Характеристика решетки турбины. Планы скоростей
Решетку турбины принято характеризовать следующими конструктивными углами (см. рис. 3.1):
,
-конструктивные углы лопаток статора на выходе и входе соответственно;
-конструктивные углы лопаток ротора на входе и выходе.
Движение жидкости в межлопаточных каналах представляют следующими векторами:
c1,c2 — абсолютной скорости на входе в ротор и статор соответственно;
w1,w2 — относительной скорости на входе в ротор и входе в статор соответственно;
uб -окружной скорости ротора при «безударном» режиме;
cz — осевая скорость жидкости в решётке турбины.
Осевую скорость можно вычислить следующим образом:
cz=
, (1)
где Q – расход жидкости через ступень турбины; ηо – объемный к.п.д.; χ – коэффициент стеснения потока; Dср – средний диаметр проточной части; l – радиальная длина лопатки.
По величине конструктивных углов ,,и осевой скорости cz представляется возможным построить план скоростей, характеризующий движение жидкости в соответствующих сечениях ступени турбины и найти окружную скорость uб ротора при «безударном» режиме. Кроме того, представляется возможным найти окружные составляющие абсолютных скоростей на входе и выходе в роторе с1u и c2u и угловую скорость ω ротора (дать пояснение сказанному через построение планов скоростей).
Построение планов скоростей движения жидкости ведется для среднего диаметра, величину которого вычисляют из условия равенства площадей проточной части турбинной решетки расположенных по обе стороны этого диаметра, т.е.
, (2)
где D2 и D1 – соответственно внешний и внутренний диаметр проточной части ротора (или статора).
Из уравнения (2) определим величину среднего диаметра:
Dср = 
.
Из плана скоростей (рис. 3.1.) находим окружную скорость uб, при которой жидкость входит по касательной к средней линии лопатки, т.е. безударно:
. (3)
Выразим безударную окружную скорость через другие параметры:
uб=
или uб= 
(при 
с -1 ). (4)
Из уравнения (4) находим безударное число оборотов
nб=
. (5)
Из уравнения (4) следует, что безударный вход жидкости на лопатки происходит только на среднем диаметре; при других значениях диаметра проточной части вход жидкости будет сопровождаться ударом, т.к. лопатки ступеней турбин турбобуров по длине имеют постоянные конструктивные углы α и β. Поэтому за безударный режим работы турбины принимают тот, при котором потери на удар минимальны. При записи слово «безударный» берут в кавычки.
Источник
6.3. Планы скоростей в лопатках компрессора и турбины
На р с. 6.8 показано изменение направления скоростей потока воздуха (план скоростей) на выходе из неподвижных направляющих лопаток (А) входе на рабочие подвижные лопатки (Б) и выходе из них.
В треугольн ках скростей
следует различать окружную скорость U ;
W (касательную к поверхности лопатки);
абсолютную скорость C ; угол α между векторами скоростей
угол β между векторами скоростей U и W.
Окружная скорость U (касательна к окружности колеса) рабочего
относительнуюколеса зав с угловой скорости ω и среднего радуса вращения лопат-
ки R СР , направлена перпендикулярна к оси вращения вала и определяется
R СР = π ∙ D СР ∙ n / 60,
где D СР = 2 R СР – диаметр колеса компрессора на средней высоте лопаток;
n – частота вращения ротора компрессора, мин -1 .
При n = 10 000 мин -1 и D СР = 0,4 м величина U = 209 м/с.
Рис. 6.8. Планы (треугольники) скоростей компрессора на входе в рабочие лопатки (Б) и выходе из них
В направляющий аппарат (он неподвижен, U = 0 ) воздух входит в осевом направлении ( С О ), а выходит с абсолютной скоростью С 1 , изменив направление. Для определения величины и направления данного вектора скорости необходимо знать направление и величину относительной скорости W 1 . Она всегда касательна к поверхности лопатки (к корытцу). Её величина зависит от площади проточной части на входе и выходе из направляющего аппарата, массового секундного расхода воздуха и плотности воздуха. Рассмотрим движение потока воздуха только между лопатками направляющего аппарата.
Прин маем, что лопатки направляющего аппарата имеют одинаковые площади проходной части на входе и выходе. По этой причине считаем,
ческая энерг я потока водуха в межлопаточных каналах посто-
янна. Изменяется только направление потока воздуха. Плотность возду-
выходе з межлопаточного пространства направляющего
ρ 1 = Р 1 / ( R ∙ T 1 ),
атмосферное давление, 0,98 10 5 Па;
Т 1 – температура окружаю-
щей среды, 293 К; R – газовая постоянная для воздуха, 287 Дж /(кг· К).
При данных параметрах ρ 1 = 1,165 кг/м 3 .
При диаметре диска 0,3 м, высоте лопаток 0,1 м (с учетом заграж-
дающей площади лопаток) площадь проточной части рабочих лопаток аппарата ( F ) составит 0,07 м 2 . Площадь проточной части направляющего аппарата принимаем 1 равной площади Д проточной части рабочих лопаток.
