Камеры сгорания газотурбинных двигателей Пчёлкин Ю.М. (1014167), страница 18
Текст из файла (страница 18)
Это можно объяснить н уменьшением плотности среды и самовоспламенением, прн налички обычных волн сжатия, которое происходит раньше, чем образуется ударная волна. С увеличением неровностей поверхности стенки кзнала длина Ед сокращается. В канале с небольшими неровностями поверхности стенки обычно йд = 25 †: 50 диаметрам, увеличивая неровности поверхности канала, эту величину можно снизить в !О раз и более.
Основной механизм развития детопационкого горе|шя смеси в канале определяет. ся возникновением скачков уплотнения в результате возникновения волн сжатия, 70 2Нэ+ Оя 2СО+ Ол 2СО+ Ое -)- 5,6 ',с НеО СН,+ О,' . СНе+ 20е. С,Не -1- 1,50е Следует отметить некоторое уменьшение скорости шд при повышении температуры смеси. Так, например, для смеси 2Н, + Ое при 283 К шд —— — 28!О м,'с, а при 373 К шд — — 2790 м с.
При росте малого давления (до О,! — 0,2 МПа) обычно происходит некоторое увеличение шд. На скорость детонации значительное влияние оказывает состав смеси, особенно ее плотность. Согласно опытным данным воздушные смеси углеводородов в каналах не детонируют в отличие от смесей водородно-воздушных или углеводородокислородных и тем более водородно-кислородных. Следует отметить, что, увеличивая содержание водорода и других (нейтральный, но легкий, например гелий) примесей в стехиометрической водородно-кислородной смеси, можно повысить скорость детонационного ее горения.
Это свидетельствует о положительном влиянии снижения плотности на величину гпд, аналогично влиянию плотности на скорость звука в данной среде. В наибольшей мере склонны к детонации не стехиометрические углеводородокислородные смеси, а зквимолекулярные типа С,Н, + О.,; СН, + О, и т.
д. Как уже отмечалось, взрывные границы заключают меньшую область по составу смесей, чем детонационные, которые, в свою очередь, ограничивают меньшие области по сравнению с областью, заключенной между границами обычного самовоспламенения и тем более зажигания. Из теории распространения волн конечной амплитуды в инертной среде, разработанной Риманом-Гюгоньо, известно, что их скорость постоянно уменьшается и становится равной скорости звуковой волны. При детонации распространение ударной волны характеризуется скоростью юд —— сопз!. Следовательно, условия течени я процесса здесь иные: энергия волнового движения не уменьшается со временем, несмотря на наличие потерь.
Объясняется зто только подводом энергии (теплоты), выделяющейся при химической реакции. 71 когорые генерируются по теории ! 1огоиьо-Ьекксра непрерыпио ускоряющилюя днкжеп нем фронта пламени. 11а основе экспериментальных данных н теоретического анализа получена длина преддстонационного периода Ед = с,тд (с, — скорость звука а свежей смеси). Скорость щд распространения детонационного фронта пламени (детонационной волны) близка к скорости паука сн и образующихся продуктах сго. рания. При агом н детонациоцной волне параметры смеси (температура, даалсние, плотность) меняются скачкообразно, Устанонлеио, что детонационное горение незначительно занпсит от услонпй пронедсния эксперимента, параметрон состоянии газоной системы и сопссм не зависит от диаметра канала, если он больше некоторого минимального значения.
Таким образом, скорость детонационного распространения фронта пламени можно считать физико-химической константой данной смеси, аналогично скорости нормального распространения фронта пламени и„. Ниже приведены значения пгд для некоторых смесей. Смесь мд, м/с 282! 1264 1738 2528 2146 2716 р,т т, тхм ртеа Рнс 27 Взченение давлении р и тсчнературм Т но али- не / кана.ы в тварной волне В ударной волне (рис. 27) горючая смесь сжимается до давления рв в и нагревается до температ) ры Тет, В зоне химической реакции бк температура смеси за счет теплоты химической реакции увеличивается до Тк, газ расширяется и давление падает.
Дальнейшее изменение давления р будет определяться объемом канала и другими факторами. Процессы возникновения и развития детопационного горения в каналах (камерах сгорания ГТД) и в замкнутых объемах (камерах поршневых двигателей внутреннего сгорания) существенно различны. Однако в любом случае они нежелательны вследствие потерь энергии, большого шума, возникновения вибраций и разрушения конструкций. Предупреждение детонационного распространения пламени обычно осуществляется изменением параметров процесса, системы подачи топлива и режима работы ГТД. При проектировании ГТД применяются спепиальные конструктивные мероприятия, выбираются сорта топлива с соответствующими аптидетонационнымп присадками к ним.
