Содержание к диссертации
Введение
1 Анализ состояния исследуемого вопроса и постановка задачи 13
1.1 Обзор технической литературы по современному состоянию авиационных газовых турбин и газодинамическому совершенствованию лопаточных венцов осевых турбин 13
1.1.1 Особенности работы современных газовых турбин 13
1.1.2 Пути повышения энергетической эффективности газовых турбин за счет газодинамического усовершенствования проточной части 17
1.3. Постановка задачи 34
2 Объекты исследования 37
2.1 Турбина высокого давления 37
2.2 Турбина низкого давления 43
3 Экспериментальное оборудование для исследования лопаточных венцов турбины 49
3.1 Методы экспериментального газодинамического исследования проточной части турбин 49
3.2 Установки для экспериментального исследования лопаточных венцов 52
3.2.1 Стенд для исследования прямых решеток 52
3.2.2 Стенд для исследования кольцевых и секторных лопаточных венцов 55
3.3 Приборы для определения параметров потока при исследовании течения газа в осевых турбинах 58
3.4 Погрешность экспериментального определения измеряемых параметров 64
4 Применение методов вычислительной газовой динамики для расчетов потока в турбинах 68
4.1 Методика расчета потока вязкого сжимаемого газа численными методами 68
4.1.1 Краткий алгоритм численного моделирования газодинамического течения 69
4.1.2 Основные уравнения 70
4.1.3 Моделирование турбулентности 73
4.1.4 Генерация сетки конечных элементов 81
4.1.5 Граничные условия 84
4.1.6 Решение исходных уравнений 88
4.1.7 Применение методов оптимизации в численных расчетах 92
4.2 Разработка методики создания расчетных моделей потока в лопаточных венцах осевых авиационных турбин в программных комплексах, основанных на решении уравнений Навье - Стокса 93
4.2.1 Влияние порядка точности дискретизации на получаемые при расчете значения профильных потерь и угла выхода потока 97
4.2.2 Влияние типа сетки, числа конечных элементов и модели турбулентности на получаемые в расчете значения профильных потерь 102
4.2.3 Влияние типа сетки, числа конечных элементов и модели турбулентности на получаемый в расчете угол выхода потока 108
4.2.4 Влияние масштаба турбулентности на получаемые в расчете значения профильных потерь
4.2.5 Влияние типа сетки, числа конечных элементов и модели турбулентности на распределение условной приведенной скорости по периметру профиля 112
4.2.6 Методика создания расчетных моделей потока в лопаточных венцах осевых авиационных турбин в программных комплексах, основанных на решении уравнений На-вье — Стокса 116
4.3 Сопоставление результатов расчетов по разработанной методике с результатами экспериментальных исследований 122
4.3.1 Расчет течения в решетках с незакрученными лопатками постоянного по высоте сечения 122
4.3.2 Критериальные параметры для оценки газодинамической эффективности лопаточных венцов рабочего колеса 135
4.3.3 Расчетное исследование течения газа в кольцевом сопловом аппарате 137
4.3.4 Получение характеристики ТНД с помощью численных методов газовой динамики 143
4.4 Обобщение полученных результатов 150
5 Расчетное исследование влияния скошенной выходной кромки на газодинамическую эффективность профиля неохлаяедаемой турбинной лопатки 151
5.1 Формирование профилей лопаток турбины со скошенной выходной кромкой 151
5.2 Используемые расчетные модели, граничные и начальные условия 153
5.3 Влияние скошенной со стороны корытца выходной кромки на профильные потери в решетке 155
5.4 Влияние подрезки выходной кромки со стороны спинки на потери в решетке 166
5.5 Влияние скошенной выходной части профиля на угол выхода потока 170
5.6 Влияние скошенной выходной кромки на устойчивость профиля по углу атаки и приведенной изоэнтропической скорости 171
5.7 Влияние скошенной выходной части профиля на окружную составляющую газодинамической силы, действующей на профиль 171
5.8 Обобщение полученных результатов 176
6 Расчетное исследование влияния наклона лопаток соплового аппарата в тангенциальном направлении на газодинамическую эффективность 178
6.1 Термины, используемые в главе 179
6.2 Объект исследования и граничные условия 180
6.3 Расчетное исследование влияния простого тангенциального наклона соплового аппарата на энергетическую эффективность ступени осевой турбины 182
6.3.1 Влияние простого тангенциального наклона на параметры потока в сопловом аппарате 183
6.3.2 Влияние простого тангенциального наклона на параметры ступени 195
6.4 Расчетное исследование влияния сложного тангенциального наклона соплового аппарата на энергетическую эффективность ступени осевой турбины 199
6.4.1 Результаты расчетного исследования влияния наклона периферийного участка лопатки СА на газодинамическую эффективность ступени осевой турбины 201
