книги из ГПНТБ / Конструкция и эксплуатация турбореактивных двигателей типа М-701 учеб. пособие

I501H

тол

500-

Рис. 31. Организация процесса сгорания и изменение основных па­ раметров газовоздушного потока по длине жаровой трубы. Основные

детали камеры сгорания:

1 — завихритель; — топливная форсунка; 3 жаровая труба; 4 — кожух,

Одновременно в зону горения через рабочие форсунки впрыски­ вается топливо. Устойчивость процесса сгорания в значительной ме­ ре зависит от качества распыла топлива, осуществляемого фор­ сункой. Чем мельче распыл, тем однороднее топливно-воздушная смесь и тем равномернее происходит процесс сгорания.

Форсунки 2 с помощью завихрительной камеры придают топли­ ву на выходе из сопла вращательное движение. Центробежные силы отбрасывают топливо от оси камеры, придавая ему форму конуса с вершиной на выходе из сопла форсунки.

В конусе распыла под воздействием центробежных сил и сил трения о воздух топливо делится на множество мелких частиц с диаметром в сотые доли миллиметра. Эти мельчайшие капельки топлива смешиваются с воздухом, испаряются, и образуют горю-

40

чую топливно-воздушную смесь, воспламеняющуюся от фронта пламени.

Обратными токами внутри конуса, образованными возникшим разрежением и турбулентным перемешиванием, горящая смесь на­ правляется против потока навстречу свежей топливно-воздушной смеси.

Устойчивое сгорание устанавливается при равенстве скорости подвода свежей смеси и скорости распространения пламени, на­ правленного ей навстречу.

Характер изменения основных параметров газовоздушного по­ тока по длине камеры сгорания представлен на рис. 31.

При повышении температуры газа происходит значительный

200 м/сек. Увеличение скорости газа и наличие гидравлических по­ терь сопротивления вызывает падение давления, которое состав­ ляет 0,1—0,2 ат.

Существенное влияние на устойчивость и надежность процесса сгорания оказывает высота полета. С увеличением ее понижается температура и давление атмосферного воздуха, что приводит к ухудшению смесеобразования и испарения топлива, а также умень­ шению скорости горения из-за соответствующего понижения дав­ ления и температуры на входе в камеру. Кроме того, с подъемом на высоту давление топлива в форсунках уменьшается, что также ухудшает качество распыла. Для предотвращения самовыключения двигателя на больших высотах двухканальные форсунки переклю­ чаются на работу одного канала, а топливная автоматика ограни­ чивает падение давления топлива ниже минимально допустимой величины.

С увеличением высоты и скорости полета ухудшаются и усло­ вия запуска двигателя в воздухе, так как скорость воздуха на вхо­ де в камеру сгорания увеличивается, а температура и давление уменьшаются. Это приводит к уменьшению скорости горения, что вызывает неустойчивый факел пламени. Для улучшения условий запуска необходимо уменьшить высоту и скорость полета.

§ 3. Назначение камер сгорания и предъявляемые к ним требования

Камера сгорания предназначена для преобразования химиче­ ской энергии топлива в тепловую'энергию газа.

Для этого конструкция камеры должна обеспечить подготовку смеси (распыл, перемешивание и испарение), уменьшение скоро­ сти воздушного потока, устойчивое горение и охлаждение продук­ тов сгорания вторичным воздухом.

Устойчивость процессов сгорания в значительной степени оп­ ределяет основные эксплуатационные характеристики ГТД: на-

41

дежность запуска и работы, тягу и удельный расход топлива. Это обусловливает предъявление к камерам сгорания ряда требований, основными из которых являются:

1. Надежное воспламенение топлива при запуске двигателя на земле и в полете на больших высотах и скоростях.

2.Устойчивое горение (отсутствие пульсаций, срывов и затуха­ ния пламени) при всех режимах работы двигателя и условиях по­ лета самолета.

3.Высокая полнота сгорания топлива, характеризуемая коэф­ фициентом выделения тепла 1=0,95^-0,98. Этот коэффициент пока­ зывает, какая часть тепла теряется за счет неполноты сгорания, от­

вода тепла через стенки камеры и поглощения части тепла (вследст­ вие разложения (диссоциации) молекул топлива под действием вы­ сокой температуры.

4. Высокая теплонапряженность, под которой понимается отно­ шение тепла, введенного в камеру сгорания за час, к объему ка­ меры и давлению воздуха на в ходе в нее:

Р2 — давление воздуха на входе в камеру сгорания (атм). Высокая теплонапряженность обусловливает малый вес и габа­

риты камеры сгорания. Теплонапряженность камер сгорания со­ временных двигателей достигает (40—50) 106 кал/м3 • ч • атм, что ста­ ло возможным при хорошей организации процесса сгорания.

5. Небольшие гидравлические потери, которые не должны пре­ вышать 3—5%. Наиболее существенное влияние гидравлические потери в камере оказывают на двигатели с малой степенью повы­ шения давления.

