Глава 6 газовые турбины гтд

6.1. Назначение турбин гтд и основные

Требования к ним

Турбина в авиационных ГТД предназначена для привода во вращение компрессора и для получения мощности, необходимой для вращения винта в ТВД или ТВВД или несущего винта в вертолётных двигателях. Кроме того, незначительная часть мощности турбины используется для привода агрегатов самолета и двигателя. Для получения мощности в турбине происходит преобразование энергии сжатого и нагретого газа в механическую работу на её валу.

Основными требованиямик турбинам ГТД являются: высокий КПД, минимально возможные масса и габариты при данных параметрах, а также надежность работы.

В авиационных ГТД нашли применение только осевыеодно- и многоступенчатые турбины. При этом, как и многоступенчатый компрессор, многоступенчатая турбина может быть разделена на несколько групп ступеней (каскадов), расположенных на соосных валах. Процесс расширения газа в многоступенчатой турбине ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов расширения в отдельных ступенях. Поэтому ниже изложение теории газовых турбин ГТД начинается с изложения принципа работы и основных параметров ступени газовой турбины.

6.2. Схема и принцип работы ступени турбины

Ступень газовой турбиныв ГТД состоит из неподвижногосоплового аппарата(СА) и расположенного за нимвращающегосярабочего колеса(РК) (рис. 6.1). Рассечем ступень цилиндрической поверхностьюВ-Ви развернем это сечение на плоскость. В результате получим сечение решеток профилей СА и РК (рис. 6.2). Рассмотрим характерную форму профилей, межлопаточных каналов и течение газа через эти решетки.

На входе в сопловой аппарат газ имеет давление р₀, температуруТ₀ и скоростьс₀. Лопатки СА имеют большую кривизну. Угол₁, под которым выходит газ из СА обычно равен 20 … 30^о. Поэтому поперечное сечение каждой струи газа, прошедшего через межлопаточный канал СА, на выходе из него оказывается меньше, чем на входе (f_1a <f₀). Так как скоростьс₀ меньше скорости звука, уменьшение площади сечения межлопаточного канала приводит к росту скорости газового потока и, соответственно, к падению его давления и температуры (рис. 6.1), подобно разгону потока в суживающемся сопле.

Рис. 6.1. Схема ступени газовой турбины						Рис. 6.2. Течение газа в ступени газовой турбины

Вектор скорости газа на входе в рабочие лопатки (в относительном движении) равен разности векторов скоростейи. Рабочие лопатки также имеют большую кривизну, причем их передние кромки (во избежание срыва потока) ориентируются по направлению вектора.

Ступени турбины принято разделять на активные иреактивные.В рабочем колесеактивнойступени турбины относительная скоростьw практически остается (по модулю) постоянной (так как давление газа перед и за РК одинаково). Вреактивнойступени давление газа в рабочем колесе падает () и, соответственно, относительная скорость газа растет (w₂ w₁) (рис. 6.1), так как межлопаточные каналы РК суживающиеся (f_2кf_1к, рис. 6.2).

Вектор абсолютной скорости газового потока за рабочим колесом определяется как сумма векторов относительной скоростии окружной скорости лопаток. Выход газа из ступени турбины на расчетном режиме близок к осевому, т. е. угол₂ близок к 90°.

При обтекании лопаток рабочего колеса давление на корытце каждого профиля выше, чем на спинке. Поэтому на каждой лопатке РК возникает аэродинамическая сила Р. Окружная составляющая этой силыР_uсоздает крутящий момент на валу турбины, а осевая составляющаяР_авоспринимается опорным подшипником ротора турбины.

Рис. 6.3. Треугольники скоростей

ступени газовой турбины

При обтекании лопаток рабочего колеса давление на корытце каждого профиля выше, чем на спинке. Поэтому на каждой лопатке РК возникает аэродинамическая сила Р. Окружная составляющая этой силыР_uсоздает крутящий момент на валу турбины, а осевая составляющаяР_авоспринимается опорным подшипником ротора турбины.

Треугольники скоростей в сечениях 11и22обычно совмещаются на одном чертеже (рис. 6.3), называемомтреугольником скоростей ступенитурбины.