Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 78
Текст из файла (страница 78)
Фронтовое устройство жаровой трубы представляет собой ко- нусный лопаточный завихритель, двенадцать лопаток которого обеспечивают закрутку воздушного потока. Жаровые трубы выходными фланцами газосборников крепятся независимо друг от друга на Г-образной кольцевой проточке зад- него фланца корпуса камеры сгорания (сечение К вЂ” К) и удержи- бинь, ваются от осевого перемещения корпусом соплового аппарата тур- ины, а в угловом направлении — фиксаторами, приваренными к фланцам газосборннков-, входящим в пазы на заднем фланце корпуса камеры сгорания. Уплотнение внутренних фланцев га- зосборников жаровых труб с сопловым аппаратом турбины ос- У ществляется через кольцо плавающего типа 11.
Головная часть.; жаровой трубы через сферическое кольцо на втулке лопаточного завихрителя опирается на топливную форсунку. Таким образом, тепловое расширение жаровой трубы компенсируется ее переме- щением по корпусу форсунки в сторону компрессора. Послойное воздушное охлаждение стенок жаровой трубы обес- печивается подводом охлаждающего воздуха через систему охла- ждающих отверстий и щелей на стыке секций 7 и газосборника 8. Для дополнительного охлаждения наружных стенок газосборни- ков, а также для формирования заданной радиальной эпюры .
температуры газа на входе в турбину на газосборниках выпол- нены три ряда отверстий диаметром 5 мм. Наружный корпус камеры сгорания 9 сварной конструкции псе является силовым элементом двигателя. Передним флан ем кори ус соединен с корпусом направляющего аппарата компрессора, а задним — с корпусом соплового аппарата турбины. На диффузорной части корпуса расположены фланцы крепле- ния десяти топливных форсунок 2, двух пусковых воспламените- лей 12, фланцы вывода рессоры привода коробки агрегатов, топливных и масляных трубопроводов, патрубков стравливания давления воздуха из полости трансмиссии и ряд штуцеров для отбора воздуха на нужды двигателя и самолета.
На пилиидрической части корпуса камеры сгорания распола- гаются фланцы для отбора воздуха на сдув пограничного слоя с плоскостей самолета. Проточная часть диффузора камеры сгорания образуется пе- редней частью наружного корпуса 9, стенкой диффузора вн трен- ней 1 и кожухом трансмиссии 5. у Топли опливныефорсунки — двухконтурные, двухсопловые, В гайке форсунки установлен противонагарный экран. Корпус форсункн изготовлен из титанового сплава.
422 Розжиг камеры сгорания производится от двух воспламенителей 12, каждый из которых соединен через патрубок 13 с двумя жаровыми трубами. Переброс пламени в остальные жаровые трубы при запуске, а также выравнивание давления газа в них происходит через соединительные патрубки 14 и втулки 15. 8.3.4. Многофорсуночная камера сгорания ТРДД Схема многофорсуночной камеры сгорания ТРДД и аксонометрическое изображение ее основных узлов показаны на рис. 8.26. Принципиальной особенностью камеры сгорания этой схемы является жаровая труба с многофорсуночным фронтовым устройством и аэрацией топлива, Жаровая труба 8 выполнена из жаропрочных сплавов.
Многофорсуночное фронтовое устройство 5 состоит из корпуса 31, в котором расположены полости топливных коллекторов 1, соединенные радиальными каналами с топливными форсунками 4. 139 топливных форсунок установлены в корпусе головки в два ряда в шахматном порядке: 69 форсунок расположены в наружном ряду (34 пусковые форсунки первого контура и 35 форсунок второго контура) и 70 форсунок второго контура расположены во внутреннем ряду.
Форсунки 4 располагаются в отверстиях 30 корпуса головки 31; вокруг каждой форсунки в корпусе головки выполнены фигурные окна 29 для подвода воздуха к завихрителям 2. Топливо из центробежных форсунок впрыскивается во внутреннюю полость конуса 3. Дополнительно воздух в зону горения подводится через систему отверстий в головке жаровой трубы. Соединение секций головки и жаровой трубы выполнено пайкой через гофрированную ленту, что обеспечивает создание поясов воздушного охлаждения стенок жаровой трубы, Воздух в зону смешения подводится через патрубки 13.
Наружный корпус 11 является сварным узлом, выполненным из жаропрочного сплава. Он состоит из переднего и заднего фланцев, конического и цилиндрического листовых кожухов. На наружном корпусе через фиксаторы 22 и крышки 19 обеспечивается крепление жаровой трубы. Передним фланцем наружный кожух крепится болтами к направляющему аппарату компрессора 20, задним фланцем — к наружному корпусу соплоаого аппарата турбины 12. Внутренний корпус 14 — узел сварной конструкции из жаропрочного сплава; он представляет собой кожух с двумя фланцами, усиленный ребрами жесткости 15. Передним фланцем внутренний корпус крепится к внутренней опоре направляющего аппарата компрессора, а задним — к конусной стенке внутренней опоры соплового аппарата турбины. 423 о 424 а ЙР К ь Фод о ~ о 'о юо ь,о ьо ао; о „о а~ о а, о М Я ао о д Ф5 ф ь о о м ~~о о ао 3„о о Оо 2 о ь 2 оа 1 м--о ооо ооо "аОо Оо о ~О о о ооо ооХ ььо о ь оЗа оюц ~ о.о м ам а оь Ф ооз р.
