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Selezione del numero di stadio nelle turbine per aeromobili assiali

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La scelta del numero di stadi durante lo sviluppo delle turbine assiali è una delle attività di progettazione più controverse perché ha molte opzioni da considerare. Questo compito non ha una soluzione esatta, poiché dipende dal lavoro totale della turbina, dalla velocità circonferenziale ed è determinato da una combinazione di fattori gas-dinamici, forza, costruzione e tecnologici. Questo blog discuterà alcune delle considerazioni per la selezione del numero di stadio di una turbina assiale.

Utilizzo del caricamento dello stage rispetto al parametro di Parson

La progettazione di turbine richiede l'uso di parametri complessi per considerare contemporaneamente l'influenza di vari fattori sulle caratteristiche della turbina. Pertanto, il carico dello stadio (principalmente turbine di aeromobili) o il parametro di Parson (turbine fisse e turbine di aeromobili) sono stati utilizzati per ampie applicazioni nella teoria delle turbine.

  • Il carico dello stadio è il rapporto tra il lavoro teorico della turbina LU e il quadrato della velocità periferica U.

­Formula di caricamento della fase

Formula di caricamento della fase

  • Il parametro di Parson y è il rapporto tra la velocità periferica e la velocità equivalente alla caduta di calore isoentropica.

­Parametro di Parson

Parametro di Parson

Si ottiene un'elevata efficienza della turbina quando questi parametri sono compresi nell'intervallo μT = 1.2…1.6 (y=0.45…0.6), che si può vedere rispettivamente nelle Figure 1 e 2 [1].

Figura 1 totale a turbina totale

Figura 2 Efficienza idraulica dello stadio della turbina

Figura 2 Efficienza idraulica dello stadio della turbina

Utilizzando questi parametri, il numero di stadi ZT (o U) può essere determinato approssimativamente considerando condizionatamente una turbina multistadio con la stessa velocità circonferenziale e lavoro teorico in tutti gli stadi. Quindi l'espressione per il valore medio del caricamento dello stage è:

Il parametro di Parson può essere utilizzato anche per stimare il carico medio dello stadio. Quella formula è:

Nelle turbine aeronautiche questi valori sono superiori a quelli ottimali, il che avviene con una riduzione del peso e dell'ingombro della turbina e del motore. Quindi, per una turbina ad alta pressione (HPT), i valori μT ≤ 2 sono tipici e per una turbina a bassa pressione (LPT) il valore è μT ≤ 2,2. Un ulteriore aumento di μT è impraticabile non solo a causa della diminuzione dell'efficienza (Figura 1), ma anche perché un aumento di μ ≥ 2 … 2.1 non comporta una riduzione della massa della turbina, sebbene dia una certa riduzione del diametro della punta (3…4%) [2].

I primi stadi delle turbine degli aerei ad alta temperatura devono essere raffreddati, il che impone ulteriori restrizioni tecnologiche, di progettazione e di resistenza al carico dello stadio ( μT ≤ 1,8), poi, a sua volta, incide sulla scelta del numero di stadi. Le pale della turbina raffreddata con a (μ ≥ 1,8) sono significativamente attorcigliati, il che rende difficile la realizzazione di canali per l'alimentazione dell'aria raffreddata al loro interno. Inoltre, le lame hanno problemi di resistenza causati da velocità e temperature elevate e per un μ ≥ 1,8 aumentano solo. D'altra parte, la presenza del sistema di alimentazione dell'aria di raffreddamento complica il layout della turbina, che incide anche sulla scelta del numero di stadi.

Turbine ad alta pressione (HTP) vs turbine a bassa pressione (LPT) nel conteggio degli stadi

Di norma, i turbofan a due o tre alberi sono i motori più comuni nell'aviazione. I moduli degli HPT o delle turbine a media pressione (MPT) sono generalmente a uno o due stadi (Figure 3 e 4). Allo stesso tempo, la dispersione termica si massimizza nei primi stadi (HPT e MPT), migliorando il regime di temperatura degli stadi successivi.

Figura 3. Pratt & Whitney PW-6000
Figura 3. Pratt & Whitney PW-6000
Figura 4. Rolls-Royce Trent 900 [4]
Figura 4. Rolls-Royce Trent 900 [4]

Nelle LPT (turbine a ventola), sono previste ulteriori restrizioni anche sul carico dello stadio. È necessario fornire un valore prossimo al valore dell'angolo di uscita del flusso assiale αT nel diffusore post-turbina per ridurre la perdita di carico totale alla velocità di uscita tipica delle turbine aeronautiche. MT = 0.45…0.55 (Figura 5) [2].

