Обычно  треугольники скоростей рисуют из одной  вершины, как показано на рис. 3, в таком случае называют планом скоростей турбинной ступени. Планы скоростей дают наглядное представление о кинематике турбинной ступени /3/.  

     Применение  газовых турбин

     Газотурбинные двигатели используются в летательных аппаратах для различных целей. В качестве основных двигателей самолетов используются мощные ГТД с тягой, измеряемой десятками тонн. Наряду с ними созданы средние, небольшие и совсем миниатюрные, так называемые «ранцевые» ГТД, имеющие тягу всего несколько сотен ньютонов и предназначенные для индивидуальных полетов человека на платформе. Малоразмерные ГТД используются в авиации в качестве вспомогательных машин - турбостартеров, турбоэлектрогенераторов.

     Газовые турбины применяются в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) для привода насосов подачи горючего и окислителя.

     Воздушные турбины, использующие скоростной напор летательного аппарата приводят в действие топливные насосы в прямоточных ВРД, вращают буксировочные лебедки и т. п.

     Любой из авиационных ГТД включает в себя газогенераторную часть, преобразующую потенциальную энергию топлива в так называемую свободную энергию Н_есв, и устройство, трансформирующее эту свободную энергию в полезный технический эффект - тягу или мощность N_е двигателя /2/. 

     

     Рисунок 4 - Принципиальные конструктивные схемы ГТД различных типов в зависимости от устройства преобразователя свободной энергии: а - азогенераторная часть ГТД, б - турбореактивный двигатель: е - турбовинтовой двигатель, г - двухконтурный турбореактивный двигатель; д - турбовальный двчгатель; К - компрессор; КСГ - .камера сгорания; Г - турбина; РС - реактивное сопло; В - воздушный винт; Р - редуктор;

     ТВ - турбина  винта (вентилятора); См - компрессор второго контура, СТ - силовая  турбина 

     Рис. 4 схематично иллюстрирует, как на базе газогенераторной части ГТД (см. рис. 4, а) и с помощью различных преобразователей свободной энергии могут быть получены различные типы двигателей. Если всю свободную энергию Н_есв использовать в реактивном сопле (РС) двигателя для ускорения струи газа, получается турбореактивный двигатель (ТРД), принципиальная конструктивная схема которого показана на рис. 4, б; при срабатывании всей или большей части Н_есв в дополнительной турбине (ТВ), соединенной через редуктор с воздушным винтом (В), получается другой основной тип двигателя - турбовинтовой ТВД (см. рис. 4, в); если мощность, развиваемая дополнительной турбиной, расходуется на привод компрессора (вентилятора) второго контура (Кп), а оставшаяся часть свободной энергии идет на разгон струи газов в реактивном сопле первого (внутреннего) контура, то Такой двигатель называется двухконтурный турбореактивный двигатель ТРДД (см. рис.4, г). Наконец, если израсходовать всю Н_есв в так называемой тяговой силовой турбине (СТ), то получится типичная конструктивная схема турбовального двигателя ТВаД (см. рис. 4, д), используемого на вертолетах, транспорте, кораблях, в стационарных ГТУ и во вспомогательных авиационных силовых установках /1/.

 

2. Элементарная ступень  осевой турбины. Течение газа  в ступени. Степень реактивности  ступени турбины.

 

     Комплект  сопловой и рабочей решеток образует ступень проточной части турбины. В зависимости от характера расширения газа в ступени различают активный и реактивный процессы. Активный характерен тем, что давление за сопловой решеткой равно давлению за рабочими лопатками, и потенциальная энергия газа преобразуется в кинетическую только в соплах турбины. При реактивном процессе расширение газа начинается в соплах и продолжается в рабочей решетке, поэтому > > . Таким образом, отличительными признаками реактивного процесса являются: преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую не только в сопловой, но и в рабочей решетках; непрерывное падение давления газа как в сопловых каналах, так и между рабочими лопатками (см. рис. 2.1).

