Камера сгорания

· Определение задачи камеры сгорания.

· Перечисление требований к горению.

· Описание принципа работы камеры сгорания.

· Утверждение, что низкая скорость распространения фронта пламени является причиной диффузии воздушного потока на входе камеры сгорания.

· Определение терминов «первичный поток» и «вторичный поток».

· Объяснение соотношений смеси топливо:первичный поток и топливо:вторичный поток.

· Описание изменений газовых параметров (p, t, v) в камере сгорания.

· Утверждение, что температура на выходе камеры сгорания находится в диапазоне от 1 000°Cдо 1 500°C.

· Название основных компонентов камеры сгорания и их задач.

· Описание системы трубчатой камеры сгорания, трубчато-кольцевой, кольцевой и камеры с поворотом потока и установление различий между ними.

· Описание принципов работы различных распылительных форсунок.

4.1. ЗАДАЧА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Камера сгорания должна удерживать горючую смесь воздуха (поступающего из компрессора) и топлива (распыливаемого форсунками топливной системы) для обеспечения максимальной теплоотдачи при относительно постоянном давлении, чтобы подавать на вход турбины равномерно расширившийся, нагретый и ускоренный поток газов. Это непростая задача, но несмотря на это конструкция камер сгорания постоянно совершенствуется для обеспечения более эффективного использования топлива с меньшим загрязнением атмосферы.

Значение эффективности сгорания постоянно возрастает из-за повышения себестоимости топлива и повышение осознания общественностью опасности загрязнений атмосферы выхлопным дымом.

4.2. ДОПУСТИМЫЙ РОСТ ТЕМПЕРАТУРЫ

Существует лимит максимальной температуры газа на выходе камеры сгорания. Он обусловлен материалами, из которых изготовлены лопатки соплового аппарата и турбина. Небольшое превышение этого лимита будет означать возможное нарушение целостности турбины с вероятными катастрофическими последствиями.

4.3. ТРЕБУЕМЫЙ РОСТ ТЕМПЕРАТУРЫ

Современные материалы способны выдерживать температуру газа в камере сгорания 2 000°. На выходе из камеры сгорания температура газа должна быть снижена до 1 000°C- 1 500°C.

Учитывая, что воздух уже подогрет в результате сжатия в компрессоре примерно до температуры 600°C, для дальнейшего роста температуры необходимо добавить соответствующее количество топлива.

Это, разумеется, будет температура газов при работе двигателя на полной мощности. Для пониженных режимов работы потребуется меньший расход топлива в камеру сгорания для поддержания стабильного и эффективного горения в широком диапазоне условий эксплуатации двигателя.

4.4. СКОРОСТЬ РАСПРОСТРАНЕНИЯ ПЛАМЕНИ КЕРОСИНА

Воздух в камеру сгорания поступает приблизительно с той же скоростью, с которой он попадает в воздухозаборник двигателя, не редко скорость составляет 500 футов в секунду.

Скорость распространения пламени керосина – скорость, с которой передняя кромка факела перемещается по пару – составляет только один или два фута в секунду. Если горящий керосин поместить в воздушный поток, перемещающийся со скоростью 500 футов в секунду, он мгновенно сгорит.

Необходимо что-то сделать, чтобы замедлить воздушный поток после выхода компрессора и перед попаданием его в первичную зону – зону внутри камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется.

На рис. 4.1 показано как снижается скорость и повышается давление воздушного потока после выхода из компрессора и перед входом в камеру сгорания.

Фактически, давление в этой точке является самым высоким в двигателе. Снижение скорости, однако, все еще не достаточное. Необходимо осуществлять дальнейшее снижение скорости потока, чтобы не допустить срыва пламени.

На рис. 4.1 показано, как воздух поступает в первичную зону, проходит через носовую часть перед разделением на поток через перфорированный раструб и лопаточный завихритель.

Рис. 4.1. Разделение потока в камере сгорания

4.5. ПЕРВИЧНЫЙ ВОЗДУХ

Первичный воздух составляет 20% от потока, поступающего в камеру сгорания. Это воздух, который смешивается с топливом и горит.

Проходя через раструб и лопаточный завихритель, скорость потока снижается и начинается рециркуляция, требуемая, если пламя не поджигается.

4.6. ВТОРИЧНЫЙ ВОЗДУХ

Воздух, не попавший в носовую часть, проходит в пространство между жаровой трубой и воздушным корпусом. Часть этого воздуха попадает в жаровую трубу через отверстия для вторичного потока. Вторичный воздух, около 20% от общего количества, взаимодействует с первичным потоком, проходящим через завихритель, и образует тороидальный вихрь – область с низкой скоростью воздушного потока, напоминающий пончик или дымовое кольцо. Это стабилизирует и фиксирует факел и предотвращает перемещение его вдоль жаровой трубы из зоны распылительных форсунок.

