- •1. Определение состава силовой установки, выбор прототипа и его описание
- •1.1. Определение количества двигателей
- •1.2. Описание самолета-прототипа
- •2. Описание трддф ал-31ф
- •2.1. Общие сведения
- •2.2. Компрессор
- •2.2.1. Общая характеристика компрессора
- •2.2.2. Конструкция компрессора низкого давления
- •2.2.3. Переходный корпус
- •2.2.4. Конструкция компрессора высокого давления
- •2.3. Основная камера сгорания
- •2.3.1. Общая характеристика камеры сгорания
- •Материалы деталей основной камеры сгорания
- •2.3.2. Конструкция камеры сгорания
- •2.4. Турбина
- •2.4.1. Общая характеристика турбины
- •2.4.2. Конструкция турбины высокого давления
- •2.4.3. Конструкция турбины низкого давления
- •2.5. Теплообменник
- •2.6. Форсажная камера
- •2.6.1. Общая характеристика форсажной камеры
- •2.6.2. Конструкция форсажной камеры
- •2.7. Выходное сопло
- •2.7.1. Общая характеристика выходного сопла
- •2.7.2. Конструкция выходного сопла
- •2.8. Основные данные двигателя
- •3. Энергетический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (трддф).
- •3.1. Цель. Данные. Допущения методики.
- •3.2. Определение параметров трддф
- •3.2.1. Определение параметров трддф на бесфорсажном режиме.
- •3.2.2. Определение параметров трддф на форсажном режиме.
- •4. Расчет скоростных и высотных характеристик трддф.
- •4.1. Расчет скоростной характеристики
- •4.2. Расчет высотной характеристики.
- •5. Турбина
- •5.1. Общая характеристика турбины
- •5.2. Конструкция турбины высокого давления
- •5.2.1. Ротор турбины высокого давления
- •Толщины стенок лопаток, мм
- •1Лопатка – n 570 материал жс-26
- •2 Лопатка – n 750 материал жс6-у
- •5.2.2. Статор турбины высокого давления
- •5.3. Конструкция турбины низкого давления.
- •5.3.1. Ротор турбины низкого давления.
- •5.3.2. Статор турбины низкого давления
- •5.4. Опора турбины
- •5.5. Охлаждение турбины
- •5.6. Особенности эксплуатации турбины
- •Техническое описание
- •Техническое описание (продолжение):
- •6. Газодинамический расчёт трддф.
- •6.1. Цель. Допущения методики.
- •6.2. Газодинамический расчёт кнд
- •6.2.1. Определение числа ступеней.
- •6.2.2. Расчёт первой ступени.
- •6.2.3. Расчёт последней ступени.
- •6.3. Газодинамический расчёт квд
- •6.3.1. Определение числа ступеней.
- •6.3.2. Расчёт первой ступени.
- •6.3.3. Расчёт последней ступени.
- •6.4. Газодинамический расчёт твд.
- •6.4.1. Определение числа ступеней.
- •6.4.2. Расчёт ступени турбины.
- •6.4.3. Определение размеров на выходе из твд.
- •6.5. Газодинамический расчёт тнд.
- •6.5.1. Определение числа ступеней.
- •6.5.2. Расчёт ступени турбины.
- •6.5.3. Определение размеров на выходе из тнд.
- •6.6. Расчёт камеры сгорания
- •6.7. Расчёт форсажной камеры
- •6.8. Расчёт выходного устройства
- •7. Графическая часть.
- •Список литературы
2.3. Основная камера сгорания
2.3.1. Общая характеристика камеры сгорания
Камера сгорания (КС) – прямоточная, кольцевая, состоит из корпуса с диффузором и жаровой трубы. В КС применён диффузор с фиксированным срывом потока и фронтовое устройство с вихревыми горелками (форкамерами).
Фиксированный срыв стабилизирует потоки в кольцевых каналах камеры и радиальные эпюры температуры газа перед сопловым аппаратом турбины. При этом укороченный диффузор позволил сократить общую длину КС.
Топливо в КС подаётся по двум топливным коллекторам с помощью 28 центробежных двухсопловых форсунок. Топливные коллекторы и трубопроводы подвода топлива теплоизолированы кремнеземной лентой КЛ-11 и металлическим экраном 1Х18Н9Т.
Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется электрической системой зажигания. Запуск КС осуществляется с помощью двух свечей поверхностного разряда, установленных со смещением на ¼ шага от осей вихревых горелок.
