Добавил:
Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз: Предмет: Файл:
Теория авиационных двигателей (РИО).docx
Скачиваний:
3399
Добавлен:
22.03.2016
Размер:
17.39 Mб
Скачать

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,

рис. 6.3) кинематику потока (форму треугольника скоростей) перед рабочим колесом. В ступенях турбин авиационных ГТД обычно u1=0,6 ... 0,76.

Коэффициент нагрузки ступени

. (6.18)

Это коэффициент определяет работу, которую можно получить в ступени при данной окружности скорости. В турбинах авиационных ГТД он равен обычно 1,2…1,8, причем большим его значениям соответствуют меньшие значения КПД ступени.

6.6. Потери в ступени турбины и их зависимость от различных факторов

Гидравлические потери, возникающие в лопаточных венцах ступенигазовой турбины, как и в ступени осевого компрессора, принято делить на профильные, концевые (торцевые) и вторичные потери, а также на потери, связанные с наличием радиального зазора. При этом, учитывая наличие у лопаток СА и РК турбины толстых задних кромок, при определении профильных потерь выделяются отдельно так называемыекромочныепотери, связанные с особенностями обтекания толстых задних кромок.

Потери в ступени турбины

В теории турбин принято, помимо коэффициентов потерь в её лопаточных венцах, определяемых в виде отношения гидравлических потерь в них к кинетической энергии газового потока, рассматривать также потери в элементах ступени, отнесенные к располагаемому теплоперепаду.

Запишем уравнение Бернулли для ступени турбины

.

Учитывая, что гидравлические потери в ступени турбины обычно не превышают 10 … 15 % отLcт, а величинаобычно составляет не более 10 % от, то величинойв этом уравнении можно пренебречь. Если, кроме того, разделитьна две составляющих – потери в СА и потери в РК (т.е. положить) и учесть что, как выше принято,, а, то уравнению Бернулли для ступени турбины можно придать вид

.

Разделив правую и левую части этого уравнения на располагаемый теплоперепад Н, получим с учетом формулы (6.16)

, (6.19)

где икоэффициенты потерь в СА и РК, акоэффициентпотерь с выходной скоростью.

Аналогично для адиабатного КПД ступени будем иметь

. (6.20)

Из формул (6.19) и (6.20) следует, что

,

Определимтакже КПД в параметрах заторможенного потока

. (6.21)