При массовом секундном расходе воздуха М 1 = 20 кг/с величина относительной скорости составит
W 1 = М 1 / ( F 1 ∙ ρ 1 ) = 20 / (0,07 ∙1,165) = 245
Затем выбираем масштаб скорости (например, 1 мм
лее с учетом величины и направления векторов скоростей U и W 1 строим две стороны будущего треугольника скоростей. Соединяя концы векторов
U и W 1 , получим величину и направление абсолютной
Камера сгорания – устройство, в котором происходит непрерывное сгорание топлива при р = const в потоке сжатого рабочего тела (воздуха). В результате чего к газу подводится теплота и увеличивается его температура до 2500 К. На рис. 6.9 показана схема КС трубчатого типа [6].
Продукты сгорания на выходе из КС должны иметь температуру, не превышающую допустимую. При этом в газе не должно быть сажи, час-
тиц кокса, так как они вызывают загрязнение и эрозию проточной части газовой турбины.
При горении жидкого топлива в ядре факела развивается температура около 2500 К. Такую высокую температуру, применяемые в турбостроении материалы, выдержать не могут.
Си Р с. 6.9. Схема камеры сгорания ГТУ:
1 – топл вопровод; 2 – воздухонаправляющее устройство
– жаровая тру а; 4 – смеситель; 5 – зона смешения;
горения; 7 – корпус камеры; 8 – форсунка
Температуру продуктов сгорания понижают, разбавляя их относи-
тельно холодным воздухом. Для этой цели поток воздуха перед входом в
камеру сгорания разделяется на два – поток первичного и поток вторично-
го воздуха. Первичный воздух (примерно 1/3 от суммарного количества)
подается в зону горения, а вторичный – протекает между жаровой трубой
и корпусом и подмешивается постепенно по ходу к продуктам сгорания,
снижая их температуру до заданного значения.
ля ГТУ авиационного
типа коэффициент избытка воздуха на выходе
из камеры сгорания
Д = 4 – 5, для стационарных ГТУ = 6 – 10 ( И = 1, когда 1 часть топлива
смешивается с 15 частями воздуха).
На рис. 6.10 показана КС с зоной горения топлива и зоной смешения газов высокой температуры с холодным воздухом.
Газовая турбина – машина, в которой кинетическая энергия выходящего газа из сопла камеры сгорания превращается в механическую работу на лопатках турбины.
В зависимости от кратности использования рабочего тела (газа) различают газотурбинные установки (ГТУ) открытого и закрытого цикла.
В ГТУ открытого цикла наружный воздух после однократного осуществления рабочего процесса – сжатия, подвода теплоты (сгорания топли-
ва), расширения выбрасывается в атмосферу. Последующие циклы происходят с новыми порциями рабочего тела (воздуха и топлива).
В ГТУ закрытого цикла рабочее тело не меняется, а многократно сжимается, подогревается, расширяется и охлаждается, причем подогрев и охлаждение рабочего тела осуществляются в теплообменных аппаратах поверхностного типа. Рабочее тело не смешивается с продуктами сгора-
С ния топлива и окружающим воздухом. и
Рис. 6.10. Общий бА вид камеры сгорания: 1 – завихритель воздуха; 2 – форсунка для подачи топлива; 3 – воспламенитель; 4 – корпус камеры; 5 – жаровая труба; 6 – зона смешения холодного воздуха Д с горячими газами; 7 – зона смешения
топлива с воздухом
Наибольшее распространение на транспорте и в промышленности получили только ГТУ открытого цикла.
На рис. 6.11 показано сечение сопла и решёток профилей рабочих и направляющих лопаток турбины. Рабочее колесо И турбины вращается, а направляющее колесо неподвижно. На решётках в точках входа и выхода указаны планы (тругольники) скоростей, в которые входят окружная скорость U , относительная скорость W (касательная к поверхности лопатки), абсолютная скорость C , углы α и β между векторами скоростей C и W и линией, перпендикулярной оси вращения турбины .
Окружная скорость U остается неизменной, а величины относительной W , а вместе с ней абсолютной скорости C уменьшаются. В процессе обтекания криволинейных поверхностей рабочих лопаток поток газа изменяет направление движения и уменьшается по величине свою скорость. Согласно закону сохранения энергии снижение кинетической энергии переходит в потенциальную энергию давления. Давление, действуя на пло-
щадь лопатки, создает силу. Сила, умноженная на плечо (радиус вращения), создаёт крутящий момент, который приводит во вращательное движение колесо и вал турбины.
СибАДИ Рис. 6.11. Плоская решетка профилей и треугольники скоростей для рабочих и направляющих лопаток турбины: W – скорость касательная к поверхности лопатки
(относительная скорость); U – окружная скорость; C – абсолютная скорость
Рабочий процесс простейшей ГТУ с одной ступенью компрессора и одной ступенью осевой турбины в координатах р – V представлен на рис. 6.12.