оа оьа О о о о о о оо о о ы аи ,.З о а ооо ю3 о( д а "до О ою м од М Д аЕ о5 СЧ 6 о ~й о ~о~~ ао а 426 гя ' ха» ° ° й ао«,х «'хаа»ах "хх 3» а а 'йхх Хо»а хо я» » 3 Еойяя$» ох«хй»3 ;Экой «,х х'ах *х х Е "а хв х х —,« 3 я~ох «ха "' а х »хо а к ° ~ахав хааа Вх «ах'6. „а к "хх и нм ~,э охах Хх ахх,х ххй 313 х„ «о й«,„а „ о ха«а »,а 'хх«« ххлх'оо йхйй.
3 *Эха х~ хй а х о ° -а,„хох„ ..о аа Юх ко."о о ххх х' о х о «Х к а о 3 ох о «о 'хай «я3 ~3 яка ..»х хх~»~Ы« И'..- ° х'хх, х ох ах~а а. о, о" 33 а ы х~„»ЕЭ! »кок х о о3 а»3» хх а1» „" 3. х „ох хх»х* й о а, аохх " 3 33~.3 »а. х „ао ах«ах" ~х~ ха " а о о „ах хо~ах 3 х а х ~~хо йах о о.»-к, о хо» хо« аао о «о Зс ~«3 о а« хх аоаа 3 х х «3» ао "..х "3 И ~ ~йвхк вко х х «ххах« Стенки наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания в передней части образуют диффузор с внезапным расширением за счет регламентированных уступов на стенках. Дренированная наружная стенка б обеспечивает отбор воздуха в полость коллектора 7 с последующим его использованием для нужд самолета и двигателя. 8.3.5.
Некоторые направления создания камер сгорания перспективных ГТД За последние годы существенно изменились требования, предьявляемые к камерам сгорания. Основное внимание уделяется компактности камер сгорания, высокой надежности, экономичности, пусковым свойствам и снижению вредных выбросов. Обязательным требованием является малая чувствительность камеры сгорания при работе на различных топливах. На рис. 8.27, и приведена схема модернизированной камеры сгорания семейства двигателей СРМ56. В отличие от прототипа Р!01 камера сгорания СРМ56 выполнена уменьшенной длины, что достигнуто благодаря усовершенствованной конструкции фронтового устройства с аэрорацией топлива.
Применение двойных соосных завихрителей с закруткой потока в разные стороны обеспечило хорошее перемешивание топлива с воздухом на короткой длине. Это позволило сократить протяженность зоны горения, уменьшить излучение пламени, а также снизить уровень эмиссии окислов азота и углеводородов. Механически обрабатываемые секции жаровой трубы позволили повысить точность изготовления охлаждаемых каналов и улучшить распределение напряжений в стенках, что в конечном итоге привело к увеличению ресурса. Дальнейшее совершенствование камер сгорания связано с применением двухзонного метода сжигания топлива, позволяющего существенно снизить уровень эмиссии вредных веществ (рис.
8,27, б и в). Одновременно благодаря лучшему использованию объема жаровой трубы двухъярусной схемы удается дополнительно сократить длину камеры сгорания. Это обстоятельство является очень важным, так как в этом случае уменьшается поверхность охлаждаемых стенок и удается снизить расход охлаждающего воздуха. Совершенствование системы охлаждения стенок достигается за счет применения охлаждаемых секций короткой длины (рис. 8.27, б) и секций с двойными стенками сегментной конструкции (рис.
8.27, в). Оценочные данные о сокращении расхода охлаждающего воздуха позволяют предполагать, что будет обеспечено его снижение до 20 ... 25 % вместо 35 ... 40 % в существующих конструкциях камер сгорания. 427 . Рис. 8.21. Схемы перспективных хамер старения: а — камера сгорания двигателя Срыбб с азрацней топлива во фронтовом устройстве; и — двухзоаная камера сгорания с короткими секциями охлаждаемых стенок жаровой трубы; а — двухзонвая короткая камера с двойными (сегментными) стенкаыи жаровой трубы В перспективных конструкциях диффузоры камер сгорания, как правило, делаются с короткой безотрывной частью, а длина жаровых труб постоянно уменьшается.
Так, относительная длина жаровой трубы в авиационных ГТД составляла 1 11т около 4 в 1965 г., 2,7 — в 1975 г.; на перспективных двигателях 1 (1т,„ не превышает 2. Безусловно, что повышение требований к характеристикам и надежности камер сгорания приведет к увеличению объема расчетно-конструкторских работ и экспериментальной отработки камеры сгорания и отдельных ее узлов и элементов при создании перспективных авиационных ГТД.
В табл. 8.3 приведены ориентировочные показатели технического уровня основных параметров камер сгорания в авиационных ГТД следующих поколений. 8.4. РАСЧЕТ ДЕТАЛЕЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ НА ПРОЧНОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ Критериями работоспособности основных узлов камеры сгорания 1корпуса и жаровой трубы) являются длительная прочность, устойчивость и сопротивление усталости. 429 428 Гад Параметр 1993 9ООй 19З7 0,960 0,999 0,995 * 0,995 0,985 0,999 Коэффициент полноты сгорания топлива (режим ввздет» Н = О, М = 0) Чг 0,95 Коэффициент восстановления полного давления (при )ьц = 0,28 ... 0,3) ом.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
