеспечивающей «тепловое регу лирование» радиального зазора.
Для турбины компрессора требование по осевому выходу по тока в случае близко расположенной последующей турбины не является обязательным, так как для последующего СА некоторая закрутка на входе вполне допустима. Кроме того, для одноступен чатой высоконагруженной турбины достижение осевого выхода потока является затруднительным. По этим причинам обычно мини
283
мальное значение угла а2 составляет 75—80°. При этом степень реактивности выбирается невысокой рт. ср = 0,2 ... 0,3, что по зволяет получить при применяемых пониженных значениях пара метра у ----- u/crS требуемый угол потока на выходе из турбины и несколько облегчает обеспечение работоспособного состояния ра бочих лопаток турбины вследствие уменьшения температуры газа в относительном движении T£t. Расчетом можно показать изменение
разницы температур |
газа |
ДТ* = Т* — Twt |
в зависимости от ок |
||
ружной |
скорости пср |
при |
различных значениях степени |
реактив |
|
ности |
рт<Ср, показывающее достаточно |
существенное |
влияние |
||
Рт.ср на |
ДТ*. |
|
|
|
|
При |
использовании материалов с улучшенными свойствами для |
лопаток турбин, когда снижение ДТ*, получаемое за счет низкой степени реактивности, не столь важно, возможно применение сту
пени с высокой степенью |
реактивности |
рт. ср = 0,5 ... 0,6. При этом |
|||
в СА реализуется дозвуковая XClS = |
0,9 ... 0,95, а |
в РК — сверх |
|||
звуковая приведенные |
скорости |
= |
1,2 ... 1,25. |
Кроме |
того, |
угол потока на выходе |
составляет а 2 = |
45 ... 50°, вследствие |
чего |
появляется целесообразность применения противоположного вра щения роторов турбин компрессора и вентилятора, позволяющего уменьшить угол поворота потока в СА первой ступени турбины вентилятора до Дасл = 180° — (а0 + a i) = 15 ... 20°, что может увеличить КПД этой турбины на Дц* = 0,005.
Высокий теплоперепад, срабатываемый в одной ступени при выбираемых пониженных значениях рт>ср, предопределяет появ ление сверхзвуковой приведенной скорости на выходе из СА XCls =
= 1, 2 ... 1,3 и |
высокой |
околозвуковой скорости на выходе из РК |
kW2s — 0,85 ... 0,9. При |
этом угол поворота потока в рабочем ко |
|
лесе достигает |
Д(3РК |
-- 180 — (Рх + Р2) — Н О ... 120°. |
Сложной научно-технической и производственной задачей яв ляется обеспечение работоспособного теплового состояния дета лей и элементов турбины и прежде всего сопловых и рабочих лопа ток, что достигается их охлаждением. В настоящее время для этого используется открытая система воздушного охлаждения, в которой охлаждаемые элементы омываются изнутри (а иногда, и снаружи) потоком охлаждающего воздуха, отбираемого от компрессора, затем возвращаемого в тракт горячей части двигателя. При этом, однако, ухудшается КПД турбины вследствие появления дополнительных газодинамических потерь (регламентированный выпуск охлаждаю щего воздуха, утолщение профилей и «паразитные» утечки). Зави симости для оценки снижения КПД турбины в зависимости от спо соба выпуска охлаждающего воздуха и его количества были пока заны ранее на рис. 8.52.
Для наиболее высокотемпературных двигателей (Т* — 1600 ...
1670 К) охлаждение сопловых и рабочих лопаток обеспечивается конвективно-пленочным охлаждением. При этом входные кромки, вогнутые и выпуклые поверхности лопаток, а также торцовые по верхности сопловых межлопаточных каналов защищаются загра дительной пленкой, выдуваемой над защищаемой поверхностью
284
через ряды мелких (d = 0,3 ... 0,6 мм) отверстий (перфорация). Для таких турбин характерны увеличенные расходы охлаждаю щего воздуха: (4—6) % — на входную кромку и торцовые поверх ности СА, (1,5—2,5) % — на выходную кромку и (2,5—3) % — на рабочие лопатки и диск, а также различного рода утечки — (0,5— 1,5) %. При этом удается достигнуть максимальной относительной глубины охлаждения по участкам сопловых лопаток 0С>л до 0,5— 0,52 и по участкам рабочих лопаток 0р>л до 0,35...0,4.
Следует отметить, что воздух, подаваемый до критического сечения СА, смешивается с газом и затем эффективно работает в сту пени. Тем не менее эффективность таких одноступенчатых высоконагруженных охлаждаемых турбин компрессоров относительно не велика и составляет !]•? — 0,86 ... 0,88 (рис. 8.61).
