Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя. Безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12° содержит перфорированные внешнюю и внутреннюю стенки. Закрутка потока, имеющаяся за рабочим колесом турбины высокого давления, преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре. Закрутка преобразована за счет профилирования ступени турбины высокого давления и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручиваюшего устройства полной высоты. Изобретение позволяет снизить потери в переходном канале между турбинами высокого и низкого давления. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя.

Уровень техники

Авиационные газовые турбины двухконтурных двигателей предназначены для привода компрессоров. Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора высокого давления, а турбина низкого давления предназначена для привода компрессора низкого давления и вентилятора. В авиационных двигателях пятого поколения массовый расход рабочего тела через внутренний контур в несколько раз меньше расхода через внешний контур. Поэтому турбина низкого давления по своей мощности и радиальным размерам в несколько раз превышает турбину высокого давления, а частота ее вращения в несколько раз меньше частоты вращения турбины высокого давления.

Такая особенность современных авиационных двигателей конструктивно воплощается в необходимости выполнения переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления, который является кольцевым диффузором.

Жесткие ограничения по габаритным и массовым характеристикам авиационного двигателя применительно к переходному каналу выражаются в необходимости выполнять канал относительно короткой длины, с высокой степенью диффузорности и явно отрывным эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора. Под степенью диффузорности понимается отношение выходной площади поперечного сечения ко входной. Для современных и перспективных двигателей степень диффузорности имеет значение, близкое к 2. Под эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора понимается угол раскрытия плоского диффузора, имеющего такую же длину, как и кольцевой конический диффузор, и такую же степень диффузорности. В современных авиационных ГТД эквивалентный угол раскрытия плоского диффузора превышает 10°, в то время как безотрывное течение в плоском диффузоре наблюдается только при угле раскрытия не более 6°.

Поэтому все выполненные конструкции переходных каналов характеризуются высоким коэффициентом потерь, из-за отрыва пограничного слоя от стенки диффузора. На фигуре 1 приведена эволюция основных параметров переходного канала фирмы Дженерал Электрик. На фигуре 1 по горизонтальной оси отложена степень диффузорности переходного канала, по вертикальной оси эквивалентный угол раскрытия плоского диффузора. Из фигуры 1 видно, что первоначально высокие значения эффективного угла раскрытия (≈12°) эволюционируют к значительно более низким значениям, что связано только лишь с высоким уровнем потерь. По результатам исследований кольцевого диффузора со степенью раскрытия 1,6 и эффективным углом раскрытия плоского диффузора 13,5° коэффициент потерь менялся в пределах от 15% до 24% в зависимости от закона распределения закрутки по высоте канала .

Аналоги изобретения

Отдаленными аналогами изобретения являются диффузоры, описанные в патентах US 2007/0089422 A1, DAS 1054791. В этих конструкциях для предотвращения отрыва потока от стенки диффузора используется отсос пограничного слоя из сечения, расположенного посередине канала с выбросом отсасываемого газа в сопло. Однако указанные диффузоры не являются переходными каналами между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления.

Краткое описание чертежей

Не являющиеся ограничивающими примеры осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает эволюцию проточной части межтурбинного переходного канала у ТРДД фирмы General Electric,

фиг.2 изображает зависимость потерь кинетической энергии потока в канале от интегрального параметра закрутки потока Ф ¯ С Т в виде линейной аппроксимации, где ν=0 - равномерная по высоте закрутка потока; ν=-1 - увеличивающаяся по высоте закрутка потока; ν=1 - уменьшающаяся по высоте закрутка потока; у=-1,36Ф ст +0,38 - аппроксимационная зависимость, соответствующая коэффициенту достоверности R=0,76,

фиг.3 изображает экстраполяцию потерь отрыва в кольцевом диффузоре от величины пристеночной закрутки,

фиг.4 изображает схему переходного канала,

фиг.5 изображает схему перфорации,

фиг.6 изображает схему устройства силовой стойки с подводящим каналом.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании переходного канала со степенью раскрытия более чем 1,6 и с эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора, превышающего 12°, течение в котором было бы безотрывным, а уровень потерь соответственно минимально возможным. Предлагается возможным снизить коэффициент потерь с 20-30% до 5-6%.

Поставленная задача решается:

1. На основе трансформации имеющейся закрутки за турбиной высокого давления на входе в кольцевой диффузор в направлении ее усиления на внутренней и внешней стенке канала и ослабления в середине канала.

2. На основе переменной по длине перфорации внутренних и внешних стенок кольцевого диффузора, адаптированной к местной структуре турбулентности.

3. На основе отсоса пограничного слоя из зоны возможного отрыва потока от стенок диффузора.

В связи с чем предлагается безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12°, содержащий внешнюю стенку и внутреннюю стенку. Внешняя и внутренняя стенка перфорированы, а имеющаяся за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) закрутка преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре. Закрутка преобразована за счет профилирования ступени турбины высокого давления (ТВД) и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручивающего устройства полной высоты.

Преобразованная закрутка ограничена достижением интегрального параметра закрутки до уровня Ф ст =0,3-0,35. Секция перфорации, расположенная на расстоянии 0,6-0,7 длины переходного канала от входного сечения, соединена с полостью в силовых стойках, имеющих щели на 80% высоты стоек симметрично геометрической середины канала, а щели расположены вблизи входной кромки.

Как известно, газ движется в диффузоре по инерции в сторону роста давления, а отрыв (отслоение) потока от стенок физически обусловлен недостаточной инерционностью внутренних пристеночных слоев пограничного слоя. Пункты 1, 2 призваны увеличить инерционность движения пристеночного потока газа за счет увеличения скорости движения, а соответственно его кинетической энергии.

Наличие закрутки в пристеночном потоке газа увеличивает скорость движения, а значит и его кинетическую энергию. В результате увеличивается устойчивость потока к отрыву (отслоению от стенок), а потери снижаются. На фигуре 2 приведены результаты опытного исследования кольцевого диффузора со степенью раскрытия 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора 13,5°. По вертикальной оси представлен коэффициент потерь, определяемый традиционным образом: отношение потерь механической энергии в диффузоре к кинетической энергии газового потока на входе в диффузор. По горизонтальной оси представлен интегральный параметр закрутки, определяемый следующим образом:

Ф с т = Ф в т + Ф п е р Ф. ,

где Ф. = 2 π ∫ R R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2)

Интегральный параметр закрутки на входе в канал, ρ - плотность, w - осевая скорость, u - окружная скорость, r - текущий радиус, R - радиус с внутренней образующей диффузора, Н - высота канала, Ф вт - интегральный параметр закрутки, рассмотренный в диапазоне высот от 0% до 5% от втулочного сечения, т.е.

Ф в т = 2 π ∫ R R + 0,05 H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) ;

Ф пер - тот же параметр, но в диапазоне высот от 95% до 100% от втулочного сечения, т.е.

Ф п е р = 2 π ∫ R + 0,95 H R + H ρ w u r 2 d r 2 π ∫ R R + H ρ w 2 r d r (R + H 2) .

Как видно из фигуры 2, потери в переходном канале снижаются по мере увеличения доли пристеночной закрутки.

На фигуре 3 представлена линейная экстраполяция зависимости ξ (Ф ст) до уровня потерь трения в эквивалентном канале постоянного сечения. В этом случае на долю пристеночной закрутки (10% от высоты канала) должно приходиться примерно 30% закрутки потока.

