Ступень осевой реактивной турбины

Если теплоперепад, который надо сработать в турбине, сравнительно невелик (< 200…300 кДж/кг), то она может состоять из одной ступени. Примером одноступенчатой турбины может служить турбина двигателя ВК-1.

Знакомиться со ступенью турбины можно либо на этом двигателе, либо на любом другом, где обеспечен хороший обзор её элементов. При чтении нижеследующего текста надо постоянно обращаться к реальной турбине с целью визуально убедиться в соответствии описываемых элементов схемы натуре.

Ступень газовой турбины представляет собой совокупность соплового аппарата (СА) и расположенного за ним рабочего колеса (РК). Схема ступени турбины и треугольники скоростей на входе в РК и выходе из него показаны на рис. 2.1.

Сопловой аппарат представляет собой неподвижную лопаточную решетку, связанную с корпусом. Лопатки СА имеют крыловидный (аэродинамический) профиль сечения, но более изогнутый, чем у лопаток НА компрессора. Кривизна профиля по высоте лопатки СА практически не изменяется. Хорда и толщина профиля лопаток СА по их высоте обычно не изменяются. Вектор скорости на выходе из камеры сгорания обычно направлен параллельно оси вращения рабочего колеса и передние кромки лопаток СА соответствуют этому направлению, обеспечивая безударный вход газа в СА.

- 24 -

Рис. 2.1. Схема ступени турбины и треугольники
скоростей на входе в РК и на выходе из него

- 25 -

В СА происходит преобразование части тепловой энергии газа в кинетическую энергию потока, т.е. расширение газа. Процесс расширении при дозвуковых скоростях происходят в конфузорных (сужающихся) каналах. Конфузорность каналов между лопатками СА обеспечивается изогнутостью профилей их сечений при малых углах  на выходе (так, например, на двигателе ВК-1 = 28°).

Соответственно увеличению скорости газового потока в СА падают его давление и температура.

В отличие от компрессоров вероятность срыва пограничного слоя и вихреобразования на спинках лопаток очень мала, несмотря на их большую изогнутость. Это объясняется конфузорностью межлопаточных каналов, по мере их сужения струйки газа как бы прижимаются друг к другу.

Сопловые лопатки крепятся к корпусу таким образом, чтобы обеспечивалось их свободное тепловое расширение.

Рабочее колесо представляет собой вращающуюся лопаточную решётку, связанную с ротором, обычно дискового типа. Направление передних кромок профилей лопаток должно соответствовать направлению вектора относительной скорости на входе в РК - . Величина и направление этого вектора определяется из треугольника скоростей на входе в РК, т.е. векторным вычитанием окружной скорости РК U из абсолютной скорости  (сравнительно небольшой по величине угол атаки мы здесь не рассматриваем). Такое направление передних кромок лопаток обеспечивает безударный вход газа в РК.

Лопатки РК имеет также крыловидный (аэродинамический) профиль сечения, но ещё более изогнутый по сравнение с лопатками СА. Кривизна профиля по высоте рабочей лопатки уменьшается от корня к периферии.

Преобразование энергии в РК можно условно разделить на две части. С одной стороны, продолжается процесс расширения газа, т.е. преобразование части тепловой энергии в кинетическую энергию потока в относительном движении. Относительная скорость W увеличивается, а давление и температура газа продолжают уменьшаться (в этом отличие реактивных турбин от активных, где такого преобразования энергии не происходит).

- 26 -

Увеличение относительной скорости W в межлопаточных каналах РК обеспечивается их конфузорностью), которая достигается тем, что выходные кромки профилей лопаток направлены с меньшим углом к плоскости вращения РК, чем входные  (например, в турбине двигателя ВК‑1 , a ). Во избежание отрыва потоке и связанных с этим потерь на вихреобразование, лопатки профилируются так, чтобы канал между ними на всем его протяжении оставался конфузорным.

Другая часть преобразования энергии в РК состоит в том, что кинетическая энергия потока газа в его абсолютном движении преобразуется в механическую работу, совершаемую окружным усилием на рабочих лопатках (крутящим моментом). Это усилие возникает вследствие разности давлений на вогнутой и выпуклой поверхностях каждой лопатки при обтекании её газовым потоком – на корыте лопатки возникает повышенное давление, а на спинке – разрежение. Окружная составляющая этого усилия P_u и приводит РК во вращение. (Попутно напомним, что осевая составляющая этого усилия P_a уравновешивается осевым усилием компрессора или воспринимается упорным подшипником ротора, как на двигателе ВК‑1.)

В результате рассмотренного преобразования энергии {совершения газом внешней работы) абсолютная скорость C₂ оказывается значительно меньше C₁. Направление вектора скорости C₂ стараются сделать как можно ближе к направлению оси ротора, особенно это важно для одноступенчатых турбин и последних ступеней многоступенчатых турбин. (Например, для двигателя ВК‑1 .) В противном случае поток за турбиной приходится “раскручивать” до осевого направления специально спрофилированными стойками, которые можно увидеть между турбиной и реактивным соплом на всех двигателях. Если за данной ступенью стоит следующая, то направление передней кромки лопаток её СА должно совпадать с направлением вектора C₂.