6.4.2 Результаты расчетного исследования влияния наклона втулочного участка лопатки СА на газодинамическую эффективность ступени осевой турбины 207
6.4.3 Результаты расчетного исследования влияния одновременного наклона втулочного и периферийного участков лопатки СА на газодинамическую эффективность ступени осевой ступени 216
6.4.4 Обобщение данных, полученных при исследовании сложного наклона 223
6.5 Методика поиска рациональной конфигурации соплового и рабочего лопаточных венцов при газодинамической доводке турбины 225
Выводы 228
Список использованных источников 232
- Обзор технической литературы по современному состоянию авиационных газовых турбин и газодинамическому совершенствованию лопаточных венцов осевых турбин
- Методы экспериментального газодинамического исследования проточной части турбин
- Методика расчета потока вязкого сжимаемого газа численными методами
- Формирование профилей лопаток турбины со скошенной выходной кромкой
Введение к работе
При создании перспективных ГТД и ГТУ неизбежно встает задача повышения газодинамической эффективности турбины, поскольку она непосредственным образом влияет на топливную экономичность двигателя, и в конечном итоге определяет его конкурентоспособность. Например, для ТРДД с умеренными параметрами цикла недобор 1% кпд ТВД ведёт к увеличению удельного расхода топлива примерно на 0,7% [46]. При этом даже незначительное повышение энергетической эффективности турбины может привести к существенному сбережению энергоресурсов [42,18,36].
За последние несколько десятков лет условия работы турбин авиационных ГТД существенно ужесточились. Температура газов перед турбиной возросла почти в 1,5 раза, что вместе с ее высокой окружной неравномерностью, вызывает необходимость увеличения расходов охлаждающего воздуха. Рост степени сжатия в компрессоре приводит к существенному уменьшению высоты лопаток первых ступеней турбины. Увеличение срабатываемого тепло-перепада вызывает появление большой диффузорности ПЧ в меридиональной плоскости и сверхзвуковых течений в межлопаточных каналах. Эти факторы, а также необходимость обеспечения заданного ресурса работы двигателя, приводят к тому, что достижение заложенного в техническом задании значения кпд турбины является сложной научно-технической задачей. Особенно напряженно она решается при газодинамической доводке уже спроектированного изделия, когда нет возможности внесения существенных изменений в конструкцию турбины.
Очевидно, что для ускорения темпов создания и улучшения качества ГТД и ГТУ, весьма важную роль играют методы газодинамического проектирования, расчетного анализа и оптимизации ПЧ турбины. Эти методы должны не только помогать разбираться в действительной картине течения и определять необходимые изменения элементов ПЧ, ведущие к устранению обнаруженных недостатков, но и помогать избегать существенных и неожиданных от клонений от проектных характеристик изготовленной турбины, а также открывать возможности для поиска новых прогрессивных решений. Отвечающие этим целям расчетные методы должны давать высокую точность оценки газодинамических характеристик и правильно учитывать влияние основных факторов.
При проектировании и газодинамической доводке авиационных турбин оправдано использование моделей разного уровня. Обычно расчетные исследования выполняются таким образом, чтобы перед завершающим этапом, на котором проводятся уточняющие расчеты (например, 3-мерного потока) был получен результат по надежным упрощенным моделям. Поскольку оптимизация ПЧ турбины достигается в итоге итерационных решений газодинамических задач, то при своей программной реализации методы должны обеспечивать высокое быстродействие.
В настоящее время в практику создания и доводки авиационных двигателей не только за рубежом, но и в отечественных КБ прочно вошли численные методы газодинамического расчета потоков газа.
Одной из основных целей внедрения программ численного моделирования газовых потоков в процесс проектирования и доводки ГТД является снижение потребного количества испытаний, и, как следствие, сокращение времени проектирования и доводки изделия. Использование численного моделирования течений газа при проектировании элементов ГТД обладает следующими основными преимуществами:
низкая стоимость расчета по сравнению со стоимостью экспериментального исследования;
численное исследование можно провести довольно быстро; численное решение задачи дает подробную и полную информацию об исследуемом потоке, с его помощью можно найти количественные значения любых вычисляемых переменных;
возможность математического моделирования любых граничных условий.
