книги из ГПНТБ / Ипатов Е.А. Теория и тепловые расчеты корабельных паровых и газовых турбин учебник
.pdfПоследнее указание следует отнести также и к случаям моде лирования турбин, работающих на газе, имеющем физические свойства, значительно отличающиеся от физических свойств возду ха (гелий, углекислый газ и др.).
Модели таких турбин должны испытываться на натурном газе, а результаты испытаний на воздухе должны обрабатываться с уче том необходимых поправок на различие k и Рг.
Отношение скоростей характеризует кинематику потока в
турбинной ступени, и условие равенства этого критерия в подобных 'процессах является условием кинематического подобия режимов
работы турбинной ступени. Поэтому выполнение условия —- =
=idem во всех случаях приближенного моделирования процессов
втурбомашинах является необходимым.
Число Рейнольдса Re выражает собой отношение сил инерции к силам вязкости. С ростом скорости потока в турбине число Re увеличивается в результате уменьшения влияния сил вязкости. При малых Re влияние сил вязкости является существенным и из менение величины Re в этом случае вызывает значительные изме нения потерь энергии в ступени.
Многочисленными опытами ЦКТИ, МЭИ, ЦИАМ, ЛКЗ и др. [15], [18], [45], [47] установлено, что число Re оказывает заметное влияние на процесс в турбинной ступени приблизительно при зна чениях Re < (3-т- 7) • 105, где Re подсчитано для условий на выхо де из лопаточных каналов, и за определяющий линейный размер принята хорда профиля.
Корабельные турбины работают обычно при числах Re, значи тельно превышающих указанный предел, то есть в области автомо дельности по Re, и при рассмотрении подобия процессов в турбин ных ступенях этот критерий можно исключать из числа определяю щих критериев. Однако при этом необходимо учитывать то обстоя тельство, что указанный нижний предел Re = (3 -f- 7) • 105 являет ся приблизительным и что начало области автомодельности в раз личных типах турбинных ступеней будет соответствовать различ ным Re, так как на влияние Re действует много факторов. Начало области автомодельности по Re зависит от конструктивных пара метров ступени, формы профиля, режимных параметров и особен но от турбулентности потока. Чем более поток турбулизирован, тем меньше значение Re, при котором наступает автомодельная область.
Число М характеризует влияние сжимаемости на процесс в тур бинной ступени. Изменение числа М существенно влияет на аэро динамические характеристики турбинных решеток и ступеней, и это влияние делается незначительным только при малых числах М.
11
Ввиду того, что скорости течения потока в проточной части со временных корабельных турбин достаточно велики, число М обыч но является определяющим критерием.
Таким образом, в большинстве случаев исследования процессов в турбинной ступени критерии k, Рг и Re можно исключать из чис ла определяющих критериев и при приближенном моделировании процессов в турбинной ступени, а также при изучении работы сту пени на различных режимах, условие подобия значительно упро стится и может быть записано следующим образом:
а) геометрическое подобие;
б) — =idem;
с
в) М = idem,
то есть процесс в турбинной ступени будет определяться лишь дву мя критериями.
Следует отметить, что несмотря на то, что геометрическое подо бие является важнейшим требованием при моделировании турбин ной ступени, оно часто не может быть полностью выполнено. Это обусловливает необходимость экспериментального определения ве личины погрешностей, получающихся в данном случае из-за нару шения геометрического подобия.
То обстоятельство, что условие подобия процессов (режимов) в турбинных ступенях может определяться только двумя опреде ляющими критериями, значительно облегчает решение ряда прак тических и теоретических задач, к которым относится проведение и обработка результатов экспериментальных исследований, обобще ние этих результатов для различных типов ступеней, построение характеристик турбинных'ступеней, исследование их работы на пе ременных режимах, расчет турбин на переменных режимах и т. д.
§2. РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ПО ПРОФИЛЮ
ВТУРБИННОЙ РЕШЕТКЕ
При теоретическом и экспериментальном изучении обтекания, газом турбинной решетки было выяснено, что на потери энергии, а также на величину окружного усилия, развиваемого решеткой, ре шающим образом влияет характер распределения давлений по профилю лопатки.
При изображении распределения давления по профилю в ре шетке пользуются обычно не абсолютными величинами давлений, а относительным давлением, которое также называют коэффи циентом давления.
Коэффициент давления равен
Р - Pi ?г™1 ’
2
12
где р 2, ?2>®2— давление, плотность и скорость потока за решет кой;
р — давление в данной точке на профиле.