Как известно, при турбулентном режиме течения в каналах, непосредственно вблизи стенки имеет место ламинарный режим течения из-за невозможности поперечного пульсационного движения. Толщина ламинарного подслоя составляет примерно 10 μ ρ τ с т. В последнем выражении µ - динамическая вязкость, τ ст - напряжение трения на стенке. Как известно, напряжение трения быстро убывает вдоль диффузора, а в точке отрыва оно вообще равно нулю. Поэтому толщина ламинарного подслоя в переходном канале со сплошной стенкой стремительно нарастает по ходу потока. Соответственно увеличивается толщина пристеночного слоя течения с малым уровнем кинетической энергии.

Перфорация внутренней и внешней стенок переходного канала делает возможным поперечное пульсационное движение на любом расстоянии от перфорированной стенки. Поскольку в турбулентном течении продольное пульсационное течение статистически связано с поперечным, то перфорация позволяет увеличить зону собственно турбулентного течения. Чем выше степень перфорации стенки, тем тоньше ламинарный подслой, тем выше скорость движения газа в пристеночном слое, тем выше кинетическая энергия пристенного потока и его стойкость к отрыву (отслоению от стенки).

Описание конструкции переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления

Переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) внутреннего контура двухконтурного турбореактивного двигателя (Фиг.4) является кольцевым диффузором, имеющим внутреннюю стенку 1 и внешнюю стенку 2. Внутренняя и внешняя стенки на стыке с ТВД и ТНД имеют определенные радиусы сопряжения.

Через переходный канал проходят силовые стойки 3, которые обеспечивают смазку, суфлирование и охлаждение опор роторов ТВД и ТНД. Стойки 3 имеют в поперечном сечении несимметричный аэродинамический профиль, обеспечивающий раскрутку потока в центре канала и подкрутку потока у стенок канала до уровня Ф ст =0,3-0,35.

Стенки 1 и 2 перфорированы (Фиг.5). Во избежание перетекания рабочего тела в перфорациях, части перфорации 4 изолированы друг от друга поперечными стенками 5.

Из секции перфорации 9, расположенной на расстоянии 0,6-0,7 от входа в диффузор, организован отсос и удаление через подводящий канал 6 в щели 7 стоек 3. Удаление отсосанной части пограничного слоя производится через щели, расположенные вблизи кромки профиля стоек в зоне минимума местного статического давления. В канале, соединяющем полость 9 с полостью стоек 3, установлены мерные шайбы 8, регулирующие расход газа.

За рабочим колесом ТВД 11 установлен подкручивающий аппарат 12, увеличивающий закрутку потока у стенок. Высота лопаток аппарата 12 составляет 10% от высоты канала на входе. При необходимости подкручивающий аппарат 12 может быть преобразован в раскручивающе-подкручивающий аппарат, расположенный по всей высоте канала. Центральная часть аппарата раскручивает поток, а пристеночная подкручивает, так что в результате закрутки потока на входе в диффузор составляет Ф ст =0,3-0,35.

В том случае, если безотрывное течение в диффузоре достигается только лишь за счет профилирования соплового аппарата 10 и рабочего колеса 11 ТВД и закручивающе-раскручивающего воздействия силовых стоек 3, закручивающее устройство 12 и щели 7 с каналом 6 отсутствуют.

Осуществление изобретения

Безотрывный режим течения в переходном канале достигается закруткой потока в пристеночных зонах течения, раскруткой потока в центре, перфорацией меридиональных образующих переходного канала, отсосом пограничного слоя.

Особенности организации рабочего процесса в современных ГТД таковы, что за турбиной высокого давления имеет место закрутка потока порядка 30-40°. Высокий уровень закрутки у внутренней и наружной стенки (на расстоянии 5% от высоты канала) следует сохранить, а если это необходимо - усилить за счет профилирования ступени и если необходимо - за счет установки закручивающего лопаточного аппарата на входе в переходный канал. Закрутку потока на высотах от 5% от втулочного сечения до 95% от того же сечения следует уменьшить как за счет профилирования ступени, так и за счет раскручивания потока силовыми стойками, конструктивно проходящими через канал. При необходимости, добиться нужной раскрутки потока следует установкой дополнительного раскручивающего лопаточного аппарата на входе в переходный канал. Раскрутка потока в центральной части канала призвана снизить радиальный градиент статического давления и уменьшить интенсивность вторичных течений, утолщающих пограничный слой и уменьшающих его стойкость к отрыву. Величина относительной пристеночной закрутки должна быть по возможности приближена к значению 0,3-0,35.

Поскольку установка дополнительного лопаточного аппарата связана с появлением потерь в этом аппарате, то его следует устанавливать только в том случае, если уменьшение коэффициента потерь в переходном канале заметно превышает величину потерь в дополнительном закручивающем и раскручивающем устройстве. Как вариант возможна установка дополнительного закручивающего аппарата на втулке и периферии ограниченного высотами от 5% до 10% Н (Фиг.4).

Перфорация меридиональных образующих переходного канала изменяет режим течения в ламинарном подслое на турбулентный. Экстраполяция логарифмического профиля скорости на область ламинарного подслоя до расстояния от твердой стенки, равного 8% толщины ламинарного подслоя, дает для величины скорости значение τ с т ρ 6,5 , что всего лишь в 2 раза меньше скорости на границе ламинарного подслоя, в то время как как скорость течения собственно в ламинарном подслое (на этом расстоянии) в 4 раза меньше, а удельная кинетическая энергия в 16 раз меньше.

Экстраполяция логарифмического закона распределения скоростей, характерного сугубо для турбулентного режима течения на область ламинарного подслоя, предполагает полную свободу для перемещения турбулентных вихрей. Такая возможность существует при двух условиях: 1) степень перфорации твердой поверхности близка к 100%;

2) турбулентные вихри всех размеров в данном сечении имеют полную свободу для перемещений в поперечном направлении.

Реально эти условия недостижимы в полном объеме, но практически можно близко к ним подойти. В результате скорость движения у перфорированной поверхности будет в разы выше скорости движения на том же расстоянии от стенки у сплошной поверхности. При этом плотность расположения элементов перфорации и ее структура должны быть согласованы с максимумом энергетического спектра турбулентных пульсаций в отношении их линейного размера для данного сечения переходного канала.

Плотность перфорации (отношение площади перфорации к общей площади) следует выдерживать максимально возможной по конструктивным и жесткостным соображениям.

Структура перфорации адаптирована к линейному размеру энергосодержащих вихрей местной турбулентности, определяемому высотой переходного канала и его средним радиусом в данном сечении. В качестве модели структуры перфорации может быть принята следующая модель:

d min =(0,2-0,5)l э (R, II);

d max =(1,5-2)l э (R, II);

d ¯ = (0,6 − 0,8) ;

d min ¯ = (0,2 − 0,3) ;

d max ¯ = (0,1 − 0,2) ;

d min - минимальный диаметр перфорации; d=l э (R, II) - основной диаметр перфорации, равный линейному размеру энергосодержащих вихрей турбулентной структуры; d max - максимальный диаметр перфорации; d ¯ = S d S - доля основного размера перфорации; S d - площадь перфорации, выполненная по размеру d=(l э (R, II); S - общая площадь перфорации; d min ¯ = S d min S - доля минимального размера перфорации; S dmin - площадь перфорации, выполненная по размеру d min ; d max ¯ = S d max S - доля максимального размера перфорации; S dmax - площадь перфорации, выполненная по размеру d max (Фиг.5).

Размер энергосодержащих вихрей l э (R, II) определяется расчетным путем в зависимости от принятой модели турбулентности.