температурой вызывает местные перегревы лопаток соплового ап­ парата и термические напряжения в лопатках турбины, что в зна­ чительной степени отражается на надежности двигателя.

Неравномерное поле температур газа по окружности и по вы­ соте объясняется различной скоростью воздуха во входном патруб­ ке камеры сгорания. В области высоких'скоростей температура га­ за ниже, в области низких скоростей, наоборот, выше.

Неравномерность поля температур зависит от неоднородности распыла топлива форсунками.

Наибольшую неравномерность температурного поля имеют ин­ дивидуальные камеры сгорания, которым свойствена сложная

42

динамика потока газов. По периферии жаровой трубы устанавли­ вается движение газа вдоль камеры с различными по величине ско­ ростями. В центральной части трубы возникает зона обратного то­ ка.

Регулированию температурного поля при изготовлении и ре­ монте двигателя придается большое значение. Техническими тре­ бованиями ограничивается как среднезамеренная температура га­ за, так и разница в показаниях отдельных термопар.

Для выравнивания температурного поля производят кольцева­ ние патрубков газосборника, создавая на входе в турбину кольце­ вую полость, которая обеспечивает перемешивание газов, вытекаю­ щих из отдельных жаровых труб.

7. Надежность в работе — удобство осмотров, проверок и за­ мены деталей камер, в том числе и жаровых труб в условиях экс­ плуатации. Элементы камеры сгорания, особенно жаровые трубы, работают в тяжелых температурных условиях. Стенки жаровой тру­ бы нагреваются до температур 800—900°С, причем максимальные температуры имеют место в ее средней части.

Температура стенок существенно меняется по длине, что обус­ ловливается количеством подводимого охлаждающего воздуха, и по окружности. Изменение температур стенок происходит при уве­ личении или уменьшении режима работы двигателя.

Резкие перепады температур, возникающие в стенках жаровых труб при несоблюдении правил прогрева двигателя и его охлажде­ ния перед остановкой, вызывают трещины и выпадение материа­ ла.

Нарушение в работе топливных форсунок приводит к перегреву и прогару жаровых труб.

Ненормальная работа топливных форсунок возникает вследст­ вие засорения их каналов и фильтров коксом или посторонними частицами.

' К местным перегревам может привести также отложение на­ гара на внутренней стенке жаровой трубы, которое вызывает из­ менение характера протекания и деформацию газового потока.

Повышение надежности жаровых труб достигается увеличением теплопроводности, снижением коэффициента линейного расшире­ ния и повышением жаропрочности материала. Одним из конструк­ тивных приемов в этом направлении является покрытие эмалью внутренней поверхности жаровых труб.

Тяжелые температурные условия работы жаровых труб усу­ губляются воздействием вибрационных нагрузок, возникающих при пульсирующем давлении газового потока.

Поэтому соблюдение требований по прогреву и охлаждению двигателя, своевременное выявление и замена в процессе эксплуа­ тации дефектных топливных форсунок и жаровых труб с трещина­ ми и прогарами имеет большое значение в обеспечении надехіной работы камеры сгорания.

43

III. ПРОЦЕСС РАСШИРЕНИЯ ГАЗОВ В ТУРБИНЕ

ИРЕАКТИВНОМ СОПЛЕ

§1. Назначение газовой турбины и ее основные

элементы

Газовая турбина предназначена для преобразования тепловой и кинетической энергии газа, выходящего из камеры сгорания, в ме­ ханическую работу.

Механическая энергия затрачивается на вращение компрессо­ ра, агрегатов двигателя и самолета, воздушного винта ТВД или

§ 2. Принцип работы ступени турбины. Мощность, развиваемая турбиной

Газ из камеры сгорания попадает в сопловой аппарат и затем на рабочие лопатки турбины.

44

Ступень турбины с проекцией лопаток соплового аппарата и лопаток рабочего колеса представлена на рис. 33.

Лопатки соплового аппарата спроектированы таким образом, что каналы, образуемые лопатками, сужаются по направлению дви­ жения газа (от входа к выходу), а скорость газа увеличивается

(С'з>С3 ).

Таким образом, некоторая часть потенциальной энергии газа (энергии давления) в сопловом аппарате преобразуется в кинети­ ческую энергию (скорость). С увеличением скорости давление и температура газового потока в межлопаточных каналах уменьша­ ются. После соплового аппарата газ с большой скоростью направ­ ляется на рабочие лопатки турбины и, воздействуя на них, приво­ дит во вращение ротор турбины.

Лопатки рабочего колеса проектируются так, чтобы направле­ ние входной кромки лопатки совпало с направлением относитель­ ной скорости WY (рис. 33). Межлопаточные каналы рабочего ко-

Рис. 33. Ступень турбины с треугольниками скоростей на входе и выходе •из лопаток турбины. Изменение параметров потока в элементах турбины

45

леса выполняются суживающимися, что приводит к увеличению от­

скорость газа за рабочими лопатками значительно ниже, чем ско­ рость на выходе из соплового аппарата С3"<СЯ'. Это объясняется тем, что часть кинетической энергии, полученной газом при его расширении в сопловом аппарате, используется для вращения ро­ тора турбины.

