Назначение турбин ГТД и основные требования к ним

Турбина в авиационных ГТД предназначается для привода во вращение компрессора (в ГТД всех типов), а также вентилятора (в двухконтурных ТРД) и для получения мощности, необходимой для вращения тянущего винта (или винтовентилятора) в ТВД или ТВВД или несущего винта в вертолётных двигателях. Кроме того, некоторая (незначительная) часть мощности турбины используется для привода насосов, электрогенераторов и других агрегатов самолета (вертолета) и двигателя. Для получения необходимой мощности в турбине происходит преобразование энергии сжатого и нагретого газа в механическую работу на её валу.

Основными требованиями к турбинам ГТД являются: высокий КПД, малые затраты мощности на охлаждение лопаток, минимально возможные масса и габариты при данных параметрах, а также надежность работы (при высокой температуре газа) на всех эксплуатационных режимах и возможно малая стоимость изготовления (зависящая, кроме других параметров, от числа ступеней).

В авиационных ГТД нашли применение только осевые одно- 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.

2. Схема и принцип работы ступени турбины

Ступень газовой турбины в ГТД состоит из неподвижногосоп­лового аппарата (СА) и расположенного за нимвращающегося рабочего колеса (РК). Схема ступени неохлаждаемой газовой турбины ГТД с указанием обозначений характерных сечений ее проточной части дана на рис. 6.1. Пренебрегая (как и в ступени компрессора) отличием поверхностей тока от цилиндрических, рассечем ступень цилиндрической поверхностью В-В и 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 и температуру Т₀. Вектор скорости газа в этом сечении с₀ обычно направлен парал­лельно оси вращения РК или под малым углом к ней. Лопатки СА имеют большую кривизну. Поэтому угол a₁, под которым выходит газ из соплового аппа­рата (см. рис. 6.2), обычно равен 20 … 30 ^о, в результате чего поперечное сечение каждой струи газа, прошедшего через межлопаточный канал соплового аппарата, на выходе из него ока­зывается существенно меньше, чем на входе (f_1a f₀). Поскольку скорость с₀ существенно меньше скорости звука, уменьшение площади сечения межлопаточного канала приводит к значительному росту скорости газового потока и, соответственно, к падению его давления и температуры (см. рис. 6.1), подобно разгону потока в суживающемся сопле.

Вектор скорости газа на входе в рабочие лопатки (в относительном движении) равен разности векторов скоростей и — см. тре­угольник скоростей перед рабочим колесом на рис. 6.2. Рабочие лопатки также имеют большую кривизну, причем их передние кромки (во избежание срыва потока) ориентируются по направлению вектора . ППри этом вектор относительной скорости газа реззначительно изменяет свое направление в рабочем колесе. Это изменение может быть различным. Ступени турбины принято разделять на активныеи реактивные. В рабочем колесе активной ступени турбины относительная скорость w практически остается (по модулю) постоянной (так как давление газа перед и за РК одинаково). В реактивной же ступени (а именно такие ступени применяются в авиационных ГТД) давление газа в рабочем колесе падает ( ) и, соответственно, относительная скорость газа растет (w₂ > w₁) (см. рис. 6.1). Обычно течение газа в решетке РК дозвуковое, и тогда для увеличения скорости газа межлопаточные каналы РК должны быть суживающимися (f_2к < f_1к ), как показано на рис. 6.2.

Вектор абсолютной скорости газового потока за рабочим колесом определяется как сумма векторов относительной скорости и окружной скорости лопаток (см. рис. 6.2). Обычно выход газа из ступени тур­бины на расчетном режиме близок к осевому, т. е. угол a₂ бли­зок к 90°.

При обтекании лопаток рабочего колеса давление на корытце каждого профиля (в результате воздействия вытекающей из каждого межлопаточного канала СА струи газа) оказывается существенно выше, чем на спинке. Поэтому на каждой лопатке РК возникает аэродинамическая сила Р, которая в общем случае направленная так, как показано на рис. 6.2, может быть разложена на окружную Р_u и осевую Р_a составляющие и в конечном счете является той силой, которая создает крутящий момент на валу турбины.