В переходных каналах с очень большой степенью расширения (n>2) и очень большим эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора (α экв >17°) максимально достижимой пристеночной закруткой (Ф ст ≈0,3) и максимально достижимой и должным образом структурированной перфорации (S ¯ ≈ 0,8 , где S ¯ = S п е р S , S пер - общая площадь перфорированной поверхности, S - суммарная площадь меридиональных обводов) может не хватить для организации безотрывного течения по всей длине переходного канала. В этом случае возможный отрыв на последней трети длины диффузора следует предотвратить путем отсоса пограничного слоя через часть перфорации. Удаление отсасываемого газа следует организовать в центральную часть канала через соответствующие отверстия в силовых стоках, которые расположены вблизи входной кромки профиля стенок, т.е. там, где местное статическое давление минимально. Площадь части перфорации 9, работающей на отсос, и площади проходных сечений в стойках 7 должны быть согласованны между собой.

Полость в силовых стойках имеет щели, расположенные вблизи входной кромки, вертикальная протяженность которых может достигать 0,8 от высоты стоек. Щели расположены симметрично относительно середины канала. Совокупность полостей и каналов, связанная с перфорацией и щелями в силовых стойках, организует отсос пограничного слоя в переходном канале.

Организация отсоса пограничного слоя целесообразна только в том случае, если потери смешения при вдуве отсосанного газа на вход в переходный канал меньше величины уменьшения потерь в диффузоре в связи с отсосом.

Список использованной литературы

1. Гладков Ю.И. Исследование переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД [Текст]: автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук 05.07.05 / Ю.И.Гладков - Рыбинская государственная авиационная технологическая академия имени П.А.Соловьева. - 2009 - 16 с.

2. Шлихтинг, Г. Теория пограничного слоя [Текст] / Г.Шлихтинг. - М.: Наука, 1974. - 724 с.

1. Безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12°, содержащий внешнюю стенку и внутреннюю стенку, отличающийся тем, что внешняя и внутренняя стенка перфорированы, а имеющиеся за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) закрутка преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре за счет профилирования ступени турбины высокого давления (ТВД) и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручивающего устройства полной высоты.

2. Канал по п.1, отличающийся тем, что преобразованная закрутка ограничена достижением интегрального параметра закрутки до уровня Ф ст =0,3-0,35.

3. Канал по п.1, отличающийся тем, что секция перфорации, расположенная на расстоянии 0,6-0,7 длины переходного канала от входного сечения, соединена с полостью в силовых стойках, имеющих щели на 80% высоты стоек симметрично геометрической середины канала, а щели расположены вблизи входной кромки.

Похожие патенты:

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно для сбросных систем пара тепловых электрических станций, например, выбросам пара при срабатывании главных предохранительных клапанов котлов, продувок пароперегревателей, растолок котлов и котлов-утилизаторов при расходах сбрасываемого пара более 30 т/ч и степени нерасчетности недорасширенной струи пара n=pa/pc>1, где pa - давление атмосферного воздуха, pc - статическое давление пара на срезе выхлопного трубопровода

Выхлопное устройство турбомашины содержит корпус с входным отверстием, расположенным вокруг оси вращения турбины, диффузор, расположенное в наружной стенке корпуса выходное отверстие и дополнительную перегородку. Диффузор включает осевую и радиальную части, образованные соответственно внутренней и наружной трактовыми стенками, расположенными внутри корпуса вокруг оси вращения турбины. Дополнительная перегородка выполнена внутри корпуса устройства в плоскости, перпендикулярной оси вращения турбины, с периметром равным периметру параллельных ей стенок корпуса устройства. В дополнительной перегородке выполнено коаксиально оси вращения турбины отверстие, диаметр которого равен максимальному диаметру наружной трактовой стенки радиальной части диффузора. В нижней части дополнительной перегородки выполнены симметрично и «зеркально», относительно вертикальной оси указанной перегородки сквозные пазы. По периметру сквозных пазов неподвижно и герметично установлены полые короба, выполненные в виде усеченных пирамид с двумя криволинейными гранями. Меньшие по площади основания указанных усеченных пирамид направлены в сторону турбины устройства, пространство от верхней кромки дополнительной перегородки до верхней кромки стенки корпуса, содержащей входное отверстие устройства, закрыто герметичной плоской стенкой. Изобретение позволяет повысить эффективность устройства и к.п.д. газотурбинной установки. 3 ил.

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура. Контура образованы передними и задними лопатками, размещенными между стойками со смещением относительно друг друга. Средние линии входных участков контуров и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси. Средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины. Лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное 0,03÷0,15 длины хорды передней лопатки. По длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него. Количество контуров установленных между стойками определено зависимостью защищаемой настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия последней ступени турбины, а также уменьшить закрутку выходящего потока. 3 ил.

Изобретение относится к выхлопным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой. Выхлопное устройство содержит диффузор, переходник с разделяющими поток ребрами и шумоглушитель кассетного типа, размещенный под углом 30-60° к оси переходника. Каждая из кассет шумоглушителя состоит из силового каркаса, обшитого листами, полость между которыми заполнена звукопоглощающим материалом. Со стороны наклоненной к диффузору кассеты обшиты перфорированным листом, а с противоположной стороны - цельным. Изобретение позволяет повысить эффективность снижения шума в выходном устройстве за счет обеспечения равномерного движения потока. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в выхлопном тракте газоперекачивающего агрегата или газотурбинной электростанции. Диффузор выхлопного тракта газотурбинной установки содержит обечайку с фланцами, кожух, охватывающий обечайку и звукоизоляцию, размещенную между обечайкой и кожухом. Обечайка выполнена из подвижных, телескопически соединенных частей с ограничителями перемещений. Кожух образован эластичным материалом, например тканью «Атом», закрепленным на обечайке. Изобретение позволит повысить надежность работы конструкции диффузора, а также снизить его металлоемкость. 3 ил.

Выпускной патрубок для использования с турбиной, включающей множество ступеней, выполнен с возможностью направления пара из турбины в конденсатор и содержит опорный конус, окружающий ротор турбины, направляющую и колпак направляющей. Направляющая расположена радиально снаружи опорного конуса, при этом направляющая и опорный конус выполнены с возможностью направления текучей среды из турбины. Колпак направляющей проходит от края и задней поверхности направляющей к турбине и содействует предотвращению образования вихрей текучей среды в выпускном патрубке. Другое изобретение группы относится к паровой турбине, включающей указанный выше выпускной патрубок. Группа изобретений позволяет увеличить производительность турбины. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к энергетике. Часть низкого давления паровой турбины, включающая регулирующий орган на входе, группу ступеней с промежуточными камерами и выхлопной патрубок, соединенный с конденсатором, разделенным трубной системой на входной и выходной объемы, при этом выходной объем конденсатора соединен с промежуточной камерой, например, перед последней ступенью, посредством перепускной трубы с клапаном. Заявляемое техническое решение основано на особенности работы последней ступени низкого давления при малых расходах пара, когда ее рабочее колесо не вырабатывает мощности, а получает ее от ротора, затрачивая на перекачку пара в сторону выхлопа. При таком «компрессорном» режиме работы давление перед последней ступенью оказывается ниже, чем в конденсаторе. Это позволяет направить в камеру перед последней ступенью пар, охлажденный трубной системой конденсатора при протекании из его входного объема в выходной объем. Заявленное изобретение позволяет повысить надежность и экономичность паровой турбины при малых расходах пара через группу ступеней части низкого давления за счет снижения вентиляционного нагрева проточной части и устранения его последствий без использования охлаждающих впрысков влаги, усиливающих эрозию, и без увеличения расхода рабочего пара, сокращающего отпуск тепла и электроэнергии. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя

0

Воздушно-реактивные двигатели по способу предварительного сжатия воздуха перед поступлением в камеру сгорания разделяются на компрессорные и бескомпрессорные. В бескомпрессорных воздушно-реактивных двигателях используется скоростной напор воздушного потока. В компрессорных двигателях воздух сжимается компрессором. Компрессорным воздушно-реактивным двигателем является турбореактивный двигатель (ТРД). В группу, получившую название смешанных или комбинированных двигателей, входят турбовинтовые двигатели (ТВД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД). Однако конструкция и принцип работы этих двигателей во многом схожи с турбореактивными двигателями. Часто все типы указанных двигателей объединяют под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД). В качестве топлива в газотурбинных двигателях используется керосин.