     Положим, что при адиабатном расширении газа от давления до тепловой перепад составляет , а при расширении от до Эти перепады показаны на диаграмме iS (рис. 2.1).

     Термодинамической степенью реактивности, или просто степенью реактивности, называется отношение  адиабатного перепада тепла в  рабочей решетке к суммарному адиабатному перепаду тепла от р₀* до р₂ в обеих решетках, составляющих ступень турбины, т. е.

     

     

     

     Рисунок 5 - Адиабатное расширение газа в ступени осевой турбины в диаграмме iS. 

     Хотя  на рис. 5 показан тепловой процесс турбины без потерь, но указанное выше определение реактивности относится и к турбине, в которой расширение газа сопровождается- потерями. Если = 0, то и р = 0. Такие ступени турбины называются активными.

     Существуют  турбины, у которых сопловой аппарат  вовсе отсутствует и газ расширяется  только на рабочих лопатках. Для  такой турбины  и р=1. Таким образом, степень реактивности ступени может изменяться от нуля до единицы. Реактивность ступени турбины не остается постоянной по высоте проточной части. В зазоре (см. рис. 1.1) между сопловой и рабочей решетками от частицы газа массой dт на поток действует центробежная сила

     

     а за рабочими лопатками – сила

     

     где - радиус, на котором находится частица dт, - скорости закрутки потока. 

     Для радиального равновесия частицы необходимо, чтобы в потоке существовал радиальный градиент давления, т. е. чтобы давления и возрастали по высоте лопатки. Особенно интенсивным должен быть рост давления в связи с тем, что . Скорость значительно меньше (см. рис. 2.2) и может даже равняться нулю (при осевом направлении скорости ). Поэтому давление по высоте лопатки растет незначительно и может даже оставаться постоянным. Разность - увеличивается по высоте лопатки, а в соответствии с этим возрастают теплоперепад на рабочих лопатках и степень реактивности. В основании лопаток она может быть даже отрицательной, когда давление < .

     Ступень, называемая активной, имеет на самом  деле положительную реактивность на периферии лопатки и отрицательную у ее корня. Таким образом, реактивность неразрывно связана с длиною лопатки и радиусом рассматриваемого сечения. Если радиус специально не оговаривается, то имеется в виду степень реактивности на среднем диаметре d (см. рис. 5). У реактивных ступеней авиационных ГТД обычно p = 0,25…0,45.

     В активной турбине на среднем диаметре (если пренебречь потерей скорости при проходе газа через рабочую решетку) ; в реактивной турбине вследствие расширения газа на рабочей решетке скорость ш возрастает, т. е. /3/.

     Кинетическая  энергия, не использованная в турбине (см. рис. 6), пропорциональна скорости

     

     Рисунок 6 - Треугольники скоростей активной ступени осевой турбины при различных отношениях u/с₁ и углах а₂

 

3. Схемы активной  и реактивной ступеней осевой  турбины, и изменение параметров  газа, протекающего в них.

 

     Основными элементами ступени турбины являются сопловой аппарат (СА) и рабочее колесо (РК) рис. 7.

     Лопатки СА и РК образуют систему каналов проточной части турбины, по которым протекает поток газа.

     Для рассмотрения принципа действия  ступени турбины рассечем ее цилиндрической поверхностью а - а и развернем ее на плоскость. Получим плоскостную турбинную решетку, состоящую из сечения СА и РК (рис. 8).

     В поперечном сечении лопатки СА и  РК представляют собой аэродинамические профили.

     Газ из камеры сгорания с абсолютной скоростью  потока С3, давлением Р3 и температурой Т3 поступает в каналы соплового аппарата. Сопловой аппарат предназначен для преобразования потенциальной энергии давления газового потока в кинетическую энергию. С этой целью каналы СА выполнены сужающимися по потоку (f3΄< f3 , где f - площадь сечения канала).

