![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Зысина-Моложен, Л. М. Теплообмен в турбомашинах
.pdfили индексу к (точка конца перехода), если считается турбулент ный участок пограничного слоя на профиле:
с |
_ г |
GlTK^ TK |
• |
с — 7 |
'-'Tf |
'-'тк |
р |
’ |
^ |
Значения констант для различных режимов течения в тепло вом пограничном слое приведены в табл. 7.
|
|
|
|
|
|
|
Т а б л и ц а |
7 |
||
Режим течения |
|
A |
m |
|
|
a T |
|
|||
ar |
C T |
° 1 T |
m + |
1 |
||||||
|
|
|
|
|
||||||
Ламинарный |
0,48 |
0,703 |
i |
0.703R** |
0,703 (R**)2 |
0,24 |
||||
(0 < |
s |
s„) |
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
||||
Переходный |
|
|
—i |
1 |
|
|
|
|||
0,90 |
970 |
970 (R**) 10 |
970 (R**) 10 |
1 |
|
|||||
(s„ < |
s ^ |
sK) |
|
|
10 |
|
|
|
|
|
Турбулентный |
|
|
1 |
|
5 |
|
|
|||
1,25 |
61,7 |
6i.7 (r; ^ |
61,7 (r;*) 4 |
1 |
|
|||||
(s |
> sK) |
4 |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
Созданная в ЦКТИ объединенная программа для расчета теплоотдачи и потерь в решетках профилей [78] записана на алго ритмическомязыке АЛГОЛ-60 и в кодах М-220. Для расчета теплового и динамического пограничного слоя по этой программе необходимо знание эпюры скоростей вдоль контура лопатки. Про грамма построена так, что позволяет производить расчет потерь и теплоотдачи или как непосредственное продолжение расчета потенциального обтекания решетки, или по заданному незави симо (из эксперимента или независимого расчета) распределению скоростей.
Исходные данные для расчета записываются в специальном бланке-задании, приведенном в [78]. По этим данным наносится числовой материал на перфокарту и выполняется расчет по про грамме. Результаты расчета выдаются в виде ленты, на которой в определенном порядке в столбик напечатаны цифровые значе ния вычисленных величин. В печать выводятся значения U, б**,
С , I, Nu*.
Большое значение для хорошего соответствия результатов рас чета и экспериментальных данных имеет правильность определе ния режимов течения в пограничном слое, т. е. правильность на хождения координаты начала sHи конца sKпереходной области.
В программе [78] координаты точек s„ и sK могут быть заданы независимо, в частности следующим образом.
181
Если кроме режимных параметров и эпюры скорости вдоль профиля известны турбулентность потока е на входе в решетку и температурный фактор ф (или известно, что ф 1), то можно определять локальное значение числа Рейнольдса R*h = wHsH/v,
при котором начинается переходная область, по методу, описан ному в п. 17 и по формуле (IV.21).
По известному RxHи эпюре распределения скорости U — U (s) определяется координата начала перехода
stt = sHb = ^ ~ . |
(V.35) |
Координата sK, соответствующая возникновению развитого турбулентного течения в пограничном слое, может быть опреде лена с помощью параметра rx = RxJRxH, значения которого
в соответствии с конкретной эпюрой скорости можно определить
по рис. 23. По известным гх и R*hнаходят: |
|
rx\ |
(V.36) |
R* v |
(V.37) |
s„b- |
|
В том случае, когда неизвестна турбулентность потока, |
а ф « |
^ 1 , можно определять sHкак точку, непосредственно располо женную за точкой минимума давления на эпюре скорости, a sK— по рис. 23.
При малой турбулентности потока, набегающего на решетку, и малой изогнутости профилей можно определять sHпо одному из эмпирических методов, описанных в п. 17. В частности, в про грамму [78] заложено автоматическое определение s„ по методу
[43 ] и sK— по рис. 23.