Для достижения высокого к.п.д. ступени форма рабочих и сопловых лопаток должна быть хорошо согласована с формой треугольников скоростей, которая изменяется по радиусу. Это изменение обусловлено главным образом изменением окружной скорости, а также выбранным законом профилирования ступени. Из лекционного курса известно, что в турбинах авиационных ГТД наиболее

- 27 -

часто применяются ступени с постоянной циркуляцией –  и ступени с постоянным углом выхода потока из СА – .

Различие между этими двумя способами профилирования невелико, а изготовление лопаток СА при  технологически проще и поэтому часто оказывается более предпочтительным. Нa рис. 2.1 изображены треугольники скоростей для корневого и периферийного сечений ступени с постоянной циркуляцией. Из сравнения профилей сечений лопаток видно, что как лопатки НА, так и лопатки РК по высоте закручены против часовой стрелки (в этом легко убедиться, посмотрев на лопатку с торца). Закрутка пера лопаток РК довольно значительна и тем больше, чем длиннее лопатка. Закрутка сопловых лопаток сравнительно мала или вовсе отсутствует при .

Из рис. 2.1 видно также, что изогнутость профилей лопаток РК по высоте уменьшается от корня к периферии. Это говорит о том, что реактивная составляющая усилия на лопатку за счет ускорения потоки ( ) возрастает, а актив­ная (за счет поворота потока) - уменьшается. Следовательно, степень реактивности ступени по высоте лопатки увеличивается.

Толщина пера рабочей лопатки значительно уменьшается от корня к периферии, соответственно уменьшению нагрузки растяжением от центробежных сил и изгибом от газодинамических сил. Наиболее нагруженным является корневое сечение лопатки. Чтобы дать представление о величине нагрузок, приведем для примера центробежные силы, действующие на рабочие лопатки турбины дви­гателя РД‑3М в корневом сечении. Для лопаток 1‑й ступени они составляет ~80 кН, а для второй – ~110 кН.

Рабочие лопатки крепятся к ободам дисков своими хвостови­ками (обычно соединение “елочного” типа). Пазы в ободах дисков расположены под углом к направлению оси ротора. Этот угол при­мерно параллелен хорде профиля корневого сечения. Такое направление пазов позволяет расположить на диске больное число лопаток и этим увеличить густоту решётки профилей, приблизив ее к оптимальной – (b/t)_опт. Следует обратить внимание на то, что густота решётки РК уменьшается от корня к периферии, т.к. шаг её возрастает, а хорда лопаток остается постоянной или увеличивается незначительно.

- 28 -

Так как давление в проточной части ступени довольно высокое, то возникает возможность утечки газа черев осевой зазор между внутренним бандажом СА и ободом диска РК, о также перетекание газа через радиальный зазор между лопатками РК и поверхностью корпуса турбины. Во избежание связанных с этими перетеканиями потерь им стремятся воспрепятствовать различными конструктивными мероприятиями. Утечки газа через осевой зазор уменьшают устройством лабиринтных уплотнений: торцевых (как на ВК‑1 и РД‑3М) или радиальных (на АИ‑20 и др.).

Между СА и РК 2‑й ступени лабиринтного уплотнения может не быть (или оно опущено ниже), если необходимо повысить давление на переднею поверхность диска.

Воспрепятствовать перетеканию газа через радиальное зазоры между РК и корпусом в турбинах сложнее, чем в компрессорах, т.к. нанести мягкое срабатываемое покрытие непосредственно на корпус нельзя. Оно будет выгорать при высоких температурах. На некоторых двигателях (например, в турбине двигателя АИ‑20), с целью уменьшения радиального зазора, применятся металлокерамические вставки, которые образует цилиндрическую срабатываемую (при приработке двигателя) поверхность. Однако в силу ряда эксплуатационных недостатков этого метода, он в современных двигателях для данной цели не применяется. Вместо этого для уменьшения перетекания газа применяется бандажирование лопаточных венцов (лопатки с полками), которое одновременно решает и вопросы демпфирования колебаний и уменьшения вибрационных напряжения в лопатках.

Примером применения бандажирования лопаточных венцов является турбина двигателя ТВ2‑117А, Иногда на наружной поверхности полок располагает гребешки, которые вместе с выступами на внутренней поверхности корпуса образует лабиринтное уплотнение радиального зазора. Это приводит к существенному повышению к.п.д. турбины (на 1,5...2,0%). Примером такой конструкции является турбина двигателя Д‑30, лопатки которой можно увидеть в лаборатории.

Для уменьшения потерь на трение поверхность лопаток тщательно полируется (одновременно повышается усталостная прочность).

- 29 -

Мы уже напоминали о том, что теплоперепад, который, может быть “сработан” в одной ступени газовой турбины, ограничен величиной ~300 кДж/кг. Физический смысл этого ограничения состоит в том, что турбина авиационного ГТД является всережимной, т.к. двигатель должен работать на различных режимах. Поэтому в СА турбины применяют только дозвуковые (сужающиеся) каналы для разгона потока.

Примечание. Здесь не рассматривается эффект “косого среза”, который позволяет получать на выходе из СА скорость C₁ несколько выше местной скорости звука.

Применение сверхзвуковых сопел (сопел Лаваля) нерационально из-за больших потерь в скачках уплотнения на нерасчетных режимах. Такие сопла применяются в однорежимных паровых турбинах.

При необходимости срабатывания в турбине теплоперепада больше вышеуказанного применяют многоступенчатые турбины.