Для численного моделирования потоков газа характерны также и недостатки:
неполная адекватность реального и численного эксперимента, т. е. методы численного моделирования дают некоторую количественную ошибку по сравнению с экспериментом;
необходимость наличия мощных вычислительных средств (многопроцессорные рабочие станции, высокопроизводительные сети ПЭВМ).
В целом в мировой практике отмечено, что использование численных методов позволяет более, чем на порядок снизить количество средств на доводку авиационного (газотурбинного) двигателя [58,59,54,72].
Многие газодинамические явления и их эффекты при обтекании лопаток могут быть хорошо изучены на математических моделях. Однако подобные методы не позволяют на сегодняшний день полностью исключить испытания изделия при доводке ГТД. Эксперименты крайне необходимы и для тщательной проверки расчетных методов, и для их дальнейшего совершенствования. Этому же может способствовать и широкое его распространение на практике - сам по себе важный показатель, свидетельствующий о высоком качестве метода.
Настоящая диссертация была выполнена в ОКБ ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова и СГАУ. Следует отметить, что для плодотворной научной работы в ОКБ и университете имелась хорошая база, характеризующаяся большим накопленным опытом по созданию эффективных турбин и достаточно высокой технологией проектирования и экспериментальных исследований.
Разработанные в диссертации методы должны применяться вместе с другими известными методами и рекомендациями, в частности, основанными на моделях более высокого уровня. Как показывает имеющийся опыт, такое сочетание создает благоприятные возможности для продуктивного использования новых методов.
Обзор технической литературы по современному состоянию авиационных газовых турбин и газодинамическому совершенствованию лопаточных венцов осевых турбин
Повышение температуры газа на входе в турбину вызывает рост затрат, связанных с обеспечением надежности турбины. Опыт авиадвигателестрое ния показывает, что дополнительное повышение Т Г на ЮОК увеличивает относительный расход охлаждающего воздуха примерно на 3%, при этом по вышение Т г на 30...40К лишь восполняют то уменьшение удельной тяги, которое обусловлено усилением охлаждения турбины. В двигателях 4-го поколения суммарный расход охлаждающего воздуха уже превысил 13%, а равноценные этому энергетические затраты на взлетном режиме, выраженные в относительном приросте величины СуД, составили более 10% [46].
Вместе с тем, для турбореактивного двигателя с повышенными значениями Т г и 7Г К высокая газодинамическую эффективность турбины особенно важна из-за сильного влияния её кпд на экономичность двигателя. Так, в ТРДД со степенью двухконтурности т=1,5, ГГ=1600К и 7ГК=25 недобор 1% кпд ТВД ведёт к ухудшению Суд на дозвуковом режиме полета примерно на 0,7%. К тому же этот недобор кпд влечет за собой дополнительное повышение 7 для обеспечения требуемой тяги [46].
Увеличение степени сжатия уменьшает размеры межлопаточных каналов турбины, что ведет к росту профильных и концевых потерь в ней, а также потерь от втеканий воздуха и утечек в ПЧ. Исследования показывают, что дополнительное одновременное увеличение Т г и 7Г К соответственно на 100К и
5 единиц вызывают снижение кпд турбины почти на 1% [36].
Таким образом, увеличение параметров рабочего процесса ГТД усугубляет противоречия между требованиями экономичности и надежности турбины. Эти противоречия различны для двигателей разных типов и назначений, но общим является одно: полное или хотя бы компромиссное разрешение их неизбежно приводит к усложнению конструкции турбины и технологии ее изготовления и, вследствие этого, к увеличению материальных затрат на ее создание.
Не ставя перед собой задачу учесть все взаимосвязанные требования экономичности, надежности и технологии изготовления, можно рассмотреть основные факторы, которые усложняют достижение высокой экономичности турбины, и указать на некоторые способы, ослабляющие отрицательное влияние этих факторов.
1. Интенсивное охлаждение турбины на режимах работы с максимальным значением Т г. Чем выше температура газа, тем больше расход охлаждающего воздуха через щели в выходных кромках лопаток турбины. Это приводит к необходимости утолщать кромки и делать их почти прямоугольными. В итоге потери увеличиваются не только из-за утолщения кромки, но и вследствие отклонения ее формы от оптимальной, которая ближе к дуге окружности [40]. Для уменьшения кромочных потерь успешно применяется выпуск воздуха через щели на корыте лопатки вблизи ее выходной кромки. При этом часть кромки со стороны корыта подрезается, и она утоняется. Эксперименты показали, что в таком случае при обеспечении конфузорности выходной части межлопаточного канала создаются благоприятные условия обтекания кромки [25,28,42,50].
