Файл: Методические указания составлены М. М. Зальцманом и отредактированы проф. Ронзиным В. Д.doc

- 28 -
Так как давление в проточной части ступени довольно высокое, то возникает возможность утечки газа черев осевой зазор между внутренним бандажом СА и ободом диска РК, о также перетекание газа через радиальный зазор между лопатками РК и поверхностью корпуса турбины. Во избежание связанных с этими перетеканиями потерь им стремятся воспрепятствовать различными конструктивными мероприятиями. Утечки газа через осевой зазор уменьшают устройством лабиринтных уплотнений: торцевых (как на ВК‑1 и РД‑3М) или радиальных (на АИ‑20 и др.).

Между СА и РК 2‑й ступени лабиринтного уплотнения может не быть (или оно опущено ниже), если необходимо повысить давление на переднею поверхность диска.

Воспрепятствовать перетеканию газа через радиальное зазоры между РК и корпусом в турбинах сложнее, чем в компрессорах, т.к. нанести мягкое срабатываемое покрытие непосредственно на корпус нельзя. Оно будет выгорать при высоких температурах. На некоторых двигателях (например, в турбине двигателя АИ‑20), с целью уменьшения радиального зазора, применятся металлокерамические вставки, которые образует цилиндрическую срабатываемую (при приработке двигателя) поверхность. Однако в силу ряда эксплуатационных недостатков этого метода, он в современных двигателях для данной цели не применяется. Вместо этого для уменьшения перетекания газа применяется бандажирование лопаточных венцов (лопатки с полками), которое одновременно решает и вопросы демпфирования колебаний и уменьшения вибрационных напряжения в лопатках.

Примером применения бандажирования лопаточных венцов является турбина двигателя ТВ2‑117А, Иногда на наружной поверхности полок располагает гребешки, которые вместе с выступами на внутренней поверхности корпуса образует лабиринтное уплотнение радиального зазора. Это приводит к существенному повышению к.п.д. турбины (на 1,5...2,0%). Примером такой конструкции является турбина двигателя Д‑30, лопатки которой можно увидеть в лаборатории.

Для уменьшения потерь на трение поверхность лопаток тщательно полируется (одновременно повышается усталостная прочность).
- 29 -
Мы уже напоминали о том, что теплоперепад, который, может быть “сработан” в одной ступени газовой турбины, ограничен величиной 300 кДж/кг. Физический смысл этого ограничения состоит в том, что турбина авиационного ГТД является всережимной, т.к. двигатель должен работать на различных режимах. Поэтому в СА турбины применяют только дозвуковые (сужающиеся) каналы для разгона потока.

---

Примечание. Здесь не рассматривается эффект “косого среза”, который позволяет получать на выходе из СА скорость C₁ несколько выше местной скорости звука.

Применение сверхзвуковых сопел (сопел Лаваля) нерационально из-за больших потерь в скачках уплотнения на нерасчетных режимах. Такие сопла применяются в однорежимных паровых турбинах.

При необходимости срабатывания в турбине теплоперепада больше вышеуказанного применяют многоступенчатые турбины.

---

2.2. Многоступенчатые осевые реактивные турбины

В авиационных ГТД применяются многоступенчатые турбины со ступенями давления. РК ступеней могут располагаться на одном валу (в ТРД и ТВД) или на нескольких валах (обычно на двух дли трех) в ТРДД и турбовальных двигателях.

Турбина состоит из ряда последовательно расположенных ступеней, каждая из которых имеет СА и РК.

Остановимся на вопросе о формах проточной части турбины. По мере понижения давления в процессе расширения плотность газа падает. В соответствии с уравнением расхода падение плотности может быть компенсировано увеличением либо осевой скорости потока, либо площади поперечного сечения проточной части (обычно за счет высоты лопаток).

В выполненных конструкциях многоступенчатых турбин сочетается увеличение осевой скорости с одновременным увеличением высота лопаток.

Конкретная форма меридионального профиля проточной части турбины определяется конструктивными и технологическими сооб-
- 30 -
ражениями, с учетом влияния выбранной формы на к.п.д. турбины. Наиболее часто применяются следующие формы (рис. 2.2):

а) с постоянным наружным диаметром (ВК‑1, РД‑3М);

б) с постоянным (или близким к постоянному) средним диаметром (АИ‑20, Д‑20П, Д‑30);

в) с постоянным внутренним диаметром (последующие модификации Д‑30);

г) с возрастающими внутренним и наружным диаметрами.

