《叶轮机械原理71.ppt

* * * 除了圆周速度u之外，决定压气机轮缘功的主要是动叶出口的切向分速c2u。c1u是预旋，它可以为零（轴向进气时c1u＝0）。至于涡轮，由于它的出口紧接尾喷管，一般总希望它的出口绝对速度c2接近轴向，因此c2u很小，决定涡轮轮缘功Lu的主要是c1u；而c2u的数值较小（当a2＝90°时c2u＝0）。在涡轮中，反映燃气流量的一般采用静叶出口的气流角a1，而不直接采用轴向速度c1u。原因是这个角度不但能反映轴向速度c1a的大小（c1a＝c1utan a1），而且它可以与叶片长短和效率等联系起来，这在后面还要提到。另外在压气机中，由于一级增压比很小，可以近似认为c1a≈c2a。但是在涡轮中，由于一级的膨胀很大，如果再认为两者相等，就会导致较大的误差。根据目前设计经验，两者之比值为c1a/c2a≈0.75~0.85。综合以上分析，决定涡轮基元级速度三角形的主要参数有五个：c1u、a、c2u、u和c1a/c2a。设计涡轮时，决定了这五个参数之后，速度三角形就完全确定了。 * 反力度就是用来衡量燃气在动叶中的膨胀占全基元级总膨胀功的百分比的参数。 ＝0的涡轮动叶具有进出口形状对称特征。气体流经动叶只拐弯不膨胀，这样的涡轮被称为“冲击式”涡轮，它的优点是动叶叶尖漏气损失极小（因动叶前后无静压差），但也因为气体流经叶栅通道不加速膨胀，没有顺压强梯度，因而气流易于分离，效率较低。“冲击式”涡轮仅用于蒸气涡轮和发动机辅助系统。 气流流经反力式涡轮动叶为降压加速过程，气流不易分离，因而效率较高，适用于航空燃气涡轮发动机。反力度过大会导致动叶叶尖泄漏损失增大和静叶膨胀不足，一般来讲，平均半径处的反力度控制在0.25～0.4之间 * 流量因子是基元级的重要特性参数。当流量因子变化时，基元级流通能力和叶片形状会有相应变化。在一定圆周速度下，选择大的流量因子标志着设计者想通过增大气流轴向分速的办法来减小叶片高度。因而，高的是轻型、大流量、高速涡轮的一个特征。反之，在既定圆周速度下，如小，表明设计者想在小气体流量下，把通道中的叶片造得尽量高。 * 流量因子是基元级的重要特性参数。当流量因子变化时，基元级流通能力和叶片形状会有相应变化。在一定圆周速度下，选择大的流量因子标志着设计者想通过增大气流轴向分速的办法来减小叶片高度。因而，高的是轻型、大流量、高速涡轮的一个特征。反之，在既定圆周速度下，如小，表明设计者想在小气体流量下，把通道中的叶片造得尽量高。 * 涡轮叶栅通道一般可以分为两类形式：一类是纯收缩型通道；另一类是收缩-扩张型通道（如图7-7所示）。亚音涡轮叶栅以及小于1.2的跨音涡轮叶栅一般采用纯收缩型，高于1.2~1.4的叶栅，则可采用收缩-扩张型。实践证明，涡轮叶栅的栅距和叶型型线等参数的设计对涡轮中气流的绕流特性有很大影响，因而不同的叶栅有不同的流动情况。对叶型和叶栅几何参数完全确定的情况，当进出口气动参数改变时，涡轮叶栅的流场也会发生变化。 * 在涡轮叶栅中气流是膨胀加速流动的。在反压较高时，在叶栅进口处流动速度很低，当流体流到叶片上时，在叶片前缘的某一点（前驻点）处，气流分叉流向吸力面和压力面。随着涡轮叶栅通道不断收缩，气流逐渐加速。但这时叶栅前后压差不大，叶栅中降压膨胀加速并不多，全流场都要亚音速流动，很小。 随着反压的逐渐降低，涡轮叶栅中降压膨胀加速程度加大。气流沿吸力面加速，就有可能在通道内吸力面曲率最大的部位出现局部超音速区，该区以音速线开始，并大体上以正激波结尾。局部超音区以外都是亚音速流动，如图7-8所示。通常将叶型上某一点达到音速的状态马赫数定义为临界马赫数，对一般叶栅来说，其值约为0.7~0.8。反压继续降低时，局部超音区逐渐扩大，其后的正激波亦顺流后移。当反压降低到使状态马赫数达到某一数值时，在叶片尾缘处，由于气流急剧转弯加速，压力下降，出现另一个局部超音速区。从吸力面、压力面表面流出的气流离开尾缘后出现两道分离激波，两股气流在尾缘后某一位置会合，发生折转，同时产生两组压波，左支伸向栅后，称为外尾波。如图7-9所示。 * 反压继续降低，当内尾波与吸力面局部超音速区后的正激波相遇，归并为一道正激波，这时超音速区在喉部附近贯穿整个叶栅通道（图7-10），叶栅进入阻塞状态，此时的状态马赫数称为阻塞状态马赫数，一般约为1.0或略小于1.0。与此同时，进口马赫数不随增加而增大，达到进口最大马赫数，称为叶栅阻塞马赫数，同时，叶栅流量也达到最大值。这时，出口反压与进口总压之比称为临界压比。反压继续降低，，叶栅出口气流超过音速。气流绕压力面尾缘急剧加速，在斜切口（喉部以后的通道区域）内形成一组扇形膨胀波射向相邻叶片的吸力面，并在吸力面上形成反射膨胀波。气流穿过该组膨胀波及反射膨胀波在斜切口继续超音速膨胀，即所谓的“超音斜切口膨胀