2. Увеличение окружной неравномерности температуры Т г. Исследования показали, что с повышением среднего уровня Т г растет и ее окружная неравномерность, которая усиливает неравномерность и нестационарность поля скоростей в ЛВ [40,45,46].
3. Уменьшение числа охлаждаемых венцов. С ростом значений Т г и п к увеличивается теплоперепад в турбине, и желательно большую его часть срабатывать в первых ступенях для того, чтобы сильнее снизилась температура газа и последующие венцы не охлаждались. Большие теплоперепады при ограничении по условиям прочности окружных скоростей приводят к тому, что первые ступени имеют невысокие значения параметра нагруженности. Их ЛВ имеют большие углы поворота (до 130) и сверхзвуковые скорости на выходе. Оба этих фактора усложняют получение малых коэффициентов потерь энергии [16]. Для уменьшения потерь в высокоперепадной ступени особое внимание надо уделить распределению параметров потока по высоте ПЧ. В частности, полезно, чтобы в межвенцовом зазоре ступени ВД выдерживалось приблизительно постоянное по радиусу статическое давление, которое обеспечивается наклоном сопловых лопаток в окружном направлении по вращению ротора.
4. Уменьшение высоты ЛВ. Оно связано с повышением тгк и вызывает рост потерь энергии из-за относительного увеличения влияния РЗ, вторичных течений, трактовых неровностей и неплотностей, а также отклонений контуров профилей в изготовленных лопатках от проектных.
Для уменьшения концевых потерь в первом СА целесообразно выполнять меридиональное профилирование его ПЧ с поджатием к выходу из венца [46]. При малой высоте лопаток весьма эффективно снижать потери в РЗ путем бандажирования рабочих лопаток и создания в зазоре ступенчатого лабиринтного уплотнения сотовой конструкции с наклонными гребешками [40,46].
5. Увеличение степени расширения газа в турбине. Этот фактор ведет к росту углов конусности обводов меридионального сечения ПЧ, что увеличи вает пространственный диффузор в косом срезе ЛВ у концевой поверхности и повышает их чувствительность к неоднородностям входящего потока. В ре зультате могут возникнуть отрывы потока на лопатках и ограничивающих стенках ([39,43] и др.). Ослаблению отрицательного влияния раскрытия ПЧ способствует специальное профилирование трактовых поверхностей, обеспе чивающее меньшие углы раскрытия в выходной части ЛВ [43,61].
Методы экспериментального газодинамического исследования проточной части турбин
Для экспериментального определения газодинамической эффективности ПЧ турбин применяются несколько способов исследования: исследование неподвижных решеток с постоянным по высоте поперечным сечением лопаток (прямые решетки); исследование неподвижных или качающихся круговых решеток; исследование модельных или натурных вращающихся турбин в модельных условиях (обычно на воздухе); исследование натурных турбин в системе двигателя или на специальном стенде. Все эти способы исследования турбин и турбинных решеток, расположенные в данном случае в порядке их возрастающего приближения к натурным условиям, применяются на практике, поскольку они взаимно дополняют друг друга. Причем каждый из этих способов имеет свои преимущества и недостатки [1].
При исследованиях прямых решеток изучается пакет лопаток, имеющих неизменный профиль по высоте и обтекаемых потоком с неизменным углом натекания по высоте лопатки. Измерением давления и температуры потока до и после решетки по шагу, определяются профильные потери в среднем сечении лопаток, в котором при достаточной высоте лопаток нет влияния вторичных течений. Несмотря на то, что в этом случае лопатки исследуются в условиях, далеких от натурных, этот способ широко применяется благодаря своей простоте и надежности получаемых данных по профильным потерям в случае соблюдения всех необходимых условий моделирования [15,16].
Исследование круговых решеток ближе к натурным условиям, но оно реже применяется из-за значительно большей сложности экспериментальной установки, чем в случае исследования прямых решеток. Это объясняется следующими обстоятельствами. Во-первых, необходимо имитировать натурный градиент давления по высоте ПЧ на выходе из решетки, иначе будут нарушены граничные условия. Во-вторых, измерение параметров трехмерного потока сложно и ненадежно, поэтому наряду с траверсированием потока необходимо измерять крутящий момент, возникающий на решетке. С этой целью должны быть установлены балансирно либо исследуемая решетка, либо спрямляющая решетка, стоящая за исследуемой решеткой и обеспечивающая осевой выход потока.
