Схема проточной части турбины
Как видно из рис. 8, проточная часть многоступенчатой турбины выполняется расширяющейся. Объясняется это тем, что плотность газа при его расширении в СА и РК понижается от ступени к ступени, а удельный объем газа увеличивается. Поэтому, чтобы не допустить значительного роста скорости потока и, следовательно, потерь, площадь проточной части турбины необходимо увеличивать. При этом угол уширения между поверхностью втулки и корпусом турбины не должен быть более 15—20°. При большем угле уширения может произойти отрыв потока от стенок канала, что приведет к возрастанию потерь.
В существующих двигателях наибольшее распространение получили следующие схемы проточной части:
— с постоянным наружным диаметром (рис.8,а);
— с постоянным средним диаметром (рис.8,б);
— с постоянным внутренним диаметром (рис.8, в);
— с возрастающими внутренним и наружным диаметрами (рис.8, г).
Рис. 8. Схемы проточной части многоступенчатых турбин:
а— с постоянным наружным диаметром; б— с постоянным средним диаметром; в— с постоянным внутренним диаметром; г— с возрастающими внутренним и наружным диаметрами
Турбины, выполненные с постоянным внутренним диаметром (рис.8,в), наиболее просты в изготовлении. По такой схеме изготовлены турбины двигателя ТВ2-117.
В реальных турбинах при профилировании проточной части (распределении работы по ступеням) стремятся на первых ступенях назначить более высокие значения работы, что позволяет значительно снизить температуру газа в них и таким образом упростить задачу охлаждения последующих ступеней. На последних ступенях обычно несколько уменьшают работу в целях обеспечения осевого выхода газа из турбины.
ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ТВаД
Выходное устройство вертолетного газотурбинного двигателя (рис.1, поз.3) предназначено для отвода отработанных газов из турбины за пределы силовой установки с минимальными гидравлическими потерями. Рабочий процесс турбины не обеспечивает полного преобразования энергии газового потока в механическую работу, поэтому газ, поступающий из турбины в выходное устройство ТВаД, обладает энергией достаточной для создания некоторой реактивной тяги. В вертолетной силовой установке использование реактивной тяги затруднительно из-за режима висения вертолета и компоновки силовой установки. Следовательно, для снижения реактивной тяги двигателя газ на выходе из свободной турбины должен обладать минимально возможной энергией. Поэтому профилировка турбин производится таким образом, чтобы в них происходило избыточное расширение газа, т. е. на выходе из турбины газ имел бы давление несколько меньше атмосферного или близкое к атмосферному. Для современных вертолетных ГТД давление газа на выходе из свободной турбины составляет 0,9¸1,08 кгс/см2. Затем при прохождении газа через расширяющееся выходное устройство происходит падение скорости его движения и, следовательно, уменьшается величина реактивной тяги. Кроме того, избыточное расширение газа в свободной турбине способствует увеличению ее мощности.
Таким образом, для вертолетного газотурбинного двигателя роль выходного устройства сводится к отводу отработанных газов за пределы силовой установки, при этом должна быть обеспечена минимально возможная скорость истечения газов (СС).
Основными требованиями, предъявляемыми к выходным устройствам вертолетных ГТД, являются:
— проточная часть выходного устройства должна обеспечивать минимальные гидравлические потери;
— простота конструкции и достаточная жесткость, прочность и жаростойкость, максимальная безопасность в пожарном отношении.
Выходное устройство вертолетного газотурбинного двигателя представляет собой расширяющийся патрубок, обеспечивающий уменьшение скорости газового потока и отвод его в сторону от оси двигателя.
Отработанный газ из турбины выходит в кольцевое пространство образованное, в зависимости от устройства двигателя, специальным газосборником или корпусом опор свободной турбины. Из кольцевой полоски газосборника газ поступает в расширяющийся канал выходного патрубка. В этом канале происходит повышение давления газа примерно до 1,3 кгс/см2, уменьшение скорости до 50¸60 м/с и уменьшение температуры до 773—823 К. С такими параметрами газ из выходного устройства выходит в атмосферу.
В зависимости от компоновочной схемы вертолета отвод газа выходным устройством осуществляется под таким углом, при котором исключается попадание его на конструктивные элементы вертолета.
ЛИТЕРАТУРА
1.Теория авиационных двигателей. Под ред. Кудринского В.З. Москва. Воениздат 1983г.
2. Богданов А.Д. Хаустов И.Г. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117. Москва. Транспорт 1979г.
3. Мадорский Я.Ю и др. Теория авиационных двигателей. Часть 1. Москва. Воениздат 1969г.
4. Вагин А.Н. и др. Теория авиационных двигателей. Часть 2. Москва. Воениздат 1968г.
5. Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М. Транспорт 1976г.
6. Белоусов А.Н. и др. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. Самара 2003г.
7. Основы конструкции авиационных газотурбинных двигателей. Под ред. Морозова Ф.Н. . Москва. Воениздат 1974г.