Цилиндрическая часть корпусов свечей, входящая в корпус КС, охлаждается воздухом из-за компрессора, который проходит через специальные окна в корпусе свечи и выдувается внутрь жаровой трубы. Торец свечи охлаждается воздухом через систему отверстий в секциях жаровой трубы.
Пусковая система обеспечивает запуск двигателя на земле и в полете, воспламенение топлива при запуске форсажной камеры, прокрутку и ложный запуск двигателя. Для запуска двигателя на земле служит газотурбинный двигатель-энергоузел (ГТДЭ), установленный на выносной коробке приводов самолетных агрегатов (ВКА). ГТДЭ используется также для привода самолетных агрегатов на земле при неработающем двигателе (режим «Энергоузел»).
Таблица 2.2
Материалы деталей основной камеры сгорания
Деталь |
Материал |
Корпус |
ХН62ВМЮТ-ВД |
Жаровая труба |
ЭП-648 |
Фронтовое устройство |
ЭП-99 |
Внутренняя поверхность жаровой трубы |
Покрытие ВКНП-5 (“Рубин”) |
2.3.2. Конструкция камеры сгорания
Камера сгорания состоит из корпуса и жаровой трубы.
Корпус включён в силовую систему двигателя и состоит из наружного и внутреннего корпусов, соединённых в передней части 14-ю полыми литыми стойками с помощью сварки. Передняя часть корпусов образует кольцевой двухступенчатый диффузор перед фронтовым устройством жаровой трубы.
Наружный корпус состоит из двух частей, соединённых с помощью фланцев и призонных болтов. В задней части корпуса на специальных гранёных поясах установлены модули ВВТ, лючки осмотра турбины и клапаны системы охлаждения турбины. На наружном корпусе имеются также фланцы под струйную форсунку запуска форсажной камеры для установки пусковых свечей, отбора воздуха, окон осмотра и бобышки для крепления агрегатов и коммуникаций.
Внутренний корпус задним фланцем крепится к корпусу соплового аппарата ТВД. На переднем фланце корпуса установлены элементы лабиринтного уплотнения. К внутренней поверхности корпуса приварены 4 профилированных кольцевых ребра жёсткости.
Полые стойки обеспечивают силовую связь наружного и внутреннего корпусов КС и сообщают заднюю разгрузочную полость компрессора с проточной частью наружного контура.
Состоит из фронтового устройства, зоны смешения и газосборника, образованных вихревыми горелками и профилированными наружными и внутренними секциями.
Горелки и секции соединены между собой с помощью сварки. Для повышения ремонтной технологичности жаровой трубы наружный козырёк воздухозаборника, а также пятая и шестая наружные секции соединены с помощью заклёпок.
Фронтовое устройство жаровой трубы ограничивается воздухозаборником и включает в себя кольцевую оболочку с 28-ю вихревыми горелками и диффузорную часть трубы, оканчивающуюся первым поясом отверстий подвода воздуха в зону горения. Расход воздуха через фронтовое устройство регламентируется лопаточными завихрителями и воздухозаборником.
Вихревая горелка состоит из цилиндрической вихревой камеры, на входе в которую подвижно в радиальном направлении установлен лопаточный завихритель, а на выходе – конический насадок. В центре завихрителя установлена топливная форсунка центробежного типа. Вихревая горелка используется как пневматический распылитель топлива, а также выполняет функции аэродинамического стабилизатора пламени за счёт организации зоны обратных токов вдоль оси вихревой камеры. При этом в процессе турбулентного взаимодействия между топливовоздушным вихрем и высокотемпературным ядром зоны горения осуществляется дополнительное дробление и испарение топлива.
Формирование поля температур на выходе из камеры сгорания осуществляется в смесительной части жаровой трубы воздухом, поступающим через отверстия.
Для снижения температурных напряжений в районе отверстий и повышения жёсткости края отверстий отбортовываются внутрь трубы.
Для охлаждения стенок жаровой трубы в местах соединения секций имеются кольцевые щели, в которые через отверстия поступает воздух, создавая заградительную плёнку в пристеночном слое секции.
Жаровая труба имеет две плоскости опор: в передней части с помощью семи кронштейнов, фиксирующих жаровую трубу в осевом и радиальном направлениях, и на входе в сопловой аппарат ТВД с помощью плавающих колец.