книги из ГПНТБ / Гительман А.И. Динамика и управление судовых газотурбинных установок
.pdfв практических расчетах. В частности, можно отметить близкое количественное совпадение данных о влиянии Re. Как правило, уменьшение Re приводит к резкому снижению к. п. д. ступеней и турбин при Re < 1—2-105 [Re определяется по формуле (64)]. На режимах запуска, «стоп винт», пониженного холостого хода в су довых ГТУ на отдельных ступенях Re может снижаться до величин значительно меньше 0,5 -105, что необходимо учитывать при расчете
этих |
режимов. |
К сожалению, достоверные экспериментальные дан |
||||||||||
7 «е |
|
|
|
ные о влиянии таких малых чисел |
||||||||
|
|
|
Re на работу ступеней и турбин |
|||||||||
|
|
|
|
пока практически отсутствуют. По |
||||||||
|
|
|
|
явившиеся в последнее время мно |
||||||||
|
|
|
|
гочисленные эксперименты, связан |
||||||||
|
|
|
|
ные |
с |
этим |
вопросом, |
в основном |
||||
|
|
|
|
посвящены исследованию |
неподвиж |
|||||||
|
|
|
|
ных решеток, что не всегда позво |
||||||||
|
|
|
|
ляет использовать их для оценки |
||||||||
|
|
|
|
процесса в натурной турбине из-за |
||||||||
|
|
|
|
существенных |
различий в начальной |
|||||||
|
|
|
|
турбулентности |
потока, |
вторичного |
||||||
|
|
|
|
влияния Re на потери в турбине |
||||||||
|
|
|
|
вследствие |
изменения |
реактивности |
||||||
|
|
|
|
и т. п. Поэтому исследования турбин |
||||||||
|
|
|
|
ных ступеней в этой области следует |
||||||||
Рис. 20. Влияние Re на к. п. д. |
расширять. |
|
|
|
|
|
|
|||||
|
турбины. |
В настоящее время на началь |
||||||||||
T]Re — |
к. п. д. |
турбины, отнесенный |
ных |
этапах |
проектирования, |
когда |
||||||
к его |
значению |
т)0 |
при Re > 3 -1 0 5. |
еще не созданы вращающиеся мо |
||||||||
Сплошные линии |
|
по данным В. М. |
||||||||||
Акимова, штриховые линии — по фор - |
дели или |
натурные |
ступени, при |
|||||||||
муле (63); 1 — т\о = 0,96; 2 — тн = |
ходится |
производить приближенную |
||||||||||
|
= |
0,814. |
||||||||||
|
|
|
|
оценку, основываясь на экстраполя |
||||||||
ции отдельных опытных данных. |
На |
рис. |
20 |
приведены |
данные |
|||||||
В. М. Акимова |
[1 ], полученные в результате обобщения результатов |
испытаний большого числа турбин и обработанные в виде двух кривых относительного изменения к. п. д. для двух крайних исход ных значений: г]адт1п= 0,814 и Т)а д ш и = 0,96 (при R e ^ 3 - 1 0 5).
Для возможности экстраполяции этих и ряда подобных данных в об ласть малых Re и низких исходных к. п. д. может быть предложена
приближенная эмпирическая |
формула 1* |
"HRe |
7,3 ДО3 |
(63) |
|
|
TlgRe1-1 |
Выведем формулу для определения чисел Re по ходу расчета турбинной группы, выполняемого описанным выше методом.
1 Формула действительна для R e > 0,1 • 1G5. Она справедлива для решеток наи более распространенных профилей газовых турбин.
5 0
Число Рейнольдса запишем в форме
_ ЧаЩЬ2 |
(64) |
|
8^2 |
||
|
где w2, у 2> Р г — соответственно скорость, удельный вес и вязкость в выходном сечении ступени; Ь2— хорда профиля рабочей лопатки.
Благодаря большим коэффициентам избытка воздуха вязкость рабочего газа практически равна вязкости воздуха. Для упрощения выражения (64) аппроксимируем зависимость вязкости от темпера
туры формулой |
|
|
р |
0,135-10-6/ Г кгс/м2. |
(65) |
Взоне рабочих температур судовых ГТУ (600-И200й К) ошибка
ваппроксимации не превышает 3%, что не выходит за пределы общей точности оценки величины Re.
