Мероприятия, повышающие к.п.д. турбины

В предыдущих подразделах были отмечены основные мероприятия по уменьшение потерь и повышению к.п.д. турбины.

Обобщим эти мероприятия в едином перечне. К ним относятся:

а) профилирование лопаток РК таким образом, чтобы их форма соответствовала форме треугольников скорости на входе и на выходе;

б) предотвращение отрыва пограничного слоя и вихреобразования на спинках лопаток РК за счет сохранения конфузорности межлопаточного канала на всем его протяжении;

в) выбор закона профилирования лопаток по высоте таким, при котором предотвращается радиальное перетекание газа;

г) уменьшение перетекания газа через радиальный зазор между лопатками РК и корпусом с помощью металлокерамических вставок в корпусе, позволяющих уменьшить зазор до минимума, а также бандажирования РК применением лопаток с полками и устройством лабиринтных уплотнений между бандажом и корпусом;

д) уменьшением утечек газа через осевой зазор между СА к РК устройством торцевых или радиальных лабиринтных уплотнений с минимальным зазором между гребешками и фланцами лабиринтов;

е) проектирование одноступенчатых турбин таким образом, чтобы отношение U/C₁ и степень реактивности   были близкими к оптимальным с точки зрения наиболее высокого к.п.д.;

- 37 -

ж) профилирование меридионального сечения проточной части многоступенчатых (и особенно двухвальных) турбин таким образом, чтобы параметр y был близок к оптимальному;

з) проектирование турбин турбовальных двигателей таких образом, чтобы потери с выходкой скоростью были минимальными, а параметр y был оптимальным с точки зрения высокого мощностного к.п.д. – ;

и) уменьшение гидравлических потерь за турбиной, связанных с раскруткой потока до осевого направления, за счет проектирования турбины таким образом, чтобы направление выходной скорости потока было как можно ближе к осевому;

к) обеспечение оптимальной густоты решётки профилей на среднем диаметре РК за счёт размещения как можно большего числа лопарок на ободе диска, что достигается расположением пазов для их крепления под углом к оси ротора;

л) уменьшение потерь на трение за счёт тщательной обработки поверхностей лопаток полированием.

Для сравнения эффективности мероприятия по повышение к.п.д. турбин приведем некоторые сравнительные данные для рассмотренных двигателей.

Наименование двигателя
ВК-1	0,91
РД-ЗМ	0,875
ТВ2-117А		0,896		0,893
Д-20П		0,864		0,899
Д-30		0,897		0,920

Примечание. Значение к.п.д. турбин даны на взлётном (максимальном) режиме.

Охлаждение турбин

Высокая температура газов, протекающих по проточной части турбины, является одним из основных факторов, определяющих условия работы её деталей. Поверхности, непосредственно омываемые

-38 -

потоком газов, содержащих значительное количество свободного кислорода, подвержены газовой коррозии. Лопатки и диски РК одновременно испытывают значительные нагрузки от центробежных и газодинамических сил. В то же время, как известно, механические свойства материалов значительно ниже при высоких температурах. Поэтому, кроме применения для лопаток и дисков турбин жаропрочных и жаростойких материалов, принимаются меры к снижению температуры этих деталей путём их охлаждения, с целью повысить надёжность и долговечность турбины.

Для охлаждения наиболее нагретых деталей в современных авиационных двигателях используется преимущественно воздух высокого давления, отбираемый за компрессором.

Примечание. На двигателе ВК‑1 для нагнетания охлаждающего воздуха имеется специальный вентилятор, в ТРДД часть деталей может охлаждаться воздухом из наружного контура.

Отбор воздуха на охлаждение снижает к.п.д. двигателя в целом и поэтому ограничивается минимально необходимым количеством, зависящим от температуры газов за камерой сгорания. Соответственно, и система охлаждения усложняется по мере роста двигателей.

Из представленных в лаборатории двигателей на ВК‑1, РД‑3М, АИ‑20, ТВ2‑117А температура газов укладывается в пределы . На этих двигателях лопатки РК и СА не имеют внутреннего охлаждения. Тепло от лопаток РК отводится в диски, а ободы и поверхности дисков охлаждаются воздухом. Часть воздуха проходит через зазоры между хвостовиками лопаток и пазами в дисках. Кроме того, охлаждаются полки лопаток СА и корпусы турбин.

В качестве примера можно ознакомиться с охлаждением турбины РД‑3М, схема которого представлена на плакате, а на разрезе двигателя легко проследить пути движения охлаждающего воздуха.

У двигателя Д‑20П средняя температура газов за камерой сгорания составляет уже 1310 К. Система охлаждения турбины усложняется. Лопатки СА 1‑й степени имеют внутреннее охлаждение воздухом, образована система лабиринтных уплотнений и каналов, обеспечивающих подвод воздуха к охлаждаемым поверхностям дис-

Рис. 2.3. Примеры охлаждаемых лопаток:
1 - сопловая лопатка с дефлектором;
2 - 9-каналтная рабочая лопатка; 3 –“штырьковая” рабочая лопатка;
4 - сопловая лопатка с пленочным охлаждением

- 40 -

ков (изучается позднее). Корпусы турбин эффективно охлаждаются воздухом, протекающим в наружном контуре.

Сечение охлаждаемой лопатки СА схематично показано на рис. 2.3, 1. Лопатка полая и в неё вставлен дефлектор. Охлаждающий воздух проходит через дозирующее отверстие внутрь дефлектора и вытекает из него через щели на передней кромке. Протекая между дефлектором и внутренней поверхностью лопатки, воздух охлаждает её и вытекает через щели в “корыте” (вогнутая сторона) лопатки.

На двигателе Д‑30 температура газов за камерой сгорания ещё выше, . Система охлаждения ещё усложняется. Кроме внутреннего охлаждения лопаток СА, вводится внутреннее охлаждение лопаток РК. Вначале применялись так называемые 9‑канальные лопатки, в которых воздух протекал по 9 каналам вдоль пера лопатки (рис. 2.3, 2). Впоследствии они были заменены на так называемые “штырьковые” лопатки (рис. 2.3, 3). Воздух протекает вдоль пера лопатки по полости, между стенками которой при литье образованы цилиндрические перемычки – “штырьки”. Эти “штырьки” делают путь охлаждающего воздуха петлеобразным и эффективность охлаждения увеличивается. Также “штырьки” увеличивают поверхность, с которой отводится тепло. Для повышения коэффициента теплоотдачи некоторые “штырьки” выполнены в форме уголков для турбулизации потока охлаждающего воздуха.

При более высоких температурах газа количество охлаждаемых лопаток увеличивается, а конструктивно обеспечивается более высокая интенсивность охлаждения. Одним из примеров является лопатка с пленочным охлаждением, которую можно увидеть в лаборатории (рис. 2.3, 4).

ЛИТЕРАТУРА

1. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. Теория авиационных газотурбинных двигателей, ч.1. –М., Машиностроение , 1977.

2. Технические описания двигателей.

Составил ст.инженер М.М.ЗАЛЬЦМАН

Корректор Н.В.БАБИНОВА

Сдано в печать 29.03.83.

Формат 60x84/16. Объем 2,5 п.л.

Тираж 200. Заказ 94. Бесплатно.

____________________________________________

Ротапринт Пермского политехнического института