Использование для определения sH методов, основанных на анализе устойчивости ламинарного пограничного слоя (см. п. 17), нецелесообразно, потому что, как уже говорилось, координаты точки потери устойчивости ламинарного пограничного слоя и точки начала заметного перехода к турбулентному режиму течения в ре альных условиях (в турбомашинах) сильно отличаются друг от друга.
Остановимся на вопросе влияния больших отрицательных гра диентов давления на возникновение перехода. Увеличение поло жительных градиентов давления, как известно, приводит к отрыву пограничного слоя, после чего теория пограничного слоя в обыч ной постановке становится неприменимой.
Большие отрицательные градиенты давления, т. е. большие ускорения потока, могут вызвать, как уже отмечалось, явление так называемой реламинаризации пограничного слоя — обрат ного перехода из турбулентного режима течения в пограничном слое к ламинарному. Исследования последних лет показали, что
182
такое явление возможно и в условиях обтекания решеток профи
лей [238, 215, |
227, |
182]. В работе [227] |
показано, что процесс |
||||
реламинаризации практически не зависит от числа R и толщины |
|||||||
пограничного |
слоя. |
Авторы работы [215] отмечают, что эффект |
|||||
|
|
реламинаризации |
особенно ярко |
||||
а х,Вт /(м1-к ) |
|
проявляется |
при |
таких |
эпюрах |
||
|
|
скорости вдоль профиля в решет |
|||||
|
|
ке, когда |
|
|
|
|
|
|
|
К = |
V |
dU |
> 2 - 10- |
(V.38) |
|
|
|
|
U2 |
dx |
|
|
|
|
|
В работе |
[247] |
величина ах |
|||
|
|
определялась |
косвенным |
путем |
|||
|
|
(на основе измерения темпера |
|||||
|
|
турных |
полей в лопатках) |
и было |
Рис. 63. Распределение локальных |
Рис. |
64. Сопоставление |
расчетных и |
|||||
коэффициентов теплоотдачи вдоль |
экспериментальных |
локальных значе |
||||||
контура |
профиля |
в решетке |
при |
ний |
коэффициента |
а х |
по |
контуру |
четырех |
различных |
значениях |
R x |
|
лопатки: |
|
|
|
|
|
|
|
|
— опытные |
данные |
[14, 50]; |
|
|
|
|
|
|
------— — расчетные |
[78] |
обнаружено, что на вогнутой стороне лопатки при К > 1,5 • 10-в переход не возникал даже при турбулентности набегающего по тока е = 5,9%. Аналогичный результат был обнаружен в иссле дованиях ЦКТИ при непосредственных измерениях ах во вра щающихся решетках профилей при е < 10 %.
На рис. 63 показан характер изменения локальных значений коэффициентов теплоотдачи ах вдоль контура профиля в решетке. Как видно, распределение ах очень неравномерное. Значения ах на кромках, особенно на передней, в несколько раз больше зна чений на основной части контура лопатки, т. е. условия работы
183
кромок очень неблагоприятны, что усугубляется трудностью охлаждения непосредственно кромок.
Результаты расчета локальных значений коэффициентов тепло отдачи вдоль контура профиля лопатки, полученные согласно рас сматриваемому в настоящем параграфе методу, неоднократно срав нивались с экспериментальными данными и при правильном опре делении s„ и sK хорошо согласовывались с опытными данными (рис. 64). Однако следует подчеркнуть, что этот метод разработан для обтекания несжимаемым газом при условии сравнительно неинтенсивного теплообмена. Применительно к условиям газовых турбин это соответствует обтеканию лопаток потоком газа с тем
пературой Т |
800-^900° С при М ^ 0,5-ь0,6. |
|
Проектирующиеся в настоящее время перспективные газовые |
||
турбины рассчитываются на температуру газа Т |
1200-^-1500° С. |
В этом случае возникает уже проблема охлаждения не только соп ловых, но и рабочих лопаток, причем значение температурного фактора становится значительно меньше единицы (ф «=* 0,5), что требует учета влияния на теплообмен величины ф и вращения ра бочего колеса. Кроме того, в перспективных газовых турбинах увеличиваются тепловые перепады на ступень, что приводит к воз никновению местных сверхзвуковых течений в межпрофильных каналах и в косом срезе. Таким образом, возникает необходимость учета влияния на теплоотдачу числа М и сжимаемости. В связи со сказанным очевидна необходимость разработки метода расчета локальной теплоотдачи, учитывающего влияние ф, М, а также турбулентности и вращения. При этом важно, чтобы метод был удобным для применения при тепловых расчетах и конструктив ных проработках систем охлаждения лопаток перспективных высокотемпературных газовых турбин.
