Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 74
Текст из файла (страница 74)
Поэтому при гроектироваиии камер сгорания для вновь разрабатываемых двигателей стремятся в максимальной степени использовать опыт проектирования и доводки предшествующих образцов и без особой необходимости ие отходить от хорошо зарекомендовавших себя прототипов, 4 6 6 7 6 9 16 М П 77 11 Рис. 8.4. Основные злемеити йвмерм с горация: 1 — вовдушимй заввхрвтелш 1 — воздухозаборник; 6 — диййузор7 б — топлив. ная Еарсуцкв: 6 — головка (фронтовое устройство/; б — отверстия первичной зови; 7 — жаровав труба; 6 — щель охлаждения; 9 — нвружнмй корпус; /6 — наружвмй кольцевой канал; 11 — внутренний кольцевой канал; 19 — отверстия зоям смешения: /6 — внутреиеий корпус; Ы— отверстия промежуточной зоям; Д вЂ” перввчвая зава/ /б — промежуточная зава; 17 — зона сиешенвя 8.2. КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА, ОСНОВНЫЕ РАЗМЕРЫ И ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ При всем многообразии конструктивных отличий камеры сгорания ГТД имеют общие основные узлы и элементы (рис.
8.4). Воздух из-за компрессора подводится к жаровой трубе 1 через диффузор 3 и кольцевые каналы 10 и 11, образованные наружным и и внутренним 18 корпусами и стенками жаровой трубы. Подвод воздуха в жаровую трубу осуществляется через фронто. вое устройство б с завихрителямн 1 н воздухоподводящие отверстия в стенках жаровой трубы б, 12 и 14, а также через щели охлаждающей завесы 8. Топливоподающие устройства 4 размещаются в головной части жаровой трубы. Объем жаровой трубы можно условно разделить на трн части первичную вону горения, промежуточную зону и зону смешения.
В первичной зоне горения должны быть обеспечены условия для стабилизации пламени, а также необходимые время пребывания топливовоздушиой смеси, температура продуктов сгорания и интенсивность турбулентности потока. Эти требования определяют получение достаточно высокой полноты сгорания топлива. Промежуточная зона предназначена для завершения процесса сгорания топлива. Она является продолжением первичной зоны горения и позволяет увеличить время пребывания газов прн высокой температуре. Регламентированный поднод воздуха в зону горения по длине жаровой трубы предотвращает преждевременное охлаждение газа н замораживание химических реакций, что обеспечивает получение максимальной полноты сгорания топлива.
Избыточный воздух, который не участвует в горении топлива и охлаждении стенок, подается в зону смешения жаровой трубы. В зоне смешения окончательно формируется средняя температура газа на входе в турбину, радиальная эпюра и температурная неравномерность в выходном сечении камеры сгорания. В зону смешения воздух подводится через один или несколько рядов отверстий в стенках жаровой трубы. Размеры и форма от. верстий оптимизируются по глубине проникновения струй н эффективности их смешения с основным потоком газа.
Количество воздуха, которое подается в зону смешения, варьируется от 20 до 40 % суммарного расхода воздуха через камеру сгорания в зависимости от коэффициента избытка воздуха. В современных авиационных двигателях в связи с высокой температурой газа сопловые и рабочие лопатки турбины, как правило, выполняются охлаждаемыми. Воздух для охлаждения турбины отбирается из кольцевых каналов камеры сгорания. Величина отбора воздуха на охлаждение турбины составляет около 10 % от общего расхода через камеру сгорания и увеличивается по мере роста температуры газа. Отбор воздуха из тракта камеры сгорания отрицательно сказывается на ее характеристиках. Это обстоятельство должно быть учтено при расчетах и конструировании узла камеры сгорания. При заданном режиме работы размеры камеры сгорания и ее основных элементов, а также распределение топлива и воздуха по объему жаровой трубы определяют совершенство характеристик камеры.
Определение размеров камеры сгорания является задачей проектировочного расчета, базирующегося на основных положениях теории рабочего процесса и практическом опыте, накопленном при создании камер сгорания авиационных ГТД. Обобщенная зависимость полноты сгорания топлива от кригерия форсирования у), = 1 (Кр) позволяет рассчитать минимальный объем жаровой трубы для обеспечения заданной полноты сгорания.
Параметр форсирования 1(у по своему физическому смыслу характеризует отношение времени химической реакции ко времени пребывания топлива в камере сгорания1 Ои щу = соп51 1 66 ° где )7 — объем жаровой трубы; 6, р„н Т„'— расход, давление и температура воздуха на входе в камеру сгорания.
Исходными данными для проектировочного расчета являются параметры рабочего процесса (р„', Т„', Х„, а„, Т;), заданная полнота сгорания топлива, а также геометрические размеры проточной части на выходе из компрессора и на входе в сопловой аппарат турбины.
Эмпирические уравнения связывают основные геометрические размеры камеры сгорания 776 , 1 , Р„ Р„,к) и ее характеристики: полноту сгорания, потери полного давления, неравномерность поля температуры газа, эмиссионные характеристики и др. Методы инженерного решения задачи проектировочного расчета и машинного проектирования камер сгорания авиационных ГТД с использованием ЭВМ (САПР— камера сгорания) разработаны В.