Двухступенчатые турбины (см. рис. 8.60) компрессоров также широко используются в современных ТРДД и ТРДДФ(Р100, ЛТ9Д, TF34, CF6, PW2037 — США; «Спей», «Пегас» — Англия и т. д.) [38]. Эти турбины обладают несколько лучшими газодинамическими параметрами, чем одноступенчатые, так как при одинаковых теплоперепадах, срабатываемых в сравниваемых турбинах, абсолютные значения удельной работы в ступенях двухступенчатой турбины почти в 2 раза меньше, чем в одноступенчатой турбине. Это пред определяет достаточно высокие значения параметра нагруженности турбины, обычно у — 0,52 ... 0,56, что достигается при окружных скоростях цср до 400—420 м/с. Распределение теплоперепада по ступеням близко к отношению 0,55 : 0,45, что позволяет, сраба тывая несколько больший теплоперепад в первой ступени, улуч шить тепловое состояние обеих ступеней и облегчить условие до стижения осевого выхода потока из турбины (обычно а т « 85 ... 95°). При этом оказывается возможным выбрать достаточно высокие
значения степеней реактивности по ступеням |
( р т . |
cpi = 0,25 ... 0,3 |
|
и р-г. сри : ; 0,3 ... 0,35) вследствие умеренных |
величин относитель |
||
ных |
высот лопаток (Оср/Нл — 9 ... И для I |
и |
£ ср//1л = 7 ... 8 |
для |
II ступеней). На рабочих лопатках таких турбин могут приме |
няться бандажные полки, однако существуют турбины и без бан дажных полок на рабочих лопатках, что в основном определяется
прочностными соображениями. |
|
|
|
Газодинамические параметры ступени двухступенчатых турбин |
|||
компрессоров находятся на умеренном уровне и составляют |
- |
||
— 0,9 ... 1, |
К , si = 0,7 ... 0,8 при Apj = |
80 ... 100° и |
XClsn |
— 0,85 ... 0,95, i ;oSII = 0,65 ... 0,75 при ДРп |
- 75 ... 90°, при этом |
||
Хст - 0,4 ... |
0,45. ‘ |
|
|
Для охлаждения сопловых лопаток первых ступеней высоко
температурных |
турбин |
(77 — 1600 ... |
1650 |
К) применяется |
кон |
||
вективно-пленочная схема с 0Сл Д° 0,55 и |
конвективно-пленочная |
||||||
с 0РК до 0,4 или дефлекторная с 0РК |
до 0,35 для рабочих лопаток, |
||||||
для меньших температур газа (77 = |
1400 ... 1450 К) применяется |
||||||
конвективное |
охлаждение — дефлекторная |
схема |
для |
сопловых |
|||
с Оса до 0,4 и радиальная схема различных видов с |
0РК |
до 0,3 для |
|||||
рабочих лопаток. Для |
охлаждения лопаток |
вторых |
ступеней |
при- |
285
Рис. 8.61. Зависимости КПД турбин компрессоров от средней нагруженности ступени:
1 , 2 — достигнутый уровень КПД соответственно одно- и двухступенчатых турбин компрес соров; 3 — одноступенчатая турбина двигателя Е3 фирмы «Пратт-Уитни»; 4 — двухступен чатая турбина двигателя Е3 фирмы «Дженерал Электрик» [61]
Рис. 8.62. Влияние степени двухконтурности на число ступеней турбины венти лятора:
О — для выполненных двигателей
меняется конвективная схема. В целом для высокотемпературных турбин расходы охлаждающего воздуха составляют (14—15) %
и(6—8) % для турбин с меньшим уровнем температур. Эффективность таких двухступенчатых охлаждаемых турбин
компрессоров высока и достигает т]^ п = 0,91 ... 0,92 (см. рис. 8.61). Турбины компрессоров трехвальных двигателей (РВ211 и РВ199)
[38] по своим газодинамическим параметрам близки к параметрам двухступенчатых турбин компрессоров двухвальных двигателей: турбина высокого давления к I ступени и турбина среднего дав ления ко II ступени двухступенчатой турбины. Конструктивной особенностью таких турбин является наличие (см. рис. 8.60) бан дажных полок на рабочих лопатках. Обеспечение теплового состоя ния таких турбин сопровождается трудностями, аналогичными двухступенчатым турбинам компрессоров, и достигается теми же способами, при этом максимальные температуры в созданных трех вальных двигателях на ~50 °С меньше, чем в двухвальных ТРДД и ТРДДФ, что несколько облегчает охлаждение таких турбин.
