Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 73
Текст из файла (страница 73)
Наибольшее распространение получили камеры сгорания трех основных схем: трубчатая, трубчато-кольцевая и кольцевая (рис. 8.1). В трубчатой камере сгорания цилиндрическая жаровая труба расположена внутри цилиндрического корпуса (рис. 8.1, а). В авиационных ГТД камеры такой схемы выполняются в виде блока из нескольких трубчатых камер (рис. 8.1, б). Отдельные камеры сгорания соединяются между собой специальными патрубками для выравнивания давления воздуха и газа, а также переброса пламени между жаровыми трубами при запуске, Выходная часть жаровых труб объединена в общий газосборник с кольцевым выходом на турбину.
Трубчатые камеры сгорания использовались в турбореактивных двигателях ранних конструкций. В газотурбинных двигателях малой мощности применение одиночной трубчатой камеры сгорания может оказаться выгодным и в настоящее время. В трубчато-кольцевой камере сгорания несколько цилиндрических жаровых труб устанавливается внутри кольцевого корпуса (рис. 8.1, б). Жаровые трубы соединены между собой патрубками, выполняющими те же функции, что и в блоке трубчатых камер.
Газосборники жаровых труб конструктивно выполняются двух 388 Рыс. 8.!. Схема камер сгораыыя: а — трубчатаа (одкиочиак); б — трубчатаи (о болыикк вколол иаровкх чруб⠰— трубчато-кольцавва; а — кольцевик типов." индивидуальными (секторными) и общими кольцевыми. Индивидуальные газосборники являются конструктивным продолжением цилиндрических жаровых труб, обеспечивая плавный переход проточной части от круга в сектор кольцевой формы на входе в турбину.
Индивидуальные газосборники жаровых труб образуют на выходе из камеры сгорания (на входе в турбину) кольцевой канал, разделенный боковыми стенками газосборников. Общий кольцевой газосборник трубчато-кольцевой камеры сгорания конструктивно выполняется, как и в блоке трубчатых камер сюрания, обеспечивая переход проточной части от цилиндрического сечения отдельных жаровых труб к кольцевому входу в сопловой аппарат турбины.
В кольцевой камере сгорания жаровая труба кольцевой формы расположена концентрично в кольцевом пространстве, образованном наружным и внутренним корпусами (рис. 8.1, г). Основные достоинства и недостатки камер сгорания различных схем приведены в табл. 8.1. По направлению движения газового потока различают камеры сгорания прямоточной и противоточной схемы (рис. 8.2). В прямоточной схеме направление движения газов внутри жаровой трубы совпадает с направлением движения воздуха в кольцевом канале (рис.
8.2, а). В противоточной схеме движение потока газа внутри жаровой трубы (до газосборника) противоположно направлению движения воздуха в кольцевом канале (рис. 8.2, б). В малоразмерных ГТД используют схему камеры сгорания с вращающейся форсункой (рис. 8.2, г).
Эта камера содержит элементы как прямоточиой, так и противоточной схем. Противоточные камеры сюрания и камеры с вращающейся форсункой преимущественно применяются в конструкциях малоразмерных авиационных ГТД с центробежным компрессором. В этом случае общая компоновка ГТД является наиболее компактной. Таблица 9.1 Достоинства и недостатки камер сгорания разлячных схем тве квмврм Двстовествв Недостатки Трубчатая Хорошея механическая прочности Хорошее согласование полей течения топлива н воздуха Небольшой расход воздуха при автономной отра- ботке Большие габаритные раз.
меры н масса Значительные потери под. ного давления Требуются соединительные патрубки Трудности с осуществлением переброса пламени Меньшая, чем у кольце. вой, компактность камеры Требуются соединительные патрубкн Трубчата-коль- цевая Трудности с осуществлением переброса пламени Кольцевая Малая лобовая площадь двигателя Минимальные потери полного давления Быстрое распространение пламени В современных авиационных ГТД, как правило, используются камеры сгорания кольцевой схемы, однако на отдельных перспективных двигателях применяется схема трубчато-кольцевой камеры сгорания. К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования.
1. Высокая полнота сгорания топлива на всех режимах работы ГТД. Коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания 11, характеризуется отношением количества тепла, выделившегося при сгорании единицы массы топлива, к его теплотворной способности. 390 Хорошая механическая прочность Хорошее согласование палей течения топлива н воздуха Небольшой расход воздуха при автономной отработке отдельных жаровых труб Малые потери полного давления Меньше, чем у трубчатой камеры, длина н масса Минимальные длина и масса Большие напряжения во внешней обечайке жаровой трубы При автономной отработке камеры требуется расход воздуха, равный расходу в двигателе Трудно согласовать поля течения топлива и воздуха Трудно обеспечить стабильность поля температуры на выходе рмс. В,й.
Схемы камер сгорания: а — арвмсточввя; б — крвтввсчвчквю в — с вращающейся фврствквй Экономичность двигателя находится в прямой зависимости от полноты сгорания, В камерах сгорания ГТД полнота сгорания топлива на основных режимах должна быть не менее т1„= 0,98 „. 0,99. 2. Минимальные потери полного давления в камере, обусловленные наличием гидравлических и тепловых сопротивлений и характеризуемые коэффициентом восстановления полного давления в ггк. в = рг(р» Указанные потери снижают эффективную степень повыше- ~( ния давления в двигателе и, следовательно, ухудшают его удельные характеристики.
