Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / 6-2-Skhemy_KS

Широкие пределы устойчивого горения. Пределы устойчивого горения определяются условиями эксплуатации самолета. Пламя не должно погасать в заданном диапазоне изменения отношения топлива/воздух, давления, скорости и при попадании на вход двигателя воды, льда и посторонних предметов.

Надежный розжиг топлива в земных и высотных условиях. В земных условиях розжиг должен быть обеспечен в диапазоне температур от минус 40° до плюс 40°С. Должен быть обеспечен розжиг топлива в условиях высокогорного аэродрома – до высоты 4,5 км. Высотность розжига для гражданских самолетов – 9 км.

Отсутствие пульсаций давления (вибрационного горения).

Поле температур на выходе из КС. Поле температур должно в радиальном направлении иметь эпюру, определяемую предельно допустимыми напряжениями в рабочих лопатках турбины и соплового аппарата. Конкретный характер эпюры температур по радиусу лопатки выбирают в зависимости от конструктивных особенностей турбины (величины и формы рабочей лопатки, ее материала, способа охлаждения и т.д.).

Рабочая лопатка турбины при своем вращении воспринимает среднюю температуру за КС. Поэтому для оценки неравномерности поля температур, воздействующих на рабочие лопатки, необходимы температуры, осредн¸нные на i-м радиусе. Такая неравномерность задается радиальной эпюрой (см. Рис. 6.3) относительных средних избыточных температур (определения даны в соответствии с отраслевым стандартом [6.1]):

ãäå θ iCP - относительная средняя избыточная температура газа на i-м радиусе выходного сечения КС;

Ò*Ãi- средняя температура на i радиусе;

Ò*Ã - средняя температура газа на выходеиз КС; Ò*Ê- температура воздуха на входе в КС.

Кроме того, для обеспечения работы лопаток соплового аппарата турбины задается радиальная эпюра максимальных относительных избыточных температур газа на выходе из КС, которая определяется как:

выходного сечения КС;

Максимальная неравномерность поля температуры газа за КС характеризуется величиной, называемой максимальной относительной избыточ-

ãäå Ò*Ãmax- максимальное значение температуры газа за КС

Уровень выбросов. Уровень выбросов дыма (SN (Smoke number)), несгоревшего топлива и газообразных веществ, загрязняющих атмосферу - оксидов азота (NOx), оксидов углерода (СО), несгоревших углеводородов (НС) - должен соответствовать международным нормам ИКАО [6.2] и Авиационным правилам [6.3].

На элементах конструкции КС не должен откладываться нагар.

Способность работать на различных топливах как отечественных, так и зарубежных.

Рисунок 6.3 – Радиальные эпюры температур газа за КС

6.2 – Схемы КС

При всем разнообразии конструкций КС ее схему и происходящие в ней процессы можно представить следующим образом (см. Рис. 6.4 и 6.5). Воздух поступает из компрессора в КС с большой скоростью - в современных двигателях до 150 м/с. Потери полного давления в КС при подводе тепла к - потоку, движущемуся с такой скоростью, были бы недопустимыми и достигали бы четвертой части по-

ливо подается в жаровую трубу через форсунки 8. В первичной зоне с помощью фронтового устройства (ФУ) 9 организуется зона с малыми скоростями. В этой зоне процесс горения поддерживается за счет циркуляционного течения продуктов сгорания, непрерывно поджигающих свежую топливовоздушную смесь (ТВС). При запуске двигателя воспламенение ТВС в КС осуществляется с помощью электрической свечи 10 или воспламенителя (см. раздел 6.4.5).

Циркуляционное течение в первичной зоне обеспечивает стабильность и эффективность горения. Отношение расхода топлива и воздуха в первичной зоне является важнейшим фактором, влияющим на процесс горения и рабочие характеристики КС. Для обеспечения устойчивого процесса горения на всех режимах работы двигателя в первичную зону подается только часть воздуха. В зависимости от способа сжигания топлива это количество воздуха может меняться (см. раздел 6.3.2.). На Рис. 6.4 приведено распределение воздуха в жаровой трубе для типичной КС, где 20% воздуха поступает во ФУ, а 80% в жаровую трубу(20% в зону горения, 20% в зону смешения и 40% на охлаждение стенок). Иногда первичную зону (зону горения) разделяют на две зоны - зону циркуляции и зону догорания топлива (промежуточную зону).

В зоне смешения продукты сгорания разбавляются воздухом до требуемой температуры, тем самым на выходе из КС формируется стабильное и оптимальное поля температур для обеспечения работоспособности турбины.