Турбины вентиляторов двухконтурных двигателей. Облик и пара метры турбины вентилятора ТРДД и ТРДДФ определяются параметрами двигателя (т, и Т*)у а также его кинематической схемой. На рис. 8.62 представлены данные, показывающие зави симость числа ступеней турбины вентилятора от степени двухкон турности и степени повышения давления основных современных двигателей.
286
и |
Турбины вентиляторов |
можно разделить на три группы: одно* |
двухступенчатые —- для |
двигателей маневренной авиации, двух- |
|
и |
трехступенчатые — для |
двигателей транспортной и пассажир |
ской авиации и многоступенчатые — для высокоэкономичиых дви гателей транспортной и пассажирской авиации. В соответствии с этим существенно различаются и параметры этих турбин, причем отличие параметров турбин вентиляторов трехвальных двигателей от соответствующих параметров двухвальных ТРДД и ТРДДФ в основном заключается в разнице числа ступеней, которых у двух вальных двигателей с подпорным компрессором больше, чем у трех вальных, вследствие большой удельной работы турбины, вращаю щей кроме вентилятора еще и подпорный компрессор.
Одноступенчатые турбины вентиляторов ТРДДФ с малой сте пенью двухконтурности (двигатели F404, М88 и др. [38]) являются высоконагруженными охлаждаемыми турбинами. Для них харак терны значения п* = 2 ... 2,3 и при Т * до 1650 К температура на входе в турбину вентилятора обычно не превышает значений 1300 К. Относительная высота проточной части достаточно велика и характеризуется £>ср//*л = 5 ... 7 при значении Хт = 0,45 ... 0,55.
Рабочие лопатки снабжены бандажными полками. |
Даже при |
вы |
||
соких окружных скоростях |
вентилятора ивент = |
450 ... 480 |
м/с |
|
окружная скорость такой турбины составляет ат. ср = |
360 ... 380 м/с, |
|||
что |
предопределяет низкие |
значения параметра |
нагруженности |
|
у = |
и/ст8= 0,46 ... 0,48 на расчетном режиме и до 0,44 на предель |
ных режимах работы двигателя. Известны попытки несколько уве
личить |
величину у, |
выбирая ивент^ 500 |
м/с. |
Для |
достижения |
осевого или близкого |
к нему выхода потока |
из турбины вентилятора возможно применение ступени с понижен
ной |
степенью |
реактивности (рт. ср = 0,2 ... 0,25) или |
применение |
ступени с повышенной степенью реактивности (рт. сР = |
0,35 ... 0,4), |
||
при |
этом за |
такой ступенью устанавливается |
дополнитель |
ная спрямляющая решетка. Для ступеней с пониженным
значением рт. ср |
величина атдостигает ~80° (на среднем диаметре |
||||||||
проточной части), |
при |
этом величины |
XClS — 1 ... 1,05, |
KWts |
== |
||||
= 0,75 ... 0,85 и ДРрк |
до 100 ... 110°. |
Для ступеней |
с |
повышен |
|||||
ным значением |
рт. ср величина а т |
(за |
спрямляющей |
решеткой) |
|||||
близка |
к 90° при |
XCis = |
0,9 ... 0,95, |
K>2s = 0,8 ... 0,9 |
и |
ДрРК |
= |
||
- 75 ... |
80°. |
|
|
|
|
|
|
|
|
Охлаждение сопловых и рабочих лопаток осуществляется по конвективной схеме с небольшими расходами охлаждающего воз духа 1 —1,5 % для сопловых и 1—1,5 % для рабочих лопаток, причем для рабочих лопаток может использоваться воздух из внеш него контура двигателя. Эффективность таких одноступенчатых турбин умеренная и составляет т]£ = 0,87 ... 0,9.
I Двухступенчатые турбины вентиляторов ТРДДФ с малой сте пенью двухконтурности (двигатели TF30, F100 и др. [38]) являются турбинами с умеренными нагрузками на ступень (параметр у = = 0,52 ... 0,56) при дозвуковых скоростях в проточной части (XCls =
287
“ 0,8 ... 0,95 и kWis 0,7 ... 0,85) и относительно небольшими углами поворота потока в решетках (Да =60 ... 70° и Ар ^ 70 ...
90й). Для них характерны и достаточно высокие значения степеней реактивности по ступеням (рт. cpi 0,3 ... 0,35 и рт. срп -- -- 0,35 ... 0,45). Охлаждение осуществляется обычно только пер вого СА. В целом такие турбины высокоэффективны и их КГ1Д до стигает г)т ~ 0,91 ... 0,92.