Подставив в (64) w2= и р из (65), а также учитывая, что
в соответствии с (14) G = -—^4, и выразив температуру за сту-
V П
пенью Ti через температуру газа перед турбинной группой Г,- = =- Ti (1 --- Г]пР С « ! п . с) (1 — Т1пРт т п. т), получим
Ti Re, = |
< h P i b p i |
( 66) |
|
Fpi^m п,с&т п-т
где индекс i — номер ступени; kmn с (45) — коэффициент для пред шествующих ступеней, включая рассматриваемую.
Таким образом, произведение T^Re, с достаточной для практи ческих расчетов точностью можно рассматривать как функцию дав ления газа перед турбинной группой. На рис. 21 приведены зна чения Re; для максимальной и минимальной рабочей температуры газа и Т гRe(- турбинной группы ГТУ-20. Как видно из графика, на режимах запуска (а в последней ступени и на малых рабочих режи мах) Re имеет весьма низкие значения, что требует внесения поправки.
Для определения поправочного коэффициента для турбины т]т Re вычисляется поправочный коэффициент для ступеней т]г- Re по фор муле (63), который подставляется вместо ц1 в формулу (62), после
чего вычисляют |
т)т Re. Остальные величины в этой |
формуле вы |
числяют так же, |
как при определении поправочного |
коэффициента |
на перераспределение степеней расширения. В большинстве случаев достаточно вычислить по формуле (63) поправочный коэффициент только для последней ступени рассматриваемой турбины и считать
его пригодным для всей турбины. Существенного отличия от г]т Re, вычисленного по формуле (62), нет, так как в зонах, где начинает сильно проявляться Re, различие степеней расширения по ступеням
турбины уменьшается. В качестве примера на рис. 22 приведены т]т для ТВД и ТНД ГТУ-20, вычисленные по формуле (62), т. е. с уче том изменения Re для всех ступеней, а также только для последней
4* |
51 |
Ступени каждой турбины. Йз рисунка видно, что расхождение в ве
личине TjxRe не превышает 1,5%. Учитывая, что влияние Re опре деляется весьма приближенно, такое расхождение при существенном упрощении расчета следует признать допустимым.
Существенное уменьшение числа Re снижает также пропускную способность турбинной группы, так как приводит к заметному росту степени реактивности в ступени [23] и, как следствие, к уменьше нию расхода через направляющий аппарат, т. е. через ступень.
т ,й е - «Г5
Рис. 21. 7 \ Re и Re в тур бинной группе ГТУ-20.
1,2 — соответственно в выход ном сечении первой и второй ступеней ТВД; 3 , 4 — соответ ственно в выходном сечении первой и второй ступеней ТНД. На графике Re = / (рх); сплош ные линии Т j = 1023° К, штри ховые линии Т г = 653° К о режимы запуска; II — режимы малых ходов; I I I — режимы средних ходов; IV — режимы полных ходов.
Для приближенной оценки влияния Re на пропускную способ ность будем исходить из того, что влияние Re на к. п. д. ступени в основном обусловлено изменением гидравлических потерь в ре шетках, т. е. изменением коэффициентов скорости в направляю щем (ф) и рабочем (ф) аппаратах. Тогда изменение этих коэффициен
тов можно приближенно оценить исходя из изменения к. п. д. сту пени, т. е.
фКе ^ ф ц е^ ] / ЛГ|тКе. |
• |
(67) |
Соотношение (67) дает весьма приближенный результат, так как влияние Re на ф и ф неодинаково и зависит от соотношения между теплоперепадом и входной скоростью в решетке, использованными для создания выходной скорости. Чем больше доля теплоперепада
52
(т. е. чем больше степень реактивности решетки), тем медленнее уве личиваются потери с уменьшением числа Re, — другими словами, Ф уменьшается медленнее, чем ф.