Турбореактивные двигатели

Конструктивные схемы. Турбореактивный двигатель (рис. 100) состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.

Входное устройство предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство способствует повышению давления воздуха перед компрессором.

Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные (рис. 101) и осевые (см. рис. 100).

В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора.

В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.

Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению лопаток.

Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют на барабанные (рис. 102, а), дисковые (рис. 102, б) и барабаннодисковые (рис. 102, в).

Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью компрессора.

В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени.

Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат, устанавливаемый перед компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может отсутствовать.

Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми (рис. 103), кольцевыми (рис. 104), трубчато-кольцевыми (рис. 105).

Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси во всех камерах.

Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы - завихрители и форсунки.

Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются индивидуальные жаровые трубы.

Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор (рис. 106). Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка (рис. 107).

Выпускное устройство (рис. 108) состоит из выпускной трубы, внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.

Принцип работы. В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно.

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления.

В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается лопатками быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.

Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте. Эффективность процесса сжатия воздуха в компрессоре

характеризуется величиной степени повышения давления π к, которая представляет собой отношение давления воздуха на выходе из компрессора р 2 к давлению атмосферного воздуха р H

Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух), составляющая 25-35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.

Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь поджигается уже имеющимся факелом пламени.

Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до 450-500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.

В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором - реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового потока.

Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость возрастает до 550-650 м/сек (в земных условиях).

Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе преобразуется в кинетическую энергию в процессе расширения (в турбине и выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение турбины, которая в свою очередь вращает компрессор, другая часть - на ускорение газового потока (на создание реактивной тяги).

Турбовинтовые двигатели

Устройство и принцип действия. Для современных самолетов,

обладающих большой грузоподъемностью я дальностью полета, нужны двигатели, которые могли бы развить необходимые тяги при минимальном удельном весе. Этим требованиям удовлетворяют турбореактивные двигатели. Однако они неэкономичны по сравнению с винтомоторными установками на небольших скоростях полета. В связи с этим некоторые типы самолетов, предназначенные для полетов с относительно невысокими скоростями и с большой дальностыо, требуют постановки двигателей, которые сочетали бы в себе преимущества ТРД с преимуществами винтомоторной установки на малых скоростях полета. К таким двигателям относятся турбовинтовые двигатели (ТВД).

Турбовинтовым двигателем называется газотурбинный авиационный двигатель, в котором турбина развивает мощность, большую потребной для вращения компрессора, и этот избыток мощности используется для вращения воздушного винта. Принципиальная схема ТВД показана на рис. 109.

Как видно из схемы, турбовинтовой двигатель состоит из тех же узлов и агрегатов, что и турбореактивный. Однако в отличие от ТРД на турбовинтовом двигателе дополнительно смонтированы воздушный винт и редуктор. Для получения максимальной мощности двигателя турбина должна развивать большие обороты (до 20000 об/мин). Если с этой же скоростью будет вращаться воздушный винт, то коэффициент полезного действия последнего будет крайне низким, так как наибольшего значения к. п. д. винта на расчетных режимах полета достигает при 750-1 500 об/мин.

Для уменьшения оборотов воздушного винта по сравнению с оборотами газовой турбины в турбовинтовом двигателе устанавливается редуктор. На двигателях большой мощности иногда используют два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем работу обоих воздушных винтов обеспечивает один редуктор.

В некоторых турбовинтовых двигателях компрессор приводится во вращение одной турбиной, а воздушный винт - другой. Это создает благоприятные условия для регулирования двигателя.

Тяга у ТВД создается главным образом воздушным винтом (до 90%) и лишь незначительно за счет реакции газовой струи.

В турбовинтовых двигателях применяются многоступенчатые турбины (число ступеней от 2 до 6), что диктуется необходимостью срабатывать на турбине ТВД большие теплоперепады, чем на турбине ТРД. Кроме того, применение многоступенчатой турбины позволяет снизить ее обороты и, следовательно, габариты и вес редуктора.

Назначение основных элементов ТВД ничем не отличается от назначения тех же элементов ТРД. Рабочий процесс ТВД также аналогичен рабочему процессу ТРД. Так же, как и в ТРД, воздушный поток, предварительно сжатый во входном устройстве, подвергается основному сжатию в компрессоре и далее поступает в камеру сгорания, в которую одновременно через форсунки впрыскивается топливо. Образовавшиеся в результате сгорания топливовоздушной смеси газы обладают высокой потенциальной энергией. Они устремляются в газовую турбину, где, почти полностью расширяясь, производят работу, которая затем передается компрессору, воздушному винту и приводам агрегатов. За турбиной давление газа практически равно атмосферному.

В современных турбовинтовых двигателях сила тяги, получаемая только за счет реакции вытекающей из двигателя газовой струи, составляет 10-20% суммарной силы тяги.

Двухконтурные турбореактивные двигатели

Стремление повысить тяговый коэффициент полезного действия ТРД на больших дозвуковых скоростях полета привело к созданию двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД).

В отличие от ТРД обычной схемы в ДТРД газовая турбина приводит во вращение (помимо компрессора и ряда вспомогательных агрегатов) низконапорный компрессор, называемый иначе вентилятором второго контура. Привод вентилятора второго контура ДТРД может осуществляться и от отдельной турбины, располагаемой за турбиной компрессора. Простейшая схема ДТРД представлена на рис. 110.

Первый (внутренний) контур ДТРД представляет собой схему обычного ТРД. Вторым (внешним) контуром является кольцевой канал с расположенным в нем вентилятором. Поэтому двухконтурные турбореактивные двигатели называют иногда турбовентиляторными.

Работа ДТРД происходит следующим образом. Набегающий на двигатель воздушный поток поступает в воздухозаборник и далее одна часть воздуха проходит через компрессор высокого давления первого контура, другая - через лопатки вентилятора (компрессора низкого давления) второго контура. Так как схема первого контура представляет собой обычную схему ТРД, то и рабочий процесс в этом контуре аналогичен рабочему процессу в ТРД. Действие вентилятора второго контура подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в кольцевом канале.

ДТРД могут найти применение и на сверхзвуковых летательных аппаратах, но в этом случае для увеличения их тяги необходимо предусматривать сжигание топлива во втором контуре. Для быстрого увеличения (форсирования) тяги ДТРД иногда осуществляется сжигание дополнительного топлива либо в воздушном потоке второго контура, либо за турбиной первого контура.

При сжигании дополнительного топлива во втором контуре необходимо увеличивать площадь его реактивного сопла для сохранения неизменными режимов работы обоих контуров. При несоблюдении этого условия расход воздуха через вентилятор второго контура уменьшится вследствие повышения температуры газа между вентилятором и реактивным соплом второго контура. Это повлечет за собой снижение потребной мощности для вращения вентилятора. Тогда, чтобы сохранить прежние числа оборотов двигателя, придется в первом контуре снизить температуру газа перед турбиной, а это приведет к уменьшению тяги в первом контуре. Повышение суммарной тяги будет недостаточным, а в некоторых случаях суммарная тяга форсированного двигателя может оказаться меньше суммарной тяги обычного ДТРД. Кроме того, форсирование тяги связано с большими удельными расходами топлива. Все эти обстоятельства ограничивают применение данного способа увеличения тяги. Однако форсирование тяги ДТРД может найти широкое применение при сверхзвуковых скоростях полета.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

В 2006 году руководством Пермского моторостроительного комплекса и ОАО «Территориальная генерирующая компания № 9» (Пермский филиал) подписан договор на изготовление и поставку газотурбинной электростанции ГТЭС-16ПА на базе ГТЭ-16ПА с двигателем ПС-90ЭУ-16А.

