книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства
.pdfМинимальные потери полного давления в КС.
Потери характеризуются коэффициентом вос становления полного давления:
а кс = ^г /Рж• |
(6*2) |
В современных КС коэффициент восстанов ления полного давления составляет 0,94...0.96.
Широкие пределы устойчивого горения. Пре делы устойчивого горения определяются усло виями эксплуатации самолета. Пламя не должно гаснуть в заданном диапазоне изменения отно шения топлива/воздух, давления, скорости и при попадании на вход двигателя воды, льда и посто ронних предметов.
Надежный розжиг топлива в земных и вы сотных условиях. В земных условиях розжиг должен быть обеспечен в диапазоне температур от минус 40° до плюс 40 °С. Должен быть обеспе чен розжиг топлива в условиях высокогорного аэродрома - до высоты 4,5 км. Высотность роз жига для гражданских самолетов - 9 км.
Отсутствие пульсаций давления (вибрацион ного горения).
Поле температур на выходе из КС. Поле температур должно в радиальном направлении иметь эпюру, определяемую предельно допус тимыми напряжениями в рабочих лопатках тур бины и соплового аппарата. Конкретный харак тер эпюры температур по радиусу лопатки вы бирают в зависимости от конструктивных особенностей турбины (величины и формы ра бочей лопатки, ее материала, способа охлажде ния и т.д.).
Рабочая лопатка турбины при своем враще нии воспринимает среднюю температуру за КС. Поэтому для оценки неравномерности поля тем ператур, воздействующих на рабочие лопатки, необходимы температуры, осредненные на /-м радиусе. Такая неравномерность задается ради альной эпюрой (рис. 6.3) относительных средних избыточных температур (определения даны в со
ответствии с отраслевым стандартом [6.1]): |
|
0/ср= ( к - т; ) / ( т; - т; ) , |
(б.з) |
где 0/ср - относительная средняя избыточная температура газа на /-м радиусе выход ного сечения КС;
Т* - средняя температура на i радиусе;
Т* -средняя температура газа на выходе из КС;
Т* - температура воздуха на входе в КС. Кроме того, для обеспечения работы лопаток
соплового аппарата турбины задается радиаль ная эпюра максимальных относительных избы-
6.2. Схемы КС
Относительная избыточная температура газа 6
Рис. 6.3. Радиальные эпюры температур газа за КС: -эпюра максимальных относительных
избыточных температур газа; -*— эпюра относительных средних избыточных температур газа
точных температур газа на выходе из КС, кото рая определяется как
0,0-х=(T’nU -т :)/(т ; -г;) |
(6.4) |
|
где 0/гаах |
- максимальная относительная избы- |
|
|
точ ная температура газа на i-м ра |
|
|
диусе выходного сечения КС; |
|
T*inax |
- максимальное значение температу |
|
|
ры газа на I-M радиусе выходного се |
|
|
чения КС. |
|
Максимальная неравномерность поля темпе ратуры газа за КС характеризуется величиной, называемой максимальной относительной избы точной температурой газа 0 ^ , и определяется выражением:
е™=(т ;^ -т ;)/(т ; -г;) (6.5)
где Т*^ - максимальное значение температуры газа за КС.
Уровень выбросов. Уровень выбросов дыма (SN (Smoke number)), несгоревшего топлива и га зообразных веществ, загрязняющих атмосферу - оксидов азота (NOx), оксидов углерода (СО), не сгоревших углеводородов (НС) - должен соот ветствовать международным нормам ИКАО [6.2] и Авиационным правилам [6.3].
На элементахконструкцииКС не должен от кладываться нагар.
Способность работать на различных топливах как отечественных, так и зарубежных.
6.2. Схемы КС
При всем разнообразии конструкций КС ее схему и происходящие в ней процессы мож но представить следующим образом (рис. 6.4
71
ния 6. Кроме этого, воздух также поступает в от верстия 7 для охлаждения горячих стенок жаро вой трубы. Топливо подается в жаровую трубу через форсунки 8. В первичной зоне с помощью фронтового устройства (ФУ) 9 организуется зона с малыми скоростями. В этой зоне процесс горе ния поддерживается за счет циркуляционного те чения продуктов сгорания, непрерывно поджи гающих свежую топливовоздушную смесь (ТВС). При запуске двигателя воспламенение ТВС в КС осуществляется с помощью электриче ской свечи 10 или воспламенителя (см. подразд. 6.4.5).
