Единое окно доступа к образовательным ресурсам

Конструкция форсажных камер и выходных устройств авиационных ГТД: Учебное пособие

Голосов: 2

Приведены сведения о назначении, типах, конструктивных особенностях выходных устройств и форсажных камер современных ГТД, материалах, применяемых для изготовления деталей указанных узлов. Описан механизм появления авиационного шума и инфракрасного излучения, уделено внимание способам борьбы с этими явлениями. Учебное пособие предназначено для изучения конструкции узлов ГТД на лабораторных занятиях. Для этого в пособии приводятся задания по изучению и анализу конструкций конкретных схем форсажных камер, выходных устройств и их элементов. Для самостоятельной оценки студентом степени освоения материала в пособии приводятся контрольные вопросы, которые также помогут при подготовке к защите отчета по лабораторной работе. Сведения по конструкционным материалам могут использоваться при выполнении курсового и дипломного проектов.

Приведенный ниже текст получен путем автоматического извлечения из оригинального PDF-документа и предназначен для предварительного просмотра.
Изображения (картинки, формулы, графики) отсутствуют.
       Министерство образования Российской Федерации
       Федеральное агентство по образованию

Рыбинская государственная авиационная технологическая
            академия имени П.А. Соловьева




              Чигрин В.С., Белова С.Е.


 КОНСТРУКЦИЯ ФОРСАЖНЫХ КАМЕР И ВЫХОДНЫХ

          УСТРОЙСТВ АВИАЦИОННЫХ ГТД




                    Рыбинск - 2004


                                    2


УДК 621.56

Конструкция форсажных камер и выходных устройств авиационных ГТД /
В.С.Чигрин, С.Е. Белова. - Учебное пособие.- Рыбинск, РГАТА, 2004. – 38 с.
Ил. 49, Библ. – 9 наимен.

Приведены сведения о назначении, типах, конструктивных особенностях
выходных устройств и форсажных камер современных ГТД, материалах,
применяемых для изготовления деталей указанных узлов. Описан механизм
появления авиационного шума и инфракрасного излучения, уделено
внимание способам борьбы с этими явлениями.


                                    3
                              ВВЕДЕНИЕ

     При создании авиационных газотурбинных двигателей значитель-ное
внимание уделяется разработке и доводке выходных устройств, а в
двигателях для скоростных самолетов – и форсажных камер.
     В турбореактивных двигателях для сверхзвуковых самолетов с целью
преодоления звукового барьера и полета самолета со сверхзвуковой
скоростью, а также для сокращения разбега при взлете, времени разгона,
увеличения скороподъемности самолета требуется весьма существенное
увеличение тяги двигателя (до 45…60% на взлете и до 130…170% при полете
на сверхзвуковых скоростях). Это увеличение достигается благодаря
применению на двигателе специального устройства – форсажной камеры.
     Применение форсажной камеры является наиболее выгодным способом
форсирования тяги двигателя: при умеренном увеличении массы и
габаритных размеров резко увеличивается удельная тяга.
     Форсажный режим является неэкономичным, однако существенное
увеличение удельного расхода топлива вполне компенсируется значительным
улучшением технических данных самолета.
     Выходные устройства газотурбинного двигателя выполняют не-сколько
важных для работы двигателя функций. Они используются для
преобразования энергии газа, выходящего из двигателя, в энергию реак-
тивной тяги заданного направления, поддержания соответствующего режима
работы турбокомпрессора, транспортировки газа в фюзеляже или
мотогондоле, снижения уровня шума силовой установки, экранирования
прямого инфракрасного излучения двигателя и т.п.
     При создании новых газотурбинных двигателей зачастую возникают
сложные проблемы, связанные с разработкой и доводкой именно форсажных
камер и выходных устройств двигателя, интеграцией силовой установки с
летательным аппаратом. В учебном пособии рассмотрены основные вопросы
конструкции форсажных камер и выходных устройств, приведены
обоснования ряда принятых конструкторских решений.
     Учебное пособие предназначено для изучения конструкции узлов ГТД на
лабораторных занятиях. Для этого в пособии приводятся задания по изучению
и анализу конструкций конкретных схем форсажных камер, выходных
устройств и их элементов. Для самостоятельной оценки студентом степени
освоения материала в пособии приводятся контрольные вопросы, которые
также помогут при подготовке к защите отчета по лабораторной работе.
Сведения по конструкционным материалам могут использоваться при
выполнении курсового и дипломного проектов. Отдельные разделы
ознакомительного и теоретического плана предназначены для подготовки к
выполнению лабораторных работ и изучения студентами в часы, отведенные
для самостоятельной работы.