Как было показано в § 2, изменение степени реактивности, свя занное с изменением X (см. рис. 12), в последних ступенях значи тельно меньше влияет на расход, чем такое же изменение в пер вых ступенях. Поэтому, принимая в качестве определяющих первые ступени турбинной группы (например, все ступени, входящие в ТВД),
определим по формуле (63) |
гще по |
^Tffe |
|
|
|
||
следней ступени ТВД и будем счи |
|
|
|
||||
тать, что Фх первой ступени этой |
|
|
|
|
|||
турбины изменится в соответствии |
|
|
|
|
|||
с формулой (67). Как указано |
|
|
|
|
|||
выше, следует предположить, что |
|
|
|
|
|||
Фх на самом деле изменится мень |
|
|
|
|
|||
ше. Однако, |
поскольку это в неко |
|
|
|
|
||
торой мере будет компенсировано |
|
|
|
|
|||
уменьшением ф и ф последующих |
|
|
|
|
|||
ступеней, влияние которых учи |
|
|
|
|
|||
тывать не будем, для грубой оцен |
|
|
|
|
|||
ки влияния Re на пропускную |
|
|
|
|
|||
способность |
турбинной |
группы |
|
|
|
|
|
можно принять формулу |
|
|
|
|
|
||
O^lRe |
Лт1 Re • |
(6 8 ) |
Рис. |
22. |
Влияние |
Re на к. п. д. тур |
|
Формула |
(68) получена |
путем |
|||||
бин |
в |
составе |
турбинной группы |
||||
подстановки (67) в качестве попра |
|
|
ГТУ-20. |
||||
вочного сомножителя у ф в числи |
1 — ТВД; 2 — ТНД. Сплошные линии — |
||||||
с учетом влияния повеем ступеням, штри |
|||||||
теле коэффициента а формулы (12). |
ховые линии — расчет по выходной сту |
||||||
Поправку на |
коэффициент ф, со |
|
|
пени каждой турбины. |
|||
держащийся |
в других членах фор |
|
|
|
|
мулы (12), вводить не требуется, так как эти члены либо сокра щаются [член (1 — ф2/пкр) в Рн 11 я], либо, при малых Re (т. е. л), практически не отличаются от единицы при любом значении ф (член 1 — ф2т н).
Как следует из многочисленных опытных данных (см., напри мер, [1], [23] и др.), число М, характеризующее сжимаемость по тока, заметно влияет на профильные и суммарные потери в изолиро ванных решетках, причем общий характер зависимости потерь от М примерно одинаков: при дозвуковых скоростях в решетках наблю дается увеличение потерь с уменьшением М. Влияние М на к. п. д. ступени в дозвуковом диапазоне, в котором обычно работают решетки турбин судовых ГТУ, как правило, сглаживается противоположным влиянием ряда факторов. Например, с уменьшением М снижается степень реактивности, что приводит к уменьшению потерь от перетечек, благоприятно перераспределяются теплоперепады внутри сту пени и т. п. В ряде случаев обнаруживается даже увеличение к. п. д. ступени при сильном снижении М. Например, при увеличении отно
53
шения давлений — с 0,54 до 0,9, т. е. при существенном умень-
Р1
шении М, к. п. д.' возрастал при и/с0 = 0,3 с 0,73 до 0,77 [23]. Учитывая сказанное, а также общую степень точности оценки
к. п. д. при существенном отклонении от расчетного режима, можно считать допустимым пренебрегать влиянием М, если нет непосред
ственных опытных данных для |
рассматриваемой турбинной |
группы. |
обеспечения малых радиаль |
Влияние радиального зазора. Для |
ных зазоров на рабочих режимах с гарантированным отсутствием задеваний при запусках из холодного состояния в турбинах судо вых ГТУ принимают специальные конструктивные меры. В част ности, выполняют охлаждаемые корпуса, надлопаточные обоймы
смалым коэффициентом линейного расширения и т. п. Это приводит
ктому, что в холодном состоянии радиальный зазор значительно превышает зазор в рабочем состоянии. В процессе запуска и выхода на рабочие режимы радиальные размеры прогревающихся деталей
ротора увеличиваются значительно больше, чем радиальные размеры охлаждаемых или малорасширяющихся деталей корпуса. Как след ствие, радиальный зазор по мере разогрева турбины уменьшается, принимая минимальные значения при полных режимах работы. На пример, в ТВД ГТУ-20 радиальный зазор уменьшается примерно от 4 мм в холодном состоянии до немногим более 1 мм в горячем, что соответствует изменению относительного зазора 6рЯ приблизи тельно от 6 до 2% (бр, I — соответственно радиальный зазор и длина лопатки).
