Файл: Казанджан П.К. Турбины систем питания ЖРД.pdf

сверхзвукового потока. Однако при этом должна учитываться специфичность структуры потока на входе в решетку, опреде­ ляемая системой отошедших ударных волн, простирающихся на значительные расстояния перед фронтом решетки.

На фиг. 28,6 представлена схема обтекания сверхзвуковым потоком рабочей решетки. Головную волну перед каждым про­ филем (природа возникновения ее, как отмечалось выше, может определяться как конечными толщинами входных кромок, об­ текаемых как тупые тела, так и формой межлопаточных кана­ лов) можно представить состоящей из двух участков: участ­ ка АБ, замыкающегося на спинке соседнего профиля, и участ­ ка АС — криволинейной волны. За отсоединенной волной перед носком профиля лопатки должна существовать зона дозвуко­ вых скоростей, ограниченная звуковой линией. С другой сторо­ ны, из условия периодичности течения на входе в канал ско­ рости должны быть всюду сверхзвуковыми. Следовательно, после звуковой линии должно существовать течение расшире­ ния, вызываемое линиями разрежения, единственным источни­ ком которых может быть только носок лопатки, подобно угло­ вой точке течения разрежения Майера.

Часть линий разрежения, отходящих от носка лопатки, за­ мыкается на впереди лежащей головной волне, а другая часть — на последующей. Таким образом, каждая головная волна на некотором расстоянии от решетки ослабляется с двух сторон, вырождаясь постепенно в волну слабого разрыва.

На фиг. 28,а, 6 нанесены линии тока, ограничивающие рас­ ход воздуха через межлопаточный канал решетки. По мере про­ движения по линии тока к решетке поток, с одной стороны, встречает на своем пути все более интенсивные участки голов­ ных волн, претерпевая в них все большие разрывы в скорости. С другой стороны, на участке между головными волнами поток проходит все большее количество волн разрежения, поворачи­ ваясь все на больший угол, так как по мере продвижения вдоль линии тока он начинает проходить и те линии разрежения, ко­ торые раньше замыкались на головных волнах. После прохож­ дения каждой головной волны и следующих за ней линий раз­ режения угол между направлением вектора скорости и направ­ лением входного участка профиля уменьшается до параллель­ ного с ним направления перед последней головной волной на входе в межлопаточный канал.

Из рассмотрения структуры набегающего потока перед фронтом бесконечной решетки профилей при наличии системы головных волн можно установить следующие основные законо­ мерности течения:

1. Скорости при продвижении вдоль фронта решетки непре­ рывно изменяются как по величине, так и по направлению, при­ чем картина изменения периодически повторяется в диапазоне

45

Эта кривая ф' + (Sa) учитывает потери вследствие поворота струи и потери на удар о входную кромку рабочей лопатки.

Однако кривая Вагнера справедлива для скоростей потока, соответствующих хда1 ^ 1. Для учета влияния kw1 можно поль­ зоваться приближенной зависимостью k - - /(Хш1), изображенной

тальной доводки ступени.

Заметим, что при хорошем профилировании рабочих лопа­ ток, даже при /VIWl = 1,5-т- 2, коэффициент ф может иметь зна­ чение 0,85 -ч- 0,9.

Потери в турбинах ТНА, связанные с парциальностью ступени

При парциальном подводе газа, что имеет место в турбинах открытых схем систем питания небольших двигателей, возникают специфические потери, обусловленные вентиляторным действием рабочих лопаток, на которые в данный момент не поступает струя газа, а также вихреобразованиями, возникающими в меж-

того, газ в межлопаточных каналах, не находящихся в потоке, испытывает ускорение и вытесняется при попадании под струю из соплового аппарата, что также связано с потерями, получив­ шими название «концевых» или потерь «на выталкивание»

(фиг. 32).

Фиг. 32. Обтекание рабочей решетки при парциальном подр.оде газа

Отдельный учет всех этих составляющих потерь, связанных с парциальным подводом газа к рабочему колесу турбины, в связи со сложностью происходящего явления, затруднен. В то

47

же время материал по опытным исследованиям потерь, связан­ ных с парциалытостью, ограничен. Известен ряд опытных зави­ симостей, в частности, например, формула Стодола, учитываю­ щая одновременно и трение диска и потери на вентиляторное действие лопаток при парциальном подводе газа:

Указанная формула пригодна для небольших окружных скоростей лопаток турбин и основана на паротурбинной прак­ тике, где условия работы отличаются от работы турбин ТНА.

Величина мощности, идущая на преодоление потерь трения и вентиляции, для расчета к. п. д. должна быть отнесена в 1 кг расхода газа через турбину, т. е.

75УУТВ

^ТНЛ Откуда следует, что рассматриваемые потери могут иметь

существенное значение лишь в турбинах, имеющих небольшие расходы газа.

Фиг. 33. Опытные зависимости, иллюстрирую­ щие влияние степени парциальности на к. п. д. турбины:

48