3 - Страница 2
Частта на потока сDt=const (фиг. 8.55, а) ви позволява да получите най-високите периферни скорости във всички етапи, които могат да се използват за намаляване на броя на етапите или за увеличаване на стойностите на техните коефициенти на натоварване. Нейно предимство е и цилиндричността на външния контур на меридионалното сечение на турбината н=0. В този случай стойността на радиалния хлабина не се променя с взаимното аксиално изместване на ротора и статора на турбината, което е обичайно по време на работа на двигателя.
Недостатъкът на тази форма на пътя на потока е увеличеното тегло (при същия брой стъпки) поради големите диаметрални размери на дисковете и тяхната дебелина (поради високата обиколна скорост по периферията им). Недостатъците включват повишени вторични и крайни загуби в първите етапи поради малките височини на лопатките на тези етапи (
Частта на потока сDw=const (фиг. 8.55, c) със същия брой етапи, както в случая сDm=const (фиг. 8.55, a), по принцип може да има по-малка маса от другите части на потока. Въпреки това, намалените периферни скорости в първите етапи могат да увеличат прекомерно коефициентите на натоварване, за намаляване на които е препоръчително да се увеличи броят на етапите и тогава може да няма увеличение на масата на цялата турбина. Използването на такъв път на потока също ще бъде ограничено от стойността на ъгъла n (т.е. загуби от меридионалност) и освен това с n≠0 е по-трудно да се осигури неизменност на радиалния хлабина по време на работа на двигателя. Такъв инвертор може да бъде полезен затурбини на двигатели с ниска мощност с нисък разход на газ, когато е важно да се осигурят приемливи височини на лопатките при избора на основните размери на турбината. За турбини, направени по схемата (фиг. 8.55, c), височината на роторната лопатка на входа е най-голяма в сравнение с други възможни форми на пътя на потока, тъй катоDcpI в този случай е намален.
Ориз. 8.55. Типични форми на меридионалното сечение на пътя на потока на многостъпални турбини
Проточната част сDcp=const (фиг. 8.55, b) е междинна. Основното му предимство е равномерното разпределение на ъгъла на разширяване на меридионалното сечение на пътя на потока (н=vt) по външния и коренния диаметър на пътя на потока. При проектирането на турбина трябва да се избягват повишени стойности на ъглите на отваряне (препоръчва се n (w) ≤ 20,25 °), за които се избират подходящи стойности на удължението на лопатката. В практиката често се използват комбинирани и междинни форми на IF (фиг. 8.53).
Основните параметри на турбината. Метод за охлаждане на частите на турбината.
Основните параметри на елементарното стъпало на аксиалната турбина, както и преди за аксиалния компресор, включват две групи параметри.Първа група- геометрични и газодинамични (включително кинематични), профилни параметри, скорост на потока, М числа, ъгли на въртене, ъгли на атака и забавяне, объркващ поток и др.Втора групавключва специфични параметри, въведени и използвани в теорията на турбомашините - степента на реактивност, коефициентът на теоретична работа и коефициентът на потока. Нека разгледаме последователно тези основни параметри на елементарното стъпало на аксиална турбина. Параметрите, свързани с охлаждането, съставляват самостоятелна група.
Както е показано на фиг. 8.1 (виж фиг. 2.4),елементарното стъпало на аксиалната турбина се състои от неподвижна решетка SA - статорът - и решетка RK, разположена след него - роторът - движещ се спрямо неподвижната SA със скоростu. Зад последното стъпало може да се монтира изправител за осигуряване на аксиалната посока на потока на входа на следтурбинното устройство (преходен канал между турбините, дифузор за доизгаряне, струйна дюза).
