- •36. Классификация турбомашин по направлению передачи энергии, по преимущественному направлению потока. Преимущества и недостатки различных типов турбомашин.
- •37. Классификация осевых турбомашин по форме меридионального сечения проточной части, преимущества и недостатки различных схем проточной части.
- •39. Классификация турбомашин по скорости обтекания профилей (истечения из межлопаточных каналов). Краткая характеристика указанных видов турбомашин.
- •40. Классификация турбомашин по числу валов. Обоснование необходимости применения многовальных турбомашин.
- •41. Основные показатели работы и параметры турбомашин. Требования, предъявляемые к компрессорам и турбинам.
- •42. Основные геометрические параметры проточной части, ограничения и перспективы развития параметров проточных частей.
- •43. Геометрические параметры профиля, краткий анализ и характерные значения.
- •44. Геометрические параметры решетки профилей и лопаток. Краткий анализ.
- •47. Активный и реактивный принцип работы ступени турбомашины. Кинематическая степень реактивности. Термодинамическая степень реактивности.
- •48. Распределение параметров потока по длине ступени в активных и реактивных ступенях.
- •49. Основы расчета ступени турбомашин с использованием степени реактивности. Входная и выходная закрутка потока.
- •50. Анализ влияния кинематической степени реактивности на планы скоростей ступени осевого компрессора.
- •51. Анализ влияния кинематической степени реактивности на планы скоростей ступени осевой турбины.
- •5 2. Атакоустойчивость профиля и решетки профилей компрессоров и турбин. Характеристика компрессора по потерям (кпд). Факторы, определяющие атакоустойчивость.
- •54. Особенности характеристик центробежных компрессоров с различной формой лопаток.
- •55. Обобщенные и универсальные характеристики компрессора. Приведение параметров компрессора к стандартным атмосферным условиям. Возможные погрешности формул приведения.
- •56. Газодинамические основы рассогласования работы первых и последних ступеней компрессора (ступени и сети) на нерасчетных режимах работы.
- •59. Вращающийся срыв в компрессорах, надроторные устройства.
- •60. Изменение расхода воздуха через компрессор по частоте вращения. Регулирование компрессора с помощью перепуска воздуха.
- •61. Регулирование компрессора с помощью поворотных направляющих аппаратов.
- •62. Регулирование компрессора, 2-х и более вальная схема компрессора, изменение скольжения роторов при изменении частоты вращения.
- •63. Короткие, средние и длинные лопатки. Профилирование длинных лопаток по высоте, законы профилирования. Основные положения и уравнения для расчета планов скоростей по высоте.
- •64. Профилирование по закону постоянной циркуляции и закону постоянного угла выхода из соплового аппарата, сравнение с законом постоянной реактивности.
- •65. Профилирование по закону постоянной реактивности (твердого тела), сравнение с законом постоянной циркуляции.
- •66. Общая номенклатура потерь в решетках турбомашин, краткая характеристика видов потерь и их зависимость от основных режимных и геометрических параметров.
- •67. Дополнительные потери в турбомашинах: от нестационарности, в зазорах, на трение о диски, на охлаждение, с выходной скоростью.
- •68. Кпд турбомашин: адиабатный по параметрам торможения, адиабатный по статическим параметрам за турбиной/ступенью (мощностной), политропный.
- •69. Зависимость адиабатного и мощностного кпд от отношения u/c.
- •70. Оптимальные планы скоростей в активно-реактивной одноступенчатой турбине при переменной степени реактивности. Управление отношением u/c.
- •71. Распределение работы, кпд, осевой скорости и степени реактивности по ступеням многоступенчатых компрессоров.
- •73. Предел реализуемой в ступени турбины и отдельных лопаточных решетках работы (см. Вопрос 32). Влияние предела расширительной способности косого среза и запирания каналов по расходу.
- •74. Многоступенчатые турбины, турбины со ступенями скорости и ступеням и давления.
44. Геометрические параметры решетки профилей и лопаток. Краткий анализ.
З адача аэродинамики решеток состоит в том, чтобы при заданном треугольнике скоростей определить потери в решетке, режим работы решетки с оптимальными. потерями и обеспечить заданный угол поворота потока, а для этого надо определить оптимальный угол атаки и угол отставания потока. Как отмечалось ранее, в связи с диффузорным течением в решетках компрессора эти характеристики определяются экспериментально.
П ри отрицательных и небольших положительных углах атаки угол отставания потока практически не изменяется и, следовательно, угол выхода потока из решетки остается практически неизменным. Поэтому при увеличении угла атаки (т. е. при уменьшении угла входа потока на решетку ) угол поворота потока увеличивается. При некотором положительном угле атаки возникает срывное течение с выпуклой поверхности профиля и, несмотря на уменьшение угла потока величина не увеличивается, так как на срывном режиме увеличивается угол отставания и уменьшается. Потери в решетке при этом примерно в два раза больше, чем на режиме минимальных потерь, характеризуемом углом при небольших отрицательных углах атаки. На режиме угол поворота потока в решетке мал и, следовательно, мал теоретический напор ступени. Наибольший КПД решетки достигается при некотором оптимальном (положительном) угле атаки . На этом режиме потери в решетке хотя и несколько больше минимальных, но повышенное значение угла поворота потока и, следовательно, величины напора ступени по сравнению с режимом обеспечивают максимальный КПД решетки.