В силу этого потери давления в камере сгорания должны быть сведены к минимально возможным. Ю В камерах ТРДД коэффиг циент восстановления полного давления составляет 0,94 ... 0,96, в камерах ТРД вЂ” О, ... 0,9 . Повышенные потери давления в камерах ТРД связаны с более высоким уровнем скоростей воздуха за компрессором в сравнении с ТРДД. 3. Минимальные габаритные размеры камеры сгорания, поскольку они влияют на продольные и поперечные размеры двигателя и его массу.
Компактность камеры сгорания обычно характеризуется величиной теплонапряженности Я», которая равна отношению количества тепла, выделившегося в единицу времени, к объему жаровой трубы и давлению на входе в камеру сгорания: Я =, = 3600 — "; ть. где Н вЂ” низшая теплотворная способность топлива, Дж(кг; бт — секундный расход топлива, кг!с; 'рж — объем жар — оной трубы, ма; р; — давление воздуха, Па. 391 Чем больше теплоиапряжеииость при заданном расходе топлива, тем меньше объем камеры сгорания. Теплоиапряжеииость камер сгорания современных ГТД составляет (3,5 ...
6,5) х х 10' Дж/ч м' Па. 4.Ут" с ойчивая работа без погасаиия и вибрациоииого горения во всем эксплуатационном диапазоне по составу керосиио-воздушиой смеси от гд,„до а „(в том числе при резком сбросе топлива) и при изменении параметов р,', Т;, ту, и б, от минимального до максимального значения. от гд Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания изме яет и ся „= 1,2 ... 1,6 иа режимах запуска и приемистости до 20 ... 60 и более — при сбросе топлива. 5.
Надежный розжиг топлива (запуск камеры) в земных и высотиых условиях. Запуск основных камер сгорания ГТД должеи быть устойчивым по крайней мере до высоты полета 6 ... 10 км. 6. О . Обеспечение заданной по условиям работоспособности т бины а р диальиой эпюры и регламентированной максимальной и урнеравномерности поля температуры газа иа выходе из камеры сгораиия, а также стабильность этих характеристик при измеиеиии режима работы двигателя и длительной ресурсной наработке.
Максимальная неравномерность поля температуры газа характеризуется отношением разности наибольшей температуры в данной точке поля и средней температуры газа к разности с сией темпе м ратуры газа и температуры воздуха за компрессором: геад г Т* — Т. г и Величина максимальной неравномерности поля температуры газа за камерами сгорания современных ГТД составляет 0,25 ... 0,4. Радиальная эпюра средней температуры газа определяется ЗаВИСИМОСтЬЮ 8г, = 1(гг), ГдЕ 8,1 — ОтНОСИтЕЛЬНая тЕМПЕратура газа иа 1-м радиусе выходного сечения камеры сгорания высо- Т" — Т„' гг 8„= Т' — Т' г н где Т,т — средняя температура газа иа 1-м радиу е По условиям обеспечения прочности турбины радиальная эпюра средней температуры газа обычно задается такой, чтобы максимальное значение (82,) аа = 1,1 ~ 0,05 находилось иа от=06...07.
к носительной высоте выходного сечения камеры его рация Ь= , 5. К корневому и периферийному сечению температура умеиьшается до 8, = 0,85 ... 0,9. На ис. 8.3 п р . 8.3 приведена типичная радиальная эпюра средней температуры газа и предельная максимальная неравномерность поля температуры газа, определенные из условия обеспечения прочиости турбины ГТД.
393 Рис. 3.3. Рддинльиан зиюре теыиера- туры газа: 1 — средняя температура; 2 — манснмаль- иая температура (предельная допустимая по успениям прочности турбинм1 7. Минимальный уровень содержания твердых частиц, дымиости и токсичиых вешеств в продуктах сгорания, Твердые 0« частицы (сажистые отложения) приводят к ухудшению корма льиого теплового режима 02 деталей газовоздушиого тракта двигателя, а дымный и ток- 0 сичиый выхлоп — к загряз- 00 09 10 11 12 12 0 нению атмосферы и другим нежелательным явлениям. Отсутствие дымления в выхлопе камеры сгорания определяется оптическими методами измерений дымиости или визуальным наблюдением.
Концентрация токсичиых веществ в выхлопных газах ие должна превышать допустимых норм, устанавливаемых международной оргаиизацией ИКАО. К токсичным веществам относятся угарный газ СО, углеводороды С„Ну и окислы азота ИО„. Выделение (эмиссия) угарного газа и углеводородов наблюдается главным образом иа режиме малого газа, окислов азота — иа взлетном режиме, соответствующем максимальным значениям Т„'и рй. 8.
Высокая надежность конструкции и стабильность характеристик камеры сгорания при задаииом ресурсе ГТД. 9. Хорошая технологичность, малая металлоемкость, удобство эксплуатационного обслуживания, ремоитопригодиость. Помимо перечисленных к камерам сгорания могут предъявляться дополнительные требования, связанные с особенностями конструкции и эксплуатации конкретного двигателя. В иастояшее время накоплен опыт по созданию высокоэффективиых камер сгорания ГТД, а также изучено влияние коиструктивиых элементов и режимов работы камеры иа ее характеристики. Следует отметить, что создание камеры сгорания с удовлетворительными характеристиками, надежно работающей в течение заданного ресурса, требует проведения значительного объема эксперимеитальио-доводачиых работ как иа установках, так и в системе двигателя.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
