2.4. Потери в ступени турбины

В ступени газовой турбины имеют место следующие потери:

— потери на трение газа о лопатки, стенки корпуса, диск ротора;

— потери на перетекание в радиальном зазоре между рабочими лопатками и корпусом;

— потери на вихреобразование внутри межлопаточных каналов.

Сущность каждого вида этих потерь была изложена при рассмотрении осевых компрессоров. Следует отметить, что по сравнению с компрессором температура газа в турбине значительно выше. С увеличением температуры газа возрастает его вязкость, что приводит к значительному росту потерь на трение.

Потери, связанные с наличием радиального зазора, обусловлены в основном двумя обстоятельствами. Во-первых, часть газа протекает через зазор, не совершая работы на лопатках РК (рис.6, а, б). Во-вторых, вследствие разности давлений на корытце и спинке лопаток происходят перетекание через радиальный зазор и частичное выравнивание давлений по обе стороны лопаток. Это приводит к уменьшению газодинамической силы P_KU (рис. 3) и работы, совершаемой газом.

Величина потерь в ступени турбины зависит от скорости движения газа и разности давлений на вогнутой и выпуклой поверхностях лопаток. Разность давлений, в свою очередь, определяет величину силы, с которой газ действует на лопатки турбины. Чем больше скорость движения, тем больше потери на трение газа о лопатки, стенки корпуса, диск ротора. Чем больше газовые силы, действующие на лопатки, тем больше потери на перетекание и вихреобразование.

Для снижения потерь на трение проточная часть турбины выполнена расширяющейся, это позволяет снизить интенсивность роста скорости движения газа. В целях уменьшением перетекания газа в радиальном зазоре применяют ряд конструктивных мероприятий: лопатки с бандажными полками, уменьшение радиального зазора между торцом рабочей лопатки и корпусом с помощью применения мягких графитовых, металлокерамических вставок в корпусе или специального сотового уплотнения (рис. 6,в, г, д). Снижение потерь на вихреобразование можно обеспечить, уменьшив шаг лопаток турбины.

Рис. 6. Способы уменьшения перетекания газа в радиальном зазоре турбины:

а, б— схемы перетекания газа в радиальном зазоре; в— рабочие лопатки с бандажными полками; е— графитовые вставки в корпусе турбины; д— сотовое уплотнение

3. Многоступенчатые турбины

3.1. Степень понижения давления многоступенчатой турбины

В существующих ТВаД, как правило, в каждой турбине применяется по две ступени. Именно такая конструктивная компоновка применена на наиболее распространенных ТВаД: ТВ2-117 и ТВ3-117. В этом случае необходимо рассматривать степень понижения давления газа в каждой из турбин в отдельности.

Степень понижения давления газа в турбине компрессора (_ТК) есть отношение полного давления газа перед турбиной компрессора (р*_Г ) к давлению за турбиной компрессора (р_ТК):

В расчетах удобнее пользоваться степенью понижения давления газа, определяемой по полным параметрам:

Аналогично рассуждая, можно записать формулы расчета степени понижения давления газа в свободной турбине (_Т.СВ):

При движении газа через многоступенчатую турбину процессы изменения параметров газа в каждой из ступеней аналогичны. Например, в двухступенчатой турбине (рис.7) характер изменения параметров газа в обеих ступенях совершенно одинаков: давление и температура постепенно уменьшаются, а абсолютная скорость газа увеличивается в СА и уменьшается в РК турбины. Поэтому можем сказать, что по мере движения газа через ступени турбины происходит его последовательное расширение. Следовательно:

где: _СТ — степень понижения давления в соответствующей ступени;

z_ТК и z_СВ — число ступеней соответственно турбины компрессора и свободной турбины.

У двигателя ТВ2-117 _ТК*=2,6, _Т.СВ*=2,5.

Рис.7. Схема двухступенчатой турбины (турбины компрессора) и изменение параметров газа в ней