Об основных отличиях нового двигателя от существующего ПС-90АГП-2 мы попросили рассказать заместителя генерального конструктора-главного конструктора энергетических газотурбинных установок и электростанций ОАО «Авиадвигатель» Даниила СУЛИМОВА.

Основным отличием установки ГТЭ-16ПА от существующей ГТУ-16ПЭР является применение силовой турбины с частотой вращения 3000 об./мин (вместо 5300 об./мин). Уменьшение частоты вращения дает возможность отказаться от дорогостоящего редуктора и повысить надежность газотурбинной установки в целом.

Технические характеристики двигателей ГТУ-16ПЭР и ГТЭ-16ПА (в условиях ISO)

Оптимизация основных параметров силовой турбины

Базовые параметры свободной турбины (СТ): диаметр, проточная часть, количество ступеней, аэродинамическая эффективность - оптимизированы с целью минимизации прямых эксплуатационных расходов.

Эксплуатационные расходы включают затраты на приобретение СТ и расходы за определенный (приемлемый для заказчика в качестве срока окупаемости) период эксплуатации. Выбор вполне обозримого для заказчика (не более 3 лет) срока окупаемости позволил реализовать экономически обоснованную конструкцию.

Выбор оптимального варианта свободной турбины для конкретного применения в составе ГТЭ-16ПА производился в системе двигателя в целом на основе сравнения прямых эксплуатационных расходов для каждого варианта.

С использованием одномерного моделирования СТ по среднему диаметру определялся достижимый уровень аэродинамической эффективности СТ для дискретно заданного количества ступеней. Выбиралась оптимальная для данного варианта проточная часть. Количество лопаток, учитывая их значительное влияние на себестоимость, выбиралось из условия обеспечения коэффициента аэродинамической нагрузки Цвайфеля равным единице.

На основе выбранной проточной части оценивалась масса СТ и производственная себестоимость. Затем проводилось сравнение вариантов турбины в системе двигателя по прямым эксплуатационным расходам.

При выборе количества ступеней для СТ учитывается изменение кпд, затрат на приобретение и эксплуатацию (стоимость топлива).

Стоимость приобретения равномерно возрастает с ростом себестоимости при увеличении количества ступеней. Подобным же образом растет и реализуемый кпд - как следствие снижения аэродинамической нагрузки на ступень. Затраты на эксплуатацию (топливная составляющая) падают с ростом кпд. Однако суммарные затраты имеют четкий минимум при четырех ступенях в силовой турбине.

При расчетах учитывался как опыт собственных разработок, так и опыт других фирм (реализованный в конкретных конструкциях), который позволил обеспечить объективность оценок.

В окончательной конструкции за счет увеличения нагрузки на ступень и снижение кпд СТ от максимально достижимой величины примерно на 1% удалось снизить суммарные затраты заказчика почти на 20%. Это было достигнуто за счет снижения себестоимости и цены турбины на 26% относительно варианта с максимальным кпд.

Аэродинамическое проектирование СТ

Высокая аэродинамическая эффективность новой СТ при достаточно высокой нагрузке достигнута за счет использования опыта ОАО «Авиадвигатель» в разработке турбин низкого давления и силовых турбин, а также применения многоступенчатых пространственных аэродинамических моделей, использующих уравнения Эйлера (без учета вязкости) и Навье-Стокса (учитывающих вязкость).

Сравнение параметров силовых турбин ГТЭ-16ПА и ТНД Rolls-Royce

Сравнение параметров СТ ГТЭ-16ПА и наиболее современных ТНД Rolls-Royce семейства Trent (диаграмма Смита) показывает, что по уровню угла поворота потока в лопатках (примерно 1050) новая СТ находится на уровне турбин Rolls-Royce. Отсутствие жесткого ограничения по массе, свойственного авиационным конструкциям, позволило несколько снизить коэффициент нагрузки dH/U2 за счет увеличения диаметра и окружной скорости. Величина выходной скорости (свойственная наземным конструкциям) позволила уменьшить относительную осевую скорость. В целом, потенциал спроектированной СТ для реализации кпд находится на уровне, характерном для ступеней семейства Trent.

Особенностью аэродинамики спроектированной СТ является также обеспечение оптимального значения кпд турбины на режимах частичной мощности, характерных для эксплуатации в базовом режиме.

При сохранении частоты вращения изменение (снижение) нагрузки на СТ приводит к возрастанию углов атаки (отклонению направления течения газа на входе в лопатки от расчетной величины) на входе в лопаточные венцы. Появляются отрицательные углы атаки, наиболее значительные в последних ступенях турбины.

Проектирование лопаточных венцов СТ с высокой устойчивостью к изменению углов атаки обеспечено специальным профилированием венцов с дополнительной проверкой стабильности аэродинамических потерь (по 2D/3D аэродинамическим моделям Навье-Стокса) при больших углах потока на входе.

Аналитические характеристики новой СТ показали в результате значительную устойчивость к отрицательным углам атаки, а также и возможность применения СТ и для привода генераторов, вырабатывающих ток с частотой 60 Гц (с частотой вращения 3600 об./мин), то есть возможность увеличения частоты вращения на 20% без заметных потерь кпд. Однако в этом случае практически неизбежны потери кпд на режимах пониженной мощности (приводящих к дополни-тельному увеличению отрицательных углов атаки).
Особенности конструкции СТ
Для снижения материалоемкости и веса СТ использовались проверенные авиационные подходы к конструированию турбины. В результате масса ротора, несмотря на увеличение диаметра и количества ступеней, оказа-лась равной массе ротора силовой турбины ГТУ-16ПЭР. Это обеспечило значительную унификацию трансмиссий, унифицированы также масляная система, система наддува опор и охлаждения СТ.
Увеличено количество и улучшено качество воздуха, применяемого для наддува опор трансмиссионных подшипников, включая его очистку и охлаждение. Улучшено также качество смазки трансмиссионных подшипников путем применения фильтроэлементов с тонкостью фильтрации до 6 мкм.
С целью повышения эксплуатационной привлекательности новой ГТЭ внедрена специально разработанная система управления, которая позволяет заказчику воспользоваться турбодетандерным (воздушным и газовым) и гидравлическим типами запуска.
Массогабаритные характеристики двигателя позволяют использовать для его размещения серийные конструкции блочно-комплектной электростанции ГТЭС-16П.
Шумо- и теплоизолирующий кожух (при размещении в капитальных помещениях) обеспечивает акустические характеристики ГТЭС на уровне, предусмотренном санитарными нормами.
В настоящее время первый двигатель проходит серию специальных испытаний. Газогенератор двигателя уже прошел первый этап эквивалентно-циклических испытаний и начал второй этап после ревизии технического состояния, который завершится весной 2007 года.

Силовая турбина в составе полноразмерного двигателя прошла первое специальное испытание, в ходе которого были сняты показатели по 7 дроссельным характеристикам и другие экспериментальные данные.
По результатам испытаний сделан вывод о работоспособности СТ и ее соответствии заявленным параметрам.
Кроме этого по результатам испытаний в конструкцию СТ внесены некоторые корректировки, в том числе изменена система охлаждения корпусов для снижения тепловыделения в помещение станции и обеспечения пожарной безопасности, а также для оптимизации радиальных зазоров повышения кпд, настройка осевой силы.
Очередное испытание силовой турбины планируется провести летом 2007 года.

