Камеры сгорания газотурбинных двигателей Пчёлкин Ю.М. (1014167), страница 37
Текст из файла (страница 37)
ля/ощим кольпам газосборпика турбины. Конец наружной обечайки жаровой трубы б выступами скользит по наружному колы/у 7, а внутреннес кольцо газосборпика 9 входит в пазы ниутренней обечайки жароной трубы /О. Отдельные обечайки соедннеяы между собой точечной сваркой, а для компенсации тепловых деформаций имеются специальные прорези.
Допустимая температура стенки жаровой трубы примерно 1!73 К. Теплонапря. женность рабочего объема камеры //=- 0,966 МДж/(и' ч.ПА), Козффипиент полноты сгорания топлива на расчетном режиме т)„ж 97 —:98 э$. Относнтелыпае потери полного давления составляют около 6%. Неравномерность поля температуры газов за камерой достигает 200 К (рабочая температура газов за камерой прпблизи. 146 тельно !073 К). Перса х" мерой сгорания воздух нчест давление примерно 1 Л1Па и температуру 553 К.
Скорость воздуха перед камерой 120 м7с, а его расход 20,5 кг7с. 6)течествениый турбореактивный двигатель Р)1.ЗЛ1-500 имеет трубчато-кольцевую камеру сг орания с четырнадцатью цилиндрическими жароными трубами (рис. 62). Г!олный расход воздуха у двигателя 164 кг'с, параметры воздуха перед камерой: р„- 0,67 МПа, Ть - 528 К. ю« = 127 асс. Перед фронтовым устройством скорость воздуха понижается до 70 и'с, а в зоне горения — до 25 и!с. Температура газов за камерой примерно 1083 К.
Первичный воздух составляст приблизительно 259оа всего поток ь поступающего в камеру, определяя коэффипкент избытка воздуха в зоне горения сег ж 1,2. Относительные потери полного давления в камере составляют примерно 7 ага. Теплонапряженкость 77 = 1560 кДж!(мз.ч Па), коэффициент т)г ян ев 0,964-0,98. На входе в жаровую трубу установлен лопаточный завнхритель, через который проходит до 1О ',6 всего воздуха. В центре завихрителя расположена двухканальная центробежная г) оосунка, на входе в которую топливо имеет давление до 7 МПа.
)Каровая труба состоит из двух цилиндрических обсчаек, причем передняя оребрена. Высота ребер 3,5 мм при толщине стенки 6 мм Вся жаровая труба для предупреждения перегрева, растрескивания и коррозии покрыта защитной эмалью. Фронтовая коническая обсчайка жаровой трубы выполнена из стали !2Х20Н80Т, остальная честь — из жаропрочной стали. Восплзмснители стоят в четырех жаровых трубах пз четырнадцати. Втулки воспламенителсй и фиксаторов являются неподвижной опорой жаровых труб.
Рнс. 6!. Камера сгорания авиационного ГТД й)1-20 147 г ~тбЗ--— 'г — г — ~— ' " 'ц= ~~а л=~*-==~~-ж Ю 7 ы м "", -Тй; Рис. 62. Трубчато-кольпсвая камера сгорания турбореактивного газотурбинного двигателя РД-3156500: 1 — кольцевой диффуаор камеры; 2 — воспламекитель; 3 — корпус воспламею тела: 4— втулка; а — наружный кольцевой корпус камеры; 4 — опора соплового аппарата турбины; 7 — жаровая труба; з — внутренний кольцевой корпус камеры; 9 — лопаточный аавикритель; !Π— рабочая форсунка; 11, 12 — внутренняя и наружная втулки патрубка для переброски пламени; 12 — фиксатор; 14 — втулка фиксаторе Выходные части всех труб смыкаясь, переходят в кольцевой газосборник турбины.
Каждая жароваа труба соединена с соседней патрубками для переброски пламени. В вершине входных конусов расположены лопаточные завихрители. Двигатель Олимп 593 имеет основную трубчато-кольцевую камеру сгорания и форсажную камеру, где сжигается дополнительное количество топлива.У основной камеры сгорания (рис. 63) между общими наружным 1 и внутренним 8 нольцевыми корпусаыи располагаются восемь жаровых труб с лопаточными завихритслями б, в центре которых установлены центробежные форсунки 5. Фронтовая часть жаровой трубы, так же как и у камеры сгорания двигателя КВ-211, глубоко вдвинута в диффузор; ее обечайки 2 н 4 гтак жс как и другие) сварены внахлестку, образуя кольце.
вую щель для прохода охлаждающего воздуха, который поступает туда через ряд ,4 — А г 7 279 17 7 у ,4 2 б Рис. 63. Трубчато-кольцевая камера сгорания авиаггиопного двигателя Олимп 563 !46 Рис. 64. Схема испа)ш~етьнон камеры сгорания вертолетного ГТД отверстий 3. Все жаровые трубы сосдиваны между собой патрубками для переброски пламени 7; выходпьш части труб переходят в кольцевой гззос5ор. , 7 Х вЂ -- /-с" — — , рабочего объема камеры Н = = 2,! МДж )мз ч. Па), потери полного давления составляют около !О ",в; от.
ношение длины к днзчетру жаровой трубы 1яс'Аь яэ 2,4. В авиационных ГТД так жс, как ~ в в-), в стационарных 1'ТУ н транспортных ГТД, иног;га используются камеры сгорания. имеющие форсунки пспарительного типа. На рис 64 покззана схема кольцевой испарительной иамеры сгорания вертолетного ГТД. Дентральный диффузор — воздухозаборник делит поступающий в камеру воздух ба на три кольцевых потока наружный — между внешним корпусом б и внешними обечайками 5 и 7 жаровои трубы; внутренний — между пнутреннич корпусом 8 и внутрсннимн обечайками 9 жаровой трубы и центральный, поступающий к перфорированному фронтовому устройству 12. По фронту кроме воздушных трубок !О размещен ряд испарительных трубок !1, в которые помимо воздуха по трубкам ! подается топливо.