Исследование натурных или модельных турбин. Преимущество этого способа заключается в том, что он позволяет получать характеристики турбины в условиях, близких к натурным, при использовании относительно простых установок, не требующих больших энергетических затрат. Достоверность получаемых характеристик зависит в большей степени от соблюдения требуемых условий моделирования, которые не всегда можно полностью выдержать, особенно при моделировании охлаждаемых турбин [1].
Наиболее достоверные результаты могут быть получены при исследовании натурных турбин в рабочих условиях. Однако в случае испытания турбины в системе двигателя, в силу ряда обстоятельств (в ча стности, невозможности непосредственного измерения мощности турбины). Ее кпд определяется косвенно, путем увязки между собой всех измеренных параметров двигателя. Это снижает точность вычисленного значения кпд турбины. Кроме того, испытание турбины в системе двигателя не позволяет снять ее характеристики в широком диапазоне изменения параметров.
Практически наиболее часто при исследовании турбин и турбинных решеток используются первый и третий способы.
Теория размерности и подобия, из которой вытекают условия моделирования различных явлений, подробно излагается в ряде руководств и монографий (например, в [20,67]). Основываясь на этой теории, можно считать, что основным условием моделирования процессов, происходящих в газовых турбинах, является выполнение следующих требований, обеспечивающих геометрическое, кинематическое и динамическое подобие: геометрическое подобие модельной и натурной турбин; равенство основных безразмерных величин, характеризующих потоки (числа М, Рейнольдса, Прандтля и др.); равенство размерных величин, характеризующих основные физические свойства рабочих тел, в частности теплоемкости сР, газовой постоянной R и коэффициента теплопроводности; подобие треугольников скоростей обеспечивается равенством параметров нагруженности 7Г (или YT);
Методика расчета потока вязкого сжимаемого газа численными методами
Для моделирования любого течения используется примерно один и тот же алгоритм.
Условно процесс моделирования любого течения можно разбить на пять этапов [3,54,58,59,72,77,78]: выбора расчетной схемы, выбора граничных условий и основных допущений; построение расчетной модели: включает в себя определение границ рассматриваемой области, создание расчетной сетки, задание граничных условий, назначение параметров счета; непосредственно расчет; визуализация результатов расчета и определение основных расчетных параметров (интегральных величин скорости, давления, температуры и т.п.); анализ выполненных расчетов, оценка адекватности распределения параметров по расчетной области.
Состояние жидкости и газа в любой точке рассматриваемой области определяется следующими параметрами: давлением р; температурой Т; вектором скорости с или его компонентами и, v, w . Кроме того, для описания свойств вязкого сжимаемого газа необходимо знать плотность р и вязкость \х, которые могут быть вычислены с помощью указанных выше параметров. Таким образом, состояние любой точки потока вязкой жидкости или газа задается семью переменными. Соответственно, для определения неизвестных переменных необходима система из семи уравнений. Этими уравнениями являются:
В настоящее время принято считать, что корректное описание свойств течения газов возможно лишь с привлечением наиболее общей модели, опирающейся на систему трехмерных, нестационарных уравнений Навье — Сто-кса для сжимаемого газа [24,56]. Однако, все же следует отметить, что строго говоря использование уравнений Навье — Стокса математически не корректно, поскольку не доказано существование и единственность решения этого решения.
Следует отметить основные особенности исходной системы уравнений. Уравнения сохранения, а также уравнения для параметров турбулентности (см. п. 4.1.3) в самом общем случае являются дифференциальными уравнениями переноса математической физики. Это нелинейные (квазилинейные уравнения). Нелинейность исходных уравнений заключается в присутствии в них не только пространственных производных скорости течения, но и самой скорости в явном виде. Дополнительную нелинейность задают коэффициенты, характеризующие свойства газа, которые в основном определяются температурой. Нелинейность значительно осложняет поиск решения. Другой сложностью является сопряженность исходных математических уравнений, т. е. каждое из уравнений не может быть решено независимо от других уравнений. Перечисленные трудности заставляют прибегать при решении к итерационному поиску [3,6,24,54,58,59].