           1. ФОРСАЖНЫЕ КАМЕРЫ АВИАЦИОННЫХ ГТД
                1.1. Назначение форсажных камер ГТД

     Форсажная камера устанавливается за последней ступенью турбины
двигателя и служит для дополнительного сжигания топлива за турбиной,
благодаря чему повышаются теплосодержание газов, скорость их истечения и


                                    4
тяга двигателя.
       На вход в форсажную камеру подается смесь продуктов сгорания
основной камеры, прошедших турбину, и воздуха, поступающего из внешнего
контура двигателя и возвращаемого в проточную часть из системы
охлаждения турбины. Состав смеси в форсажной камере близок к
стехиометрическому, коэффициент избытка воздуха составляет α Σ = 1,1…1,3,
поэтому температура в зоне горения достаточно высока – до 2050…2200 К.
      Конструкция элементов форсажной камеры должна обеспечивать:
– устойчивое горение топлива на всех эксплуатационных режимах полета
   самолета (потребный диапазон устойчивой работы по составу смеси – от
   α Σ min = 0,7…0,9 до α Σ max = 2,0…2,5);
– надежный запуск камеры во всем диапазоне высот и скоростей полета,
   разрешенном для включения форсажа;
– отсутствие    влияния    работы    форсажной    камеры    на    работу
   турбокомпрессора двигателя;
– исключение перегрева лопаток турбины при включении и выключении
   форсажа и при работе форсажной камеры;
– минимальные гидравлические потери на всех режимах работы двигателя и
   минимальные тепловые потери на режимах форсирования;
– минимальную массу форсажного устройства;
– наиболее плавное нарастание и ументшение тяги двигателя без скачков и
   «провалов» при перемещении рычага управления двигателем в диапазоне
   от нефорсажных режимов до режима полного форсирования, благодаря
   чему облегчается пилотирование самолета.
Главными недостатками двигателей с форсажом являются низкая
экономичность на малых скоростях полета и высокий уровень шума.
Последний недостаток затрудняет их применение на пассажирских самолетах.


1.2. Теоретические основы форсирования тяги в ГТД. Схемы форсажных
                             двигателей

    Для того, чтобы получить максимально высокую скорость истечения газа
из выходного устройства, температура газа на выходе из форсаж-ной камеры
принимается близкой к ее максимально возможному значению. Состав смеси
близок к стехиометрическому, вследствие чего в ней выгорает весь кислород,
и нет необходимости делить весь воздух на «воздух окисления» и «воздух
смешения». В этих условиях, в отличие от камер сгорания, не нужна жаровая
труба, разделенная на зоны горения и смешения. Для обеспечения высокой
полноты сгорания смесь должна быть близка к однородной, поэтому,
приходится увеличивать размеры форсажной камеры. Но близкую к
однородной смесь нельзя получить только за счет увеличения длины
форсажной камеры. Здесь возникает задача равномерного распределения
топлива по большой площади поперечного сечения камеры. Она решается с
помощью нескольких рядов топливных распылителей.
    Принципиальная схема горения в форсажной камере изображена на
рисунке 1.1.


                                          5




Рис.1.1. Типичная схема организации горения топлива в форсажной камере: 1 - диффузор;
2 - форкамера; 3 - топливные форсунки; 4 - пламеперебрасывающий уголок; 5 - V-образный
стабилизатор пламени; 6 - корпус камеры; 7 - антивибрационный экран; 8 - створки
регулируемого сопла; ЗЦ - зона циркуляции, ТВС – топливовоздушная смесь

    Существенно более низкое давление и еще более низкая плотность
рабочего тела на входе в форсажную камеру по сравнению с их значениями в
основной камере приводят к необходимости увеличения площади ее
поперечного сечения. Возрастают соответственно диаметральные габариты
форсажной камеры. Чтобы диаметральные габариты не выходили за
допустимые пределы, приходится принимать достаточно высокую скорость
потока. А увеличение скорости потока ведет к увеличению потерь полного
давления. Особенно значительно увеличились бы потери полного давления
при применении фронтового устройства, аналогичного фронтовому
устройству основной камеры сгорания. С другой стороны, благодаря более
высокой температуре газа на входе в форсажную камеру оплегчаются задачи
испарения топлива и подготовки горючей смеси. Отпадает необходимость
разделения зоны горения на первичную и вторичную. Задача стабилизации
пламени решается с помощью V-образного стабилизатора и форкамеры,
которая запускается от обычных воспламенителей и пламя от которой
передается в зоны циркуляции.
     Характер изменения полной и статической температуры (давления)
рабочего тела по длине затурбинной части ТРДФ принципиально не
отличается от их изменения по длине обычного диффузора, камеры сгорания
и сопла (рис.1.2.).
     Двухконтурные двигатели с форсажными камерами могут выполняться по
различным схемам: с форсажем только в наружном контуре (ТРДДФП), с
раздельным форсажем в наружном и внутреннем контурах (ТРДДФ1+П); со
смешением (объединением) потоков рабочего тела, выходящего из наружного
и внутреннего контуров, и общей форсажной ка-мерой (ТРДДФсм). В
настоящее время двухконтурные двигатели с фор-сажными камерами
выполняются преимущественно по последней схе-ме. По этой схеме
выполнены, например, двигатели РД-33 (ГУП "Завод им. В.Я. Климова"), АЛ-
31Ф (ОАО "Люлька-Сатурн") и ДЗОФ-6 (ОАО "Авиадвигатель"), которые


