Содержание 

 

1. Понятие «газовая  турбина». Принцип работы газовых  турбин. Область применения газовых турбин.

 

     Авиационная газовая турбина является одним  из основных элементов газотурбинного воздушно-реактивного двигателя (ГТВРД). Основными типами газотурбинных  ВРД являются:

     1. Турбореактивные двигатели (ТРД)  без винта, возникновение тяги - реактивной силы в которых обусловлено разностью количеств движения вытекающей и втекающей газовых струй.

     2. Турбовинтовые двигатели (ТВД)  с винтом, мощность которых передается  на винт (так же, как в винтомоторной  группе с поршневым двигателем). В ТВД создается еще некоторая тяга под действием струи вытекающих газов, однако основным источником тяги в этом случае является винт.

     Для того чтобы понять роль и назначение газовой турбины, рассмотрим схемы  этих основных типов газотурбинных  ВРД.

     На  фиг. 1 показана схема ТРД. Воздух со скоростью, равной скорости полета , поступает во входное устройство У, где происходит торможение струи и возрастание давления от р₀ до р₁. Торможение струи начинается до входа ее в двигатель, поэтому воздействие входного устройства на поток складывается из торможения потока вне двигателя и выравнивания и торможения потока в самом входном устройстве (которое иногда выполняется конфузорным). Из входного устройства воздух попадает в компрессор К, где сжимается от давления р₁ до давления р₂; далее воздух входит в камеру сгорания КС, в которую через форсунку Ф впрыскивается топливо (обычно авиационный керосин). Воспламенение топлива при запуске двигателя осуществляется свечой, а затем обеспечивается высокой температурой газов в зоне горения. Поскольку в этой зоне поддерживается высокая температура порядка 2000-2200°С, которая нужна для осуществления хорошего процесса сгорания топлива, то большая часть воздуха обычно не участвует в процессе сгорания и направляется по кольцевому зазору между корпусом и жаровой трубой камеры. В конце камеры этот воздух смешивается с продуктами сгорания, снижая их температуру до величины 800-850°С, приемлемой для лопаток газовой турбины современного двигателя. Кроме того, такая конструкция камеры обеспечивает охлаждение жаровой трубы, причем без отвода тепла из двигателя.

     

     Рисунок. 1 - Схема турбореактивного двигателя и изменение параметров газа по газо-воздушному тракту двигателя. 

     Из  камеры сгорания газ поступает в  газовую турбину Т, где часть его энергии преобразуется в механическую работу, необходимую для вращения компрессора, с которым турбина соединяется при помощи жесткой муфты М. Другая часть энергии газа преобразуется в реактивном сопле РС в кинетическую энергию, создавая тягу двигателя.

     На  фиг. 1 снизу показано изменение основных параметров: давления р, температуры Т и скорости w по газо-воздушному тракту двигателя.

     В дальнейшем обозначения параметров газа при рассмотрении циклов газотурбинных  двигателей будут снабжаться индексами от 0 до 5 в соответствии с нумерацией плоскостей, приведенной на фиг. 1, а именно:

     индексом  «О» - параметры атмосферного воздуха;

     индексом  «1» - параметры воздуха перед  компрессором;

     индексом  «2» - параметры воздуха после  компрессора;

     индексом  «3» - параметры газа перед турбиной;

     индексом  «4» - параметры газа после турбины;

     индексом  «5» - параметры газа на срезе реактивного  сопла.

     

     Рисунок 2 - Схема турбовинтового двигателя.

     Давление  газа перед турбиной р₃ в процессе подвода тепла остается неизменным и равным давлению воздуха после компрессора р₂ (точнее, р₃ несколько меньше р₂ вследствие гидравлического и теплового сопротивлений камеры), поскольку камера открыта с обоих концов и подвод тепла происходит в незамкнутом объеме. Турбина, работающая при неизменном давлении в камере, называется турбиной постоянного давления сгорания (турбина р=соnst. В современных газотурбинных двигателях применяются только турбины постоянного давления сгорания, поэтому в этой книге рассматривается лишь теория турбин р=соnst. О других типах турбин будет упомянуто при рассмотрении их классификации. На рис. 2 показана схема ТВД. В этом случае мощность газовой турбины не равна мощности компрессора, как в ТРД, а превышает ее; избыточная мощность турбины передается через редуктор на вал винта. Остальная часть располагаемого теплоперепада используется в реактивном сопле. Вопрос о наиболее выгодном распределении теплоперепада между турбиной и реактивным соплом (в отношении получения максимальной суммарной тяги) рассматривается подробно в курсах теории ВРД. Здесь только отметим, что в большинстве случаев выгодно весь располагаемый перепад давлений срабатывать в турбине, а реактивную тягу получать, используя только скорость, с которой газы покидают турбину /1/.

     Газовая турбина предназначена для преобразования тепловой энергии газа в механическую работу на валу. Это преобразование осуществляется за два этапа. Вначале потенциальная энергия газа в виде повышенного давления и температуры преобразуется в кинетическую энергию движущегося газа. С этой целью газ расширяют в соплах турбины, где он приобретает большую дозвуковую или даже сверхзвуковую скорость. На втором этапе газ, проходя по каналам между лопатками рабочего колеса, отдает часть своей энергии ротору, который таким образом приводится во вращение и совершает механическую работу. Преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую может происходить не только в соплах, но и в каналах рабочего колеса, где оба этапа преобразования энергии происходят в рабочем колесе одновременно. Типичная схема турбины осевого типа приведена на рис 1.1.