Температура газов в центре первичной зоны достигает 2 000°C. Это слишком высокая температура для материалов сопловых лопаток и рабочих лопаток турбины, поэтому требуется дальнейшее понижение температуры газов до выхода из камеры сгорания.

Рис. 4.2. Камера сгорания раннего образца

4.7. ТРЕТИЧНЫЙ ВОЗДУХ

Оставшиеся 60% общего потока, третичный воздух, прогрессивно вводятся в жаровую трубу для охлаждения и разбавления газов до того, как они попадут в турбину. Третичный воздух используется для охлаждения газов в камере сгорания и стенок воздушного корпуса.

Камера сгорания на рис. 4.2 является одной из нескольких, которые применялись в ранних системах трубчатых камер. В более современных конструкциях используются различные методы охлаждения воздушного корпуса, называемые транспирационным охлаждением, когда воздушная пленка проходит между слоями, формирующими стенки воздушного корпуса.

4.8. КОМПОНЕНТЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

На рис. 4.2 показаны некоторые интересные компоненты ступенчатой камеры сгорания.

У большинства ГТД имеется только два воспламенителя. Фактически двигатель хорошо запускается и от одного воспламенителя, однако, имея только два необходимо найти средства распространения пускового пламени между камерами сгорания. Им является соединительное устройство (внутренняя трубка).

Стазу после поджига пламя в камере с воспламенителем вызывает там рост давления. Перепад давлений между данной камерой и сопряженной приводит в движение горючие газы, они проходят через соединительной устройство и поджигают смесь.

Этот процесс в двигателе продолжается по кругу, пока смеси по всех камерах не будут подожжены, когда давления в камерах сравняются, и поток через соединительное устройство не иссякнет.

Уплотнительное кольцо со стороны турбины допускает удлинение камеры сгорания из-за температурного расширения. Камера со стороны компрессора зафиксирована болтами и не может расширяться в этом направлении. Уплотнительное кольцо, поддерживающее герметичность газового тракта, допускает расширение камеры внутрь сопловой коробки – части двигателя непосредственно примыкающей к сопловым лопаткам.

Гофрированные соединения пропускают третичный поток в жаровую трубу, вызывая постепенное уменьшение температуры газов до попадания в сопловой аппарат.

4.9. КОНСТРУКЦИЯ ТРУБЧАТОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Конструкция прямолинейной трубчатой камеры сгорания была усовершенствована на базе оригинальной разработки сэра Франка Уиттла. Она использовалась на некоторых ранних двигателях с осевым потоком и до сих пор используется на двигателях с центробежными компрессорами, такими как Rolls-Royce Dart.

Она состоит из восьми или более камер, показанных на рис. 4.2, расположенных вокруг корпуса двигателя позади секции компрессора. Каждая камера представляет собой жаровую трубу с индивидуальным воздушным корпусом.

На рис. 4.3 показана система трубчатой камеры сгорания, аналогичная применяемой на Rolls-RoyceAvon, который был мощным (для того времени) двигателем с осевым компрессором, используемым на протяжении долгого времени для многих различных типов военных и коммерческих самолетов,

На рис. 4.3 хорошо видна носовая часть (заборник первичного воздуха), соединительное устройство и дренажные трубки.

Дренажные трубки предназначены для случая отказа на запуске, более известного как ложный запуск. Это происходит, когда смесь в камерах сгорания не воспламеняется во время старта.

В двигатель будет подано значительное количество топлива, и если его не удалить перед следующим запуском, получим очень длительный высокотемпературный и опасный выброс пламени из задней части двигателя.

Рис. 4.3. Система трубчатой камеры сгорания (основано на оригинальных чертежах фирмы Rolls-Royce)

4.10. СИСТЕМА ДРЕНАЖА ТОПЛИВА

В настоящее время известны два способа удаления топлива из двигателя. Первый – с помощью дренажной системы, второй – путём испарения локальных остатков в камерах сгорания и реактивном сопле. В дренажной системе применяются дренажные трубки, которые соединяют самую нижнюю часть каждой камеры с камерой, расположенной ниже.

Топливо, оставшееся после ложного запуска, будет стекать из верхней части двигателя в нижнюю камеру. Оказавшись в нижней камере, топливо будет удаляться через подпружиненный дренажный клапан, расположенный в положении «на 6 часов». Во время нормальной работы двигателя внутреннее давление удерживает клапан в закрытом положении.

Для испарения любых локальных остатков топлива из камер сгорания выполняется прокрутка двигателя в цикле продувки.