Газотурбинная установка ГТЭ-16ПА
накануне специальных испытаний

3. ПРОЦЕСС РАСШИРЕНИЯ ГАЗА В ТУРБИНЕ

В главе рассматриваются следующие вопросы:
— назначение в ТРД;
— схема и принцип действия осевой ;
— окружное усилие, эффективная работа газа, кпд и мощность турбины;
— основные параметры, определяющие мощность тур-бины;
— совместная работа турбины и компрессора в ТРД;
— многоступенчатые турбины и особенности работы тур-бин двухвальных двигателей;
— выходные устройства ВРД.

Газ, обладающий значительной потенциальной энергией, из камеры сгорания поступает я турбину.
представляет собой лопаточную маши-ну, преобразующую энергию сжатого и нагретого в камерах сгорания газа в механическую работу на валу. В ТРД турбина служит для вращения ротора компрессо-ра и всех обслуживающих агрегатов: топливных, масляных, гидравлических насосов и др.
В сравнении с другими двигателями, преобразующими энергию газа в механическую работу, имеет ряд преимуществ:
— возможность получения больших мощностей в одном агрегате при малых габаритах и весе;
— высокий кпд, что обусловлено хорошей аэродинамикой проточной части и отсутствием крутых поворотов потока;
— простота и надежность конструкции.
Турбины классифицируют по направлению движения по-тока газа, по числу ступеней и другим признакам.
По направлению движения потока газа турбины могут бытьрадиальными, когда поток движется от центра к пери-ферии вдоль радиуса элементов турбин, и осевыми, у которых поток движется вдоль оси турбины.
В ТРД применяются осевые турбины.
—По числу ступеней турбины ТРД выполняются одно, двух или много ступенчатыми в зависимости от величины степени расширения газа в турбине.
Классификация турбин по другим признакам рассматри-вается в следующем параграфе.

3.2. СХЕМА И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СТУПЕНИ ОСЕВОЙ

Основными элементами ступени турбины являются сопло-вой аппарат (СА) и рабочее колесо (РК) рис. 26.
Лопатки СА и РК образуют систему каналов проточной части турбины, по которым протекает поток газа.
Для рассмотрения принципа действия ступени турбины рассечем ее цилиндрической поверхностью а— а и развернем ее на плоскость. Получим плоскостную турбинную решетку, состоящую из сечения СА и РК (рис. 27).
В поперечном сечении лопатки СА и РК представляют со-бой аэродинамические профили.
Газ из камеры сгорания с абсолютной скоростью потока С 3 , давлением Р 3 и температурой Т 3 поступает в каналы соп-лового аппарата. Сопловой аппарат предназначен для преоб-разования потенциальной энергии давления газового потока в кинетическую энергию. С этой целью каналы СА выполне-ны сужающимися по потоку (f 3 ΄< f 3 , где f — площадь сечения канала).

Скорость потока в СА увеличивается от С 3 до С 3 ", а давление и температура газа падают (Р 3 "<Р 3 и Т 3 "<Т 3).
С абсолютной скоростью С3" газ поступает на лопатки ра-бочего колеса, вращающегося с окружной скоростью U. В межлопаточном канале РК газ движется с относительной ско-ростью W 3 ", равной на входе в РК геометрической разности абсолютной С 3 " и окружной скорости U, т.е. W 3 " = C 3 " - U.
План скоростей на входе в РК показан на рис. 27. Для обеспечения безударного входа передние кромки ло-паток РК устанавливаются по направлению относительной скорости W 3 ". В связи с увеличением окружной скорости от основания лопатки к концу и необходимостью обеспечения безударного входа на всех радиусах, лопатка РК подвер-гается «крутке».
В рабочем колесе кинетическая энергия газового потока преобразуется в механическую работу. Абсолютная скорость потока уменьшается в каналах РК от С 3 " до С 4 .
В зависимости от типа турбины газ в межлопаточных ка-налах РК либо продолжает расширяться (давление падает от Р 3 " до Р 4), либо только изменяет направление движения, а давление остается неизменным.
Турбина, в которой происходит расширение газа в межлопаточных каналах РК, называется реактивной. Турбина, в которой осуществляется только поворот потока в РК, назы-вается активной.
В реактивной турбине межлопаточные каналы выполнены сужающимися (f 4 В ТРД применяются только реактивные турбины. Актив-ные турбины используются в турбодетандерах, турбонасосах. Механическая работа на валу турбины получается за счет того, что на лопатках РК, находящихся под действием газодинамических сил, создаются окружные усилия, т. е. си-лы, совпадающие с направлением скорости. Эти силы созда-ют крутящий момент на валу турбины. В реактивной турбине окружное усилие на лопатках РК возникает по двум причинам:

а) активного импульса газа, связанного с возникновением на лопатке, находящейся в потоке, аэродинамической силы Р а (рис. 28);

б) за счет реактивной силы Р р , возникающей при разго-не газовой струи от скорости W 3 " до W 4 > W 3 ". Силы Ра и Рр можно разложить на осевую и окружную составляющие.
Результирующая осевых составляющих активной Р ао и реактивной Р ро сил, равная
ΔР о = Р ао — Р ро, восприни-мается подшипниками ротора двигателя.
Результирующая же окружных составляющих активной Раи и реактивной Рри сил создает окружное усилие Р u = Р аu + Р pu , используемое для получения крутящего момента и полезной мощности на валу турбины.

3.3. ОКРУЖНОЕ УСИЛИЕ, ЭФФЕКТИВНАЯ РАБОТА ГАЗА, КПД И МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ

а). Определение величины окружного усилия Р u .
Величину силы Р u можно получить на основании изве-стной теоремы технической механики: «Изменение количест-ва движения секундной массы газа в направлении вращения рабочего колеса (окружном направлении) равно секундно-му импульсу силы, действующей в этом же направлении».
Для составления уравнения количества движения постро-им совмещенный план скоростей ступени турбины (рис. 29).

Из совмещенного плана скоростей видно, что
W 3"u = С 3"u — u
W 4 u = u — С 4 u
Δ С u = С 3"u - С 4 u
При составлении уравнения изменения количества движения положительным направлением считаем направление враще-ния (направление окружной скорости u).
Окончательно окружное усилие равно
Р u = [кг];
б). Эффективная работа газа.
Работа окружного усилия 1 кГ газа Lu равна

гдеG г — секундный расход газа [кГ/сек].
Подставиввеличину окружного усилия, полу-чим формулу работы окружного усилия

Работа 1 кГ газа, переданная на вал турбины, называет-ся эффективной работой газа
Lэ - Эта работа меньше работы окружного усилия на величину потерь: трение газа, перетекание газа в зазорах, трение в подшипниках, вихреобразование. Перечисленные потери невелики и составляют у мощ-ных турбин 2—3 % от общей мощности. Поэтому с достаточ-ной для практических целей точностью считают, что Lэ Lu. Тогда эффективная работа газа равна

Таким образом, эффективная работа газа тем больше, чем больше закрутка газа в рабочем колесе и окружная ско-рость или обороты ротора турбины,

в). К п д турбины.

На пути преобразования адиабатической работы расши-рения газа в турбине в механическую работу на ее валу име-ются потери. Величина потерь учитывается эффективным кпд турбины, который равен отношению эффективной рабо-ты Lэ к адиабатической работе расширения газа в турбине L ад расш т.е.

