Тема 10 Камера сгорания
В камере сгорания происходит преобразование химической энергии топлива в тепловую энергию с минимально возможными потерями давления и наименьшим количеством эмиссии нежелательных веществ. В камере сгорания необходимо создание завихрений потока, которые предполагают количественное описание. Поведение процесса горения зависит от процесса вихреобразования, от него напрямую зависит выход энергии , детальное вычисление трёхмерного потока и свойств вихрей в камере сгорания до сих пор остаётся невозможным. Поэтому раздел проектирования камеры сгорания данной курса опирается на конструкторские знания и опыт, которые превосходят по своему объёму знания, необходимые и достаточные для проектирования, скажем, компрессора или турбины. Поэтому с камерой сгорания обращаются как с иным компонентом двигателя, темной проблемой, которой является само проектирование камеры сгорания.
Исторически камера сгорания всегда была по праву одной из самых тяжело поддающихся конструированию компонентов. Сжигание водорода по сей день остаётся привлекательным решением, так как многие из проблем камеры сгорания сразу отпадают, но в настоящее время эту мечту не удаётся воплотить в реальность в связи с высокой стоимостью и наличием проблем, возникающих при его использовании. Водород должен был превращаться в жидкость, что требовало бы увеличения необходимого уровня изоляции, которая в свою очередь привела бы в непригодность существующие ныне кессонные крылья летательных аппаратов. Наконец плотность жидкого водорода настолько мала, что энергия, запасённая в единице его объёма, была бы в три раза меньше энергии керосина.
10.1 Выделение химической энергии
Внутри камеры сгорания газовой турбины норма выпуска энергии в объёме, превышает величину, необходимую для котла большой паровой электростанции, в 100 раз. Камера сгорания для реактивного двигателя должна иметь малые габариты, соответствующие расстоянию между компрессором и турбиной без возможного воздействия на вал, которое привело бы к увеличению веса и появлению механических колебаний. Жесткость очень важна, так как внешние стены камеры сгорания участвуют в поддержании целостности внешнего кожуха; потому что неподвижность и силы, необходимые для её поддержания обеспечиваются при температурах, значительно ниже допускаемых для продуктов сгорания. Высокий выброс энергии в маленьком объёме становится возможным при повышении давления (для большого гражданского двигателя, совершающего полёт над морем, эта величина составляет 40 бар) и повышенном уровне турбулентности, созданной внутри камеры сгорания, которая благоприятно влияет на процесс горения, смешивая поток воздуха с впрыскиваемым топливом.
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.