Рис. 34. Схема действия сил на лопатку турбины

При движении потока газа в криволинейных каналах межлопа­ точного пространства и колеса турбины частицы газа отбрасыва­ ются к вогнутой поверхности лопатки, создавая зону повышенного давления, а на выпуклой поверхности — зону разрежения.

Под действием разности давлений на вогнутой и выпуклой по­ верхностях возникает аэродинамическая сила, пропорциональная скорости и углу поворота потока, которая называется активной (рис. 34).

В межлопаточном канале рабочих лопаток, как уже отмеча­ лось, происходит падение давления, что приводит к ускорению га­ зового потока, которое вызывает появление реактивной силы. Ре­ активная сила, так же как и активная, воздействует на лопатки турбины. Суммируясь между собой, эти силы создают, усилия на лопатках, которые образуют крутящий момент на валу ротора.

46

Величина окружного усилия на рабочих лопатках пропорцио­ нальна изменению количества движения газа в межлопаточных ка­ налах рабочего колеса, то есть

g

где AW„ —• сумма окружных составляющих относительных ско­ ростей газа на входе и выходе из колеса.

Мощность, развиваемая турбиной, будет равна произведению' окружного усилия на окружную скорость:

Л ^ ^ л . с.

т75

Газовые турбины в зависимости от принципа действия делятся на реактивные и активные.

Реактивными называются турбины, в суживающихся межло­ паточных каналах которых происходит расширение газа, совер­ шающего работу. Относительная скорость при этом возрастает— Wa">W3' (рис. 33), и на лопатки воздействует сумма активной и реактивной сил.

Активными называются турбины, в постоянных по сечению меж­ лопаточных каналах которых расширение газов не происходит, от­ носительная скорость не меняется — W Y = №3 ", а окружное усилие образуется вследствие воздействия только активной силы.

Реактивные турбины благодаря меньшим потерям и более вы­ сокому коэффициенту полезного действия нашли широкое приме­

ловым аппаратом и рабочим колесом характеризуется степенью ре­ активности р. Степенью реактивности называется отношение теп­

турбинах ГТД степень реактивности на среднем диаметре состав­ ляет 0,35 -4-0,45.

§ 3. Коэффициенты полезного действия турбины

Совершенство газовой турбины ГТД принято оценивать адиа­ батическим и эффективным коэффициентами полезного действия.

47

Потенциальная энергия газа в турбине, как уже отмечалось, преобразуется в механическую работу, теряется на преодоление гидравлических сопротивлений и расходуется на увеличение кине­ тической энергии потока. Эта энергия используется в реактивном сопле для получения тяги. Поэтому полезная работа турбины пред­ ставляет собой сумму механической работы и кинетической энер­ гии газа за турбиной:

Адиабатическим к.п.д. турбины называется отношение полез­ ной работы к располагаемой адиабатической работе:

где Я а д — располагаемый, адиабатический теплоперепад;

ЛГад= Ср[Тг—• 72ад)',

—=427 кгмікал — механический эквивалент тепла.

А

С уменьшением гидравлических потерь возрастает действитель­ ный перепад, определяющий механическую работу и кинетическую энергию, и адиабатический к. п. д. увеличивается. Адиабатический

к.п. д. характеризует совершенство проточной части турбины. Эффективным к. п. д. турбины называется отношение механи­

ческой работы (на валу), к располагаемой адиабатической работе:

«ад

Эффективный к. п. д. характеризует совершенство турбины как машины, преобразующей потенциальную энергию в механическую работу, без учета работы, переходящей в кинетическую энергию газа.

Адиабатический к. п. д. газовых турбин, работающих в системе ГТД, составляет 0,9—0,92, а эффективный к.п.д. — 0,65—0,85.

§ 4. Допустимая температура газов перед турбиной

Температура газов перед турбиной, как уже отмечалось в I гла­ ве, является одним из основных и наиболее эффективных факто­ ров, улучшающих эксплуатационные характеристики двигателя. Поэтому основной тенденцией в совершенствовании авиационных

48

рии. Характер изменения температуры газов, теплоотзод в диск и кор­ пус определяют температуру пера лопатки турбины ія. Изменение температуры лопатки по высоте пера показано на рис. 36: а. Следо­ вательно, по высоте пера лопатки будет меняться и предел проч­ ности материала лопатки ств (рис. 36,6).

На лопатку действуют центробежные и изгибающие силы, соз­ дающие напряжения, суммарное значение которых по длине лолатки показано на рис. 36,6. Отношение предела прочности мате-

Рис. 36. Характер изменения по длине лопатки суммарных напря­ жений, предела прочности и запаса прочности