С помощью мотора стартера двигатель прокручивается в течение времени, соответствующего нормальному циклу полного запуска, с отключением подачи топлива ВД и системы зажигания. Камера сгорания будет продуваться сжатым воздухом, что способствует испарению любых остатков топлива.

4.11. КОНСТРУКЦИЯ ТРУБЧАТО-КОЛЬЦЕВОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Конструкция трубчато-кольцевой камеры сгорания, показанная на рис. 4.4, иногда называется турбо-кольцевой.

Рис. 4.4. Система трубчато-кольцевой камеры сгорания (основано на оригинальных чертежах Rolls-Royce)

Она отличается от системы трубчатой камеры тем, что не имеет индивидуальных воздушных корпусов для каждой жаровой трубы. В результате получается более компактное по размерам устройство, заключающее в общем воздушном корпусе несколько жаровых труб. Данная иллюстрация является одной из нескольких, на ней показан воспламенитель.

4.12. КОНСТРУКЦИЯ КОЛЬЦЕВОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Конструкция кольцевой камеры сгорания имеет только одну жаровую трубу, окруженную внешним и внутренним воздушными корпусами. Типичный пример такой камеры приведен на рис.4.5 и 4.5а.

Рис. 4.5. Кольцевая камера сгорания (основано на оригинальных чертежах Rolls-Royce)

Рис. 4.5а. Детализированное изображение кольцевой камеры сгорания (основано на оригинальных чертежах Rolls-Royce)

Система кольцевой камеры сгорания имеет несколько преимуществ над двумя остальными описанными ранее типами камер, из которых она и была создана:

a) Для той же выходной мощности длина кольцевой камеры составляет только 75% от длины трубчато-кольцевой камеры такого же диаметра.

b) Отсутствуют проблемы с распространением пламени.

c) По сравнению с трубчато-кольцевой системой площадь воздушного корпуса меньше, соответственно, требуется меньше охлаждающегося воздуха.

d) Эффективность сгорания увеличена до точки, где несгоревшее топливо фактически отсутствует, происходит окисление оксида углерода до нетоксичного диоксида углерода.

e) Происходит намного лучшее распределение давления газов, проходящих в турбину, поэтому передаваемая нагрузка более равномерная.

4.13. СООТНОШЕНИЕ ВОЗДУХ/ТОПЛИВО (СТЕХИОМЕТРИЧЕСКОЕ ОТНОШЕНИЕ)

Чтобы получить максимальную теплоотдачу, как указано в параграфе 4.1, нужно использовать химически правильное соотношение воздух/топливо 15:1. Если у поршневого двигателя такое соотношение может вызвать детонацию и нарушение работы, у ГТД таких проблем не возникает, т.к. отсутствуют благоприятные для них пиковые давления.

Топливо и воздух смешиваются и горят в первичной зоне в весовом соотношении 15 частей воздуха на 1 часть топлива. При добавлении вторичного и третичного потока смесь разбавляется, поэтому общее соотношение может составлять от 45:1 до 130:1.

4.14. ПОТЕРИ ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ

В параграфе 4.4 говорилось, что горение теоретически происходит при постоянном давлении. Фактически, как показано на рис. 1.5, существуют небольшие потери давления по тракту камеры сгорания.

Они вызваны необходимостью создавать правильное завихрение потока и смешение. Потери могут составлять от 3% до 8% от давления на входе камеры сгорания.

4.15. СТАБИЛЬНОСТЬ СГОРАНИЯ

При нормальных условиях работы двигателя горение поддерживается самостоятельно. Система зажигания может быть эффективно отключена при наборе двигателем самоподдерживающейся частоты – частоты после запуска, при которой двигатель может разгоняться без помощи мотора стартера.

Существуют определенные условия работы двигателя, для которых требуется зажигание, например, при срыве пламени – погасании пламени из-за различных ненормальных условий: при всасывании большого количества воды во время взлета с загрязненной ВПП.

Другой причиной погасания пламени может служить слишком бедная смесь. Такая ситуация может возникнуть при сбрасывании газа во время снижения, когда возникает низкий расход топлива при большом расходе воздуха.

Стабильность сгорания означает плавность горения и способность поддерживать его в широком диапазоне соотношений смеси и массовых расходов воздуха. На рис. 4.6 приведены ограничения по стабильности сгорания.

Из графиков на рис. 4.6 видно, что стабильность сгорания будет достигаться только между границами, которые постоянно сужаются с увеличением массового расхода воздуха. Диапазон между пределами обогащения и обеднения уменьшается с увеличением массового расхода воздуха до определенной точки погасания пламени.