Двух- и трехступенчатые турбины вентиляторов ТРДД со сред ними значениями степени двухконтурности (двигатели НК-8, «Спей», ЛТ8Д и др. [38]) являются неохлаждаемыми турбинами с дозвуко выми ступенями, характерными для двигателей III поколения.
Турбины вентиляторов ТРДД с большой степенью двухконтур ности (двигатели CF6, ЛТ9Д и др. 138]) имеют большое число сту пеней (гт. в 4 ... 6). Для таких турбин характерны низкие зна чения окружной скорости (ат. ср до 140—160 м/с для первых сту пеней) даже при высокой окружной скорости вентилятора ипепт = = 420 ... 460 м/с вследствие существенного отличия диаметров тур бины вентилятора и вентилятора. По этой причине проточная часть турбины вентилятора, как правило, выполняется с увеличиваю щимся средним диаметром (ТРДД ЛТ9Д) или располагается на максимально допустимом диаметре, для чего между турбинами
компрессора |
и вентилятора |
применяется |
переходной |
канал |
(ТРДД CF6). Типичные схемы форм проточных частей таких тур |
||||
бин приведены на рис. 8.63 |
[38]. |
— 4,5 ... 5,5 |
и при |
|
Для таких |
турбин характерны значения |
Т* -- 1550 ... 1650 К температура на входе в турбину вентилятора до 1200 К, вследствие чего может применяться охлаждение только первого СА. Относительная высота проточной части первой сту пени составляет £ ср/Лл -- 9 ... 10 и последней ступени до 3,5—4 (предельно «длинные» лопатки). На всех рабочих лопатках имеются бандажные полки.
Параметр нагруженности таких многоступенчатых турбин на ходится в достаточно широких пределах (у —0,48 ... 0,56 для двига телей IV поколения), при этом значения параметра u/cvS отдельных ступеней могут быть и более низкими.
Анализ влияния параметра нагруженности у на КПД много ступенчатой турбины вентилятора, типичного ТРДД с большой степенью двухконтурности, показывает, что существенное сниже ние КПД турбины происходит при пониженных значениях пара метра у , меньших 0,48—0,46. Кроме того, при одинаковых значе ниях параметра у КПД турбины с меньшим числом ступеней, но, следовательно, с большим значением окружной скорости, несколько выше, чем турбины с большим числом ступеней, вследствие более благоприятных значений кинематических параметров отдельных ступеней и больших чисел Рейнольдса, а также большей относи тельной высоты проточной части для турбины с меньшим числом ступеней.
Распределение теплоперепада по ступеням, как отмечалось ранее, может производиться различными способами. Обычно сред-
288
а)
Рис. 8.63. Типичные формы проточной части турбины вентилятора ТРДД
сбольшой степенью двухконтурности:
а— двухвальпые двигатели; б — трехвальные
Рис. 8.64. Зависимость КПД г)* от
приведенной скорости на выходе для турбин вентиляторов при раз личных значениях параметра у (рас чет для двухвального ТРДД с т = 8 ,
= 40 и Т*г = 1800 К)
ние ступени нагружены в наибольшей мере, а первая и последняя — несколько разгружены. Меньшая нагруженность первой ступени целесообразна из-за малой относительной высоты проточной части и, следовательно, пониженной эффективности этой ступени. Од нако иногда на первой ступени срабатывается большая доля теплоперепада турбины для улучшения теплового состояния последу ющих ступеней. Меньшая нагруженность последней ступени не обходима для получения направления потока на выходе, близкого к осевому. Как правило, за такой многоступенчатой турбиной рас полагаются стойки опоры, обтекатели которых частично работают как спрямляющие лопатки, вследствие чего сказывается возмож ным иметь на выходе из последней ступени значение угла а т = = 70 ... 75°. Значения степеней реактивности по ступеням, увели
чивающиеся от первой |
к последней, обычно |
достаточно |
высоки |
(рт. c p i = 0,25 ... 0,35 и |
рт. c pz = 0,4 ... 0,45 и |
несколько |
больше). |
При этом величины приведенных скоростей по ступеням дозвуко вые и не превышают значений kCls = 0,7 ... 0,75 и kW2s = 0,6 ...0,65 при больших углах поворота потока — ЛаСА до 100° и ЛрРК до 120—130°.
Приведенная скорость на выходе из такой турбины выбирается на уровне кт = 0,35 ... 0,4, причем меньшие значения нецелесооб разны, так как в этом случае энергия выходной скорости невелика и ее дальнейшее уменьшение не влияет на КПД турбины (рис. 8.64). Для многоступенчатых турбин вентиляторов характерными яв ляются низкие значения чисел Рейнольдса по последним ступеням (ReCA до 0,8 • 105 и RePK до 0,65-105) на крейсерском режиме полета.