28. Влияние сжимаемости и температурного фактора на локальную теплоотдачу профиля в турбинной решетке
При рассмотрении вопросов, связанных с влиянием сжимае мости и температурного фактора на локальную теплоотдачу в ре шетках профилей, следует различать три возможных случая:
1 ) обтекание профилей невысокотемпературным потоком со скоростями, близкими к сверхзвуковым и выше, когда темпера тура стенки определяется явлением так называемого аэродинами ческого нагрева, связанного с выделением тепла при торможе нии быстродвижущегося газа в пограничном слое у стенки, и теп лообмен зависит от числа М;
2) обтекание профилей высокотемпературным потоком с ма лыми скоростями при интенсивном охлаждении поверхности, когда все явления в пограничном слое определяются отношением тем ператур T J T ;
3) обтекание профилей высокотемпературным потоком с боль шими скоростями при интенсивном охлаждении поверхности, когда
184
имеет место совместное влияние на интенсивность теплоотдачи и температурного фактора и числа М.
Как видно из материалов, приведенных в п. 20 и 21, наиболее исследованным является п е р в ы й с л у ч а й обтекания. Од нако и здесь исследования относятся в основном к безградиентному обтеканию пластины. Для задач, связанных с теплообменом в турбинных лопатках, когда максимальное значение числа М не превышает 2,0—2,5, в рассматриваемом случае может быть ис пользовано решение [60], описанное в п. 21. Если сравнить фор мулы (IV. 114) и (IV. 118) для локальной теплоотдачи соответственно при сжимаемом и несжимаемом обтекании, то легко показать, что при отнесении всех физических констант к температуре торможе ния потока получается соотношение
|
|
k |
|
|
к |
St, |
/ ‘ "«о, |
к- 1 |
51нсж |
\ 1 - ОС0 |
(V.39) |
Таким образом, при расчете локальной теплоотдачи по контуру профиля при обтекании его сжимаемым потоком с большими до- и сверхзвуковыми скоростями и Т < 750-ИЮ00 С можно исполь зовать метод, описанный в предыдущем параграфе, а затем полу-
ценные локальные значения Ых следует умножить на изменяющийся вдоль контура профиля (в соответствии с эпюрой скорости)
коэффициент
к
(V.40)
В т о р о й с л у ч а й является характерным для высоко температурных газовых турбин со ступенями, срабатывающими сравнительно небольшие докритические тепловые перепады. В по граничном слое сопловых лопаток таких турбин возникают зна чительные поперечные градиенты температур, вызываемые интен сивным охлаждением поверхности лопаток. Определяющей тепло
обмен величиной |
здесь будет температурный фактор |
ф = T J T . |
Из сравнения |
формул (III.84) и (III.63), а также |
(IV. 129) и |
(IV. 127) можно получить следующие соотношения соответственно для ламинарного и турбулентного пограничного слоя:
|
1 |
|
|
N u, |
_ , |
|
(V.41) |
(Ми,)ф=1 |
|
|
|
|
|
|
|
N u, |
К _ _ i_ |
|
(V.42) |
|
t) |
9 |
|
|
|
где п ^ 0,7-н-1,0.