Такое |
изменение радиального зазора существенно влияет на |
||
к. п. д. |
ступени в динамике и, |
естественно, должно |
учитываться |
при расчете турбинной группы. |
Большое количество |
опытных дан |
|
ных ([1], |
[23], [52] и др.) позволяет сделать следующий вывод. |
Для наиболее распространенного в судовых ГТУ типа радиаль ного зазора (гладкий корпус, отрицательная перекрыша, отсутствие бандажа на рабочих лопатках) каждый процент относительного ра диального зазора приводит к уменьшению к. п. д. на 1,5—2% при Р = 5 ч-15% и на 2—2,5% при р = 15—=—30%. Для более точной оценки этого влияния может служить эмпирическая формула, пред ложенная А. Е. Зарянкиным [23]:
Лп, = - ^ = 1,37 <1 + 1,6 р ) ( |+ - £ - ) - £ . |
(69) |
Проверка этой формулы показывает хорошее совпадение с боль шей частью опытных данных, полученных в ступенях с различной реактивностью и веерностью Dll.
С изменением радиального зазора при и/с0 = idem степень реак тивности изменяется. Кроме того, различные ступени турбины имеют неодинаковые значения 6р, lp, Dcp и р. Поэтому, в сущности, по
формуле (69) следует определять Дт]3 для каждой ступени с учетом этих факторов.
54
Поправочный коэффициент на к. п. д. ступени при этом будет иметь вид
% = 1 — Дть. |
(70) |
Далее по_формуле (62), подставляя вместо rjt. величину т]3, можно
определить цт3, который и является поправочным коэффициентом для к. п. д. турбины при изменении радиального зазора. В практи ческих расчетах указанные операции существенно упростятся, если, во-первых, в формулу (69) подставить средние для турбины значения входящих в нее величин и, во-вторых, не учитывать изменения сте пени реактивности при изменении радиального зазора.
S)
Рис. 23. Влияние радиального зазора на степень реактивности ступени (а) |
и к. п. д. |
||
|
турбины (б). |
|
|
1 — первая ступень; II — вторая ступень; О, Д — точки по данным испытаний; |
/ |
— 6р = |
|
= 0; 2. — бр = 0,9 мм; 3 — бр = |
1,5 мм; 4 — бр = 2 мм; г)т 3 — к. п. д. турбины, |
отнесен |
|
ный к его значению при бр// = 0. |
Сплошная линия — расчет по формуле (69) с учетом из |
менения степени реактивности при увеличении зазора; штриховая линия — расчет по фор муле (69) при неизменной степени реактивности, соответствующей 6 = 0,9 мм.
Тогда поправочный коэффициент к. п. д. турбины будет найден по формуле
Л т - 3 1 Д П т . з > ( 7 1 )
где Дт]т з определяется по формуле (69) с усреднением по ступеням. На рис. 23, б приведено сопоставление данных испытаний мо дельной двухступенчатой турбины высокого давления ГТУ-20 (коэф фициент моделирования равен единице) и расчета по формуле (69),
произведенного с учетом переменной (рис. |
23, а при и/с0 = 0,55) |
и неизменной (рис. 23, а при ulc0 = 0,55; 6р = |
0,9) степеней реактив |
ности. Относительный зазор и степень реактивности приняты сред ние по двум ступеням турбины. Получаемое хорошее совпадение позволяет рекомендовать формулу (69) для практических расчетов в широком диапазоне изменения радиального зазора и степени реак тивности.
Как показывают расчеты и опытные данные ([1], [23J и др.), увеличение радиального зазора заметно уменьшает степень реактив
55
ности, что в свою очередь приводит к увеличению расхода ступени. С другой стороны, при увеличенном зазоре отношение и/с0 меньше сказывается на реактивности и, как следствие, при уменьшении и/с0 расход возрастает медленнее, чем при нормальном зазоре. В целом, как показывают опытные данные (см., например, рис. 23, а), степень реактивности при всех значениях ulc0 тем меньше, чем больше ра диальный зазор, т. е. расход газа через турбину при увеличенном зазоре обычно больше или по крайней мере (при и/с0 = 0) равен расходу при нормальном зазоре.
Вопросы, связанные с влиянием увеличенного радиального за зора на пропускную способность турбин, обычно возникают при исследованиях запуска из холодного состояния, режимов холостого хода и т. п. Учитывая пониженную достоверность результатов этих исследований, желательно, как указывалось выше, вести их с не которым расчетным запасом. В этом смысле возможное увеличение расхода при увеличенных зазорах по сравнению с данными, получен ными для номинальных «горячих» зазоров, идет в запас. Это позво ляет в большинстве случаев существенно упростить расчет, исключив учет влияния увеличения радиального зазора на пропускную спо собность турбинной группы.