Циркуляционное течение в первичной зоне обеспечивает стабильность и эффективность го рения. Отношение расхода топлива и воздуха в первичной зоне является важнейшим факто ром, влияющим на процесс горения и рабочие ха рактеристики КС. Для обеспечения устойчивого процесса горения на всех режимах работы двига теля в первичную зону подается только часть воздуха. В зависимости от способа сжигания топ лива это количество воздуха может меняться (см. подразд. 6.3.2.). На рис. 6.4 приведено рас пределение воздуха в жаровой трубе для типич ной КС, где 20 % воздуха поступает во ФУ, а 80 % в жаровую трубу (20 % в зону горения, 20 % в зону смешения и 40 % на охлаждение сте нок). Иногда первичную зону (зону горения) раз деляют на две зоны - зону циркуляции и зону до горания топлива (промежуточную зону).
В зоне смешения продукты сгорания разбав ляются воздухом до требуемой температуры, тем самым на выходе из КС формируется стабильное и оптимальное поля температур для обеспечения работоспособности турбины.
6.2.1. Основные схемы КС
Наибольшее распространение в ГТД получи ли три схемы КС - трубчатые, трубчато-кольце вые и кольцевые.
В трубчатой КС каждая жаровая труба имеет отдельный корпус и образует индивидуальную трубчатую КС (рис. 6.6). В авиационных ГТД КС такой схемы выполняют в виде блока из несколь ких индивидуальных трубчатых КС. На рис. 6.6 показана трубчатая КС с восемью индивидуаль ными трубчатыми КС, расположенными вокруг внутреннего корпуса 1двигателя. Корпуса 2 каж дой индивидуальной КС соединяются с выходом компрессора при помощи фланца 3. Между со бой корпуса индивидуальных КС и жаровые тру бы соединены муфтами 4 для переброса пламени при розжиге ТВС и выравнивания давления меж ду жаровыми трубами. Кроме того, корпуса КС
6.2. Схемы КС
соединены между собой дренажными трубами 5 для слива топлива при неудавшемся запуске дви гателя. Холодная передняя часть КС, в которой расположена система подачи топлива, отделена от горячей задней части и горячих корпусов тур бины, при соприкосновении с которыми может воспламениться топливо, противопожарной пе регородкой 6.
Топливо в КС подается через форсунки 7. То пливо к форсункам подается через коллектор 8 первого контура и коллектор 9 второго контура. На входе в КС расположен диффузор 10. Жаро вые трубы 1 (рис. 6.7) для фиксации от переме щения в радиальном направлении опираются
впередней части на форсунку 2, вставленную
взавихритель 3, а в осевом направлении фикси руются подвесками 4. Воздух через воздухоза борник 5 поступает в первичную зону жаровых труб и далее через перфорацию - во ФУ 6 и за вихритель. Для обеспечения необходимого соот ношения между расходом воздуха и топлива че рез отверстия 7 дополнительно под водится воз дух. Воздух в зону смешения поступает через отверстия 8. Стенки жаровых труб охлаждаются воздухом, проходящим через гофрированные щели 9. Выходная часть жаровых труб 10 теле скопически входит в индивидуальные газосборники 1 (рис. 6.8), образующие кольцевой вход
впервый сопловой аппарат 2 турбины.
Трубчатые КС применялись на ранних ГТД фирмы Rolls-Royce (Nene), Allison (J-33), General Electric (J-47), ФГУП «Завод им. ВЯ. Климова» (BK-1) и др.
Трубчато-кольцевая КС также состоит из не скольких отдельных жаровых труб и газосборников, но располагаются они в общем кольцевом канале между корпусами. На рис. 6.9 показана трубчато-кольцевая КС двигателя ПС-90А. КС комбинированного типа с двенадцатью жаровыми трубами и кольцевым газосборником. Примене ние кольцевого газосборника отличает представ ленную КС от обычных схем трубчато-кольцевых КС с индивидуальными газосборниками.
Рассмотрим конструкцию КС двигателя ПС-90А более подробно.