185
Эти соотношения экспериментально не проверены, кроме того,
целый ряд |
допущений, принятых при выводе формул |
(IV. 129) |
и (IV. 127), |
также экспериментально не апробированных, |
затруд |
няет использование формул (V.41) и (V.42) для практических расчетов.
Экспериментальные исследования, проведенные в ЦКТИ [67 ] по исследованию теплоотдачи при градиентном и безградиентном обтекании пластины потоком газа с температурой Т ^ 1500ч- ч-1800о С при интенсивном охлаждении поверхности (Tw я* 300ч-
ч-400° С) в области значений R «=* |
104ч-105 и М ^ |
0,1, |
показали, |
||||||||||||
что |
интенсификация теплообмена |
за счет уменьшения темпера |
|||||||||||||
к, |
|
|
|
|
|
|
|
|
турного фактора ф в турбу- |
||||||
|
\ |
|
|
|
|
|
|
лентном |
пограничном |
слое |
|||||
, |
|
\ |
|
|
|
|
|
|
оказывается меньше, чем по |
||||||
2,8 \ 8 |
\ |
|
|
|
|
|
|
лучается по формуле |
(V.42). |
||||||
|
|
|
|
|
|
Эти |
опытные |
данные |
пока |
||||||
• Д |
|
\ \ |
|
|
|
|
заны на |
рис. |
65. |
Сплошная |
|||||
|
|
\о |
|
\ \ |
|
|
|
|
линия, |
аппроксимирующая |
|||||
|
|
|
\ |
|
|
|
опытные |
данные, |
соответст |
||||||
|
|
|
ч |
|
|
|
|
вует формуле |
|
|
|
||||
|
|
|
|
>. |
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Кг |
|
St•\j) |
1 |
|
(V.43) |
|
1,0 - |
|
|
0,4 |
|
0,6 |
|
0,8 |
Ф |
St,Ф=1 |
■фО.б |
|||||
0,2 |
|
|
|
|
Линия, соответствующая фор |
||||||||||
Рис. |
65. |
Зависимость K i |
от температур |
||||||||||||
муле |
(V.42), |
обозначена на |
|||||||||||||
ного фактора ф при обтекании |
пластины: |
||||||||||||||
|
|
|
du |
|
|
|
dU |
Ф0 |
рисунке штрихами. |
Значения |
|||||
|
при |
= 0; О |
при |
St^=i |
определялись при гра |
||||||||||
|
dx |
dx |
|||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
диентном обтекании из рас |
||||||
чета локальной теплоотдачи вдоль пластины, |
имитирующей |
||||||||||||||
профиль |
в |
решетке |
(одна |
из исследованных эпюр |
скорости |
||||||||||
вдоль пластины длиной |
I приведена на рис. |
66). Расчет произво |
дился по методу, описанному в предыдущем параграфе, с исполь зованием экспериментальной эпюры скорости. В опытах локаль ные значения числа Маха не превышали значений М *=« 0,35.
Таким образом, для приближенной оценки влияния темпера турного фактора на локальную теплоотдачу в решетках профилей газовых турбин при высоких температурах газа (ф 0,2ч-0,4) и малых скоростях течения (М < 0,3) можно использовать фор мулу (V.43). При этом расчет локальных коэффициентов тепло отдачи по контуру профиля производится по методу [57, 78], описанному в п. 27 [формулы (V.31), (V.33)], и затем каждое по лученное локальное значение числа St умножается на коэффи
циент Кг- В т р е т ь е м с л у ч а е (см. с. 184), когда имеет место сов
местное влияние числа М и температурного фактора на интенсив ность теплообмена, имеющиеся в литературе исследования от носятся главным образом к безградиентному обтеканию пластин.