Влияние технологических и эксплуатационных факторов. Харак теристики различных экземпляров турбин, выполненных по одним чертежам, могут заметно различаться между собой. Например, ана лиз испытаний 11 серийных одноступенчатых газовых турбин пока
зал, что разброс значений приведенного расхода а = --i*f1Pl- при оди-
наковых значениях р г и 7 \ достигал 3,5%. Различие приведенного расхода а 1 турбинных групп двух одинаковых двигателей уста новки ГТУ-20 достигало примерно 3%. По данным [34] разброс зна чений пропускной способности двухступенчатых турбин из-за влия ния допусков на изготовление достигает 4—4,5%, а трехступенча тых 7—8%.
В процессе эксплуатации ГТУ характеристики турбинной группы также могут заметно отклоняться от исходных. Например, вследствие заноса турбинной группы при эксплуатации ГТУ-20 в судовых усло виях к. п. д. ТВД снижался примерно на 5% [46]. В процессе стен довых испытаний ГТУ-20 наблюдалось снижение пропускной спо собности турбинной группы вследствие заноса примерно на 4% (см. рис. 91). В процессе эксплуатации турбин на пропускную спо собность, к. п. д. и распределение степеней расширения по сту пеням может также оказывать заметное влияние износ элементов проточной части, который наиболее часто проявляется в утонении выходных кромок направляющих и рабочих лопаток. Так, наблюдав шийся в эксплуатации эрозионно-коррозионный износ привел к уто нению выходных кромок направляющего аппарата турбины прибли зительно с 1 мм до 0,2 мм. При ширине горла межлопаточного ка нала ~12 мм это соответствовало суммарному увеличению проточного сечения рассматриваемого направляющего аппарата приблизительно
56
Приведенные примеры свидетельствуют о необходимости тща тельно анализировать вопросы динамики и управления с точки зре ния возможного изменения исходных проектных и эксперименталь ных данных в процессе изготовления последующих (например, се рийных) экземпляров турбин и их эксплуатации (см., в част ности, § 20).
§ 5. Приближенное определение пропускной способности турбинной группы
икрутящего момента турбин
Впрактической работе часто требуется быстро оценить харак теристики турбинной группы для широкого диапазона изменения режимов. Удобные и достаточно точные методы, позволяющие про изводить такую оценку, разработаны И. В. Котляром [33], И. И. Ки рилловым [30] и др. Однако эти методы относятся к отдельным сту пеням и турбинам, что в ряде слу чаев затрудняет их использование применительно к турбинной груп пе, в составе которой имеется не сколько турбин с различной ча стотой вращения и переменным распределением степеней расши рения. Рассмотренные ниже прие
мы позволяют преодолеть эти за труднения.
На рис. 24 приведены опытные данные, полученные для турбин, входящих в состав турбинных групп ряда ГТУ. Видно, что для большинства экспериментальных точек в широком диапазоне режи мов отклонение от кривых, пост роенных по известной формуле Сто- долы—Флюгеля, не превышает 5%.
Запишем эту формулу в виде
Рис. 24. Пропускная способность тур бин при работе в составе турбинной группы.
1 — турбинная группа опытной судовой ГТУ; 2 — турбинная группа ГТУ-20; 3 — турбинная группа опытной ГТУ малой
мощности; О — ТВД; ф — ТНД (А — ТНД на режимах разгона). Опытныеточки; ат — по параметрам перед рассмат
риваемой турбиной; jtt — степень расши
рения в рассматриваемой турбине. Кри вые построены по формуле (72).
(72)
Здесь
индекс i — номер турбины по ходу газа; индекс 0 относится к ре жиму номинальной мощности ГТУ.
