Коэффициент нагрузки ступени
 . (6.18)
Это коэффициент определяет работу, которую можно получить в ступени при данной окружности скорости. В турбинах авиационных ГТД он равен обычно 1,2…1,8, причем большим его значениям соответствуют меньшие значения КПД ступени.
ПОТЕРИ В СТУПЕНИ ТУРБИНЫ И ИХ ЗАВИСИМОСТЬ ОТ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ
Гидравлические потери, возникающие в лопаточных венцах ступени газовой турбины, как и в ступени осевого компрессора, принято делить на профильные, концевые (торцевые) и вторичные потери, а также на потери, связанные с наличием радиального зазора. При этом, учитывая наличие у лопаток СА и РК турбины толстых задних кромок, при определении профильных потерь выделяются отдельно так называемые кромочные потери, связанные с особенностями обтекания толстых задних кромок.
Потери в ступени турбины
В теории турбин принято, помимо коэффициентов потерь в её лопаточных венцах, определяемых в виде отношения гидравлических потерь в них к кинетической энергии газового потока, рассматривать также потери в элементах ступени, отнесенные к располагаемому теплоперепаду  .
Запишем уравнение Бернулли для ступени турбины
 .
Учитывая, что гидравлические потери в ступени турбины  обычно не превышают 10 … 15 % от L cт, а величина  обычно составляет не более 10 % от , то величиной в этом уравнении можно пренебречь. Если, кроме того, разделить на две составляющих – потери в СА и потери в РК (т.е. положить  ) и учесть что, как выше принято,  , а  , то уравнению Бернулли для ступени турбины можно придать вид
 .
Разделив правую и левую части этого уравнения на располагаемый теплоперепад Н, получим с учетом формулы (6.16)
 , (6.19)
где  и  - коэффициенты потерь в СА и РК, а  - коэффициент потерь с выходной скоростью.
Аналогично для адиабатного КПД ступени будем иметь
 . (6.20)
Из формул (6.19) и (6.20) следует, что
 ,
Определимтакже КПД в параметрах заторможенного потока
 . (6.21)
Влияние параметра u / c 1 на КПД ступени
Проанализируем влияние параметра u / c 1 на КПД ступени при следующих допущениях: температура газа перед ступенью  , общая степень понижения давления газа в ступени  , угол  , степень реактивности  и соотношение осевых составляющих скорости газа на выходе из рабочего колеса и на входе в него  остаются неизменными. Изменяется только u / c 1 за счет изменения u. При этом будем считать, что угол атаки на лопатках РК всё время равен нулю, а кривизна их профилей соответствует углу поворота относительной скорости в решетке РК, т.е. углу  между векторами  и  и, соответственно, изменяется при изменении u / c 1.
|
