30. Основные элементы конструкции камеры сгорания д-36.
Основными узлами камеры сгорания являются (рис.4.1): корпус из жаропрочной стали,
жаровая труба, 24 одноканальных рабочих форсунок, два пусковых воспламенителя, топливный коллектор, диффузор с направляющим аппаратом седьмой ступени КВД.
Корпус камеры сгорания – сварной конструкции, закреплен между корпусами КВД и
соплового аппарата турбины ВД. На наружной поверхности корпуса камеры сгорания (рис.4.2) смонтированы фланцы для крепления рабочих топливных форсунок, фланцы для двух пусковых воспламенителей, фланцы для отбора воздуха из-за КВД на самолетные нужды, предусмотрены специальные фланцы для осмотра жаровой трубы. Здесь же имеются специальные бобышки для отбора воздуха из-за КВД на топливный регулятор, сигнализатор помпажа и автоматы управления КПВ.
В конструкции камеры сгорания двигателя Д-36 реализованы мероприятия по
повышению равномерности распределения температуры по высоте газовоздушного тракта на
входе в турбину. Коэффициент выделения тепла составляет 0,97÷0,98, что соответствует уровню
современных камер сгорания. Газодинамические потери в камере сгорания не велики, они
характеризуются коэффициентом потерь полного давления, который для камеры сгорания
двигателя составляет σ*=0,95÷0,975.
Количество загрязняющих выбросов газообразных и твердых веществ выделяющихся в
процессе горения, соответствует нормам ИКАО.
Теплонапряженность камеры сгорания QV=(3÷5)·106 Дж/ч·м3·Па. Температура достигает
величин 1350 ÷1550 0К. Такой температуре соответствует коэффициент избытка воздуха в смеси
α= 3,5...4,5.
Двигатель имеет прямоточную камеру сгорания с кольцевой жаровой трубой, которая
обеспечивает надежное и одновременное воспламенение топлива за всеми рабочими форсунками
при запуске двигателя, хорошее перемешивание первичного и вторичного воздуха.
Основными узлами камеры сгорания являются (рис.4.1): корпус из жаропрочной стали,
жаровая труба, 24 одноканальных рабочих форсунок, два пусковых воспламенителя, топливный
коллектор, диффузор с направляющим аппаратом седьмой ступени КВД.
Корпус камеры сгорания – сварной конструкции, закреплен между корпусами КВД и
соплового аппарата турбины ВД. На наружной поверхности корпуса камеры сгорания (рис.4.2)
смонтированы фланцы для крепления рабочих топливных форсунок, фланцы для двух пусковых
воспламенителей, фланцы для отбора воздуха из-за КВД на самолетные нужды, предусмотрены
специальные фланцы для осмотра жаровой трубы. Здесь же имеются специальные бобышки для
отбора воздуха из-за КВД на топливный регулятор, сигнализатор помпажа и автоматы управления
КПВ.
31. Материалы применяемые при изготовлении двигателя.
В авиационных двигателях широкое применение нашли жаростойкие и жаропрочные
никелевые сплавы. В качестве жаростойких применяют сплавы Хн60вт
(Вж98ЭИ868), Хн50вмтюб (ЭП648), Хн68вмтюк (ЭП693), Хн56вмтю (ЭП199) и др.
В области самолетостроения и производства авиационных двигателей титан все больше вытесняет алюминий и нержавеющую сталь. С повышением температуры алюминий быстро утрачивает свою прочность. С другой стороны, титан обладает явным преимуществом в отношении прочности при температуре до 430° С, а повышенные температуры такого порядка возникают при больших скоростях благодаря аэродинамическому нагреванию. Преимущество замены стали титаном в авиации заключается в снижении веса без потери прочности. Общее снижение веса с повышением показателей при повышенных температурах позволяет увеличить полезную нагрузку, дальность действия и маневренность самолетов. Этим объясняются усилия, направленные на расширение применения титана в самолетостроении при производстве двигателей, постройке фюзеляжей, изготовлении обшивки и даже крепежных деталей.
Также применяются следующие материалы:
Колеса отдельных ступеней:
T<200ºC – магниевые сплавы (АМ3)
T<200-250ºC – АК2, АК4, ВД17
T<450-550ºC – титановые сплавы (ВТ3-1, ВТ8, ВТ10) и жаропрочные стали (30ХНМА, 30ХГСА, 18Х2Н4МА, 40Х2МА)
Вал компрессора и ротора: 18ХНВА, 30ХГСА, 40ХНМА