Камери згоряння авіаційних ГТД, незважаючи на їх зовнішню простоту, являють собою найбільш складний вузол, в якому одночасно протікають різні за своєю природою процеси: аеродинамічні процеси течії, фізико-хімічні процеси горіння, теплові процеси, пов'язані з тепловими потоками і термічними навантаженнями деталей.
Більшість з цих процесів важко піддаються розрахунками, тому при створенні КС потрібен великий обсяг доводочних і експериментальних робіт. Проектувальні роботи по суті є першим наближенням в створенні КС нових двигунів з одночасним використанням попереднього досвіду кожного окремого двигунобудівельного підприємства.
Особливу увагу при створенні нових двигунів останнім часом приділяється освіті в КС шкідливих речовин, виходячи з задоволення екологічним нормам [5].
Основні вимога, які пред'являються до КС:
- висока повнота згоряння палива;
- надійний запуск на землі і при заданих умовах польоту на висоті;
- стійкість горіння в широкому діапазоні коефіцієнта надлишку повітря, тиску і швидкості;
- малі втрати повного тиску;
- низький рівень викидів шкідливих речовин;
- забезпечення заданого радіального поля температури газу на виході;
- стабілізація процесу горіння і відсутність пульсації тиску;
- низька ціна виготовлення і простота обслуговування в експлуатації;
- велика надійність і ресурс;
Камера згоряння ГТД призначена для підведення тепла до робочого тіла шляхом згоряння палива в кисні повітря. Повітря в КС подається з компресора через дифузор, в якому швидкість повітря знижується приблизно в 5 ... 6 разів для зменшення втрат тиску в КС. Потім потік потрапляє в широку порожнину, де, розділяючись, обтікає жаровую трубу. В жаровій трубі для запобігання зриву полум'я створюють область малих швидкостей у вигляді зони зворотних струмів за допомогою завихрителей (на початку жарової труби, в т.зв. первинної зоні) [4].
За первинною зоною знаходиться проміжна, куди надходить основна частина вторинного повітря через отвори в жаровій трубі. За рахунок цього повітря відбувається догорання окремих областях переобогащенная паливом газових утворень. Сама ділянка жарової труби від форсунок до місця закінчення горіння називається зоною горіння.
За зоною горіння слід зона змішування, куди подається змішувальний повітря, розміри струменів якого забезпечують заданий радіального поля температури газу на виході з КС. Закінчується КС газосборником.
В даний час виділено три типу КС ВМД: кільцева, трубчасто-кільцева і трубчаста. Найбільшого поширення набула схема кільцевої КС, тому що вона відрізняється компактністю конструкції і меншою масою. Жарова труба кільцевої КС (в порівнянні з іншими схемами) має меншу поверхню, а значить, і для її охолодження потрібно менший обсяг повітря.
Залежно від напрямку течії потоку газу розрізняють прямоточні, протиточні і петльові схеми КС. Для проектованого в даній роботі ВМД (згідно з прототипом) обрана схема кільцевої прямоточної КС.
Вихідними даними для розрахунку КС є:
- температура повітря на вході в КС;
- температура газу на вході в турбіну;
- тиск повітря на вході в КС;
- втрати повного тиску внаслідок гідравлічного опору
- втрати повного тиску внаслідок теплового опору
- коефіцієнт повноти згоряння палива
- коефіцієнт повноти згоряння в зоні горіння
- стехиометрическое кількість повітря для використовуваного палива
- теплотворна здатність палива
- коефіцієнт надлишку повітря
- коефіцієнт надлишку повітря на виході з фронтового пристрою
- коефіцієнт надлишку повітря в кінці зони горіння
- геометричні (радіальні і осьові) компресора, камери згоряння і турбіни проектованого двигуна (приймаються згідно прототипу).
Вихідні дані газодинамічного розрахунку камери згоряння розміщуються у файлі вихідних даних gdrks.dat (таблиця 3.1). Результати розрахунку, одержувані за програмою gdrks.exe, заносяться в файл gdrks.rez (таблиця 3.2). Крім таблиці розрахункових даних, програма gdrks.exe дозволяє для більшої наочності представити результати розрахунку в графічній формі (рисунок 3.1) [7].
Таблиця 3.1 - Вихідні дані
Таблиця 3.2 - Результати розрахунку
Малюнок 3.1 - Схема проточної частини камери згоряння
В результаті розрахунку отримані параметри потоку в камері згоряння і її геометричний вигляд. Розподіл основних параметрів відповідає типовому для петльових протиточних камер згоряння. Геометричний вигляд схожий з камерою згоряння двигуна-прототипу.
Спроектована камера згоряння має високе значення коефіцієнта повноти згоряння палива і допустимі для камер даного типу значення втрат на теплове і гідравлічний опір.
Якщо Ви помітили помилку в тексті виділіть слово і натисніть Shift + Enter