Наружный 1и внутренний 2 корпусы образуют кольцевой канал, в котором располагаются жаро вые трубы 3 и кольцевой газосборник, состоящий из наружного 4 и внутреннего 5 колец. Кроме то го, наружный и внутренний корпусы вместе со скрепляющими их двенадцатью силовыми стой ками 6 входят в силовую схему двигателя. На вхо де в КС наружное кольцо 7и внутреннее 8 диффу зора образуют кольцевой диффузорный канал с безотрывным течением в начальном участке и с внезапным расширением потока на выходном
73
Глава 6. Камеры сгорания ГТД
ния. За прототип может быть выбрана ранее спроектированная КС с известными характери стиками, наиболее близко отвечающая предъяв ляемым требованиям. Следует отметить, что соз дание КС с нужными характеристиками, надеж но работающей в течение заданного ресурса, требует проведения значительного объема экспе риментально-доводочных работ как на установ ках, так и в системе двигателя. Это также застав ляет при проектировании новых КС стремиться в максимальной степени использовать опыт соз дания и доводки предшествующих образцов.
6.3.1. Исходные данные для проектирования КС
В перечень исходных данных для выполнения проекта входят:
-общие требования к двигателю и его узлам (см. подразд. 2.3);
-специальные требования к КС (см. под
разд. 6.1); - результаты термодинамического расчета
двигателя на режимах условного цикла взлет но-посадочных операций в соответствии со стан дартом ИКАО;
-характеристики воздушного потока на входе
вКС (интенсивность и масштаб турбулентности, распределение давления, температуры и вектора скорости в окружном и радиальном направлениях);
- максимальное располагаемое давление
итемпература топлива на входе в КС;
-экстремальные соотношения «топливо/воздух» на режимах приемистости и сброса газа;
-требования к величине отборов воздуха из КС: на охлаждение турбины, противообледенительную систему, систему кондиционирования воздуха и перепусков на запуске;
-требования к количеству, расположению
ипроходным сечениям воздушных, масляных
исуфлирующих магистралей, если они проходят через КС.
6.3.2. Определение основных размеров КС
Для определения основных размеров КС вы полняется проектировочный расчет, который ба зируется на основных положениях теории рабоче го процесса и практическом опыте, накопленном при создании КС авиационных ГТД.
6.З.2.1. Объем жаровой трубы
Объем жаровой трубы рассчитывается из ус ловия обеспечения заданной полноты сгорания с помощью обобщенной зависимости полноты сгорания топлива от критерия форсирования
г|г Расчет обычно выполняется для макси мального режима работы ГТД.
Параметр форсирования Кутюсвоему физиче скому смыслу характеризует отношение времени химической реакции ко времени пребывания то
плива в КС: |
|
|
|
к у =соЦек/г;гж(р;)''25], |
(6.6) |
где Кж |
- объем жаровой трубы; |
|
GK,P*,Т* - расход, давление и температура воздуха на входе в КС.
При выборе объема жаровой трубы необходи мо учесть следующее.
Во-первых, объем жаровой трубы определяет время пребывания продуктов сгорания при высо ких температурах в КС, что, в свою очередь, влияет на выбросы вредных веществ. С целью уменьшения выбросов NOx необходимо умень шать время пребывания продуктов сгорания при высоких температурах на взлетном режиме, т.е. уменьшать объем жаровой трубы.
Во-вторых, для обеспечения работы КС на ре жиме малого газа, низких выбросов СО и НС и обеспечения высотного розжига требуется уве личение объема жаровой трубы, т.к. на этих ре жимах резко снижается полнота сгорания и уве личивается критерий форсирования Kv. Оконча тельный объем жаровой трубы определяется путем нескольких последовательных расчетов, конструкторских проработок и проведения экс периментов на модельных установках, включаю щих имитацию высотных режимов.
6.3.2.2. Распределение воздуха в жаровой трубе
После определения объема жаровой трубы выполняется «аэродинамическое проектирова ние», цель которого обеспечить:
-безотрывность течения воздуха в преддиффузоре;
-оптимальное распределение воздуха в меж трубном пространстве или кольцевых каналах;
-заданные потери давления;
-оптимальное распределение подвода воз духа в жаровую трубу по ее длине с точки зре ния организации процесса горения для обеспе чения высокой полноты сгорания топлива, норм на выбросы вредных веществ и формирования требуемой радиальной эпюры температур газа на выходе.
Весь воздух, поступающий в жаровую трубу, можно условно разделить на отдельные харак терные составляющие: на систему охлаждения,
вФУ, в зону горения и в зону смешения.
80