                                        6
установлены на отечественных самолетах-истребителях МиГ-29, Су-27 и МиГ-
31, а также НК-144, который уста-навливался на первом сверхзвуковом
пассажирском самолете Ту-144, и самые мощные в мире ТРДДФсм НК-25 и
НК-32 для самолетов дальней и стратегической авиации. По этой схеме
выполняется перспективный ТРДДФсм пятого поколения АЛ-41Ф (ОАО
"Люлька-Сатурн").




   Рис.1.2. Схема одновального ТРДФ и изменение параметров рабочего тела в
            проточной части

      В двигателях, выполненных по схеме ТРДДФП, обеспечивается более
высокая экономичность, но при этом создается меньшая тяга.
     Применяется три форсированных режима работы двигателя: полный,
частичный и минимальный. Полный форсированный режим применяется, в
частности, для преодоления большого внешнего сопротивления на
трансзвуковых скоростях и достижения         максимальных сверхзвуковых
скоростей полета. Частичный форсированный режим развивает пониженную
тягу и применяется на промежуточных, главным образом, сверхзвуковых
скоростях полета. Минимальны форсированный режим - режим, на котором
обеспечивается минимальны расход топлива через форсажную камеру и
минимальная тяга двигателя с форсажом.
     Все форсированные режимы выше максимального, поэтому они более
напряженные. Продолжительность непрерывной работы на этом режиме и
суммарная наработка      на этих режимах регламентируется, как и на
максимальном режиме.


                                           7
                      1.3. Конструкция основных элементов
                              форсажных камер ГТД

     Форсажная камера состоит из фронтового устройства и собственно
камеры сгорания (рис.1.3.). Фронтовое устройство, в свою очередь, включает
в себя диффузор, стабилизаторы пламени, топливоподающее и запальное
устройства (рис. 1.4).




        1         2                3                         4
 Рис. 1.3. Форсажная камера и реактивное сопло ТРДДФ: 1 – турбина; 2 – фронтовое
 устройство; 3 – камера сгорания; 4 – регулируемое сопло




Задание №1.1. Рассмотрите на чертеже и разрезном макете ТРДФ АЛ-7-ф
форсажную камеру, выполните в рабочей тетради эскиз камеры, отметьте на
нем основные элементы.

     Диффузор служит для снижения скорости потока газа с целью создания
необходимых условий для организации устойчивого процесса горения
форсажного топлива. Он устанавливается непосредственно за турбиной
двигателя. Размеры выходного сечения и длина диффузора выбираются из
условия уменьшения скорости потока газа за турбиной от 300…400 м/с до
150…200 м/с. При этом должно быть достигнуто оптимальное сочетание
величины гидравлических потерь, габаритных размеров и массы устройства.
Оптимальный угол раскрытия диффузора составляет 8…120, а отношение
площадей проходных сечений на выходе (F1) и на входе (F2) должно
находиться в диапазоне F1 / F2 = 1,3…2,3.
     Кольцевой канал диффузора образуется обтекателем диска турбины и
наружной обечайкой, соединенными между собой стойками (рис.1.5) или
шарнирными тягами (рис.1.6). Соединение должно обеспечивать свободу
температурных деформаций конструкции. Образующие стенок диффузора
профилируются таким образом, чтобы гидравлические потери были
минимальными при минимальной длине. Иногда с этой целью внутреннюю
стенку делают усеченной, при этом получается срывной диффузор с
внезапным расширением (см. рис. 1.6).


                                1      2      3
                                        8

                                                                   4




                                                                  5




      Рис. 1.4. Фронтовое устройство форсажной камеры ТРДФ: 1 – смеситель; 2 –
обтекатель диска турбины; 3 – топливные форсунки; 4 – стабилизатор пламени; 5 –
наружная обечайка диффузора




Рис.1.5. Диффузор с креплением внутренней стенки на стойках: а – спрямляющая
решетка, образованная стойками; 1 – палец, 2 – сферическая втулка; 3 – стойка; 4 –
наружная стенка; 5 – внутренняя стенка.


Задание № 1.2. По чертежу и разрезному макету ТРДФ Р 11-Ф-300 изучите
конструкцию фронтового устройства форсажной камеры, выполните в
рабочей тетради его эскиз, сравните с конструкцией фронтовых устройств
двигателей АЛ-21-Ф-3 и РД-33.

Турбулентная скорость распространения пламени составляет 10…15 м/с, а
скорость потока на выходе из диффузора, как отмечалось ранее, – 150…200
м/с. Поэтому осуществить устойчивое горение топлива в форсажной камере
невозможно без специальных устройств, которые называются стабилизато-


                                          9




         Рис. 1.6. Диффузор с креплением обтекателя диска турбины на тягах: 1 -
  бандаж; 2 – шарнир крепления тяги; 3 -      наружная стенка; 4 – тяга; 5 –
  внутренняя стенка; а – упругая линия бандажа наружной стенки, обнаруженная
  в результате температурного расширения внутренней стенки и тяг



рами пламени. Они обеспечивают стабильное положение фронта пламени в
камере, удерживая его от сноса потоком газа. Наиболее широко применяются
стабилизаторы в виде плохо обтекаемого тела – желоба V-образного профиля
из листового материала с углом при вершине 30…600, обращенным навстречу
потоку. За стабилизатором пламени образуется зона обратных токов, в кото-
рой циркулируют продукты сгорания топлива с температурой 1500…20000С.
Зона обратных токов, благодаря высокой температуре газа в ней, служит
источником тепла для непрерывного поджигания новых порций топливогазо-
вой смеси, поступающей в форсажную камеру. Стенка стабилизатора охлаж-
дается снаружи набегающим потоком более холодного газа и форсажным
топливом. Стабилизаторы пламени могут выполняться кольцевыми,
радиальными и радиально-кольцевыми (см. рис. 1.7, 1.8).
      Иногда форма стабилизаторов диктуется не только особенностями
двигателя и его форсажной камеры, но и необходимостью подавления
опасного вибрационного горения в камере.
     Стабилизаторы пламени существенно загромождают сечение форсажной
камеры (до 20…25% от площади проходного сечения). Для уменьшения
гидравлических потерь стабилизаторы эшелонируют, смещая относительно
друг друга вдоль потока. Возможно также применение стабилизаторов,
имеющих удобообтекаемую форму при неработающей форсажной камере –
нишевых и аэродинамических (рис. 1.9).
      При трудности получения устойчивого воспламенения и горения
топлива в форсажной камере с помощью простых стабилизаторов возможно
применение форкамерных стабилизаторов пламени. Форкамера представляет
собой миниатюрную камеру сгорания, в которой создано течение с малой
скоростью – порядка 10…20 м/с. (рис.1.10). Благодаря этому обеспечивается
хорошее воспламенение топлива и устойчивое горение. Горячий газ из
форкамеры подается в зоны форсажной камеры, где воспламенение и


                                        10
горение топлива затруднено.




     Рис.1.7. Стабилизаторы пламени: 1- стабилизатор типа «корзинка»,
     2 – аэродинамический стабилизатор, 3 – стабилизатор с «дежурным» источ-
     ником пламени, 4 – кольцевые V—образные стабилизаторы, 5 – подвод
     воздуха, 6 – подвод топлива к источнику зажигания.




     Рис. 1.8. Схема фронтового устройства с радиальным стабилизатором пламени:
     1 – топливные коллекторы с форсунками, 2 – радиальные стабилизаторы пламени.




             Рис. 1.9. Стабилизаторы пламени удобообтекаемой формы



Задание № 1.3. Пользуясь чертежами и разрезными макетами двигателей,
выполните эскизы стабилизаторов пламени форсажных камер. Укажите
способы их крепления. На эскизах обозначьте области обратных токов.

     Система подачи топлива и смесеобразования предназначена для
ввода жидкого топлива в форсажную камеру, распыления и частичного
испарения его в потоке газа для образования горючей смеси, а также для
создания требуемого распределения топлива между стабилизаторами и по
поперечному сечению камеры. Система смесеобразования включает в себя
подводящие трубопроводы и коллекторы, форсунки для распыла топлива
(распылители) и устройства для испарения топлива (карбюраторы).



    
Яндекс цитирования Яндекс.Метрика