Файл: Михайлов, В. И. Термодинамика и силовые установки летательных аппаратов учеб. пособие.pdf

34

3

представляет собой сумму окружной составляющей Ряи активной силы Ра, возникающей в результате обтекания потоком газа профилй лопаток, и окружной составляющей Рри реактив­ ной силы Рр, появляющейся вследствие ускорения газового -по­ тока в межлопаточных каналах рабочего колеса.

Ступени турбины, у которых ускорение газового потока за счет падения энтальпии происходит ие только в сопловом аппа­ рате, но и на рабочем колесе, называются реактивными.

Предельное изменение энтальпии (срабатываемый теплоперепад) на одной ступени турбины составляет величину h =

димость в получении значительной мощности за счет срабатыва­ ния большего теплоперепада, газовая турбина должна быть мно­ гоступенчатой. Газовые турбины просты по конструкции и имеют небольшой удельный вес при относительно высоком к. п. д.

§2. Основные показатели и зависимости для газовой турбины

Отом, в какой мере процесс преобразования потенциальной энергии потока в кинетическую происходит на сопловом аппа­ рате и на рабочем колесе, дает представление степень реактив­ ности ступени. Степенью реактивности р, ступени называется от­ ношение изменения энтальпии на рабочем колесе is'— iit к изме­ нению энтальпии на ступени is— к, т. е.

Если iV — І4= 0, т. е. р =0, изменение энтальпии происходит только в сопловом аппарате и ступень турбины оказывается ак­ тивной. Если із— кфО, то р>0, изменение энтальпии происхо­ дит как в сопловом аппарате, так и на рабочем колесе, что ха­ рактерно для реактивной ступени турбины. Степень реактивности ступени у современных авиационных турбин р = 0,3-4-0,45.

На выходе из ступени турбины газ имеет определенное зна­ чение скорости с.і. Чем выше эта скорость при неизменной вели­ чине скорости сз' на входе в рабочее колесо, тем меньшее количе­ ство потенциальной энергии потока преобразуется в эффектив­

ную работу турбины. В связи с этим величину ■можно рас­

сматривать как потерю с выходной скоростью. Потери с выход­ ной скоростью будут наименьшими при минимальном значении а.

Одним из существенных параметров газовой турбины явля-

и

ется отношение-----. Этот параметр определяет кинематику га-

Сз'

зового потока на входе в рабочее колесо, а следовательно, и ве­ личину Cl^^

Рассматривая треугольники скоростей для ступени активной турбины, можно установить, что минимальное значение щ будет

что у одноступенчатых турбин отношение-----может иметь зна-

Сэг

чение меньше оптимального. В таком случае может быть увели­ чен срабатываемый теплоперепад. Однако это приводит при до-/' пустимых окружных скоростях к некоторому понижению к. п. д. турбины, тйк как возникают сверхзвуковые скорости газа в про­ точной части и появляются волновые потери.

В идеальной турбине, в которой процесс расширения газа про­ текает по адиабате (рис. 4.4) без потерь, в соответствии с пер: вым законом термодинамики максимальная возможная работа

36

где k -— показатель адиабаты продуктов сгорания; R — газовая

постоянная продуктов сгорания; от= -------- степень расширения Р4

газа на турбине.

Величина і* — Над= Н называется располагаемым теплопере-

падом. Так как в реактивных двигателях кинетическая энергия потока, прошедшего турбину, используется для получения тяго­ вой работы, под располагаемым тегоюперепадом понимают и ве­ личину Я* = і* — і* которая равна /* т. е.

или

В реальной турбине имеют место гидравлические сопротивле­ ния в сопловой и рабочей решетках. На преодоление гидравли­ ческих сопротивлений расходуется часть кинетической энергии. Теряемая кинетическая энергия преобразуется в тепло, которое усваивается газом: температура и энтальпия газа повышаются по сравнению с адиабатным расширением. Кроме того, идет теп­ лообмен с внешней средой. Процесс расширения газа в реальной турбине представляется политропой, которая в г — s диаграмме располагается правее адиабаты (рис. 4.4). В связи с этим

37

действительный теплоперепад /г, срабатываемый на турбине, оказывается меньше располагаемого Я.

Кроме гидравлических потерь в реальной турбине имеются еще потери, обусловленные выходной скоростью, утечкой газа через зазоры, а также трением в подшипниках. В связи с поте­ рями энергии эффективная работа на валу турбины /т меньше адиабатной /ад. Все виды потерь энергии учитываются к. п. д. тур­ бины

(4.6)

*ад

В связи с тем, что кинетическая энергия газа, покидающего турбину в реактивном двигателе, используется для получения тяговой работы, к. п. д. турбины можно отнести и к /* , т. е.

Таким образом, эффективная работа турбины зависит от тем­ пературы газа Т* на входе в турбину, от степени расширения

газа б* на турбине и от потерь энергии, учитываемых т)* . Предельная температура газа Т* на входе в турбину ограни­

чивается жаропрочностью материала лопаток. Материалы, обычно используемые для изготовления лопаток турбины, допус­ кают Тз= 11004-1250° К. Этот предел может'|быть повышен, если применить воздушное или жидкостное охлаждение наиболее теп­ лонапряженных деталей турбины, а также более жаропрочные* материалы.

Мощность на валу турбины при расходе газа m кг/сек

Можно считать, что расход газа через турбину и степень рас­ ширения газа на ней однозначно определяются степенью повы­ шения давления воздуха в компрессоре и его производительно­ стью. Эти показатели компрессора зависят от числа оборотов. Отсюда при неизменной температуре газа Г3-перед турбиной мощность турбины примерно равна

гдё п — число оборотов; С — коэффициент пропорциональности.

.38

§ 3. Управление турбиной

Управление турбиной в системе авиационного двигателя осу­

ществляется путем изменения температуры газа Т* перед тур-

г

блной и степени расширения газа 6* = - ^ р на турбине. Темпера-

Р 4

тура газа Г* перед турбиной может меняться (в допустимых

пределах) путем изменения подачи топлива в камеры сгорания. Изменение степени расширения газа б* на турбине возможно

при наличии регулируемого реактивного сопла двигателя или ре­ гулируемого соплового аппарата турбины. Из равенства расхода газа через сопловой аппарат турбины и реактивное сопло двига­ теля при критических и сверхкритических перепадах давления следует, что

и температура газа за турбиной (перед реактивным соплом). При адиабатическом расширении газа на турбине без потерь

к —1

поэтому

(4.11)

Таким образом, если турбина имеет нерегулируемый сопло­ вой аппарат (^еа — const), то при p*=const увеличение площади

критического сечения .Ркр реактивного сопла приводит к паде­ нию давления газа р* за турбиной и увеличению степени расши­

рения б* газа на турбине; уменьшение площади критического сечения Fuр сопла вызывает повышение давления газа р* за

’ 39

I

л»