     

     Рисунок 3. - Схема одноступенчатой осевой турбины:

     1-обойма; 2-подшипник: 3-вал; 4-диск; 5-рабочие лопатки; 6-решетка сопловых лопаток; 7-корпус турбины, 1, 2-расчетные сечения проточной части , - зазоры осевой, радиальный 

     Расчетные сечения проточной части турбины принято обозначать (см. рис. 3): 0 - перед турбиной (перед сопловым аппаратом); 1 - за сопловым аппаратом (перед рабочим колесом); 2 - за решеткой рабочих лопаток (за турбиной).

     Диск  4, тем или иным способом соединенный с валом 3, несет на ободе решетку рабочих лопаток 5. Газ входит в сопловую решетку 6 и расширяется в ней от начального давления р₀ до давления р₂ которое в частном случае может равняться и давлению р₂ на выходе из турбины (например, атмосферному). Решетка сопловых лопаток укреплена в корпусе 7. Вал опирается на подшипники, один из которых 2, находящийся в обойме 1, показан на схеме. В правой части рис. 2.1 показано в развертке на плоскость цилиндрическое сечение на среднем диаметре решеток сопловых (заштрихованы) и рабочих (зачернены) лопаток. Там же показаны диаграммы изменения давления и скорости газа по длине проточной части турбины.

     При расширении газа в соплах скорость его возрастает от начальной величины до . Это преобразование подчиняется уравнению энергии

     

     где - энергия теплообмена с внешней средой;

       - изменение энтальпии газа в рассматриваемом процессе;

      - изменение кинетической энергии потока;

      - внешняя механическая работа, совершаемая газом;

      - изменение энергии положения .(в газовых турбинах работой гравитационных сил пренебрегают, ).

     Поток в турбомашинах в общем случае существенно неравномерный как по окружности, так и по радиусу проточной части. Однако в теории удобно рассматривать осредненный равномерный поток, а все особенности, вносимые фактической неравномерностью, учитывать экспериментальными поправочными коэффициентами.

     Для случая энергетически изолированного процесса расширения газа в соплах ( , )

     

     где - начальная энтальпия адиабатно-заторможенного потока газа.

     

     Рисунок 4 - Развертка на плоскость ступени осевой турбины (треугольники скоростей, эпюра давлений по профилю рабочей лопатки, распределение давлений р и скоростей w по сечению канала) (а) и план скоростей (б): 1 - спинка; 2 - вогнутая часть. 

     В дальнейшем всюду состояние газа на входе в турбину будем выражать через параметры адиабатно-заторможенного потока:

     

      - число Маха и приведенная скорость потока при входе его в сопловой аппарат;

      - скорость звука,

      - критическая скорость при температуре газа;

       - показатель адиабаты;

       - газовая постоянная.

     В других поперечных сечениях проточной  части турбины, как правило, используются статические (термодинамические) параметры газа.

     Вектор  относительной скорости газа при входе на рабочие лопатки находят, вычитая из вектора абсолютной скорости, и вектор скорости и переносного движения. Из соотношений косоугольного треугольника следует, что

     

 

     Из  межлопаточных каналов газ выходит  с некоторой скоростью , которая  может быть и больше и меньше . При проходе через каналы рабочей решетки газ меняет свое направление. Вследствие поворота струи, а также (в большинстве случаев) ее ускорения возникает сила, приложенная к лопаткам, которая создает крутящий момент и производит механическую работу на валу турбины.

     Возникновение этой силы объясняется тем, что на обеих сторонах лопатки образуется разное давление. Одна из составляющих этой силы направлена параллельно фронтальной поверхности решетки по направлению скорости и. На рис. 3 приведена примерная эпюра давлений по обе стороны лопатки: давление на вогнутой поверхности существенно выше, чем на выпуклой (спинке). Заштрихованная площадь эпюры давлений в известном масштабе эквивалентна величине силы, приложенной к лопатке. Давление за рабочей решеткой меньше давления или равно ему. Как показано ниже, эти давления обычно непостоянны на высоте лопатки. Давление на вогнутой поверхности лопатки больше, тогда как на значительной части спинки - оно меньше. Если давление на профиле меньше, то это давление часто называют разрежением.

     Характер  эпюры объясняется действием  инерционных (массовых) сил при повороте струи газа в межлопаточном канале - сил, которые прижимают частицы газа к вогнутой поверхности лопатки, создавая на ней повышенное давление. Таким образом, по ширине канала давление резко изменяется от минимального на спинке до максимального на вогнутой поверхности. В соответствии с этим меняются и скорости газа по сечению канала (см. эпюру скорости до на рис. 3).

     Возникающая при повороте струи газа сила, приложенная к лопатке, может быть определена по закону сохранения количества движения в проекции на ось и (см. рис. 3) .

     Окружное  усилие, создаваемое на лопатках (Н),

     

      - секундная масса.

     Применяя  эту формулу к решетке лопаток, для которой  <90°, и, следовательно, скорость имеет направление, обратное получим

     

     Подставив эти выражения в формулу получим

     

 

     Векторы скоростей и их составляющие, определяют из треугольников скоростей. Треугольник, составленный из векторов , , u, называют входным, - из векторов , , u выходным.

     В реальных ступенях входной и выходной треугольники скоростей имеют неодинаковую высоту по оси турбины. Высота (с_2а) выходного треугольника обычно больше, чем входного (с_1а). Однако в ряде случаев в теории турбомашин методически удобнее оперировать с разновысокими треугольниками (с_2а = с_1а).