6.2.1 – Основные схемы КС

Наибольшее распространение в ГТД получи- ли три схемы КС - трубчатые, трубчато-кольцевые

èкольцевые.

Âтрубчатой КС каждая жаровая труба имеет отдельный корпус и образует индивидуальную трубчатую КС (см. Рис. 6.6). В авиационных ГТД КС такой схемы выполняют в виде блока из нескольких индивидуальных трубчатых КС. На Рис. 6.6 показана трубчатая КС с восемью индивидуальными трубчатыми КС, расположенными вокруг внутреннего корпуса 1 двигателя. Корпуса 2 каждой индивидуальной КС соединяются с выходом компрессора при помощи фланца 3. Между собой корпуса индивидуальных КС и жаровые трубы соединены муфтами 4 для переброса пламени при розжиге ТВС и выравнивания давления между жаровыми трубами. Кроме того, корпуса КС соединены между собой дренажными трубами 5 для слива топлива при неудавшемся запуске дви-

гателя. Холодная передняя часть КС, в которой расположена система подачи топлива, отделена от горячей задней части и горячих корпусов турбины, при соприкосновении с которыми может воспламениться топливо, противопожарной перегородкой 6.

Топливо в КС подается через форсунки 7. Топливо к форсункам подается через коллектор 8 первого контура и коллектор 9 второго контура. На входе в КС расположен диффузор 10. Жаровые трубы 1 (см. Рис. 6.7) для фиксации от перемещения

âрадиальном направлении опираются в передней части на форсунку 2, вставленную в завихритель 3, а в осевом направлении фиксируются подвесками 4. Воздух через воздухозаборник 5 поступает в - первичную зону жаровых труб и далее через перфорацию - во ФУ 6 и завихритель. Для обеспечения необходимого соотношения между расходом воздуха и топлива через отверстия 7 дополнительно подводится воздух. Воздух в зону смешения поступает через отверстия 8. Стенки жаровых труб охлаждаются воздухом, проходящим через гофрированные щели 9. Выходная часть жаровых труб 10 телескопически входит в индивидуальные газосборники 1 (см. Рис. 6.8), образующие кольцевой вход

âпервый сопловой аппарат 2 турбины.

Трубчатые КС применялись на ранних ГТД фирмы Rolls-Royce (Nene), Allison (J-33), General Electric (J-47), ФГУП «Завод им. В.Я. Климова» (ВК-1) и др.

Трубчато-кольцевая КС также состоит из нескольких отдельных жаровых труб и газосборников, но располагаются они в общем кольцевом канале между корпусами. На Рис. 6.9 показана трубчато-кольцевая КС двигателя ÏÑ-90À. КС комбинированного типа с двенадцатью жаровыми трубами и кольцевым газосборником. Применение кольцевого газосборника отличает представленную КС от обычных схем трубчато-кольцевых КС с индивидуальными газосборниками.

Рассмотрим конструкцию КС двигателя ПС90А более подробно.

Наружный 1 и внутренний 2 корпусы образуют кольцевой канал, в котором располагаются жаровые трубы 3 и кольцевой газосборник, состоящий из наружного 4 и внутреннего 5 колец. Кроме того, наружный и внутренний корпусы вместе со скрепляющими их двенадцатью силовыми стойками 6 входят в силовую схему двигателя. На входе в КС наружное кольцо 7 и внутреннее 8 диффузора образуют кольцевой диффузорный канал с безотрывным течением в начальном участке и с внезапным расширением потока на выходном участке (см. раздел 6.4.1). Наружное кольцо 7 диффузора

кольцевой канал, в котором происходит формирование на выходе из КС газового потока с наименьшей неравномерностью температур и давлений по окружности и необходимой радиальной эпюрой. Задняя часть кольца газосборника наружного является корпусом соплового аппарата 22 ТВД.

На фланцы наружного корпуса установлены двенадцать перепускных труб 23, которые проходят через проточную часть КС и вставляются во втулки на корпусе внутреннем. Через перепускные трубы проходят трубопроводы масляной, воздушной и суфлирующей систем двигателя, а также сообщается с наружным контуром полость, расположенная под корпусом внутренним. Для эндоскопического контроля КС на наружном корпусе расположены двенадцать лючков 24.