Несмотря на сложный вид уравнений, описывающих движение вязкого теплопроводного газа и уравнений для турбулентности, все они могут быть сведены к одному виду [58]: д(р-Сф-ф) + dt д(р-и-Сф-ф) д(р- Сф-ф) д{р -Сф-ф) дх ду dz д(т д Ф dZj а/ і дф дф" Ф \ дх{ Ф дх) ду{ Ф ду) dz
Первое слагаемое слева называется нестационарным членом, второе -конвективным (иногда называют адвективным). Сумму в квадратных скобках справа называют диффузионным членом, а Бф обычно называют свободным членом. Для уравнения неразрывности Сф=ф = \, Г =0. Для уравнения сохранения импульса Сф=1, = {M,V,W}, Г ={I+\XT=IIS (эффективная вязкость). Для уравнения энергии Сф=сР, ф-Т, Гф=Х. Для уравнений переноса турбулентной кинетической энергии и скорости диссипации Сф = 1, ф = k, Г\=ц.т/ 3сИ С\ =1, ф-в, Г. =\ijl 3zсоответственно. Оставшиеся члены исход ных математических уравнений входят в свободный член для каждого уравнения соответственно.
Формирование профилей лопаток турбины со скошенной выходной кромкой
Согласно ему уменьшение толщины выходной кромки должно приводить к снижению кромочных потерь. Как видно из приведенной формулы снижение кромочных потерь должно происходить на одну величину для всех вариантов подрезки одного профиля, поскольку они имеют близкую величину диаметра выходной кромки, а величины горла различаются незначительно. Однако расчеты показали, что изменение профильных потерь у решеток с разными вариантами скошенной выходной кромки происходит на различные величины. На основании этого, а также на основании анализа данных, приведенных в таблицах 5.3...5.6, можно сделать вывод о том, что введение скошенной выходной части профиля приводит к изменению величин других компонентов профильных потерь и появлению новых составляющих..
Принятый способ построения решеток со скосом выходной кромки на корытце приводит к увеличению хорды и длины лопаток, что несколько увеличивает потери, связанные с трением в пограничном слое.
Величины изменения профильных потерь при использовании скошенной выходной части (отрицательная величина указывает на снижение потерь относительно базового профиля, а положительная на увеличение)
Проследить изменение других составляющих потерь можно с помощью картин распределения условной приведенной скорости X по периметру профиля, представленных на рис. 5.3...5.6.
Приведенная скорость названа условной, так как на самом деле на поверхности лопатки скорость равна нулю. Величина X определяется по газодинамической функции ж[Х) = pt Iр 0, где pt - статическое давление на профиле, р 0 - давление заторможенного потока на входе в решетку.
У решеток, имеющих излом на поверхности корытца (агор -а гор - кривая 2 и агор агор - кривая 4 на рис 5.4...5.6), наблюдается изменение характера обтекания профиля в районе сечения агор. Это изменение проявляется в повышении скорости. Причем у решеток со скошенной по схеме аГОР агор выходной частью повышение скорости больше и проявляется как на спинке, так и на корытце. Причиной этому является излом поверхности корытца, образующийся при подрезке. У трансзвуковых решеток (решетки 1...3) в сечении агор устанавливается сверхзвуковая скорость. Поэтому при повороте по тока на изломе корытца скорость потока увеличивается, а давление, температура и плотность снижаются [16].
Кроме того, при обтекании точки излома появляется небольшая сверхзвуковая область.. Поскольку у решеток со скосом, выполненным по схеме агор аГ0Р, диф фузорность участка за сечением аГОР больше, то увеличение скорости здесь происходит интенсивнее, чем при использовании скоса по схеме агор = агор. При этом возникает скачек уплотнения на корытце вблизи выходной кромки,- который может занимать почти весь межлопаточный канал, что видно на-зависимости A = f\S) и рис. 5.10. Появляющиеся скачки уплотнения могут приводить к отрыву пограничного слоя на скосе, что хорошо видно на рис 5.10.
В моделях без излома контура профиля (модель 3) полученные зависимости Я = f(s) .во многом повторяют картины обтекания, полученные для
решеток с аГ0Р = аГОР (модель 2), однако локальных ускорений потока в них не наблюдается. Профили моделей 2 и 3 отличаются только формой выходной части. Поэтому кромочные потери и потери, обусловленные трением в пограничном слое, у этих решеток близки и, следовательно, величины профильных потерь для этих моделей будут отличаться лишь на величину дополнительной составляющей, обусловленной наличием ускорения потока вблизи излома контура профиля у лопаток со скошенной по схеме агор = агор выходной частью. Рассчитанные величины дополнительной составляющей потерь, обусловленных изломом контура лопатки с подрезкой аГОР = агор равны: 0,57%; для решетки 2; 0,04% для решетки 3; 0,23% для решетки 4.