На рис. I—1 представлен график распределения давления по профилю направляющей лопатки, полученный опытным путем [18]. Как видно из рис. I—1, давление по профилю распределяется сле дующим образом. На входной кромке профиля в точке / поток разветвляется. В этой точке скорость равна нулю, давление р рав но полному давлению р* и коэффициент давления имеет значение,
равное единице р — 1 *. Характер последующего изменения давле ний и скоростей на вогнутой и выпуклой сторонах профиля будет различным. На вогнутой стороне профиля поток сначала резко ус-, коряется, соответственно резко понижая давление (между точка ми I, II). После этого изменение давления и скорости происходит весьма плавно почти до выходной кромки, (точки III, IV, V, VI) и лишь у выходной кромки имеет место быстрое понижение давления до величины, примерно равной давлению за решеткой р2.
Рис. 1-1. Распределение давления по про филю в решетке направляющих лопаток
На выпуклой стороне профиля интенсивное ускорение потока и падение давления (до величины, меньшей р2) происходит на срав нительно большом участке (между точками I и 7), после чего да вление начинает повышаться, достигая у выходной кромки величи ны, близкой р2-
Рассматривая график распределения давления по профилю, можно видеть, что давление на вогнутую поверхность значительно превышает давление на выпуклую поверхность турбинной лопатки.
* При учете сжимаемости давление заторможенного потока у входной кром-
р2Щ)о2
ки будет больше величины р2 Н---- г>— >и коэффициент давления станет больше единицы (р > 1).
15
Разность давлений по обе стороны лопатки создает усилие, вра щающее рабочие лопатки и вызывающее изгибающие напряжения в направляющих лопатках. Окружная составляющая этого усилия, очевидно, равна
Рп= |
( Рвог Рвых )COS р d s d l, |
где р— угол между направлением нормали в данной точке про филя и направлением окружного усилия (окружной скорости);
ds — элемент поверхности профиля, имеющей длину обвода, равную s;
/ — высота лопатки.
Рис. 1-2. Распределение давления по профилю в решетке активных лопаток с заостренными входными кромками
Из рассмотрения графика распределения давлений по профилю можно также видеть, что на профиле образуются области как с от
рицательным (р и р уменьшаются), так и с положительным (р и р увеличиваются) градиентами давлений.
Участки профиля с отрицательным градиентом давления на зывают конфузорными, а с положительным градиентом давления — диффузорными.
Для случая распределения давлений по профилю, представлен ного на рис. I—1, диффузорная область (область, в которой р уве личивается) имеет место на участке, соответствующем точкам 7—
10.На остальных участках профиля течение конфузорное.
Внекоторых турбинных решетках диффузорных участков на профиле может быть несколько. Так, например, в решетке рабочих лопаток с активными профилями, имеющими заостренные входные кромки, распределение давлений по профилю имеет вид, представ ленный на рис. I—2. В этом случае на выпуклой стороне имеют
Н
toвето три минимума давлений и соответственно три диффузорных участка. Кроме того, на входной части вогнутой поверхности так же появляется диффузорный участок.
Наличие на профиле диффузорных участков, как увидим ниже, является одной из причин, увеличивающих потери энергии, кото рые возникают при обтекании потоком турбинной решетки.
Определение характера и величины этих потерь и влияния на них геометрических и режимных параметров является одной из ос новных задач теоретических и экспериментальных исследований турбинных решеток.
§ 3. ПОТЕРИ ЭНЕРГИИ, ВОЗНИКАЮЩИЕ ПРИ ОБТЕКАНИИ ПОТОКОМ РАБОЧЕГО ТЕЛА ТУРБИННОЙ РЕШЕТКИ
Проведенные теоретические и экспериментальные исследования турбинных решеток показали, что возникающие при обтекании их потоком газа потери энергии можно разделить на две основные группы:
А. Профильные потери. Б. Концевые потери.
Рассмотрим по возможности подробно природу этих потерь.
А. Профильные потери
При обтекании турбинной решетки потоком вязкой жидкости (паром или газом) у неподвижной относительно потока поверх ности лопаток поток подтормаживается, образуя так называемый
пограничный слой.
Скорость течения жидкости в пограничном слое не равна ско рости основного потока и по толщине пограничного слоя неравно мерна. У поверхности лопаток она равна нулю и становится рав ной скорости основного потока лишь на внешней границе погра ничного слоя.
Схема образования пограничного слоя показана на рис. I—3. Вследствие того, что по толщине пограничного слоя жидкость дви жется с различной скоростью, между частицами жидкости в по граничном слое возникает трение. На преодоление этого трения за трачивается часть располагаемой энергии движущейся среды, то есть возникновение трения в пограничном слое обусловливает по терю энергии.
Движение в пограничном слое может быть ламинарное и тур булентное. Потеря энергии в турбулентном пограничном слое мо жет в несколько раз превышать потерю энергии в ламинарном слое.