57
Для последующей турбины турбинной группы аналогично (72) Запишем
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
аТf+1 |
„ |
|
|
я ? /+1 |
|
|
|
(73) |
|
|
|
|
|
а т <п‘+1 |
|
|
1 |
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
и 2 |
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
я т 01+1 |
|
|
|
|
|
Деля почленно (72) |
на (73), получаем: |
|
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(74) |
При Gi ^ |
Gi+1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
атг |
= |
Риi |
I f |
Tt |
_ |
|
1 |
|
|
|
(75) |
|
|
а т t'+l |
|
P i |
У |
Ti+1 |
|
nTiV^l —Г\}ГП[ |
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
Подставляя |
(75) в (74), |
получаем |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
Вф = Ф0 |
Г Я Т 1+1 ' |
(76) |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ХТ 1+1 |
||||
|
|
|
|
|
|
Здесь |
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
в ф = Y |
j — О (1 — |
; (77) |
||||
|
|
|
|
|
|
|
Ф |
«т о!+1я т oi+l |
“I [ ' |
Ят 01 ~~ * |
|||
|
|
|
|
|
|
|
CtT Л / Ят Л / |
f |
|
01*+Х ^ |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(78) |
|
|
|
|
|
|
|
Величина Вф, аналогичная вели |
||||||
|
|
|
|
|
|
чине |
В, определяемой |
по формуле |
|||||
Рис. |
25. Вспомогательный график |
(19), представлена на графике рис. 25. |
|||||||||||
для |
определения величины |
Вф. |
|
Величина Ф0 определяется по |
|||||||||
Построен по |
формуле (77) |
для г] |
= |
данным номинального режима ГТУ. |
|||||||||
|
|
= 0,85. |
|
|
|
Задаваясь рядом произвольных зна |
|||||||
|
|
|
|
|
|
чений ятг для последней турбины |
|||||||
турбинной группы и вычислив для них величину Вф |
по формуле (7 6 ), |
||||||||||||
определим из графика рис. 25 ятг_х |
предыдущей турбины. |
Переходя |
от турбины к турбине, определим ят1 для турбины, расположенной первой по ходу газа.
Далее по формуле (72) определяем для |
первой |
турбины вели |
|
чину а т1, являющуюся одновременно |
приведенным |
расходом для |
|
турбинной группы в целом. Общая степень |
расширения в турбин |
||
ной группе определится по формуле |
|
|
|
я^ р -—■ . . . |
я^, |
|
(79) |
Учитывая, что на малых режимах, имеющих низкую темпера туру газа, давление на выходе из турбинной группы близко к атмо -
58
сферному, а на больших режимах определяющее значение для рас хода газа имеет давление перед турбинной группой, можно давление на выпуске турбинной группы приближенно определить по формуле
|
|
|
(80) |
Определив начальное давление перед турбинной |
группой р г = |
||
= Рвых^т. г> |
получим все |
данные для построения |
приближенных |
графиков, |
определяющих |
пропускную способность турбинной |
группы, распределение степеней расширения и отношение температур газа по отдельным турбинам в зависимости от давления газа перед турбинной группой. Эти данные позволяют, используя формулы и графики § 3, определить также крутящий момент, развиваемый турбинами, работающими в составе турбинной группы ГТУ.
§ б. Аккумулирующие свойства турбинной группы
Аккумуляция тепла металлом проточной части. Большой группе динамических режимов судовых ГТУ свойственно быстрое измене ние температуры газа, в ряде случаев на значительную величину. В качестве примеров можно привести переходный процесс после подачи топлива при запуске, переход с режима полного хода на малые режимы, отдельные этапы реверса и т. п.
При этом иногда становится заметно влияние теплообмена газа с металлом проточной части. Строгий учет этого влияния является весьма сложной задачей. Действительно, такие определяющие фак торы, как коэффициенты теплоотдачи, форма и масса металла и т. п., могут быть оценены лишь сугубо приближенно. Не менее прибли женными оказываются и уравнения, описывающие теплообмен в ус ловиях изменения состояния газа вдоль проточной части и во вре мени, торможения потока у поверхности металла, передачи тепла в систему охлаждения и т. п. Однако указанную задачу можно су щественно упростить, если учесть, что изменение располагаемого теплоперепада, расхода и температуры газа вследствие теплообмена с металлом заметно меньше общего изменения этих параметров в ди намике. В связи с этим роль различных погрешностей, связанных с упрощающими допущениями, снижается.
Кроме того, следует учесть и вероятностный фактор, уменьшаю щий накопление погрешностей от различных допущений, так как их суммарное влияние обычно в некоторой степени взаимно компен сируется. Очевидно, именно этими соображениями можно объяснить удовлетворительное совпадение результатов расчетов с эксперимент тами при использовании существенно упрощенных методов оценки
(см. ниже).
Применяя указанный подход к решению задачи теплообмена, выведем основные рабочие соотношения.
59