Треугольники скоростей в сечениях 1—1 и 2—2 обычно совме­щаются на одном чертеже (рис. 6.3), называемом треугольником скоростей ступени турбины. При этом в общем случае поверхность тока, для которой проводится построение такой фигуры, может отличаться от цилиндрической, и тогда значения окружных скоростей в сечениях 1—1 и 2—2 (т.е. и ) будут различными. Кроме того, необходимо учитывать возможное изменение осевой составляющей скорости газа при его прохождении через рабочее колесо, завися­щее от формы проточной частя ступени (изменения высоты лопа­ток по тракту) и соотношения плотностей газа перед и за колесом. Обычно осевая скорость газового потока несколько увеличивается по тракту турбины, т. е. .

3. Работа газа на окружности колеса ступени

В лекциях по теории ступени осевого компрессор было показано, что для произвольно выбранного эле­мента рабочего колеса ступени компрессора, расположенного меж­ду двумя близкими друг другу поверхностями тока, работа, затрачиваемая на его враще­ние, в расчете на единицу массы воздуха, проходящего между этими поверхностями тока, может быть определена по формуле Эйлера: .

Аналогичная формула может быть получена таким же путем и для элемента рабочего колеса ступени турбины. Но при этом нужно учесть, что формула Эйлера для ступени компрессора определяет работу, затрачиваемуюна вращение лопаток РК, тогда как для ступени турбины надо определить работу, получаемую в результате силового воздействия газа на вращающееся колесо. Поэтому знаки обоих членов в этой формуле надо поменять на обратные. Кроме того, в теории турбин принято отсчитывать значения углов a₂ и b₂ в сторону, противоположную направлению отсчета уг­лов a₁ и b₁ (см. рис. 6.3). Соответственно для ступени турбины окружные составляющие скоростей с₂ и w₂ считаются положительными, если они направлены в сторо­ну, противоположную направлению вращения колеса. Тогда для ступени турбины

(6.1)

или

. (6.2)

Работа на валу ступени турбины в целом может быть найдена, как и для компрессора, путем интегрирования значений для каждой элементарной ступени (с учетом расхода газа через неё) с последующим отнесением результата интегрирования ко всему расходу газа через ступень, т.е. по формуле:

. (6.3)

4. Изображение процесса расширения газа в ступени в p, v- и i,s- координатах

На рис. 6.4 и рис. 6.5 изображен процесс расширения газа в ступени газовой турбины вp, v- и i, s- координатах. Точка 0, лежащая на изо­баре р = р₀, соответствует состоянию газа на входе в сопловой аппа­рат. Линия 0-2_ад изображает идеальный (адиабатный) процесс расширения газа в неохлаждаемой ступени. В i, s- координатах эта линия представляет собой вертикальную прямую. Действительный процесс расширения газа в ступени сопровождается гидравличес­кими потерями, приводящими к выделению теплоты трения и увеличе­нию энтропии, и может быть условно представлен политропой 0-2. лежащей правее адиабаты. Точки 1_ад и 1 изображают состоя­ние газа на выходе из соплового аппарата в идеальном и реаль­ном процессах. Сравнивая реальный и идеальный процессы расшире­ния, протекающие до одного и того же давления, т. е. до изобары р = р₂, следует подчеркнуть, что в реальном процессе температура и соответственно удельный объем газа оказы­ваются более высокими, чем в идеальном.

Таким образом, если в компрессоре диссипация энергии (которую условно называют теплотой трения) приводит к увеличению работы, непосредственно затрачиваемойна сжатие воздуха (по сравнению с адиабатной), то в турбине, наоборот – диссипация энергии (теплота трения) приводит к увеличению работы, отдаваемой газом при его расширении, на величину, эквивалентную заштрихованной на рис 6.4 площадке, (обозначим её величину, как и теории компрессоров, ). Этот эффект носит название "возврата тепла" в процессе расширения. Однако, отмеченное увеличение работы расширения составляет всего 10 – 15 % от величины работы трения.

В i, s- координатах процесс расширения газ в ступени турбины изобразится, соответственно, линией 0-1-2, причем рост энтропии в этом процессе обусловлен наличием гидравлических потерь, т.е. необратимостью этого процесса.

В теории газовых турбин принято считать, что процесс расши­рения газа в ступени начинается не то , а от , т.е. от состоя­ния заторможенного потока на входе в неё. Это упрощает последующий анализ и в то же время мало влияет на его результаты, так как различие в зна­чениях р₀ и обычно не превышает 5—10%. Точка 0* лежит на продолжении вверх адиабаты 0—2_ад, причем в i, s- координатах ее рас­стояние от точки 0 согласно уравне­нию сохранения энергии равно . Остальные обозначения, приведенные на рис. 6.5, будут разъяснены ниже.

5. Основные параметры ступени турбины