Адиабатным кпд ступени турбины называется отношение

. (6.11)

или (для неохлаждаемой ступени)

, (6.12)

т.е. адиабатический КПД неохлаждаемой ступени турбины равен отношению действительного теплоперепада к располагаемому.

Таким образом, этот КПД учитывает снижение (вследствие наличия гидравлических потерь) действительного теплоперепада в ступени (т.е. уменьшения энтальпии газа, преобразуемой в работу на валу и в приращение кинетической энергии газового потока) по сравнению с тем, который имел бы место при адиабатном процессе расширения.

Полагая средние значения теплоемкости газа в идеальном и реальном процессах расширения одинаковым, формулу (6.12) можно записать как

. (6.13)

КПД ступени турбины в параметрах заторможенного потока (cокращенно – КПД ступени турбины) равен

(6.14)

или (для неохлаждаемой ступени)

. (6.15)

Значения (используемого в расчетах) имало отличаются друг от друга и обычно в неохлаждаемых ступенях турбины равны 0,9 … 0,92.

В ступенях с интенсивным воздушным охлаждением сопловых и рабочих лопаток от газового потока к стенкам лопаток отводится теплота, что уменьшает располагаемую работу расширения газа (т. е. работу расширения при отсутствии гидрав­лических потерь). Однако, это уменьшение не превышает долей процента от адиабатического теплоперепада H, в связи с чем формула (6.11) используется и для охлаждаемых ступеней. Но работа на валу ступени (при том жеН) и, соответственно, КПД охлаждаемой ступени при этом несколько (обычно на 1 … 2 %) снижаются. Кроме того, уравнения (6.9) и (6.10) в этом случае уже неточны и соответственно формулы (6.13) и (6.15) завыша­ют значение КПД ступени.

Мощностным кпд ступени турбины называется отношение работы на валу ступени к располагаемому теплоперепаду

. (6.16)

Как видно, он отличается от адиабатического КПД , определяемого формулой (6.11), тем, что не учитывает кинетическую энергию газа на выходе из ступени, равную . Обеспечение достаточно высокого его значения важно в тех случаях, когда рассматриваемая ступень установлена, например, на выходе из вертолетного ГТД или из вспомогательной силовой установки, когда эта кинетическая энергия является потерянной, так как не может быть использована в дальнейшем для получения какой-либо полезной работы. Поэтому величинув теории турбин принято называтьпотерями с выходной скоростью. Для отдельно взятой ступени турбины эффективный КПД заметно меньше адиабатического и обычно не превышает значений порядка 0,8.

Степень реактивности ступенипредставляет собой от­ношение располагаемого теплоперепада в рабочем колесеН_{р к}(см. рис. 6.5) к распо­лагаемому теплоперепаду в ступени:

. (6.17)

Ступень, имеющая р₁ =р₂, т. е.и_ст= 0, называетсяактивной. Для авиационных турбин на среднем радиусе обычно_ст= 0,3 ... 0,4. Такие ступени называютсяреактивными.

Кинематические параметры

Кинематические параметры ступени турбины обычно рассматриваются на её среднем радиусе. Важнейшими из них являются следующие.

Окружная скорость.На среднем диаметре лопаток турбин современных ГТД окружная скоростьu составляет обычно 300 – 400 м/с и в некоторых случаях достигает 450500 м/с.

Направление и величина скорости газа на выходе из ступени. Угол₂на выходе из односту­пенчатой турбины или из последней ступени многоступенчатой турби­ны во избежание повышенных потерь в затурбинном устройстве должен быть близок к 90° и обычно отличается от этого значения не больше, чем на 5—10°. Для первой и промежуточных ступеней турбины отклонение вектора скоростис₂от осевого направления может быть более значительным (до 20—25°). Абсолютная ско­рость газа на выходе из ступени может меняться в широких пре­делах, достигая 300—400 м/с, в зависимости от расположения сту­пени в турбине и температуры газов. Характерной величиной является число Маха на выходе из рабочего колеса, ко­торое для турбин ТРД и ТРДД обычно не превосходит значений= 0,45 ... 0,55, но в последних ступенях ТВД и вертолетных ГТД с целью сокращения их габаритных размеров доводится иногда до 0,65—0,7.

Параметр u /с₁. Этот параметр характеризует (совместно с углом₁, определяющим направление скорости с₁на выходе из соплового аппарата, см. рис. 6.3) кинематику потока (форму треугольника скоростей) перед рабочим колесом. В ступенях турбин авиационных ГТД обычноu/с₁ =0,6 ... 0,76.