Я. Безменовым. В качестве расчетного режима для проектировочного расчета камеры сгорания обычно принимают максимальный стендовый или 398 Статастнчасмас аяачаааа Параметр Из расчета компрессора и турбины Площадь, средний диаметр н вы. сота канала на выходе нз компрессора Рн 11м «н То же на входе в турбину Рт, Ыт. «т «ж = 11 (ЛУ) Высота жаровой трубы «ж = 2,3 ... 2,7 «ж Длина жаровой трубы 1 аднф = 2,5. 3 «„ длина безотрывной части днффу вора 1дмф = 1,5 ... 2 «м Расстояние от среза диффузора до форсунки Ь мк =14...17 Рм Площади; кольцевого канала Р„ „ отверстий в жаровой трубе Ра ( 1,7 Рн фв = 0,08 ... 0,25 Рфр Ра схл 0 25 ...
0,45 Ра фронтового устройства Рфр охлаждения жаровой трубы Р л Скорости по тракту, и/с: В МИДЕЛЕВОМ СЕЧЕНИИ В,10 в жаровок трубе вж в отверстиях ва в кольцевых каналах вм. м 15 ... 20 20 ... 35 80 ... 100 50 ... !00 Рнс. 8.5. Проточная часть камеры сгорания йВ199 на взлетном режиме н иа режиме высотного запуска: — — — аалатнма режим; ра — 26.10а Па; Та 900 К; — амсотмма аапусн; р", = 0,92.!Оа Па; Т„270 К взлетный режим работы ГТД. Для обеспечения стабильного и устойчивого режима запуска двигателя расчет выполняют иа режиме малого газа или высотного запуска.
На этих режимах зиачительио возрастает критерий форсирования Ку, а следовательно, резко снижается полнота сгорания. Известно, что для обеспечения высотного запуска полнота сгорания в камере должна быть ие менее 0,7. Это обстоятельство требует увеличения объема жаровой трубы. На рис.
8.5 приведены размеры проточной части камеры сгораиия двигателя 1«В.199 фирмы «Роллс-Ройс Турбо Унион», рассчитанные по методике иа максимальном взлетном режиме (р„' = 25 10' Па; Т; = 800 К) и иа режиме запуска с оборотов авторотации (р„' = 3,92 10« Па; Т' = 270 К). Там же обозиачеиы осиовиые геометрические размеры, определяющие облик камеры сгорания. Размеры камеры сгорания, необходимые для получения заданиых характеристик иа взлетном режиме, значительно меньше (пуиктириые линии), чем иа режиме высотного запуска (сплошиая линия).
Расчеты показывают, что если принять объем камеры, соответствующий взлетному режиму, то полнота сгорания в условиях высотного запуска будет меиее 0,35, что недостаточно для иормальиого розжига камеры сгорания и раскрутки ротора двигателя. Поэтому камеры сгорания ГТД, от которых требуется обеспечеиие высотного запуска, являются иа основных режимах переразмереииыми.
В табл. 8.2 представлены относительные геометрические размеры кольцевых камер сгорания по среднестатистическим данным реальиых конструкций ГТД. Полученные в первом приближении размеры проточной части камеры сгорания и геометрические размеры основных элементов 396 Таблица 82 Основные геометрические хараятеристики камер сгорании ГТД (облик камеры) могут корректироваться после расчета основных характеристик. Затем уточняют компоновку камеры сгорания в составе двигателя и выполняют при необходимости второе и последующие приближения. При машинном расчете иа ЭВМ с использованием графопостроителей вариантные расчеты производятся автоматически. В итоге выдается оптимизированный облик камеры, уточиеииая проточная часть (компоиовка) с учетом распределения площади основных отверстий и системы охлаждения, рабочие чертежи, таблица характеристик и запасов прочности.
На рис. 8.6 в качестве примера работы САПР— камера сгорания — показан полученный иа ЭВМ облик камеры сгорания 397 а Рис. 8.6. Результат работы САПР камеры сгорания: о — облек кэмерм; б — ребочэк комооковке; э — эсккэ чертеэсе секции жэровоа трубм и основные характеристики (а), рабочая компоновка (б) и эскиз чертежа секции жаровой трубы (в). Компоновочная схема кольцевой камеры сгорания с обозначеиием основных узлов и элементов конструкции показана иа рис. 8.7.
Наружный корпус камеры сгорания 14 является силовым элементом двигателя, воспринимающим силы и моменты, возиика- 398 Ф11 йЮ мэ а о Фэ Дй акм о/д Ю 'М Ф э Ф ° А ФФЮ ЮФФ В,м Ю ~ Ф е Ф Ю1 „. эс а 1э 2 э а ° эй мяк Мэ,ов мам аюма ФФМЮ в'ФФ ~ой ФФ Ф о к 'йй о ей фай ~ а Юв, ам кеес сэ' ао '9 Я Фа как Ф й и.-й и а,„. е э И'.е Х Ф Маем ФФ Ф М ЮЭФФ Ьб ФФЯФ еФ ймой ~ Фвейи о.
йм 399 ющие при работе ГТД. Передним фланцем корпус камеры сгорания соединен с наружным корпусом спрямляющего аппарата последней ступени компрессора 1, а задним — с корпусом первого соплового аппарата турбины 17. Внутренний корпус 4 совместно с наружным корпусом 14 образует проточную часть камеры сгорания, в кольцевом пространстве которой расположена жаровая труба 9. В головной части жаровой трубы располагается фронтовое устройство 7, обеспечивающее устойчивый процесс сгорания топлива, подаваемого форсунками 6.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