Образующаяся паровоздушная смесь имеет обычно коэффициент избытка воз. духа ос=-0,1 — 0,3, она выходит нз трубок 11, растекается по внутренней поверхности стенки фронтового устройства, разворачивается, встречается со струями воздуха и выгорает, нагревая испзрнтельпыс трубки.
Стабилизация фронта пламени обеспечивается перфорированной стенкой 12 и положением самих испарителькых трубок, обусловливающих течение смеси встреч. ными струями. Первоначальное зажигание смеси пусковой форсункой 2 осуществ. ляется элеьтроноспламенителем 3. Топливная система ГТД с камерой такого типа ьюжет иметь невысокое давление топлива за насосом, так как мелкость распыливания здесь монсе важна, чем в обычных камерах. Это упрощает аппаратуру и уменьшает стоимосж ее производства и эксплуатации.
На расчетных нагрузках характеристики работы таких камер достаточно высокие, однако срывныс границы па бедных смесях у ннх, как правило, довольно крутые, На рнс. 65 показан узел камеры сгорания первого отечественного газотурбин. ного локомогиэа Котохге~ ского тепловозостроитсльного завода мощностью 2600 кВт. Секционная камера сгорания шчеет шесть отдельных камер. Расход воздуха у ГТД равен 23,6 кггс, сзепень повышения давления воздуха в компрессоре и, = 6, температура воздуха перед камерой 508 К, а температура газов перед турбиной 6 Т„ = = 1000 К. На выходе из иомпрессора ! кольцевой поток воздуха делится на шесть частей и посту пает через диффузоры 2 к отдельным камерам сгорания 5, Топливо !основ ноев мазут, пусковое — дизельное) подается в зону горения форсункой 3, корпус распылителя которой вставлен внутрь центральной втулки лопаточпого завихрителя фронтового устройства жаровой трубы, Форсунки (шестгь по числу камер) центробежные двухсоплопыс двухступснчагыс — каналы отдельных ступеней соединены с топливными коллекторал~и 10 н 9.
К коллекторам топливо поступает по трубопроводу 8 от командного агрегата системы регулирования. Первоначальное зажигание пускового топлива за форсунками 3 осуществляется в трех камерах из шести с помощью электрической свечи 4. Разрезной корпус каждой камеры имеет в средней части ночпенгатор 7 для восприятия тепловых расширений. Внутренние полости жаровых труб всех камер соединены патрубками !! для переброски пламени. Корпуса патрубков также имеют компенсаторы !2 как для восприятия тепловых расширений патрубков н камер сгорания, так и для компенсации погрешностей изготовления и сборки деталей Основным топливом служит мазут Ф-!2, ФС-5 и дистиллят коксонзния !топливо для газотурбинных устапоэок, ГОСТ !0433 †), которое подогревается перед пост) пленном в форсунку до 393 К в паровом подогревателе.
ы Р4 ) о о д х о Я. о о 3 Р о И о о х и Ф И о О й~ д о О х о О о О О Ф и 3 у 150 О)тдельная камера сгорания показана на рпс 66. Телескопическая жаровая труба 7 фиксиргется в пс(едней части корпуса с помощью пальцев б, входящих в ста. каны, приваренпгае к первой пилнпдрпческой обсчайке. Между днолг стакана и горцами пальцев б имеется радиальный зазор. обеспсчивающий соосность жаровой трубы и корпуса прп тепловых расширениях. Кольцевой хвостовнк жаровой трубы при се продольном расширении свободно скользит по шлпцам в кольце 15 корпуса.
По впадинам шпицев часть воздуха (около 2 % Оа) проходит в пространство между экраном и корпусом газосборннка !4 турбины, охлаждая его. Передняя пилиндрическая часть корпуса!7 и его задняя коническая часть 15 соединены с помощью компенсатора 9, выполненного из двухслойкой толщиной 0,1 мм листовой стали (2Х(8НОТ в виде гофрированного патрубка. Во впадинах гофр размещены стальные кольца, воспринимающие усилия, возникающие под действием перепада давлений, и предохраняющие патрубкн от мехаяических повреждений.
Входная часть 8 корпуса своим передним фланцем с коническими боковыми поверхностями крепится к диффузору ! с по югцью разъемного хомутика 4, обе половины которого стягиваются болтами 20 и 21, уплотняя стык. Аналогично соединение !3 задней части корпуса 1б с газосборником !4. Такое соединение позволяет без разборки других узлов свободно снять с двигателя любую из шести камер сгорания, так как их корпуса ке входят в силовую схему' двигателя. Экран 8 приварен впереди к фланцу корпуса, а задняя его чэсть 10 свободно скользит по кольцевому выступу конической части корпуса. Фронтовое устройство 19 образовано полусферической обечайкой с приваренным в центре фрезерованным лопаточным завнхрителем 2.
Каналы завихрителя образуются двенадцатью пазами, выполненными под углом 60' к оси жаровой трубы. На конической части завнхрителя вокруг централ ыюй втулки, в которую входит корпус распылителя форсунки 3, просверлены тангенциальные отверстия для абдуна внутренних поверхностей завихрителя и предохранения их от нагарообразования. Средняя часть жаровой трубы 18 состоит из пяти конусообразных обсчаек, соединенных между собой с полусферической частью фронтового устройства 19 и цилиндрической обечайкой смесителя !1, роликовой сваркой.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