45. Принцип работы ступени турбомашины. Работа на неизогнутых профилях. Режимы принудительного вращения, авторотации, флюгирования. Необходимые элементы ступени турбомашины и преобразование энергии в этих элементах.
Формулы или позволяют определить суммарное силовое воздействие любого потока жидкости и газа на произвольную решетку профилей, т. е. определить величину и направление равнодействующих всех сил, приложенных к профилю в решетке.
В дальнейшем ограничимся рассмотрением потенциального потока. Как было доказано в § 11 гл. И, в случае потенциального — безвихревого — потока циркуляция Гок по определенному контуру равна циркуляции Г по любому контуру, охватывающему профиль, в том числе и по поверхности самого профиля, т. е. Гок = Г, и, следовательно, в потенциальном потоке
Из этих выражений для составляющих сил давления следует, что в потенциальном потоке несжимаемой жидкости величина равнодействующей всех аэродинамических сил, приложенных к профилю в решетке, равна произведению плотности жидкости на величину геометрической полусуммы скоростей и на значение циркуляции вокруг профиля
Сила R направлена перпендикулярно к геометрической полусумме скоростей. Для того чтобы получить направление этой силы, нужно геометрическую полусумму повернуть на угол π/2 в сторону, противоположную направлению циркуляции. Эта теорема для решетки профилей была впервые получена Η. Е. Жуковским в 1912 г.
46. Принцип работы ступени турбомашины. Передняя и задняя критические точки. Развитие циркуляции вектора скорости на аэродинамическом профиле, распределение давлений по профилю, осевые и окружные усилия. Работа окружных сил.
Передняя и задняя критические точки
Рассмотрим обтекание потоком несжимаемой жидкости профиля, имеющего острую заднюю кромку, наличие которой характерно для современных аэродинамических профилей. Предположим сначала, что циркуляция скорости отсутствует (Г = 0), т. е. нет подъемной силы. Получающаяся в этом гипотетическом случае картина так называемого бесциркуляционного обтекания профиля может быть построена известными методами теоретической гидродинамики.
Картина бесциркуляционного обтекания профиля обладает следующими основными особенностями. Набегающий поток разделяется у профиля на две части, обтекающие соответственно его верхнюю и нижнюю поверхности (рис. 10.8, а). Точка А, в которой струи разделяются и поток имеет нулевую скорость, называется передней критической точкой или точкой раздела струй. Точка С, где струи вновь сходятся, называется точкой слияния струй или задней критической точкой.
Изменение угла атаки приводит к изменению положения передней и задней критических точек. Например, в случае, изображенном на рис. 10.8, при увеличении угла атаки передняя критическая точка движется по нижней поверхности, приближаясь к задней кромке профиля, а задняя критическая точка, перемещаясь по верхней поверхности, приближается к лобовой части профиля; уменьшение угла атаки приводит к перемещению точки разветвления струй в сторону носика, а точки слияния струй в хвостовую часть профиля.
Развитие циркуляции
Рассмотрим физическую схему обтекания крыла, при которой появляется подъемная сила, т. е. сила давления жидкости на крыло, направленная перпендикулярно к скорости невозмущенного потока. Как мы видели, в потоке около крыла возникает циркуляция, в результате наложения которой на набегающий поток скорость над крылом становится больше, а под крылом меньше скорости невозмущенного потока. Вследствие этого
Рис. 10.9. Фотография начального вихря
давление над крылом понижается, а под крылом повышается, что приводит к появлению подъемной силы. Возникновение циркуляции жидкости вокруг крыла в свою очередь объясняется следующими причинами. В начальный момент движения крыла у его задней острой кромки образуется жидкая поверхность раздела (поверхность тангенциального разрыва скорости), сворачивающаяся в вихрь, который увлекается потоком. Однако в набегающем потоке не было завихренности, следовательно, циркуляция по контуру, охватывающему крыло и вихрь, равна нулю. Если же этот контур рассечь линией, отделяющей крыло от вихря, то в каждом из новых двух контуров циркуляция не равна нулю. Очевидно, что эти циркуляции должны быть равны но величине, но противоположны по направлению.
Итак, начальный вихрь, срывающийся с задней кромки крыла, вызывает возникновение циркуляции вокруг крыла, которая и порождает подъемную силу. На фотографии обтекания крыла (рис. 10.9) видны как начальный вихрь, так и циркуляционное течение около крыла.
Распределение давлений по профилю