Трубчато-кольцевые КС получили широкое распространение в ГТД. Наиболее известные двигатели с трубчато-кольцевыми КС – зарубежные RR-Spay, Konway, Tay, JT-8D Pratt&Whitney и оте- чественные Р-11Ф-300, Р-15Б-300, Д-30, Д-30КУ

èего модификации, Ä-30Ô6, ÏÑ-90À è äð.

Âкольцевой КС (см. Рис. 6.10) между образующими кольцевой канал наружным 1 и внутрен-

Рисунок 6.8 – Газосборник трубчатой КС (Печатается с разрешения RollsRoyce plc.)

1 – индивидуальные газосборники;

2 – первый сопловой аппарат турбины.

ним 2 корпусами устанавливается одна жаровая труба 3. На Рис. 6.10 представлен разрез кольцевой камеры сгорания двигателя RB-211.

Корпуса КС вместе с направляющим аппаратом 4 компрессора входят в силовую схему двигателя. На выходе из направляющего аппарата комп-

рессора установлено кольцо диффузора наружное 5, которое вместе со стенкой внутреннего корпуса образует кольцевой диффузор.

Рабочий объем жаровой трубы представляет собой кольцевое пространство между наружной 6, внутренней 7 стенками и фронтовой плитой 8. От

перемещения вдоль оси двигателя жаровая труба зафиксирована подвесками 9. Стенки жаровой трубы изготовлены точением. Воздух на охлаждение стенок подается через несколько поясов отверстий 10. Кроме того, для местного охлаждения в стенках имеется перфорация 11 из мелких отверстий. Для организации горения воздух в жаровую трубу поступает во ФУ, в отверстия 12 первичной зоны и отверстия 13 зоны смешения. Для увеличения пробивной способности струй воздуха в отверстия установлены козырьки 14 и втулки 15. Топливо в КС подается через форсунки 16 с воздушным распылом. Топливо к форсункам поступает по коллекторам 17.

Рисунок 6.11 – Испарительная кольцевая КС (Печатается с разрешения RollsRoyce plc.)

1 – испарительное устройство;

2 – форсунка ; 3 – жаровая труба

Наружное кольцо диффузора образует вместе с наружным корпусом полость 18, из которой че- рез фланцы 19 отбирается воздух на самолетные нужды.

Наружный корпус КС имеет двойную стенку. Внутренняя стенка 20 образует проточную часть КС и предохраняет наружную стенку от потока тепла от горячей жаровой трубы. Наружная стенка корпуса – силовая. Она воспринимает усилия от внутреннего давления и осевых сил. Между стенками корпуса проходит воздух, отбираемый из КС на охлаждение турбины.

Кроме рассмотренных основных схем существует большое количество КС, которые имеют особенности конструкции для удовлетворения требований, предъявляемых к конкретной КС. Так, по конструкции ФУ жаровых труб различают КС испарительные (см. Рис. 6.11) и многофорсуночные (см. Рис. 6.27). Испарительные КС отличаются от обычных только наличием специального испарительного устройства 1 (см. Рис. 6.11), в которое форсункой 2 подается топливо и небольшое коли- чество воздуха (α = 0,25…0,3), чтобы ТВС не воспламенилась в испарительном устройстве. При попадании топлива на горячие стенки испарительного устройства топливо испаряется, перемешивается с воздухом, и подготовленная ТВС поступает в жаровую трубу 3. Такие КС не получили широкого распространения из-за проблем с коксованием топлива в испарительном устройстве и проскоком в него пламени.

В зависимости от направления проходящего через КС потока, они делятся на прямоточные, (все рассмотренные выше) и противоточные, в которых поток меняет свое направление. На Рис. 6.12 представлена одна из ранних разработок противоточ- ной КС фирмы Rolls-Royce. Воздух поступает из компрессора через патрубок 1 в пространство между корпусом 2 и жаровой трубой 3, затем входит через ФУ 4, завихритель 5, патрубки 6 и отверстия 7 в жаровую трубу. Топливо подается в жаровую трубу форсункой 8. Происходит сгорание топлива по обычной схеме, и горячие газы через трубу 9 поступают на вход турбины. Противоточные КС из-за смены направления пока имеют повышенные потери давления и применяются в основном на двигателях имеющих ограничения по габаритам в длину. Пример противоточной КС приведен на Рис. 6.13.

К особой группе относятся двухзонные КС, созданные для обеспечения низкой эмиссии вредных веществ. Они будут рассмотрены в разделе 6.3.4.