Петля зажигания внутри границ зоны стабильность показывает, что инициировать горение сложнее, чем поддерживать его после зажигания.

Из этого следует, что при срыве пламени в двигателе на высокой скорости или большой высоте может потребоваться уменьшение обоих параметров до получения успешного повторного зажигания.

Рис. 4.6. Типичная петля стабильности сгорания

4.16. ПОВТОРНОЕ ЗАЖИГАНИЕ

Как говорилось ранее, способность двигателя к повторному зажиганию будет меняться, в зависимости от высоты и поступательной воздушной скорости самолета. На рис. 4.7 показан смысловой диапазон повторного зажигания, отражающий условия полета, в которых будет гарантировано повторное зажигание работоспособного двигателя.

Воздушный поток в двигателе будет вызывать его вращение (авторотацию), поэтому компрессор будет подавать достаточно воздуха, и требуется только открытие топливного крана ВД и активация системы зажигания.

Это получается с помощью выбора переключателя повторного зажигания, который функционирует отдельно от нормального цикла запуска.

Рис. 4.7. Диапазон повторного зажигания

4.17. ЭФФЕКТИВНОСТЬ СГОРАНИЯ

Эффективность сгорания – это эффективность, с которой камера сгорания извлекает потенциальную теплоту, фактически содержащуюся в топливе. Современные ГТД имеют очень эффективный цикл сгорания.

При работе на высокой мощности достижимая эффективность сгорания составляет 99%, а на малом газе она достигает 95%. Это показано на рис. 4.8. На рис. также показано полное соотношение воздух/топливо в нормальном диапазоне работы двигателя.

Рис. 4.8. Эффективность сгорания и соотношение воздух/топливо

4.18. ТОПЛИВНЫЕ РАСПЫЛИТЕЛЬНЫЕ ФОРСУНКИ

Высокая эффективность сгорания, описанная выше, во многом зависит от распылительных топливных форсунок, используемых в больших современных ГТД. Задачей форсунок является распыление или испарение топлива для обеспечения полного сгорания. Это непростая задача, учитывая скорость воздушного потока из компрессора и небольшое доступное расстояние для горения внутри камеры сгорания.

Другой проблемой являются относительно низкие давления, создаваемые топливным насосом ВД с приводом от двигателя во время запуска. Насосы с приводом от высокоскоростной коробки приводов во время запуска вращаются с минимальной скоростью и не способны на такой скорости создавать высокие давления (1 500 – 2 000 psi), требуемые для получения хорошего факела распыла, рис. 4.9.

Рис. 4.9. Факелы распыла топлива при различных давлениях

Хорошо видно, что отверстие фиксированного размера создает хороший факел распыла только при высоком давлении топлива. Для получения достаточной атомизации на запуске при низких давлениях топлива необходимо разработать определенные методы.

4.19. СИСТЕМА ВОЗДУШНОГО РАСПЫЛЕНИЯ

Одним из принципов получения требуемого факела распыла является дробление потока топлива высокоскоростным воздушным потоком – система воздушного распыления. Для этой системы требуются относительно низкие давления топлива, поэтому она может работать с использованием шестеренных насосов, которые намного легче и совершеннее плунжерных.

Рис. 4.10. Форсунка с воздушным распылением (основано на оригинальных чертежах фирмы Rolls-Royce)

4.20. СДВОЕННАЯ СИСТЕМА

Для отверстий подачи изменяемого сечения используется сдвоенная система, показанная на рис. 4.11. При низких давлениях топлива нагнетательный клапан закрывает основной канал подачи топлива к форсунке, и топливо подается только по первичному (пусковому) каналу.

Пусковой канал питает первичное отверстие, которое имеет маленькое сечение и способно формировать хороший факел распыла при низких давлениях. Когда во время запуска двигатель разгоняется, давление топлива возрастает и открывает нагнетательный клапан, пропуская топливо через основное отверстие для дополнения подачи из пускового отверстия.

Рис. 4.11. Сдвоенная топливная распылительная форсунка (основано на оригинальных чертежах фирмы Rolls-Royce)

4.21. СИСТЕМА ИСПАРИТЕЛЬНЫХ ТРУБОК

В испарительном методе, рис. 4.12, топливо из трубок подачи распыляется в испарительные трубки, находящиеся внутри жаровой трубы. Первичный воздух подается в жаровую трубу через отверстие в топливной трубке, а также через отверстия во входной секции жаровой трубы. Поток топлива разворачивается на 180 градусов, и, т.к. трубки подогреваются в процессе горения, топливо испаряется до попадания в жаровую трубу.

Рис. 4.11. Испарительный метод подачи топлива

ГЛАВА 5 – ТУРБИНА

Дата добавления: 2014-12-10