10.2 Относительный расход топлива и температура перед турбиной
Камера сгорания должна поставить горячий газ в турбину на уровне, который допускается и нормально переносится турбиной. Температура первого ротора турбины является критической, а температура на выходе из статора (T41) определяется смешением горячего газа с охлаждающим воздухом и, поэтому, её величина немного меньше. Для современных гражданских двигателей величина температуры не превышает значения 1850 K, но для перспективных боевых двигателей, встающих на вооружение авиации в ближайшее время, величина этой температуры может быть несколько выше, в районе 2300 K. (Стехиометрическое горение топлива повышает величину этой температуры до значения в 2 600 K.) Относительный расход топлива, найденный в упражнении 10.1 равен значению 0.0272, в котором температура на выходе из компрессора равна 917.5 К, а температура на входе в турбину составляет 1 700 К; при повышении температуры на входе в турбину до величины 1 850 К, величина отношения повысилась бы до значения 0.0319. (Для двигателей боевых летательных аппаратов максимальное значение относительного расхода топлива имеет несколько большую величину при меньшем числе Маха полёта, это происходит потому, что температура на выходе из камеры сгорания для военного двигателя выше, но при этом температура воздуха на входе в камеру сгорания ниже, потому что отношение давлений значительно понижается).
Трудность применением углеводородного топлива состоит в том, что оно не будет поддерживать процесс горения, если отношение топливно-воздушной смеси ниже стехиометрического, которой, как выяснено из упражнения 11.1, является равным 0.0676. Это наглядно проиллюстрировано на рисунке 11.10. Топливо, введённое струёй или брызгами, испаряется в окружающей среде. Большая часть воздуха за компрессором отбирается чтобы избежать попадания в область, где находится обогащённое топливо, предназначенное для ввода его в камеру сгорания с топливно-воздушным отношением приблизительно 0.25 на взлёте и 0.1 на малом газе. Дополнительный воздух тогда подаётся через отверстия в камере сгорания для выравнивания температуры так, чтобы температура законченного процесса горения уменьшилась и была приемлема для дальнейшего входа в турбину, а эффект от полного сжигания топлива и отношение топливно-воздушной смеси принимало значения, составляющее 0.03. Воздух, входящий в зону разбавления (смешения) также образует охлаждающий слой прохладного воздуха на стенах и изменяет температуру радиального профиля на выходе, до более подходящего значения для входа в турбину. (Желательно иметь более высокие значения температур на внешних радиусах турбины, потому что более высокая скорость лопатки уменьшает относительную температуру торможения, кроме того, у корня лопатки турбины напряжение принимает самое высокое значение).
Рисунок 10.1 Схематическое решение распределения охлаждающей струи в камере сгорания.
Так как температура на выходе из камеры сгорания завышена туда подаётся некоторое количество воздуха, чтобы охладить стенки и изменить радиальный профиль в пределах стехиометрического горения (когда используется весь кислород, содержащийся в воздухе). Одновременно с повышением температуры в камере сгорания повышается температура всех её составляющих элементов.
2. Принцип работы ГТД. (4.1)