Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 76
Текст из файла (страница 76)
В зависимости от способа подачи охладителя различают два типа комбинированного охлаждения: комбинированное охлаждение перфорированных стенок, когда охладитель подается перпендикулярно скорости горячего потока газа через систему часто расположенных отверстий небольшого диаметра, и струйное комбинированное охлаждение, когда охладитель подается параллельно скорости горячего потока газа через отдельные щели. 408 Эффективность комбинированного охлаждения зависит от структуры теплового потока. Холодная воздушная завеса вблизи горячей стороны стенки уменьшает конвективный поток тепла, а лучистый поток пропускает практически без изменения.
Для надежного охлаждения стенок необходимо радикальное уменьшение излучения продуктов сгорания, что может быть достигнуто при совершенствовании процесса сгорания за счет улучшения смешения топлива с воздухом, рационального повышения скоростного режима работы камеры при обеспечении высокой полноты сгорания, уменьшения объемов зоны обратных токов и др. В основных камерах сгорания авиационных ГТД наиболее распространенной является схема струйного охлаждения стенок жаровых труб.
Принципиальная схема струйного послойного охлаждения жаровой трубы приведена на рис. 8.16. Воздух из кольцевого канала через охлаждающие отверстия подводится в полость между стенкой жаровой трубы и козырьком и далее вытекает через кольцевую щель, защищая стенку от не. посредственного контакта с продуктами сгорания. Если вблизи стенки находятся продукты сгорания с сс < 1, то при адуве охлаждающего воздуха может произойти горение топлива. Для предотвращения горения необходимо полностью изолировать стенку охлаждающим воздухом.
Для этого длину охлаждаемой стенки нужно уменьшить до величины начального участка спутной струи, а также обеспечить равномерность потока по высоте и окружности кольцевой щели охлаждения. На рис. 8.17 приведены некоторые конструктивные решения охлаждаемых стенок жаровых труб традиционных камер сгорания с умеренным уровнем параметров (р„" ~ 150 кПа, Т„'= 700 К, Т„ '=- 1500 К). Для повышения эффективности охлаждения длину секций жаровой трубы сокращают до 12 ...
15 мм при высоте щели 1,0 ... 1,5 мм. Отверстия для подвода охлаждающего воздуха выполняют малого диаметра — 0,8 ... 1,2 мм, а отношение шага между отверстиями к диаметру отверстий 1/51 = 1,5 ... 2. Длина козырька должна быть не менее 2,5 ... 3 от высоты щели. В ряде конструкций используют эффект теплопроводности материала стенки за счет дополнительного оребрения. На рис. 8.18 показаны схемные решения повышения эффективности охлаждения стенок жаровых труб. Представляет интерес конструкция жаровой трубы с двойными стенками.
В этой схеме эффективность охлаждения увеличивается за счет повышенного конвективного Рис. 8.18. Схема послойного охлеждеиия жаровой трубы: — длянв ковырька; 1 — дляна н охл оклаждаемой секцяя ! ала ево М Ь м й 8 м м о о „" М е 5." о ~ в и м 8„ м м $ о Ц м ю. ! 8 'о м и со о О е Рнс. 8.18. Повышение эффективности охлаждения стенок жаровых труб: с — послойное охлаждение точеных секпнй короткой длины; б — охлвждвемаи секння с двойнымя стенками; ! — силовая оболочке; 3 — «плавающая панеле: 3 — подвод охлаждающего воадуха; е — ввщвтная пелена воадуха; е — многослойвмй пронипвеммй материал тапа «ламиллой»; ! — первый слой. 3 — второй слой; 3 — третий слой теплообмена при течении воздуха между стенками и дополнительного оребрения, Кроме того, в этой конструкции обеспечивается силовая разгрузка горячей стенки от термических напряжений за счет плавающей панели.
Для охлаждения жаровых труб возможно также применение проницаемых многослойных материалов типа «ламиллоя». Топливные форсунки. В камерах сгорания ГТД для распыливания топлива используют в основном двухканальные центробежные форсунки. На рис. 8.19 приведена конструкция центробежной двухсопловой форсуики и ее расходная характеристика. Топливная форсунка (рис.
8319) состоит из корпуса 1 со штуцерами и каналами основного и дополнительного контуров, фильтров 2, разделительной втулки 3, дополнительного 4 и основного 5 сопла, уплотнительных шайб, гайки с противонагарным экраном 6. Подача топлива при запуске двигателя осуществляется через дополнительный контур форсунки. На всех остальных режимах работают оба контура, дрг Рис. 8.19.
Цеитробемиая топливная форсунка: à — корпус; 2 — фильтр: а — рааделительная втулка; а — сопле дополнительного контура(малого гева1; Б — сопло основного контура; 6 — гайка с противоиагарнмм екраяом; Ч п — расход черен доеоииительимй контур; ЧХ вЂ” суммарный расход; Ьр — перет пад давления топлява В современных конструкциях камер сгорания все большее распространение находят топливные форсунки с низконапорной системой топливоотдачи и аэродинамическим (воздушным) распылом топлива. Преимуществом низконапорных форсунок с аэродинамическим распылом топлива является повышение качества смешения топлива с воздухом во фронтовом устройстве, что позволяет улучшить эмиссионные характеристики и снизить лучистый поток тепла от зоны горения.