Следует, однако, отметить, что возможно и использование детонационного горения, если исключены его отрицательные последствия. Тогда, реализуя быстрейшую форму распространения поверхности фронта пламени, можно резко повысить эффективность камер сгорания, увеличив, например, их теплонапряженность. ОСНОВЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И КОНСТРУИРОВАНИЯ КАМЕР СГОРАНИЯ й 7.
ОСНОВЫ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Требования, предъявляемые к камерам сгорания. Из многочисленных требований, предъявляемых к камере сгорания данного двигателя нли установки, общими для всех камер являются следующие. 1. Высокий коэффициент полноты сгорания топлива И„= Я,Яд в заданном диапазоне режимов работы и параметров топливовоздушной смеси. Здесь Яг — количество теплоты, выделившееся в рабочем объеме камеры при горении топлива в единицу времени и затраченное на нагревание рабочего тела, Яы — полное количество теплоты, которое могло выделиться в единицу времени. В современных камерах сгорания во всем диапазоне рабочих нагрузок обычно т)„-.
0,95 —:0,99, а на расчетном режиме и„=- = 0,98 —;0,99. 2. Малые гидравлические потери полного давления в камере Лр„' == р'„— р," (р,' и р,' — полные давления соответственно воздуха на входе в камеру сгорания и газа на выходе из нее). Для удобства использования этой величины как характеристики работы камеры и сравнения характеристик у различных камер сгорания принято определять относительные потери давления (в "О) о,' = Лр„"Лр,", = (и,' р,г)1п,*,, Величина Лр„* учитывает трн вида потерь: !) на трение; 2) турбулентные (на удар в диффузоре, на смешение потоков, от местных сопротивлений, например во фронтовом устройстве, обусловленные местными циркуляционнымн течениями и т.
д.); 3) потери давления в потоке при подводе теплоты. Для современных камер сгорания среднее значение о,* == 1 —:3 09. У камер сгорания авиационных ГТД обычно а„" » 3-э5 ',о, но может быть и больше 10 "о. Г!отери давления в камере удобно оценивать коэффициентом сопротивления ф; =-- 2Лр",(р„ш",) или коэффициентом восстановления полного давления о,'. =- Р,'7р, "=- (р*, — Лр.) р", -- ! — Лр:~Р'. Общие потери давления Лр, *= — Лр,*а — '; Лр„*„р -'- Лр,*.
Первые две составляющие потерь часто объединяют в общие гидравлические потери, тогда Лр,, =- Лр,' „; Лр„". Чисто гидравлические потери 73 Лр„» мало зависят от режима горения и близки к потерям Лр„" давления прп холодных продувках (без горения), Лдг „= Лр,'. Это допущение вместе с предположением о возможности изолированного подсчета отдельных составляющих потерь значительно упрощает расчет величины Лр„' как суммы потерь при холодных продувках и тепловых потерь: Лр,' = Лр„'+ Лр',.
3. Высокая теплонапряженность рабочего объема П =- Я,,'((г»,р,) (Я~ = 6Д;,'~1„; Р»» — внутренний объем жаровой трубы, м', 6,— расход топлива, кг~ч). Высокая теплонапряжснность рабочего объема обеспечивает малые размеры камеры сгорания и ее материалоемкость. В современных камерах сгорания различных стационарных установок )т == = 200 — 600 кДж((м' ч Па), в авиационных ГТД гг' = 4000 —: —:5000 кДж (ма.ч Па). 4. Малая или заданная неравномерность поля температуры газа на выходе из камеры сгорания.
Это требование связано с обеспечением долговечности лопаток и других деталей проточной части газовой турбины и определяется коэффициентом неравномерности поля температур газа (в 'о) 6 = (Тти»» - - Т,"и»), Т»ш где Т„„» и Т„„„— соответственно максимальная и минимальная температуры торможения отдельных струек газа в выходном сечении камеры сгорания; Т,"„— средняя (расчетная) температура газа за камерой. В стационарных ГТУ 6 редко превышает 5 — 10»»о, в авиационных ГТД 6 = 15 —: 20 ',о и более. Для авиационных ГТД выражение для 6 чаще всего имеет вид: 6' = (Т „— Т;, ) (Т:и — Т„*), где 7 „'— температура воздуха на входе в камеру. Необходимость получения равнопрочных по высоте лопаток газовой турбины с одинаковымп коэффициентами запаса прочности по сечениям обусловливает не только малое значение 6, но и вполне определенное, при котором температура газа у корня лопатки несколько ниже, а на периферии вьппе Т;, (с зоной максимальной температуры расположенной обычно несколько ниже периферии.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