Эффективный кпд турбины η T учитывает как внутренние (гидравлические) потери, так и потери энергии с выходной скоростью . Потеря с выходной скоростью является относительной, так как кинетическая энергия , недоисполь-зованная для создания мощности на валу турбины, в после-дующем используется для создания реактивной тяги двига-теля.
У современных одноступенчатых ТРД ве-личина кпд равна η T = 0,7 — 0,86.
г). Мощность, развиваемая турбиной.
Мощность турбины — это работа, совершаемая газом в течение одной секунды и переданная на вал турбины.
Из определений мощность турбины равна;
N T =
Мощность турбины определяется вели-чинами секундного весового расхода газа G г , температуры газа перед турбиной Т 3 *, степенью расширения газа в турби-не π T и кпд турбины η T . Мощность турбины тем больше, чем больше величина указанных параметров.
В современных ТРД мощность, развиваемая турбиной, достигает больших значений NT=10000—50000 л. с. и более.
Эта мощность расходуется в основном на вращение ком-прессора двигателя и только 2—3 % на привод обслуживаю-щих агрегатов.

3.4. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ

Основными параметрами, определяющими мощность тур-бины являются:
— секундный весовой расход газа G г ;
— обороты ротора турбины n ;
— температура газа перед турбиной Тз* ;
— степень реактивности турбины ρ .

а). Секундный весовой расход газа G г.
Величину секундного расхода газа можно определить из уравнения неразрывности учитывая, что в сопловом ап-парате обычно устанавливается критический перепад дав-лений или близкий к нему.
Это означает, что в узком (критическом) сечении СА (f кр) устанавливается критическая скорость Скр, рав-ная местной скорости звука а. Уравнение для этого слу-чая запишется в виде:

где γкр —удельный вес газа в критическом сечении СА [кГ/м3].
Известно, что
, а

Так как давление и температура газа в критическом сечении СА Ркр и Ткр пропорциональны давлению Рз и темпе-ратуре газа Тз на входе в турбину, то можно написать:
или

.
Таким образом, при постоянной температуре газа перед турбиной Тз расход газа G г определяется величиной давления газа Рз перед нею. Увеличение давления газа Рз ведет к увеличению расхода газа и мощности турбины;

б). Обороты ротора турбины n .

При постоянной температуре газа перед турбиной Тз* = Со nst , увеличение оборотов ротора турбины n ведет к увеличению мощности турбины NT .
Это объясняется следующим. Увеличение оборотов рото-ра турбины n (ротора двигателя) ведет к увеличению рас-хода воздуха G в и степени повышения давления воздуха в компрессоре двигателя πК . Увеличение πК приводит к увеличению давления на выходе из компрессора Р2* и на входе а турбину Р3*= σКСР2*.
Увеличение давления Рз*, с одной стороны, увеличивает расход газа через турбину Gг, с другой стороны увеличивается степень расширения газа в турбине π Т . Таким образом, при увеличении оборотов ротора турбины мощ-ность турбины N т растет из-за увеличения расхода газа Gг и степени расширения газа в турбине πТ .
Известно, что при Тз*=Const мощность турбины NT, про-порциональна числу оборотов турбины n в степени2,5, т. е.
NT = f (n2,5)

в). Температура газа перед турбиной Тз*
При заданных и постоянных оборотах ротора турбины n = Const увеличение температуры газов перед турбиной Тз* ведет к увеличению мощности турбины NT , так как при этом адиабатическая работа расширения газа в турбине L адрасш увеличивается, в первой степени, а расход газа через турбину G г уменьшается в степени 1/2.

Величина температуры газа перед турбиной ограничи-вается прочностью лопаток турбины. В современных двигате-лях она равна Тз* = 1100—1300°К.

г). Степень реактивности турбины ρ .

Степень реактивности турбины характеризует распреде-ление работы расширения газа между сопловым аппаратом и рабочим колесом турбины.
Степенью реактивности турбины называется отношение адиабатической работы расширения газа в рабочем колесе L адрк к адиабатической работе расширения газа в ступени турбины L адрасш.
.
Величина степени реактивности турбины может изме-няться от 0 до 1, т. е.
0< ρ <1.
Приρ = 0 расширение газа происходит только в сопло-вом аппарате, турбина чисто активная, а при р = 1 турбина чисто реактивная.
Величина степени реактивности турбины влияет на кпд турбины, а следовательно, и ее мощность. Зависимость η T = f (ρ ) показана на рис. 30. Характер зависимости таков, что имеется оптимальная величина ρ ≈ 0,5, при кото-рой кпд турбины принимает максимальное значение. Объяс-няется это следующим. Степень расширения газа в турбине π Т = Р3*/Р4 можно рассматривать как произведение степеней расширения газа в СА π СА =Р3*/Рз" на степень расширения газа в РК π РК = Р"3 / Р4, т.е. π Т = π СА · π РК . При заданной сте-пени расширения газа в турбине π T увеличение степени ре-активности ρ означает увеличение расширения газа в РК, т. е. увеличение π РК . Это возможно за счет увеличения дав-ления газа перед РК Рз". Увеличение Рз" сопровождается

уменьшением абсолютной С" 3 и относительной W з " скоростей перед РК. Уменьшение скорости W з " приводит к уменьшению гидравлических (внутренних) потерь, а следовательно, к уве-личению кпд турбины η т. С другой стороны, увеличение расширения газа в РК с увеличением степени реактивности турбины ρ ведет к увеличению потерь с выходной скоростью (увеличивается кинетическая энергия ), что при-водит к уменьшению кпд турбины η т.

3.5. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ТУРБИНЫ И КОМПРЕССОРА В ТРД

Так как в системе ТРД компрессор и турбина соединены общим валом, то их работа взаимозависима. Взаимозависи-мость их работы, кроме механической связи, обусловлена общим расходом воздуха через компрессор и газа через турби-ну, определяющих их мощности.
Мощность, развиваемая турбиной Nт, является распола-гаемой мощностью. Она может быть равна, больше или мень-ше потребной мощности для вращения компрессора NК;
В зависимости от этого различают следующие режимы совместной работы турбины и компрессора:
1. Равновесный режим, когда Nт = NК;
2. Режим разгона (увеличения оборотов двигателя), ког-да NТ > NК;
3. Режим торможения уменьшения оборотов двигателя), когда Nт < NК.
Очевидно, что изменить режим работы двигателя (управ-лять двигателем) можно путем изменения мощности турби-ны.
Наиболее удобным параметром, с помощью которого мож-но изменять мощность турбины является температура газа перед турбиной Тз*. Изменение Тз* достигается изменением количества топлива Gт, подаваемого в камеру сгорания двигателя.
Ранее было показано, что мощность, потребная для вра-щения компрессора NК пропорциональна числу оборотов двигателя n в третьей степени, т. е.
NК = f (n3),
а мощность, развиваемая турбиной Nт, при заданной и по-стоянной температуре газов перед ней Тз*=Const, пропорциональна числу оборотов n в степени 2,5, т. е.
NT= f (n2,5).
Совмещенные графики зависимостей NК = f (n) и NT= f (n) показаны на рис. 31. Из графика видно, что при увеличении числа оборотов двигателя мощность компрессора NК растет быстрее, чем мощность турбины Nт.