15
Исследования показывают, что в пограничном слое на профиле турбинной лопатки имеется тот и другой вид движения. Обычно на входной части профиля, где согласно графику распределения давления поток ускоряется, в пограничном слое происходит лами нарное движение, которое затем на диффузорном участке перехо дит в турбулентное (при наличии тонкого ламинарного подслоя).
Следовательно, на составляющую профильных потерь, вы званную трением в пограничном слое, влияет характер распределе ния давлений по профилю лопатки, и при проектировании нового профиля необходимо добиваться такого распределения давлений по профилю, при котором зона уменьшения давления на выпуклой части профиля подходила бы возможно ближе к выходной кромке лопатки.
|
|
|
Обтекание |
турбинной |
ре |
|||||
|
|
|
шетки вязкой жидкостью . со |
|||||||
|
|
|
провождается, кроме того, |
|||||||
|
|
|
образованием |
вихревых |
сле |
|||||
|
|
|
дов |
за выходными кромками |
||||||
|
|
|
лопаток. |
Чем толще |
выход |
|||||
|
|
|
ные кромки, тем более раз |
|||||||
|
|
|
виты |
вихревые следы |
и, |
сле |
||||
|
|
|
довательно, тем больше по |
|||||||
|
|
|
тери |
энергии |
на выравнивание |
|||||
|
|
|
потока за |
решеткой. |
Эти по |
|||||
|
|
|
тери |
также |
являются |
|
одной |
|||
|
|
|
из составляющих |
профильных |
||||||
|
|
|
потерь. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Причиной увеличения про |
|||||||
Рис. 1-3. Схема образования погра |
фильных |
потерь, |
наряду |
с |
||||||
|
ничного слоя |
рассмотренными |
выше |
явле |
||||||
набухание |
и отрыв |
|
ниями, может явиться также |
|||||||
пограничного слоя |
от поверхности лопатки. |
|||||||||
Набухание |
и отрыв |
пограничного слоя |
происходит |
по следую |
щим причинам. Слои газа, протекающие вблизи поверхности про филя лопатки на диффузорном участке, теряя часть кинетиче ской энергии вследствие трения, постепенно лишаются способно сти двигаться в сторону повышения давления, происходит набу хание пограничного слоя, затем возникают обратные течения и происходит отрыв пограничного слоя.
В начале диффузорного участка, или когда протяженность диффузорного участка невелика и давление возрастает не слишком ин тенсивно, движение частиц, расположенных близко от профиля на диффузорном участке, продолжается за счет буксирующего дейст вия на пограничный слой протекающих рядом слоев основного по тока. Кинетическая энергия быстротекущих соседних слоев газа в некоторой мере сообщается частицам пограничного слоя, потеряв
16
шим свою скорость, и отрыва пограничного слоя не происходит, а лишь увеличивается толщина его за счет частиц газа из соседних слоев, уменьшивших свою скорость. В результате этого распола гаемая энергия потока уменьшается, то есть происходит потеря энергии. Когда же имеет место интенсивное и длительное возраста • ние давлений на участке пограничного слоя, кинетической энергии, сообщаемой пограничному слою соседними слоями потока, оказы вается недостаточно для его продвижения в направлении возра стающего давления; направление движения в нижней части погра ничного слоя меняется на обратное, что сопровождается, как уже было сказано, отрывом пограничного слоя. При этом вихревые элементы из пограничного слоя попадают в основной поток и, на рушая его, вызывают дополнительные потери энергии на выравни вание потока.
Схема возникновения отрыва пограничного слоя представлена на рис. I—4.
\
Рис. 1-4. Схема возникновения отрыва пограничного слоя
Как видно, и эта составляющая профильных потерь также су щественным образом зависит от характера распределения давле ния по профилю лопатки.
Отрыв пограничного слоя и увеличение в связи с этим потерь энергии может произойти и иным образом.
При больших скоростях потока йа входе в решетку (в случае решетки активного типа) или при больших перепадах давления в решетке (в направляющих и рабочих решетках реактивного типа) на выпуклой поверхности лопаток, где давление в пограничном
слое резко падает |
и поток сильно ускоряется |
(рис. 1-1 и 1-2), |
|
образуется область |
сверхзвуковых |
скоростей. |
При дальнейшем |
движении жидкости в пограничном |
слое сверхзвуковые скорости |
||
переходят опять в дозвукпиые^ |
известно!- переход сверхзву- |
НАУЧН О -: ЕХ • ЕСИ АЯ |
17 |
Г^-ПЛгЮ ТЕлЛ С С С Р |
ковой скорости в дозвуковую происходит во всех случаях с образо ванием скачков уплотнений, которые сопровождаются необрати мым преобразованием части кинетической энергии потока в тепло. Следовательно, скачки уплотнения вызывают определенные поте ри располагаемой энергии потока, которые называют волновыми потерями, а увеличение сопротивления решетки, в данном слу чае,— волновым сопротивлением.