Под охлаждане на газови турбини разбирайтенамаляване на работната температура на материалана турбинните лопатки в сравнение с по-високата температура на газовия поток около тях поради използването на различни устройства или системи. Турбинното охлаждане е част от цялостната система за охлаждане на различни елементи, части и възли на двигателя, но има редица характеристики. Основният е, че за тази цел се използва така нареченото вътрешно охлаждане с помощта на охлаждаща течност, протичаща през специалнивътрешни кухинив дюзата и роторните лопатки. В допълнение, леко понижаване на температурата на материала се постига и чрез външно охлаждане поради естествено отделяне на топлина и поради топлинно излъчване от горещи части, корпуса на турбината, приохлаждане на турбинните лагери с масло, което ги смазва, припродухване на дисковетена турбината испециално продухване на ключалкитена турбинните лопатки с охлаждащ въздух и т.н. Такива методи за външно охлаждане се обсъждат подробно в курсовете "Проектиране на двигатели" [45].
Класификацията на системите за вътрешно охлаждане, използващи охлаждащи течности, циркулиращи в специални канали вътре в турбинните лопатки, започва преди всичко с посочванена вида на охлаждащата течност - течност и газ.
С течно охлаждане, обикновено в затворена веригаохлаждаща течност, има редица предимства, главно поради високия топлинен капацитет на охлаждащата течност и следователно високата ефективност на такава охладителна система. Въпреки това, конструктивните трудности при внедряването на такава система са направили досегашното й използване в авиационни газотурбинни двигатели неподходящо. Основните трудности се определят от необходимостта да се осигури надеждно уплътняване на точките на входа и изхода на течния топлоносител от въртящия се ротор. Естествено циркулиращите лопатки, работещи на принципа на термосифона, нямат тези недостатъци, но все още не са използвани в охладителните системи, главно поради сложността и теглото на конструкцията на лопатките и дисковете.
Затворените вериги с газов охладител, т.е. системи, при които газовият охладител след преминаване през каналите на охладената лопатка се охлажда в специален топлообменник (радиатор) и отново се подава за охлаждане на лопатките, също не са намерили приложение в авиационни газотурбинни двигатели.
Характеризиране на различни методи за въздушно охлаждане на турбинни лопатки.
Основният метод за охлажданена турбините на съвременните самолетни газотурбинни двигатели еметодът на охлаждане с отворен въздух.В този случай въздухът, взет от последната (или междинна) степен на компресора и в някои случаи вентилаторът, се използва като охлаждащ агент. След охлаждане на горещите части на турбината (фиг. 1.5) нагрятият въздух се изпуска в потока на турбината, където се смесва с основния газов поток и участва в по-нататъшния работен процес на двигателя.
Системите за охлаждане с отворен въздух могат да бъдат класифицирани както според основните конструктивни характеристики, така испоред метода за отстраняване на топлината от охлажданата лопатка или според метода на нейното топлиннозащита. Според метода на изпълнение натермичната защитасе разграничават лопатки сконвективно,филмово (баражно) и поресто охлаждане, въпреки че в истинската лопаткаобикновеносе комбинират няколко метода за отстраняване на топлината. При
Ориз. 8.41. Структурна схема на работна лопатка със смесена надлъжно-напречна посока на движение на охлаждащия въздух и движение на контура в надлъжна посока (вторият етап на двигателя JT9D [38])
Въпреки това, най-пълното напречно движение на охлаждащия въздух, като по-подходящо от гледна точка на ефективността на охлаждане, се реализира в лопатки с вътрешен дефлектор (или направляваща тръба). Както е показано например на фиг. 8.42 използването на вложна тръба, в допълнение към двустранното захранване и напречната посока на охлаждащия въздушен поток, също така позволява да се осигури ударно (струйно) охлаждане на най-натоварения от топлина преден ръб на лопатката. Основният недостатък на лопатките с вътрешно конвективно охлаждане е, че намаляването на температурата на материала на лопатката с интензифициране на охлаждането,например, поради предварително намаляване на температурата на охлаждащия въздух, това се случва с увеличаване на топлинния поток през стената на лопатката ("транзитът" на топлина се увеличава).