Заштрихованная площадь вертикальными линиями b34а численно равна работе расширения в газовой турбине (турбина вращает компрессор). Линия 4 – 1 в реальном процессе условно изображает замещение отработавших газов новой порцией рабочего тела. На участке 2 – 3 теплота подводится, а на участке 4–1– отводится. Площадь, ограниченная линиями цикла 12341, равна разности работ расширения в газовой турбине и сжатия в компрессоре, представляет собой полезную работу газотурбиной установки, которая используется для привода устройств (электрических генераторов, нагнетателей и других потребителей).
Для эффективной работы ГТД необходима высокая температура газов перед турбиной. Высокая температура газов перед турбиной затрудняет ее использование и обусловливает применение жаропрочных сталей и сплавов. Особенно тяжелы условия работы лопаток газовой турбины. Для понижения температуры лопаток и ротора их охлаждают. Вследствие этого может быть существенно повышена начальная температура газов перед
С турбиной (при тех же самых материалах), что приводит к значительному увеличению КПД ГТУ. Наибольшее распространение получило воздушное охлажден е продувкой сжатым воздухом специальных каналов.
Рис. 6.12. Рабочий процесс (цикл) ГТУ Д в координатах р – V (давление – объём): 1–2 – процесс сжатия в компрессоре; 2 – 3 – И процесс сгорания и
подвод теплоты сгорания в КС; 3–4 – процесс расширения; 4 – 1 – отвод теплоты
В ГТУ простейшей схемы отработавшие газы после расширения в турбине выбрасываются в атмосферу с высокой температурой, что является одной из причин низкой экономичности ГТУ. Часть теплоты уходящих газов можно использовать в теплообменных аппаратах-генераторах, в которых теплота передается сжатому компрессором воздуху.
Поверхность нагрева регенераторов образуют большое число труб малого диаметра или волнообразные пластины. По каналам между двумя волнистыми пластинами проходит нагреваемый воздух. С внешней стороны стенки этих каналов омываются отработавшими газами турбин.
ГТУ получили распространение в металлургической промышленности, на железнодорожном и автомобильном транспорте, в качестве судовых двигателей. Перспективно применение газовых турбин в качестве вспомогательных агрегатов (наддув) в поршневых и реактивных двигателях.
ГТД имеют ряд преимуществ перед поршневыми двигателями: рабочие органы совершают в них только вращательное движение и легко СибАДИ уравновешиваются; характеристика крутящего момента протекает весьма благоприятно (с уменьшением частоты вращения крутящий момент резко возрастает), что позволяет упростить конструкцию коробки передач; могут работать на любом малосернистом жидком или газообразном топливе с больш м збытком воздуха, поэтому продукты сгорания их имеют меньшую концентрац ю токсичных веществ; легко запускаются при низ-
ких температурах отл чаются ольшой габаритной мощностью. Однако газовые тур ны пока уступают по экономичности поршне-
вым ДВС, особенно при ра оте с неполной нагрузкой, и отличаются большой тепловой напряженностью лопаток рабочего колеса, обусловленной х непрерывной ра отой в среде газов с высокой температурой. При снижен температуры газов, поступающих в турбину, для повышения надежности лопаток уменьшается мощность и ухудшается экономичность турбины. Без теплоо менника ГТД имеют низкую экономичность, существующие теплоо менники громоздки и сложны в изготовлении. Рабочая частота вращения вала тяговой турбины составляет 30 – 50 тыс. в минуту, что усложняет трансмиссию автомобиля. ГТД сложны и дороги в производстве.
Для осуществления высокоэффективного ГТД необходимо решить проблемы: металловедческую, связанную с изысканием жаропрочных сплавов, аэродинамическую, заключающуюся в усовершенствовании проточных частей газовой турбины и осевого компрессора.
Повышение эффективности использования газотурбинного привода может осуществляться не только за счет повышения экономичности самого двигателя (повышение температуры газов перед турбиной, применение регенерации теплоты отходящих газов или использование других теплотехнических мероприятий), но и за счет широкой утилизации отходящих газов турбины. В частности, теплота отходящих газов ГТУ может быть эффективно использована на отопление помещений.
Применение жаростойких материалов и охлаждение лопаток, усовершенствование термодинамических схем ГТД позволяют улучшить их показатели и расширить область использования.
1. Название работы.
2. Цель и задачи работы.
3. Вычертить схему и дать описание принципа работы газотурбинной установки.
4. Дать описание принципа работы осевого компрессора. Построить план ско-
ростей (по данным задания) на решётке профиля направляющего и рабочего колеса.
Изобразить схему камеры сгорания и пояснить принцип её работы.
Поясн ть пр нц п работы осевой турбины и построить план скоростей (по
данным задан я) на решётке профиля направляющего и рабочего колеса.
Оп сать протекан е рабочего цикла в координатах Р-V в одной ступени осе-
Источник