186
Для приближенной оценки влияния этих факторов на интен сивность теплоотдачи к внешней поверхности турбинных лопаток можно использовать результаты работы [74]. Как уже отмеча-
т |
гоо |
зоо |
т |
i,m |
Рис. 66. Эпюра изменения |
давления |
вдоль |
экспери |
|
|
ментальной |
пластины |
|
|
лось в гл. IV, в этой работе решение уравнения энергии для обте кания сжимаемым потоком с теплообменом выполнено только при менительно к турбулентному пограничному слою у пластины. На
Рис. 67. Сравнение экспериментальных и расчетных значе ний St^ при различных М и чр:
---------------R = 10’; ---------------- R = 10«
рис. 67 линиями показаны расчетные данные [74 ] по изменению
отношения |
St-ф= St/StM=;o в зависимости от М и |
ф = T J T aw. |
Величина |
StM=;o соответствует значению числа St |
при М « 0 и |
187
г|з«* 1. Различными значками нанесены экспериментальные дан ные различных авторов [74, 15, 134, 19]. Как видно, расчетные данные близки к экспериментальным, при этом имеет место почти параллельный сдвиг кривых при изменении М.
Рассмотрим параметр St при различных значениях Ф и М. На рис. 68, а приведена зависимость ЭЦ от М при яр 1. Обозна
чим эти значения St,), через S t^ i- Если отнести любое значение St^
Рис. 68. Зависимость относительного изменения числа St от числа М
(при различных значениях ф и М) к соответствующему значе-
чению St^-i, представленному на рис. 68, а, то это отношение оказывается независимым от М при сверхзвуковых скоростях (рис. 68, б). При дозвуковых скоростях намечается тенденция к увеличению этого отношения с уменьшением М.
Отмеченная на рис. 68, б особенность зависимости St^/St^~i =
= S от числа М позволяет для сверхзвуковых обтеканий (М ==£: 4) построить единую кривую
s |
S (ф) для |
различных |
М |
|||
|
(рис. 69). |
Она |
аппрокси |
|||
|
мируется соотношением |
|
||||
|
|
|
= |
(V.44) |
||
|
где |
г); = T J T aw\ п = 0,23 |
||||
|
при |
ф < |
1 и |
п = |
0,33 |
|
|
при |
ф > |
1 . |
|
что |
|
|
Если |
допустить, |
||||
сохранится такая же зависимость, |
при |
градиентном течении |
||||
как и при безградиентном, |
то |
можно использовать формулу (V.44) для приближенной оценки значений локальных коэффициентов теплоотдачи в лопатках высокотемпературных газовых турбин, преобразовав ее к виду
, М |
__ о |
s4 » i, мго |
1\StM~o j'l’- 1 |
Из этой формулы видно, что для внесения необходимых поправок нужно локальные значения коэффициентов теплоотдачи, рассчи-
188
тайные |
по методу, описанному |
в предыдущем параграфе (при |
ф «*1; |
М sw 0), умножить на |
произведение коэффициентов S |
иК г, рассчитываемых соответственно по формулам (V.44) и (V.43),
ина соответствующие локальные значения St^~i, которые бе рутся по рис. 68, а.
Так как формула (V.44) справедлива только при М > 1, то при малых дозвуковых скоростях и ф = T j T aw < 0,5 поправкой является множитель К г, рассчитываемый по формуле (V.43).
Приведенные в п. 20, 21 и 12 материалы показывают, что пара метры М и ф оказывают влияние не только на теплоотдачу, но и на сопротивление поверхности потоку. Таким образом, кроме влия ния этих факторов на локальную теплоотдачу в общем случае следует учитывать влияние их и на потери в решетках. Однако в настоящее время таких данных в литературе нет.
Для приближенной оценки относительного изменения потерь в решетке под действием сжимаемости и температурного фактора можно использовать, например, кривые на рис. 41 [202] или фор мулы типа (IV.84) и (IV.94a).