6.2.2 – Выбор схемы КС

Выбор схемы КС зависит от назначения двигателя и от предъявляемых к нему специальных требований. Спроектированные для одного и того же двигателя трубчато-кольцевая и кольцевая КС имеют практически одинаковые характеристики, хотя каждая схема имеет свои индивидуальные достоинства и недостатки.

В трубчато-кольцевой КС имеется возможность равномерного подвода воздуха к подаваемому топливу. Это важное обстоятельство позволяет хорошо организовать процесс горения и смешения

âжаровой трубе. Благодаря этому камера имеет высокую полноту сгорания, низкую неравномерность поля температур газа на выходе, хорошие эмиссионные характеристики. Важным достоинством этой схемы является возможность испытания и доводки КС на установках с умеренными расходами воздуха.

Кольцевая КС более компактна, имеет несколько меньшие потери полного давления (хотя

âсовременных ГТД минимально допустимые по-

тери полного давления диктуются охлаждаемым сопловым аппаратом турбины). Жаровая труба кольцевой КС, в силу простой формы, более технологична в изготовлении. Меньшая поверхность жаровой трубы требует меньших расходов воздуха на охлаждение ее стенок. Однако сравнительно небольшая поверхность не приводит к снижению массы жаровой трубы, как можно было бы ожидать, поскольку обеспечение необходимой прочности наружной обечайки требует увеличения ее толщины, что соответственно увеличивает массу. Вследствие сильного влияния полей скоростей воздуха на входе в КС на поля температур газа на выходе и трудностей согласования потоков воздуха с подачей топлива в жаровую трубу, поля температур газа в кольцевой КС менее стабильны, чем в труб- чато-кольцевой. Большую трудность в стендовой доводке кольцевой КС представляет необходимость иметь установки с большим расходом воздуха. Несмотря на это в настоящее время кольцевые КС получили наибольшее распространение в авиационных ГТД.

В промышленных ГТД широкое применение находят трубчато-кольцевые КС, поскольку в данном случае одно из первых мест занимает требование по эксплуатационной технологичности (возможности замены узлов КС в эксплуатации вплоть до замены жаровых труб).

6.3 – Проектирование КС

Процесс создания КС, как и любого другого основного узла ГТД состоит из определенных этапов (см. раздел 2.5.1). В данной главе рассматриваются особенности проектирования КС, выбор ее облика, определение требований к составляющим узлам.

Облик КС выбирается, как правило, на базе имеющегося прототипа с учетом традиций и накопленного опыта предприятия, его технологи- ческой и производственной базы, сроков создания. За прототип может быть выбрана ранее спроектированная КС с известными характеристиками, наиболее близко отвечающая предъявляемым требованиям. Следует отметить, что создание КС с нужными характеристиками, надежно работающей в течение заданного ресурса, требует проведения значительного объема эксперимен- тально-доводочных работ, как на установках, так и в системе двигателя. Это также заставляет при проектировании новых КС стремиться в максимальной степени использовать опыт создания и доводки предшествующих образцов.

6.3.1– Исходные данные для проектирования КС

Âперечень исходных данных для выполнения проекта входят:

–общие требования к двигателю и его узлам (см. раздел 2.3);

- специальные требования к КС (см. раздел 6.1);

- результаты термодинамического расчета двигателя на режимах условного цикла взлетно-поса- дочных операций в соответствии со стандартом ИКАО;

- характеристики воздушного потока на входе в КС (интенсивность и масштаб турбулентности, распределение давления, температуры и вектора скорости в окружном и радиальном направлениях); - максимальное располагаемое давление

и температура топлива на входе в КС; - экстремальные соотношения «топливо/воз-

дух» на режимах приемистости и сброса газа; - требования к величине отборов воздуха из

КС: на охлаждение турбины, противообледенительную систему, систему кондиционирования воздуха и перепусков на запуске;

- требования к количеству, расположению и проходным сечениям воздушных, масляных и суфлирующих магистралей, если они проходят через КС.

6.3.2– Определение основных размеров КС

Для определения основных размеров КС выполняется проектировочный расчет, который базируется на основных положениях теории рабоче- го процесса и практическом опыте, накопленном при создании КС авиационных ГТД.

6.3.2.1 – Объем жаровой трубы

Объем жаровой трубы рассчитывается из условия обеспечения заданной полноты сгорания с помощью обобщенной зависимости полноты сгорания топлива от критерия форсирования η Ã = f(ÊV). Расчет обычно выполняется для максимального режима работы ГТД.

Параметр форсирования ÊV по своему физи- ческому смыслу характеризует отношение времени химической реакции ко времени пребывания топлива в КС: