Какие требования к камерам сгорания современных двигателей

Элементы газотурбинного двигателя. Камера сгорания.

Камеры сгорания ГТД предназначаются для подвода теплоты к рабочему телу в двигателе за счет преобразования химической энергии топлива, запасенного на борту летательного аппарата, в тепловую при его сгорании с участием кислорода, содержащегося в воздухе. Двигатей ли для сверхзвуковых самолетов имеют обычно две камеры сгорания:

основную (перед турбиной) и форсажную (перед соплом), включаемую для увеличения тяги Топливом для современных авиационных ГТД служит керосин.

Существует много марок авиационных керосинов, но все они, являясь продуктами переработки нефти, представляют собой смесь углеводородов, в которой содержится 84…86 % (по массе) углерода (С), 14…16 % водорода (Н) и некоторое (очень малое) количество других веществ.

Но поскольку разведанных запасов нефти хватит, по ориентировочным оценкам только на 40…80 лет‚ в настоящее время ведутся интенсивные исследования по применению в качестве топлива для авиации так называемых криогенных (сжиженных при низких температурах) топлив — жидкого метана (СН4), сжиженного природного газа (СПГ), состоящего примерно на 90 % (80.95% в разных месторождениях) из метана и жидкого водорода (Н2).

По оценкам специалистов запасов природного газа и соответственно метана хватит еще более чем на 100 лет‚ а запасы сырья для получения водорода в природе (из воды) практически не ограничены,

Криогенные топлива имеют еще одно преимущество — значительно больший, чем у керосина, хладоресурс, т‚е‚ возможность эффективного охлаждения (с их использованием) элементов конструкции двигателя и летательного аппарата на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полёта. При этом, благодаря очень быстрой испаряемоети при случайном попадании из баков в окружаюшую среду, их пожароопасность по некоторым оценкам может быть ниже, чем у керосина.

Типы основных камер сгорания и организация процесса горения в них

Основные камеры сгорания авиационных ГТД могут иметь разнообразные формы проточной части И различное конструктивное выполнение. Применяются практически камеры сгорания трех основных типов (рис. 9.3):

а — трубчатые (индивидуальные),

Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха) 2. На двигателях обычно устанавливалось несколько таких камер. В современных авиационных ГТД трубчатые камеры сгорания практически не используются.

В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус, имеющий внутреннюю и наружную поверхности, охватывающие вал двигателя. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, также охватывающего вал двигателя.

Важная особенность этих камер состоит в том, что скорость потока воздуха или топливо-воздушной смеси в них (выбираемая с учетом требований К габаритным размерам двигателя) существенно превышает скорость распространения пламени при турбулентном диффузионном гореНИИ. И, если не принять специальных мер, пламя будет унесено потоком за пределы камеры сгорания

Поэтому организация процесса горения топлива в основных камерах ГТД основывается на следующих двух принципах, позволяющих обеспечить устойчивое горение топлива при больших значениях ос И высоких скоростях движения потока в них:

1. Разделение всего потока воздуха на две части , из которых только одна часть (обычно меньшая) подается непосредственно в зону горения (где за счет этого создается необходимый для устойчивого горения состав смеси). А другая часть направляется в обход зоны горения (охлаждая снаружи жаровую трубу) в так называемую зону смешения (перед турбиной), где смешивается с продуктами сгорания, понижая в нужной мере их температуру;

2. Стабилизация пламени в зоне горения путем создания в ней зоны обратных токов, заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджигающими свежую горючую смесь.

Конкретные формы реализации этих мероприятий могут быть различными. На рис. 9.4 показана схема одного из вариантов трубчато-кольцевой камеры сгорания. Камера состоит из жаровой трубы 1 и корпуса 2. В передней части жаровой трубы, которую называют фронтовым устройством, размещаются форсунка 3 для подачи топлива и лопаточный завихритель 5. Для уменьшения скорости воздуха в камере на входе в нее (за компрессором) выполняется диффузор 4, благодаря которому скорость воздуха перед фронтовым устройством обычно не превышает 50 м/с.

Подвод первичного и вторичного воздуха в жаровую трубу должен быть организован так, чтобы в зоне горения создавалась нужная структура потока. Эта структура должна обеспечить хорошее смешение топлива с воздухом, создание нужных полей концентраций топлива и наличие мощных обратных токов, обеспечивающих надежное воспламенение свежей смеси на всех режимах работы камеры.

Структура потока в передней части жаровой трубы камеры сгорания с так называемым лопаточным завихрителем показана схематично на рис. 9.5. Воздух поступает сюда через завихритель лопатки которого закручивают поток (подобно лопаткам входного направляющего аппарата компрессора). Далее воздух движется вдоль поверхности жаровой трубы в виде конической вихревой струи

Читайте также:  Nissan гуляют обороты двигателя

Вихревое движения воздуха приводит к понижению давления в области за завихрителем, вследствие чего в эту область устремляемтся газ из расположенных дальше от фронтового устройства участков жаровой трубы.

В результате здесь возникает зона обратных токов, граница которой показана на рисунке линией 5. Там же показаны эпюры распределения осевых составляющих скорости воздуха (газа) Са.

Топливо-воздушная смесь, образовавшаяся за фронтовым устройством, при запуске двигателя поджигается огненной струей, создаваемой пусковым воспламенителем 6 (см. рис. 9.4). Но в последующем горячие продукты сгорания вовлекаются в зону обратных токов и обеспечивают непрерывное поджигание свежей смеси. Кроме того, горячие газы, циркулирующие в этой зоне, являются источником теплоты, необходимой для быстрого испарения топлива.

Наряду с рассмотренной схемой камеры сгорания с завихрителем и с одной форсункой в каждой жаровой трубе (или с одним рядом форсунок в кольцевой камере) могут использоваться и другие схемы основных камер сгорания — с несколькими форсунками (несколькими рядами форсунок), с другими способами создания зоны обратных токов и т.д. Но общие принципы организации рабочего процесса в них остаются такими же.

Источник

Требования к камерам сгорания

К камерам сгорания газотурбинных двигателей предъявля­ются следующие требования:

1. Высокое значение коэффициента полноты сгорания ηг в рабочем диапазона изменения состава смеси и параметров воздуха на входе в камеру. Это требование диктуется желанием иметь высокую экономичность двигателя и большую на­дежность газовой турбины вследствие отсутствия догорания топлива в турбине. Коэффициентом полноты сгорания называет­ся отношение действительного приращения энтальпии газа к теплу, подведенному с топливом.

(1.1)

где iг * и iв * — энтальпии продуктов сгора­ния на выходе и воздуха на входу в камеру сгорания, соответственно, кДж/кг. Gт Нu — теоретическое тепло, которое может быть получено при полном сгорании секундного расхода топлива Gт с тепло­той сгорания Н u.

На рабочих режимах удается получить значения коэффициента полноты сгорания, который учитывает и потери тепла через стенки жаровой трубы, порядка 0,97 — 0,98 для авиационных и транспортных ГТД, и 0,98 — 1,0 для камер сгорания стационарных ГТУ.

2. Малая длина и поперечное сечение, то есть малый объем топочного пространства Vж и, следовательно, высокая теплонапряженность Qvp. Теплонапряженность является очень важным показателем камеры сгорания и может быть выражена следующим образом:

, (1.2)

где Qvp = кДж/м 3 ·ч·МПа; GГ – расход газа, кг/с; рк – давление в камере сгорания, МПа; cp – теплоемкость при постоянном давлении (воздуха или газа).

Секундный расход воздуха для характерного сечения жаровой трубы можно выразить следующим образом:

Объем жаровой трубы можно представить как произведение поперечного сечения жаровой трубы на её длину

После подстановки в (1.2) и сокращений получим

Из выражения (1.3) следует, что увеличение теплонапряжённости может быть достигнуто за счёт повышения относительного подогрева газа в камере сгорания, увеличения Vж, уменьшения Fж и ℓж. Сравнительные величины теплонапряжённости различных топочных устройств приведены в таблице 1.

Топливосжигающее устройство Теплонапряжённость QVp, кДж/м3·ч·Па Температура Тг * ,К Коэффициент избытка воздуха α
Котельные установки 200 — 600 1000 — 1500 ≈1,05
Камеры сгорания стационарных ГТУ 1000 — 1300 900 — 1200 4,0 — 6,0
Камеры сгорания транспортных ГТД 1400 — 1600 1000 — 1100 4,0 — 5,0
Камеры сгорания авиационных ГТД 1600 — 6000 1300 -1450 3,0 — 5,0
Камеры сгорания ПВРД 6000 — 10000 1,0 — 2,5

3. Малое гидравлическое сопротивление.

Выполнить камеру без гидравлического сопротивления принципиально невозможно, но нужно стремиться получить воз­можно меньшие потери полного давления в камере.

Потери полного давления в камерах сгорания оцениваются коэффициентом гидравлического сопротивления:

где индексы к и г относятся к сечениям на входе в камеру и перед турбиной, соответственно, и коэффициентом восстановления полного давления:

Между коэффициентами σ и ξ имеется взаимосвязь. Опуская промежуточные преобразования, можем получить следующее соотношение:

При больших числах Рейнольдса (Re ≥ 2300) потери полно­го давления растут пропорционально квадрату скорости, а величина коэффициента гидравлического сопротивления не за­висит от скорости потока (числа Маха ). Коэффициент восста­новления полного давления σ зависит от скорости потока. При од­ном и том же коэффициенте гидравлического сопротивления при большей скорости будет происходить большая диссипация (рассеивание) энергии и σ будет уменьшаться. Значение коэффициента гидравлического сопротивления для современных камер сгорания колеблется в пределах ξ = 5 — 40.

4. Поле температур на выходе из камер сгорания должно иметь определенную эпюру в радиальном направлении, опреде­ляемую предельно допустимыми напряжениями в рабочих лопат­ках турбины и соплового аппарата. Величина средней темпера­туры газа за камерой сгорания Тг* и конкретный характер эпюры температуры по радиусу лопатки выбираются в зависи­мости от конструктивных особенностей турбины, (величины и формы рабочей лопатки, ее материала, способа охлаждения). Получить точно необходимую эпюру температуры не удается, поэтому в техническом задании оговариваются допустимые отклонения как в радиальном, так и в окружном направлениях. Эти отклонения температуры в данной точке сечения могут составлять ± 30 — 50°.

Читайте также:  Какое масло заливать в двигатель тойота карина 1990

У корня рабочей лопатки возникают наибольшие напряжения от центробежных и газовых сил, поэтому здесь температура должна быть минимальной. Напряжения по высоте лопатки па­дают, что позволяет повышать температуру газов и превышать среднемассовую температуру. Однако слишком высокая темпе­ратура у конца лопатки может привести к эрозии материала, кроме того, будет перегреваться наружный корпус турбины. По этим причинам температура у конца лопатки должна быть снижена. Максимальноезначение температуры обычно задается на уровне 2/3 ÷ 3/4 высоты лопатки.

Для кольцевой камеры сгорания по окружности на каждом ра­диусе температура должна быть в идеальном случае постоян­ной. Для блочной камеры эта температура снижается вблизи стенок для обеспечения их надежной работы. Эти температу­ры определяются окружной эпюрой поля температур.

Задача получения требуемого профиля температур одна из наиболее сложных и решается она, как правило, эмпирически при стендовых доводочных испытаниях камеры.

Степень неравномерности температурного поля определяет­ся следующим показателем:

Организация процесса сгорания должна быть такой, чтобы в газах не было сажи и твердых частиц, образования на стен­ках жаровой трубы коксовых отложений, которые, попадая на турбину, приводят к небалансу вращающихся частей и даже к разрушению.

5. Процесс сгорания в камере должен быть устойчивым. Камера не должна гаснуть ни при обеднении, ни при обога­щении состава смеси, имеющих место при переходе ГТД на но­вый режим работы, иметь надежный запуск.

6. Камера сгорания должна работать без ремонта определенный га­рантированный срок. Ресурс камеры сгорания обусловливается типом ка­меры и всей установки. Для двигателя одноразового действия ресурс может составлять несколько часов. Для транспортного двигателя стремятся получить ресурс камеры в несколько ты­сяч часов. Камеры сгорания стационарных ГТУ могут иметь ре­сурс порядка десятков тысяч часов. Опыт отработки камер сгорания по­казывает, что требования к ним взаимно противоречивы. Так, например, стремление сделать камеру компактной заставляет задавать в ней большие скорости газа, что отрицательно ска­зывается на сопротивлении камеры и полноте сгорания топли­ва. Для увеличения ресурса работы необходимо большую часть холодного воздуха использовать для охлаждения жаровой тру­бы, но при этом возникают трудности с формированием необ­ходимого поля температур на выходе из камеры и т.д.

Рис. 1.7. Радиальная эпюра поля температур перед турбиной

Поиски разумного компромисса заставляют прибегать к длительным и дорогостоящим испытаниям.

Для камер сгорания стационарных ГТУ основные требования могут быть дополнены следующими:

— возможность работы на нескольких топливах — жидком и газообразном;

— большая, по сравнению с авиационными ГТД, дешевизна материалов.

7. Токсичность вредных выбросов с отработавшими газами камер сгорания должна соответствовать нормам соответствующих стандартов.

Контрольные вопросы к главе 1

1. Дайте определение коэффициента избытка воздуха.

2. Укажите на связь теплонапряжённости с ресурсом двигателя.

3. Как оценивается гидравлическое сопротивление камер сгорания.

4. Объясните принцип формирования эпюры температурного поля перед турбиной.

Источник

2. Требования, предъявляемые к камерам сгорания.

1. Достаточно высокая полнота сгорания топлива.

Значительная неполнота сгорания не только снижает экономичность двигателя, но и способствует усиленному нагарообразованию в камерах и дымлению двигателя.

2. Минимальные потери тепла через стенки камеры во внешнюю среду.

3. Достаточно малая неравномерность температурного поля газового потока в поперечном сечении кольцевого канала на выходе из камеры сгорания.

На выходе из камеры сгорания всегда имеются зоны с более высокой и с более низкой температурой, чем среднемассовая расчетная температура ТГ*. Опасность представляет лишь чрезмерное местное повышение температуры, которое может привести к прогоранию отдельных сопловых лопаток.

4. У корневых сечений лопаток температура газа должна быть более низкой, чтобы повысить прочность лопаток в этих сечениях, работающих с наибольшими напряжениями под действием центробежных сил. Более низкие температуры желательны и в периферийной части канала, чтобы уменьшить возможность обгорания концевых, наиболее тонких, сечений лопаток и понизить температуру корпуса двигателя.

Наибольшая температура допускается в ядре кольцевого потока – в зоне, соответствующей примерно от 0,5 до 0,7 высоты лопаток.

5. Низкие гидравлические потери, т. е. достаточно высокие значения коэффициента .

Это необходимо для избежания существенного ухудшения показателей двигателя из-за уменьшения работы расширения.

6. Устойчивое горение, т. е. горение без вибраций и срывов пламени во всем диапазоне рабочих режимов камеры в эксплуатации.

Читайте также:  При запуске двигателя малые обороты и глохнет

7. Минимальная длина факела пламени, поскольку она влияет на длину камеры в целом.

8. Высокий уровень скоростей воздуха и газов, при котором поперечный (диаметральный) габарит камеры получается достаточно малым.

9. Надежный розжиг (запуск) камер при всех условиях эксплуатации.

10. Прочность и жаростойкость, обеспечивающие требуемый гарантийный срок службы камер (ресурс) без ремонта.

11. Минимальная масса и достаточно малые габаритные размеры камеры.

При этом длина камеры должна быть по возможности меньшей, поскольку она обычно непосредственно влияет на длину вала, связывающего турбину с компрессором. Поперечные размеры камеры должны быть такими, чтобы она не выходила за диаметральный габарит компрессора или турбины.

3. Схема и принцип действия ступени турбины.

Газовая турбина представляет собой лопаточную машину, в которой потенциальная энергия сжатого и подогретого газа преобразуется в механическую работу на валу турбины с помощью вращающегося ротора, снабженного лопатками.

Газовая турбина обладает рядом ценных качеств, основными из которых являются: высокая экономичность, возможность получения большой мощности, малые габаритные размеры и масса, удобство эксплуатации.

Турбина состоит из соплового аппарата (СА) и рабочего колеса (РК).

Рис. 4.2. Схема ступени газовой турбины:

На рис. 4.2 приняты следующие обозначения: сечение на входе в сопловой аппарат, сечение 1-1 на выходе из соплового аппарата (на входе в рабочее колесо) и сечение 22 на выходе из рабочего колеса. Параметрам газа в различных сечениях присвоены соответствующие индексы.

Состояние газа на входе в сопловой аппарат турбины характеризуется давлением р и температурой Т. Лопатки соплового аппарата образуют криволинейные каналы, сужающиеся от сечения 0-0 к сечению 1-1. Течение газа на этом участке сопровождается падением давления и температуры и соответствующим увеличением скорости. Направление потока на выходе из соплового аппарата в основном определяется направлением выходных кромок лопаток и составляет с плоскостью вращения колеса угол α1. Таким образом, в сопловом аппарате часть потенциальной энергии газа преобразуется в кинетическую. Одновременно в результате поворота потока обеспечивается его закрутка у входа в рабочее колесо.

Относительная скорость w1 на входе в рабочее колесо определяется из треугольника скоростей как разность векторов с1 и и. Величина и направление относительной скорости при заданных значениях скорости истечения газа из соплового аппарата с1 и угла выхода α1 зависят от окружной скорости и. Чем меньше и, тем больше w1 и меньше β1, и наоборот. От величины угла β, в свою очередь, зависит форма рабочих лопаток, так как для предотвращения срыва потока в колесе входные кромки рабочего колеса должны быть ориентированы по направлению относительной скорости w1. Лопатки рабочего колеса обычно также образуют сужающиеся каналы, поэтому газ продолжает в них расширяться от давления р1 до давления р2. При этом относительная скорость движения газа увеличивается от w1 на входе до w2 на выходе, а температура газа падает от Т1 до Т2. Таким образом, течение газа через сопловой аппарат и лопатки рабочего колеса может рассматриваться как течение через систему неподвижных и вращающихся сопел с увеличением абсолютной скорости в сопловом аппарате и относительной – в рабочем колесе, а также уменьшением давления и температуры в обоих элементах.

При обтекании газом лопаток соплового аппарата и рабочего колеса вследствие поворота потока на вогнутой поверхности лопаток (корытце) образуется повышенное давление, а на выпуклой (спинке) – пониженное.

При повороте потока в канале на частицы газа действуют центробежные силы, стремящиеся отбросить их к вогнутой части лопаток. Равнодействующая сила давлений, действующих на поверхности лопаток, создает крутящий момент, приводящий рабочее колесо во вращение.

Скорость газа в абсолютном движении за рабочим колесом с2 определится как векторная сумма относительной скорости w2 и окружной скорости и. Следует отметить, что скорость с2 значительно меньше с1. Уменьшение абсолютной скорости газа в колесе при одновременном уменьшении давления объясняется тем, что газ совершает внешнюю работу.

Необходимо отметить, что осевую скорость в ступени турбины (в отличие от осевого компрессора) в пределах ступени и от ступени к ступени вдоль оси не уменьшают, а увеличивают. Это вызвано необходимостью частично компенсировать падение плотности при расширении газа и не получить чересчур длинные лопатки, особенно для последней ступени. Увеличение осевой скорости (при прочих равных условиях) осуществляют увеличением α1. Для первой ступени принимают α1 = 16. 18°, а для последней 30. 35°. Однако на практике встречаются турбины со значительно меньшими α1 .Так, например, на одноступенчатой турбине высокого давления Е 3 фирмы Пратт-Уитни принято α1= 8,74° (ступень турбины сверхзвуковая, πСТ = 4), а на последней ступени четырехступенчатой турбины низкого давления α1 = 19,4°.

Источник

Adblock
detector