29. Влияние турбулентности и вращения на локальную теплоотдачу профиля в турбинной решетке
Как уже отмечалось в п. 28, в условиях реальной турбины характер обтекания лопаток рабочего колеса существенно отли чается от обтекания неподвижных решеток.
Если рассматривать теплоотдачу профиля в турбинной ре шетке в условиях вращения, то в основном уравнении движе ния (1.13) необходимо сохранить массовые силы, т. е. это уравне ние должно быть написано в общем виде:
v |
-j- w (grad w )] = Т— grad р -f py2w . |
(V.45) |
|
Здесь Т = рj — массовая сила, |
отнесенная к единице объема. |
||
В случае вращения решетки |
скорость w представляет собой |
||
относительную скорость потока. |
Тогда сила Т равна сумме сил: |
центробежной, связанной с переносным центростремительным ускорением /ц, и кориолисовой, связанной с поворотным ускоре нием /к. Соотношение между силой Т и силой, создающей выну жденное движение, grad р, определяет воздействие массовых сил на теплообмен и сопротивление поверхности. В работе [92] по казывается, что влияние центробежных и кориолисовых сил выра жается через одни и те же параметры. При этом на основе опытных данных авторы делают вывод о независимости от вращения интен сивности теплообмена в охлаждаемых воздухом лопатках. Имею щиеся в литературе отдельные опытные данные других авторов [230, 171 ] не согласуются с этими результатами. Аналитического реше ния этой задачи в настоящее время не имеется, ограниченность
189
и противоречивость опытных данных связана с большой слож ностью и многопараметричностью задачи о влиянии соотно шения сил Т и grad р на развитие пограничного слоя. Как уже говорилось, вращение рабочего колеса связано не только с воз никновением центробежных и кориолисовых сил, но также и с воз никновением периодической нестационарности, неоднородности потока, с изменением его турбулентности. Таким образом, задача о влиянии вращения на локальную теплоотдачу является сложной комплексной задачей.
В работе [248 ] приведены экспериментальные данные по влия нию турбулентности набегающего потока на локальные значения
коэффициента теплоотдачи а вдоль контура лопатки |
s = sib |
(рис. 70). Как видно, влияние степени турбулентности |
е на ло |
кальные значения а весьма заметно. Так, на вогнутой стороне при изменении е от 0,45 до 2,2% (рис. 70, () интенсивность тепло обмена увеличивается примерно в 1,5 раза, а до е = 5,9% — при мерно в 2 раза.
При вращении рабочего колеса степень турбулентности потока, набегающего на лопатки, изменяется и влияние этого изменения накладывается на влияние центробежных и кориолисовых сил.
В работе [61 ] приведены результаты экспериментального ис следования влияния вращения на локальную теплоотдачу в раз личных типах решеток профилей. На рис. 71 приведены пять ис следованных эпюр скорости, типичных для газотурбинных про филей (номер кривой соответствует определенному профилю). Для характеристики влияния вращения введен коэффициент ин
тенсификации N, представляющий собой отношение локального значения числа Nu* в любой точке поверхности профиля во вра
щающейся решетке к локальному значению Nu* на контуре про филя в неподвижной решетке при одном и том же значении числа R*:
N = |
. |
(V.46) |
Nu"
Анализ результатов экспериментального исследования пока зывает, что коэффициент интенсификации зависит от скорости вращения решетки, от режима течения в пограничном слое, от величины и знака продольного градиента скорости, от кривизны поверхности.
Наибольшая интенсификация теплообмена достигается при ламинарном режиме течения в пограничном слое, здесь она в от дельных точках при больших градиентах давления может дости
гать 120— 130% (N ^ 2,2-^-2,3). При турбулентном режиме те чения в пограничном слое интенсификация теплоотдачи незначи тельна и в пределах исследованных градиентов давления не превышает 20—30%, что практически находится в пределах точности промышленных экспериментов и поэтому могло быть не замечено в некоторых опытах.
190