Кроме того, течение в пограничном слое при наличии скачков уплотнения имеет некоторую аналогию с течением при наличии диффузорных участков, то есть взаимодействие скачков уплотне ния с пограничным слоем приводит к разбуханию и иногда к отры ву пограничного слоя. Это, в свою очередь, также увеличивает по тери энергии. Очевидно, что рассмотренные нами неблагоприятные явления, возникающие при наличии диффузорных участков на про филе, будут значительно усугубляться в случае появления скачков уплотнения.
Явление возникновения сверхзвуковых областей на профиле, вызывающее волновое сопротивление, называют волновым кризи сом.
Критерием, определяющим начало возникновения волнового кризиса, является число М на выходе из решетки:
M i— для решетки направляющего аппарата и М2 — для решеток рабочих лопаток
(для активных решеток таким критерием может быть также число М на входе в решетку).
Величина числа М, при которой на профиле возникают мест ные скорости, превышающие скорость звука, называется критиче ской и обозначается М1кр или М2кр. Для большинства современ
ных турбинных решеток М1кр или М2кр лежит в пределах 0,8—0,9.
Потери энергии, вызываемые возникновением волнового кризи са в турбинных решетках, могут быть значительно уменьшены и даже полностью устранены изменением геометрических парамет ров решетки таким образом, чтобы возникающие скачки уплотне ния были смещены к выходным кромкам лопаток.
Таким образом, профильные потери, величина которых зави сит, главным образом, от формы профилей и их сочетания в решет ке, складываются в основном из следующих потерь:
1)от трения и вихреобразований в пограничном слое;
2)от образования вихревых следов за выходными кромками лопаток;
3)потерь, возникающих при набухании пограничного слоя и отрыве его от поверхности лопатки.
4)потерь, вызванных появлением скачков уплотнения при на личии зоны сверхзвуковых скоростей на профиле, то есть потерь,
появляющихся при возникновении волнового кризиса.
18
Б. Концевые потери (потери от вторичных токов)
Турбинные лопатки, составляющие решетку, имеют конечную высоту, и по своим торцам у корня и у периферии они ограничены цилиндрическими (для одного межлопаточного канала можно счи тать плоскими) поверхностями. Эти торцевые поверхности оказы вают тормозящее действие на поток в межлопаточном канале, и на их поверхности образуется пограничный слой. Так как скорости по тока в пограничном слое меньше, чем скорость в основном потоке, нарушается равновесие между силами инерции движущихся частиц жидкости и существующей разности давлений между вог нутой и выпуклой поверхностями соседних лопаток в межлопаточ ном канале. В результате в пограничном слое на торцевых стен ках возникает вторичное течение поперек межлопаточного канала от вогнутой стороны лопатки к выпуклой стороне соседней ло патки.
Интенсивность этого течения увеличивается по глубине погра ничного слоя в соответствии с уменьшением скоростей и по длине межлопаточного канала в соответствии с изменением градиента да вления между вогнутой и выпуклой поверхностями лопаток.
Кроме того из-за тормозящего действия торцевой поверхности межлопаточного канала в ближайших к торцу сечениях лопатки происходят изменения в распределении скоростей и давлений по профилю лопатки (по сравнению с сечениями, находящимися в средней части лопатки). Это хорошо видно из рис. I—5, на кртором представлено полученное опытным путем в ЦКТИ имени Ползунова [14] изменение давлений по профилю Т-204, в среднем по вы соте сечении лопатки и в сечении, находящемся вблизи торцевой поверхности.
Как видно из этого рисунка, особенно сильное изменение рас пределения давлений по профилю в концевых сечениях будет на выпуклой стороне лопатки.
В результате различного характера распределения скоростей и давлений по средним и концевым сечениям лопатки появляется пе репад давлений вдоль радиуса (вдоль лопатки). Этот перепад да влений является причиной вторичных течений в пограничном слое на поверхности лопатки: на вогнутой стороне — по направлению к торцам лопатки, а на выпуклой стороне — от торцов к средней части лопатки.
Таким образом, вторичные токи в пограничных слоях меж лопаточного канала имеют следующее направление: по вогнутой поверхности лопатки к ее торцам, затем по торцевой плоскости от вогнутой поверхности к выпуклой поверхности соседней лопатки и по выпуклой поверхности последней от торца к средней части ло патки. Вторичные течения в пограничных слоях компенсируются соответствующим перетеканием от выпуклой поверхности к вогну-
19
Рис. 1-5. Распределение давления по профилю Т-204 в различных по высоте сечениях лопатки
Рис. 1-6. Схема вторичных токов в ради альном сечении межлопаточного канала