Figura 5. La dipendenza del fattore di recupero della pressione totale nel diffusore dal numero di Mach e dalla direzione dell'angolo di flusso all'uscita della turbina
Figura 5. La dipendenza del fattore di recupero della pressione totale nel diffusore dal numero di Mach e dalla direzione dell'angolo di flusso all'uscita della turbina

Garantire che l'angolo di uscita del flusso assiale sia ottenuto riducendo il lavoro dall'ultimo stadio della turbina del modulo può anche influenzare la scelta del numero di stadi della turbina, (inclinazione verso un numero maggiore). Inoltre, possono essere desiderabili più stadi di turbina per evitare aumenti delle perdite aerodinamiche.

La Figura 6 mostra una tipica distribuzione del carico dello stadio in una turbina di aeromobile a tre moduli.

Figura 6. La distribuzione del carico sugli stadi della turbina
Figura 6. La distribuzione del carico sugli stadi della turbina

Sebbene la figura 6 mostri la distribuzione del carico sulle fasi in modalità di progettazione, questa distribuzione può cambiare in modo significativo durante il funzionamento fuori progetto. In particolare, il calo di calore negli ultimi stadi della turbina viene ridistribuito durante le modalità turbina fuori progetto. Questo dovrebbe essere considerato quando si sceglie la distribuzione di progetto della caduta di calore, la velocità di uscita e l'angolo di uscita della turbina.

Un altro fattore che influenza il numero di stadi della turbina è la forma del suo percorso di flusso. Ad esempio, il percorso del flusso con Dtipo = const (Figura 7), con altri vantaggi e svantaggi [2], consente di ottenere il massimo valore di velocità circonferenziale in tutti gli stadi, che può essere utilizzato per ridurre il numero di stadi o per aumentare il carico.

Figura 7. La forma della sezione meridionale del percorso di flusso di una turbina multistadio con un diametro della punta costante
Figura 7. La forma della sezione meridionale del percorso di flusso di una turbina multistadio con un diametro della punta costante

Come possiamo vedere da quanto sopra, la scelta del numero di stadi nelle turbine assiali è un compito di ottimizzazione complesso, che viene risolto con l'aiuto di strumenti software di ingegneria che utilizzano metodi matematici. Uno di questi software è AxSTREAMe il suo modulo di progettazione generativa può essere particolarmente utile, come si vede nel prossimo esempio.

La Figura 8 mostra la dipendenza dell'efficienza totale della turbina, del diametro della punta e del peso della pala della turbina a gas assiale di un aeromobile (turbina a ventola di un motore turbofan) dal numero di stadi a una data velocità di rotazione, portata del gas, ingresso temperatura e pressioni all'ingresso e all'uscita della turbina.

Figura 8. La dipendenza dell'efficienza totale della turbina η* dal numero di stadi, diametro della punta e massa delle pale della turbina
Figura 8. La dipendenza dell'efficienza totale della turbina η* dal numero di stadi, diametro della punta e massa delle pale della turbina

Sulla base della dipendenza mostrata nella Figura 8 (o dipendenza di un tipo simile), viene eseguita un'analisi e si può prendere una decisione sul numero ideale di fasi all'inizio del processo di progettazione tenendo conto delle varie restrizioni.

La scelta del numero di fasi è un compito di ottimizzazione complesso, limitato non solo da requisiti di alta efficienza, ma anche da vincoli di costruzione, tecnologia, resistenza e layout. Fortunatamente in questi giorni abbiamo un software che ci aiuta lungo la strada e ci salva dalla manipolazione manuale dei numeri. Se sei interessato ad esplorare come AxSTREAM può aiutarti con il tuo prossimo progetto di progettazione di turbine a gas, contattaci inviandoci un'e-mail a Info@Softinway.com.

Riferimenti 

  1. Kholshchevnikov, KV, Emin, ON, Mitrokhin, VT Teoriya i raschet aviatsionnykh lopatochnykh mashin [Teoria e progettazione di turbomacchine aeronautiche]. Mosca, Mechanical Publ., 1986. 432 p.
  2. Kopelev, SZ Proyektirovaniye protochnoy chasti turbin aviatsionnykh dvigateley [Progettazione del percorso di flusso delle turbine dei motori aeronautici]. Mosca, Mechanical Publ., 1984. 224 p.
  3. Shustov, IG Dvigateli 1944-2000: Aviatsionnye, raketnye, morskie, promyshlennye [Motori 1944-2000: Aerei, razzi, marini, industriali.]. Tekhniko-ekonomicheskaya baza dannykh. Entsiklopediya po dvigatelyam. vol. 1.
  4. Doroshko, SM, Glazkov, S. Gazoturbinnyye Dvigateli Grazhdanskoy Aviatsii [motori a turbina a gas dell'aviazione civile]. San Pietroburgo, 2018. 228 pag.
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