Ознакомимся с одновальными многоступенчатыми турбинами на примерах двигателей, представленных в лаборатории.
ТРД РД‑3М имеет 2-ступенчатую турбину. Теплоперепад, который надо сработать в этой турбине для обеспечения мощности, достаточной для вращения компрессора с составляет 432 кДж/кг. В 1‑й ступени срабатывается 55% этого теплоперепада, а во второй – остальные 45%.

Принципиальная схема этой турбины показана на рис.2.2, 1. Диски РК обеих ступеней жестко связаны между собой и с валом. Постоянный наружный диаметр этой турбины делает более технологичной конструкцию её корпусов, уменьшает массу турбины в целом (а также и реактивного сопла) и позволяет сохранить диаметральные размеры двигателя неизменными.

Скорость газа на выходе из СА 1‑й ступени турбины

---

С_1I = 501 м/с, а для 2‑й – С_1II = 485 м/с. Это объясняется тем, что температура на выходе иp СА 2‑й ступени ниже, следовательно, ниже и местная скорость звука. А мы уже напоминали о том, что в сужающихся соплах скорость истечения может лишь незначительно превышать местную скорость звука (за счет “косого среза”). Так как окружная скорость на среднем диаметре РК 2‑й ступени тоже меньше, то отношение в обеих ступенях отличается мало и может быть ближе к оптимальному.

На выходе из РК 2‑й ступени поток имеет остаточную закрутку . Это видно из того, что стойки реактивного сопла имеют несимметричный аэродинамический профиль, т.е. предназначены для придания потоку осевого направления. По форме сечения этих стоек можно определить, в каком направлении был закручен поток за турбиной.
- 31-


Рис. 2.2. Форма меридионального сечения проточной части
многоступенчатых турбин:
1 – 2-ступенчатая турбина ТРД с D_т = const,
2 – 3-ступенчатая турбина ТВД с D_ср = const,
3 – 3-ступенчатая турбина 2-вального ТРДД с D_ср = const,
4 – 4-ступенчатая турбина 2-вального турбовального
ГТД с D_вт = const,
5 – 5-ступенчатая турбина 2-вального ТРДД с D_вт = const,
6 – 5-ступенчатая турбина 3-валъного ТРДД с
увеличивающимися D_т и D_вт
- 32 -
При ознакомлении с турбиной данного двигателя надо обратить внимание на торцевые лабиринтные уплотнения между РК 1‑й ступени и СА 2‑й ступени и между СА 2-й ступени и РК 2-й ступени. Эти лабиринты в некоторой степени уменьшают- утечку газа через осевые зазоры и этим способствует повышению к.п.д.
ТВД АИ‑20 – снабжен 3‑ступенчатой турбиной со средним диаметром D_ср  const. Это обосновано тем, что в принятой конструктивной схеме этого двигателя воздушный винт приводится во вращение через редуктор, от вала компрессора. Следовательно, в турбине должен срабатываться теплоперепад, достаточный для того, чтобы её мощность обеспечивала привод компрессора и воздушного винта.

---

Распределение теплоперепада между ступенями этой турбины таково: 1‑я ступень – 30,4%, 2‑я ступень – 33,8%, 3‑я ступень – 35,8%.

Если бы турбина имела постоянный наружный диаметр, то высота лопаток 2‑й и 3‑й ступеней была бы большей и, возможно, что в корневом сечении 3‑й ступени имела бы место отрицательная реактивность. Кроме того, при большом наклоне поверхностей втулок к оси турбины более вероятен отрыв потока от этих поверхностей, т.е. увеличение гидродинамических потерь.

При ознакомлении с этой турбиной надо обратить внимание на мероприятия по уменьшению перетекания газа черев радиальные и осевые зазоры. Металлокерамические вставки в корпусах позволяет уменьшить радиальные зазоры между лопатками РК и корпусом. В случае задевания вставки срабатываются.

Лабиринтные уплотнения между СА и РК 2‑й и 3‑й ступеней, выполненные на цилиндрических поверхностях, более эффективно предотвращают утечку газа го сравнению с торцевыми уплотнениями.

---