ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ АКАДЕМИЯ

Имени профессора н.Е. Жуковского и ю.А. Гагарина

кафедра АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (№ 34)

(полное наименование кафедры)

УТВЕРЖДАЮ

Начальник кафедры № 34

полковник М. Немичев

« » 2010 г.

дисциплина:

ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

(полное наименование дисциплины)

СПЕЦИАЛЬНОСТЬ Эксплуатация самолетов, вертолетов и авиационных двигателей.

КАФЕДРАЛЬНЫЙ ТЕКСТ ЛЕКЦИИ

РАЗДЕЛ 1. Параметры и характеристики элементов авиационных силовых установок

Тема № 7. МНОГОСТУПЕНЧАТЫЕ газовЫ турбины.

Тема № 8. ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОВЫХ ТУРБИН

^{(номер и полное наименование темы)}

Лекция № 15._ ТЕМА №7. МНОГОСТУПЕНЧАТЫЕ газовЫЕ турбины. ТЕМА №8. ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОВЫХ ТУРБИН

^{(номер и наименование темы лекции)}

Обсуждено на заседании ПМК

«____»_______________2010 г.

протокол № ___

г. Москва

УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ:

1. Указать основные параметры многоступенчатой турбины и определить связь их с параметрами её ступеней.

2. Рассмотреть возможные формы проточной части многоступенчатых турбин и типичный характер распределения работы расширения газа между ступнями.

3. Рассказать о методах получения и способах представления характеристик газовых турбин.

Время: 2 часа

ПЛАН ЛЕКЦИИ:

	Вводная часть	2 мин.
1.	Основные параметры многоступенчатой турбины и их связь с параметрами её ступеней	40 мин
2.	Формы проточной части и распределение работы газа между ступнями турбины	20 мин
3.	Методы получения и способы представления характеристик газовых турбин	25 мин
	Заключительная часть	3 мин.

УЧЕБНО-МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ:

Наглядные пособия __плакаты по рис. 7.1 и рис. 7.3 из учебника.

Литература:

1. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей, часть 1. ВВИА, 2006г., стр. 193-204.

1. Основные параметры многоступенчатой турбины и их связь с параметрами её ступеней

Для современных ГТД работа, которую можно получить на валу одной ступени турбины, значительно меньше, чем требуется для вращения компрессора и других потребителей мощности. Поэтому в них обычно применяются многосту­пенчатые турбины. При этом ступени турбины могут быть разделены на группы (каскады), расположенные друг за другом или соединенные переходными каналами. Число таких групп (каскадов) в турбореактивных двигателях равно числу каскадов в их компрессорах, например, турбина высокого давления (ТВД), приводящая во вращение компрессор высокого давления (КВД), и турбина низкого давления (ТНД), вращающая компрессор низкого давления (КНД). В двигателях других типов отдельная ступень или группа ступеней может быть выделена в так называемую свободную турбину (СТ), не связанную механически с компрессором и отдающую свою мощность на привод тянущего или несущего винта и т.п.

На рис. 7.1 приведена схема трехступенчатой турбины ГТД, а на рис. 7.2 показан процесс расширения газа в такой турбине. Турбина состоит из ряда последовательно расположенных ступеней, каждая из которых имеет сопловой аппа­рат и рабочее колесо. Здесь г – сечение на входе в турбину; т – сечение на выходе из нее;2_I 2_II, 2_III – сечения на выходе соот­ветственно из первой, второй и третьей ступеней. Процесс расширения газа в такой турбине состоит из последовательного (ступен­чатого) понижения давления в первой, второй и т. д. ступенях.

Рис. 7.2. Процесс расширения газа в трехступенчатой турбине в p, v- координатах

Рабочий процесс отдельных групп ступеней (каскадов) турбины и многоступенчатой турбины в целом, по существу, одинаков. При этом вся турбина или её каскад могут быть охарактеризованы в основном такими же параметрами, как и одна ступень, или аналогичными им. Рассмотрим эти параметры и установим связь их с параметрами ступеней, из которых состоит турбина (или её каскад).

Степень понижения давления в турбинеопределяется по стати­ческому давлению на выходеили по полному давлению . Очевидно, аналогично многоступенчатому компрессору во втором случае

, (7.1)

где степени пониже­ния полного давления в первой, второй и т.д. ступенях, аz  число ступеней.

Работа на валу турбиныравна сум­ме работ ступеней

. (7.2)

Располагаемый теплоперепад (адиабатная работа расширения) для многоступенчатой турбины опреде­ляется таким же образом, как и для ступени, т.е.

,

где , а теплоемкость газазависит от его состава и температуры.

Аналогично (в параметрах заторможенного потока)

.

Как и в многоступенчатом компрессоре, адиабатная работа расширения газа в турбине в целом не равна сумме адиабатных работ расширения газа в ее ступенях. Вследствие того, что темпе­ратура (и энтальпия) газа на входе во вторую, третью и т.д. ступени в реальном процессе вследствие выделения теплоты трения оказываются (при данной степени понижения давления) выше, чем в идеаль­ном (см. рис. 7.2), адиабатная работа расширения газа в каждой из них соответствен­но повышается. Поэтому сумма адиабатных работ (располагаемых теплоперепадов) во всех ступенях оказывается больше, чем адиабатная работа расширения газа в турбине в целом на величину, эквивалентную заштрихованной на рис. 7.2 площади. Этот эффект принято называтьвозвратом теплотыв многоступенчатой турбине.

Такой же результат дает и анализ процесса расширения газа в параметрах заторможенного потока

,

или

, (7.3)

где коэффициент >0 называетсякоэффициентом возврата теплоты.

Коэффициенты полезного действия турбины:

адиабатный; (7.4)

мощностной(7.5)

в параметрах заторможенного потока

. (7.6)

Средний коэффициент нагрузки ступеней турбины

, (7.7)

где окружная скорость на среднем радиусе рабочего колесаi– той ступени.

Рассмотрим далее связь между КПД турбины и КПД ее ступеней . Согласно определению КПД ступени в параметрах заторможенного потока равен. Тогда в соответствии с формулой (7.2)

.

Следовательно, согласно формуле (7.6) КПД турбины в целом равен

. (7.8)

Если КПД всех ступеней одинаков, т.е.

,

то

.

Но согласно (7.3) .

Следовательно, . (7.9)

Таким образом, вследствие наличия возврата теплоты КПД много­ступенчатой турбины оказывается в 1+ раз выше, чем среднее значение КПД ее ступеней.

Обычно = 0,01...0,02, т. е. КПД турбины превышает КПД ее ступеней на 1…2%.

С точки зрения оценки условий работы элементов, расположенных за турбиной, важное значение имеют также число М (число ) потока за турбиной и направление этого потока (уголна выходе из последней ступени турбины, который будет далее обозначаться символом). В авиационных ГТД за турбиной обычно располагается кок, прикрывающий диск последней ступени турбины и образующий (вместе с внутренней поверхностью камеры смешения, форсажной камеры или выходного устройства) расширяющийся канал («затурбинный диффузор»), потери в котором существенно возрастают с увеличением скорости (числа М) потока, выходящего из турбины, и с отклонением значения углаот 90^о. Это связано с тем, что вследствие вязкости газа кинетическая энергия, связанная с окружной составляющей скорости потока за турбиной, теряется, переходя в тепловую. Поэтому на расчетном режиме отклонение угла от 90^о не должно превышать 8…10 ^о.