     

     Рисунок 7 - Основные элементамы ступени турбины 

     

     Рисунок 8 - Плоскостная турбинная решетка  

     Скорость  потока в СА увеличивается от С3 до С3', а давление и температура газа падают (Р3'<Р3  и  Т3'<Т3).

     С абсолютной скоростью С3' газ поступает  на лопатки рабочего колеса, вращающегося с окружной скоростью U. В межлопаточном канале РК газ движется с относительной скоростью W3', равной на входе в РК геометрической разности абсолютной С3'  и  окружной скорости U, т.е. W3' = C3' – U.

     План  скоростей на входе в РК показан на рис. 9. Для обеспечения безударного входа передние кромки лопаток РК устанавливаются по направлению относительной скорости W3'. В связи с увеличением окружной скорости от основания лопатки к концу и необходимостью обеспечения безударного входа на всех радиусах, лопатка РК подвер­гается «крутке».

     В рабочем колесе кинетическая энергия  газового потока преобразуется в  механическую работу. Абсолютная скорость потока уменьшается в каналах  РК от С3' до С4.

     В зависимости от типа  турбины  газ в межлопаточных каналах  РК либо продолжает расширяться (давление падает от Р3' до Р4), либо только изменяет направление движения, а давление остается неизменным.

     Турбина, в которой происходит расширение газа в межлопаточных каналах РК, называется  реактивной .  Турбина , в которой осуществляется только поворот потока в РК, называется  активной .

     В реактивной турбине межлопаточные каналы выполнены сужающимися (f4<f3"). В связи с этим относительная скорость газа в каналах РК такой турбины  растет от величины Wз' до W4. План скоростей на выходе из РК и эпюры изме­нения абсолютной С, относительной W скоростей, давления P и температуры газов Т в сечениях  турбины  показаны на рис. 9.

       В ТРД применяются только реактивные турбины. Активные турбины используются в турбодетандерах, турбонасосах. Механическая работа на валу турбины  получается за счет того, что на лопатках РК, находящихся под действием газодинамических сил, создаются окружные усилия, т. е. силы, совпадающие с направлением скорости. Эти силы создают крутящий момент на валу турбины. В реактивной турбине окружное усилие на лопатках РК возникает по двум причинам:

     а) активного импульса газа, связанного с возникновением на лопатке, находящейся в потоке, аэродинамической силы Ра (рис. 28);

     

     Рисунок 9 - План скоростей на выходе из реактивной турбины 

     б) за счет  реактивной  силы Рр , возникающей  при разгоне газовой струи  от скорости W3' до W4 > W3'. Силы Ра  и  Рр можно разложить на осевую и окружную составляющие.

     Результирующая  осевых составляющих активной Рао и  реактивной Рро сил, равная

     ΔРо = Рао -  Рро ,

     воспринимается  подшипниками ротора двигателя.

     Результирующая же окружных составляющих активной Раи и реактивной Рри сил создает окружное усилие Рu = Раu + Рpu,  используемое для получения крутящего момента и полезной мощности на валу  турбины /5/.

 

4. Изоэнтропный и  адиабатный процессы расширения  газа в реактивной ступени  турбины в iS диаграмме. Определение параметров газа на выходе из соплового аппарата и рабочего колеса.

 

     Процесс расширения газа в турбине является частью теплового цикла, осуществляемого  в газотурбинном двигателе.

     

     Рисунок 10 - Идеальный цикл газотурбинного двигателя в диаграммах pv и TS 

     Сначала рассмотрим идеальный цикл, в котором все процессы осуществляются без потерь. Такой цикл со сгоранием при постоянном давлении в диаграммах рv и TS изображен на рис. 10. Адиабата 02 изображает процесс сжатия воздуха, который делится на две части: 01 - сжатие воздуха во входном устройстве от давления окружающей среды р₀ до давления р₁ которое происходит в результате торможения набегающей струи, и 12 - сжатие в компрессоре. При работе двигателя на месте (когда скорость полета равна нулю) весь процесс сжатия будет происходить только в компрессоре.