Низконапорные системы топливоподачи позволяют значительно повысить ресурс и надежность топливных насосов и снизить массу агрегатов, что особенно важно для авиационных двигателей. В качестве топливных форсунок во фронтовых устройствах с аэродинамическим распылом используются центробежные или струйные одноконтурные форсунки. Диапазон регулирования в таких форсунках можно получить за счет последовательного включения в работу отдельных групп форсунок. На рис. 8.20 показана схема аэродинамической форсунки с двойным завихрителем. В этой форсунке топливная пелена распыливается скоростным потоком воздуха, а возникающий 412 аэрозоль подается на границу раздела противоположно вращающихся от лопаточных завихрителей потоков воздуха.
Другим способом подготовки топлива для горения является нагрев жидкого топлива и его полное испарение в специальном устройстве до начала процесса сгорания (см. рис. 8.10, г). В испарительных системах отношение расходов воздуха и топлива принимают близким к 3 при скорости воздуха около 40 м1с. Остальной воздух первичной зоны подводится через воздушные патрубки или щели в головке и участвует в горении с топливо- воздушной смесью. Процесс горения формируется вокруг испарительных трубок и за ними. Схема распыливания топлива вращающейся форсункой показана на рис.
8.2, в. Система розжига камеры сгорания. Розжиг камеры сгорания или, точнее, поджигание топлнвовоздушной смеси в жаровой трубе осуществляется электрической свечой непосредственного розжига или специальным воспламенителем (рис. 8.21). На рис. 8.2!, а показан элемент конструкции кольцевой камеры сгорания ТРДД с установленной э головку жаровой трубы свечой непосредственного розжига.
Свеча 2 устанавливается в корпусе специальной втулки 7. Для повышения надежности розжига через штуцер ! в зазор между втулкой н корпусом свечи подводится кислород, поступающий через специальные отверстия в зону головки жаровой трубы около торца свечи. Соединение свечи с головкой жаровой трубы 4 производится через уплотнительное кольцо 3.
Топливо в зону свечи подается форсунками основного топливного коллектора Б. Для защиты свечи от перегрева в процессе длительной работы камеры сгорания обеспечивается обдув корпуса и торца свечи воздухом из кольцевого канала камеры сгорания. Другим способом розжига камеры сгорания ГТД, также получившим широкое распространение в авиационных двигателях, является поджигание топливовоздушной смеси в жаровой трубе от газовой струи пускового воспламенителя. Пусковой воспламенитель является миниатюрной камерой сгорания с автономной системой топливоподачи и розжига (рис.
8.21, б). Он состоит из корпуса 8, электрической свечи у, пусковой форсунки 1О и кислородного штуцера 1. Воздух из кольцевого ка- 1 нала камеры сгорания через отверстия в корпусе воспламенителя подается внутрь воспламенителя на экран, который образует зону обратных токов и стабилизирует процесс сгорания. Рис. 8.20. Форсунка с авродииамическим рас- пылом топлива: П 2 — вовдумимя поток черен нарумкмй к виутраиавй вввикрвтели; й — подача топлива 413 х х х х о о. Й о х 8 о 414 Йй 61 Фй м а 6 х 66 ох 1 х « й. ..66 х 6.6 6 ай х «« ~ха о о х х «« о»а за" 1о 66 ахх 316 3 Ф '"~а оао Ф « 66„ 666 я й ю а 16 к "ва о й,.
ай в ох 6 6йц 666 6 йх 6. 6,.» 1х~ хай Для повышения надежности розжига и увеличения температуры факела горячего газа через штуцер 1 в полость воспламенителя подводится кислород, который дозируется по объему воспламенителя системой мелких отверстий в экране 12. Выходная часть корпуса воспламенителя входит в патрубок 11, который соединяет полость воспламенителя с головками жаровых труб.
В процессе работы воспламенителя газовый факел поджигает топливовоздушную смесь в основной камере сгорания. 8.3. ВЫПОЛНЕННЫЕ КОНСТРУККИИ КА64ЕР СГОРАНИЯ Ниже рассмотрено конструктивное выполнение камер сгорания нескольких конкретных авиационных ГТД. 8.3.1. Кольцевая камера сгорания ТРДД Общий вид кольцевой камеры сгорания показан на рис. 8.22. Сборочный узел камеры сгорания включает в себя неразъемный корпус камеры сгорания 1, кольцевую жаровую трубу 8, диффузор, состоящий из двух наружных 4 и двух внутренних колец 2, топливный коллектор б с 12-ю одноконтурными форсунками 8, два пусковых воспламенителя 11, кожух наружного контура 10 и ряд других узлов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