В целом такие турбины являются достаточно эффективными узлами двигателя и, как показано на рис. 8.65, их КПД достигает т]* - 0,915 ... 0,92.
ю Холщевников К- В. и др. |
289 |
nt
Рис. 8.65. Зависимости КПД турбин вен тиляторов от средней нагруженности сту пени (статистические данные):
1 — достигнутый уровень КПД турбин вен тиляторов; 2 — чеплрехступеичатая турбина двигателя Е3 фирмы «Пратт-Уитни»; 3 — пяти ступенчатая турбина двигателя Е3 фирмы «Джснерал Электрик» Гб 1 ]
8.8.2. Турбины других типов двигателей
Турбины других типов двигателей и силовых установок — ТРД, ТРДФ» ТВД, турбовальные ГТД, различные ВСУ, энергоузлы и т. д. — весьма различны по параметрам, числу ступеней и конструктивному выполнению из-за существенных различий в мощностях, расходах и параметрах рабочего тела.
Для ТРД и ТРДФ, которые являлись доминирующим типом двигателей II и III поколений, число ступеней турбины составляет от одной до трех, причем большинство из них двухступенчатые. Опыт показывает, что при значении параметра у = 0,52 ...
... 0,54 у двигателей со степенью повышения давления л* < 5 применяются односту
пенчатые турбины (2Т = 1), для л* > 15 применяются турбины с zT = 3, |
диапазон |
л * = 10 ... 15 допускает применение двухступенчатых высоконагруженных |
или трех |
ступенчатых слабонагруженных турбин (рис. 8 .66). При этом значения окружной
скорости составляют |
uTt ср = 320 ... 360 м/с при |
величинах |
приведенной скорости |
на выходе Хс = 0,45 |
... 0,6. В наиболее распространенных ТРД и ТРДФ темпера |
||
тура газа составляет |
1230—1300 К, достигая Т* = |
1450 К |
в ТРДФ «Олимп»-593 |
для СПС. Вследствие этого в этих турбинах охлаждается только СА первой ступени,
а в ТРДФ «Олимп»-593 — обе ступени турбины. |
+ |
1 или 1 + |
2 двухвальных дви |
|||||
|
Для наиболее нагруженных турбин (схемы 1 |
|||||||
гателей — «Олимп»-593, |
J75 и др.) характерны |
пониженные |
значения |
параметра |
||||
у = 0,48 ... 0,5 при достаточно высоких значениях |
степени реактивности (рт. с р ^ |
|||||||
= |
0,3 ... 0,4), дозвуковые скорости в |
проточной |
части |
турбины Х£ s — 0,8 ... 0,95 |
||||
и |
XWnS = 0,5 ... 0,65 и |
относительно |
высокие значения |
приведенной скорости на |
||||
выходе Хт — 0,5 ... 0,65. |
Вследствие относительно |
небольших |
расходов |
охлаждаю |
щего воздуха влияние его выпуска на эффективность работы турбины невелико и КПД таких турбин достигает значений г]* = 0,91 ... 0,92.
Турбовинтовые двигатели II поколения выполнялись по одновальной кинема тической схеме (АИ20, НК-12 и др.) и в настоящее время параметры этих турбин представляются устаревшими: высокие значения параметра у (до 0 ,6), большое число ступеней (zT до 5), низкие дозвуковые приведенные скорости в проточной части и вы сокие значения Хт= 0,65 ... 0,7 и т. д. Как правило, эти турбины неохлаждаемые
или имеют охлаждение только первого СА, но их КПД достигал значений |
0,93. |
Современные турбовальные ГТД в основном выполнены по двухвальной схеме, в которой имеется ТВД — турбина компрессора и ТНД, являющаяся свободной и через редуктор приводящая воздушный винт. Однако существуют и одно- и трехвальные турбовальные ГТД. Такие двигатели обычно имеют малые или умеренные мощности N B — 300 ... 1200 кВт при л *2 = 8 ... 12 и Т* = 1200 ... 1350 К, вследст
вие чего расходы воздуха через двигатель невелики и составляют 2 — 8 кг/с, что пред определяет и малые размеры проточной части турбин.
Турбины турбовальных ГТД имеют пониженный КПД (г)* = 0,86 ... 0,9) по
сравнению с турбинами ТРД и ТРДД, что в основном объясняется малыми разме рами проточной части этих турбин, а следовательно, большим влиянием концевых явлений, пониженными числами Рейнольдса, а также существенным влиянием неплавности проточной части на течение потока. Кроме того, для охлаждаемых ступе ней утолщение профилей и кромок лопаток (а следовательно, снижение их эффектив-
290