Мощность турбины пропорциональна температуре газов Тз*.
Кривая 1 на графике показывает зависимость NT= f (n) при Тз*max =Соnst, а кривые 2, 3, 4... при меньших, но по-стоянных температурах Тз*.
В точках пересечения кривых 1, 2, 3, 4... с кривой NК = f (n) мощности компрессора и турбины равны, т.е. N T = N К. Эти точки определяют равновес-ные режимы. Минимальные nmin и максимальные nmax обо-роты двигателя достигаются при Т3*=Т3*max. Обороты мень-шие nmin или большие nmax могут быть получены только путем повышения температуры выше предельно-допустимой Т 3*ma x, что может привести к выходу из строя турбины.
При увеличении оборотов от nmin до nmax температура газа перед турбиной Т3* сначала уменьшается от Т 3 *max до Т 3 *min на средних оборотах (рис. 31), а затем снова увели-чивается до Т3*max при n = nmax. Такой характер изменения температуры Т3* объясняется условиями совместной работы компрессора и турбины в системе ТРД и обусловлен разным законом изменения NК и NT по числу оборотов.
Высокое значение Тз* на nmax и nmin свидетельствует о большой теплонапряженности двигателя на этих режимах. Поэтому работа двигателя на максимальных оборотах nmaxдопускается ограниченное время (5—10 мин), а обороты ма-лого газа nмг обычно на 1000—1500 об/мин превышают nmin т. е.
nмг = (1000—1500) об/мин + nmin .
При запуске двигателя на участке оборотов, где NT < NК раскрутка ротора турбокомпрессора производится с по-мощью пусковых двигателей (электростартеров, турбодетандеров и др.). Сначала в раскрутке ротора принимает участие только пусковой двигатель, затем в работу вступает турбина и раскрутка ротора до оборотов nмг продолжается совмест-но пусковым двигателем и турбиной. На оборотах nмг или несколько меньших, но больших nmin пусковой двигатель автоматически отключается.
Время непрерывной работы на nмг также ограничивает-ся, так как Т3* относительно велика, а эффективность охлаж-дения деталей турбины на этом режиме недостаточна.
Для увеличения оборотов двигателя выше nмг необхо-димо увеличить мощность турбины, что достигается увеличе-нием подачи топлива в камеру сгорания. При этом возрастает температура газа Тз*, появляется избыток мощности турбины Nт и происходит раскрутка ротора двигателя до оборотов, на которых N T = N К (кривые а и б на рис. 31). Уменьшение оборотов ротора до-стигается уменьшением пода-чи топлива в камеру сгорания, уменьшением Тз* и Nт. Обо-роты падают до величины, на которой снова N T = N К (кри-вая в на рис. 31).

3.6. МНОГОСТУПЕНЧАТЫЕ ТУРБИНЫ И ОСОБЕННО-СТИ РАБОТЫ ТУРБИН ДВУХВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1. Многоступенчатые турбины

Возможности одноступенчатой турбины ограничиваются максимальным (критическим) перепадом давления в сопло-вом аппарате, когда на выходе из него (критическое сече-ние косого среза) скорость потока достигает скорости звука. Этот перепад давлений (он равен примерно 2) обеспечивает получение адиабатической работы расширения газа
L ад расш ≤ 25000—30000 кг·м/кГ при температурегаза навходе в турбину 850 - 9б0 °C и окружной скорости на среднем радиусе, равной U =350—370м/сек.
Когда в турбине нужно сработать больший перепад дав-лений с целью получения большей величины мощности, применяют двух или многоступенчатые турбины.
Многоступенчатая турбина в сравнении с одноступенча-той имеет следующие преимущества:
а) меньшие потери энергии газа в проточной части, что обусловлено меньшими скоростями потока по причине мень-ших перепадов давлений в каждой ступени;
б) использование эффекта возврата тепла. Вследствие трения газа выделяется тепло, которое в одноступенчатой турбине является потерей, а в многоступенчатой частично ис-пользуется в последующей ступени;
в) лучшее использование выходной скорости газаиз пре-дыдущих в последующих ступенях, что снижает потери с вы-ходной скоростью и повышает кпд турбины.
Недостатками многоступенчатых турбин являются:
а) Конструктивная сложность;
б) Увеличение длины и веса (правда, в диаметре много-ступенчатая турбина меньше одноступенчатой);
в) Высокий температурный режим лопаток первой ступе-ни и хуже условия охлаждения лопаток второй и последую-щих ступеней.
В современных ТРД широкое распространение получили двух и трехступенчатые турбины.

2. Особенности работы турбин двухвальных двигателей

Турбина двухвального двигателя двухступенчатая, но между ступенями имеется только газодинамическая связь. Рабочее колесо турбины первой ступени приводит во враще-ние ротор компрессора высокого давления (РВД), а рабочее колесо второй ступени ротор компрессора низкого давления (РНД). Схема роторов высокого и низкого давления пока-заны на рис. 32.
Первая ступень турбины (РВД) и вторая ступень турби-ны (РНД) выполнены так, чтобы на расчетном и близком от него режимах в сопловых аппаратах устанавливались кри-тические (или близкие к нему) перепады давлений. Распре-деление работы расширения газа между ступенями при из-менении режимов работы двигателя происходит автоматиче-ски.Это обусловлено следующими основными причинами.

а). При изменении оборотов двигателя степени расшире-ния газа на ступенях турбины в некотором диапазоне режи-мов, когда перепад давления в выходном сопле двигателя близок к критическому, остаются практически постоянными, т. е.
π ТРВД и π ТРНД = Соnst, а следовательно,
π TΣ = π ТРВД · π ТРНД = Const;
б). При постоянстве степени расширения газа в турбине остается неизменным и кпд турбины, т. е.
η ТРВД и η ТРНД = Соnst;
в). Так как эффективная работа турбины
L ЭТ = ,
то Lэтрнд и Lэтрвд пропорциональнытолько температуре газа перед ступенью турбины Тз*рн д и Тз*рвд соответствен-но. При изменении режима работы двигателя происходит пропорциональное изменение Тз*рнд и Тз* рвд.
Поэтому распределение располагаемой эффективной работы между ступенями остается неизменным, т. е.
LЭТРНД / LЭТ РВД = Const .
Известно, что дросселирование двигателя при-водит к увеличению потребной работы для вращения комп-рессора низкого давления (ступени «затяжеляются») и уменьшению потребной работы для вращения компрессора высокого давления (ступени «облегчаются»). При неизмен-ном распределении располагаемой работы между ступенями турбины это ведет к более интенсивному снижению оборотов РНД, чем РВД;
г). При значительном дросселировании двигателя, когда на выходе устанавливается докритический перепад давления, происходит снижение общей степени расширения
газа в турбине π TΣ , главным образом, за счет падения π ТРНД и LЭТРНД, а π ТРВД почти не меняется. Это приводит к еще более интенсивному падению оборотов РНД в сравнении с РВД, что способствует обеспечению устойчивой работы двухкаскадного компрессора.

Сжатие воздуха в компрессорах ТРД.
1.1. Требования, предъявляемые к компрессорам ТРД и типы компрессоров.
1.2. Сжатие воздуха в центробежных компрессорах.
1.3. Неустойчивая работа центробежного компрессора и меры борьбы с ней.
1.4. Сжатие воздуха в осевых компрессорах.
1.5. Неустойчивая работа осевого компрессора и борьба с ней.
2. Организация процесса горения в камерах сгорания ТРД.
2.1 Назначение камер сгорания.
2.2 Основные требования к камерам сгорания и оценка их выполнения.
2.3. Типы камер сгорания и их устройство.
2.4. Принцип действия и рабочий процесс камеры сгорания.
2.5. Зависимость полноты и устойчивости сгорания от условий эксплуатации.
3. Процесс расширения газа в турбине.
3.2 Схема и принцип действия ступени осевой .
3.3.Окружное усилие, эффективная работа газа, КПД и мощность турбины.
3.4. Основные параметры, определяющие мощность турбины
3.5 Совместная работа турбины и компрессора в ТРД.
3.6. Многоступенчатые турбины и особенности работы турбин двухвальных двигателей.

Методическое пособие составил мастер п/о Заболотный В.А.

Прежде чем задать вопрос прочитайте: FAQ

• Далее