Основные этапы проектирования осевых компрессоров ГТД.

Основы проектирования облика двигателя и его силовой схемы.

После конструктивной проработке отдельных узлов двигателя, решаются вопросы реализации газодинамической схемы двигателя с соблюдением условий прочности, виброустойчивости, надежности и удобства эксплуатации. Определение силовой схемы двигателя, которая дополняет конструктивную схему способов передачи усилий от роторов корпуса двигателя, условий соединения отдельных узлов двигателя, выбор схемы крепления двигателя к самолету. Определение усилий в узлах крепления, реализация условий модульности двигателя.

При создании двигателя сначала создается прототип двигателя, который соответствует всем перспективным требованиям, при этом используется опыт предыдущих работ, результаты научных исследований, которые проводятся ведущих организациях страны. Учитываются замечания при эксплуатации двигателя. Очевидно, что при создании двигателей наиболее серьезные проблемы возникают при проектировании газогенератора. Он работает при высокой температуре и давлении, поэтому от проектировании конструкции газогенератора зависят сроки создания и стоимость двигателя. Поэтому наиболее важным является своевременная разработка перспективных газогенераторов. Это позволяет создать опережающий научно-технический задел. А на базе перспективного газогенератора возможно создание различных видов двигателей. Таким образом использование ранее разработанных газогенераторов позволяет существенно повысить уровень технического совершенства двигателя и сократить сроки их проектирования и создания. При проектировании двигателей важнейшим является конструктиво-схемное решение по двигателю. Под ним понимается схема двигателя, в которой определены количество и тип роторов, количество расположение опор ротора, тип статора, вентилятора, компрессора, соплового аппарата, турбины и основных элементов трансмиссии двигателя.

Конструктивно-схемное решение определяется исходя из принятой газодинамической схемы, т.е. от зависимости суммарной степени повышения давления, распределения его между вентилятором компрессором, числа ступеней компрессора и турбины. Принятое конструктивно-схемное решение должно отвечать следующим требованиям:

1. Обеспечить соответственно основному назначению двигателя и его параметров минимальные размеры и массу двигателя. При полном удовлетворении норм прочности и надежности конструкции.

2. Обеспечить возможность достижения минимального уровня вибрации двигателя, отвечающего действующим нормам.

Решение этих задач начинается с определения числа, расположения и типа опор роторов. При этом надо иметь ввиду, что в двух и трехвальной конструкции двигателя желательно иметь опоры каждого роторов непосредственно связанного через подшипники с корпусом двигателя. Это рекомендуется, чтобы избежать взаимного влияния роторов друг на друга, при котором может возникнуть поле вибрации. Опоры желательно располагать в зоне последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это способствует стабильности, минимальных радиальных зазоров и высоких КПД компрессора и турбины. Улучшает условия работы турбинной опоры. Для роторов газогенератора необходимо рассмотреть повешенную жесткость. Для этого производится увеличение диаметра вала, связывающего последнюю ступень компрессора с первой ступенью турбины. Для уменьшения длины вала, двигатель необходимо выполнить короткую по длине КС. При ведение работ по проектированию необходимо учитывать, что процесс проектирования двигателя является сложным и трудоемким и требует участия многих коллективов. Для проектирования двигателя используют различные системы автоматического проектирования.

 

Автоматическое проектирование авиационных двигателей.

Проектирование двигателя в целом и его отдельных узлов можно рассматривать как совокупность газодинамических и тепловых расчетов, создания узлов в виде отдельных конструкций и расчета последних на прочность и колебаний. Применение САПР влияет на сокращение сроков проектирования, повышает качество проекта, разгружает проектировочные циклы от ручной работы и сосредоточить их внимание в большей степени на творческой деятельности.

Под автоматическим проектированием понимается проектирование при помощи специальных проектных программ, в процессе которых происходит взаимодействие коллектива проектировщиков системы проектирования. При автоматическом проектировании работа происходит в форме диалога. При этом предоставляется возможность работы с графической информацией. Создание САПР начинается с разработки отдельных подсистем. Автоматическое проектирование, которое представляет собой частные конструктивные решения по трудоемким деталям и узлам м последующим переводом на объединение их в единую коллективную САПР.

Весь процесс проектирования разделяется на этапы:

1. Анализ проточной части двигателя.

2. Разработка силовой схемы двигателя.

3. Схемная проработка двигателя – это решение вопросов компоновки, охлаждения, смазки и предварительный анализ технологичности сборки всего двигателя.

4. схемная проработка узлов двигателя. Формирование облика узла, решение вопросов подвода коммуникаций для охлаждений, смазки узла двигателя, предварительный анализ технологичности сборки узла.

5. Конструктирование сборочной единицы. Соединение диска с валом, опоры двигателя, узла статора и т.д.

Для успешного проектирования в САПР надо иметь высокоэффективную, быстродействующую компьютерную сеть, банк стандартных деталей, банк существующих конструктивных решений. Пакет прикладных программ, осуществляющий трансформацию узлов, пакет прикладных программ графических чертежей, банк математического и технологического обеспечения.

 

Основы проектирования упруго-дельферных опор. (УДО)

Большинство современных ГТД применяются с УДО. Основным назначение УДО является уменьшение общего уровня вибраций роторов и всего двигателя в целом и устранении опасных резонансных колебаний. С этой целью основные параметры и характеристики опор, коэффициенты жесткости, дельферующая способность, место расположения должны быть согласованы наилучшим образом с динамическими характеристиками роторов в системах двигателя. Такое согласование должно производится современными методами с применением современной вычислительной техники еще в процессе проектирования двигателя, т.к. изменение динамических характеристик уже построенного двигателя очень затруднительно и может потребовать существенной переделки его конструкции. Параметры и характеристики опор зависят от их конструкции, основных размеров, в напряжениях в определенных деталях. В качестве дополнительных требований можно указать следующие:

1. Ограничение больших радиальных деформаций в опорах под действие радиальных статических перегрузок. Это предупреждает возможность задевания лопаток ротора о корпус и задеваний в лабиринтных уплотнениях воздушного тракта и масляных полостей.

2. Обеспечение соосности расположения ротора в корпусе, путем смещения центра опоры на величину статической деформации ее упругих элементов от действия сил веса. При этом не должна нарушаться асимметричность упругих и дельферных характеристик опоры.

3. Обеспечение максимальной дельфирующей способности.

4. Обеспечение стабильности и определенности упруго-дельферных характеристик назначении допусков на изготовление деталей опоры и использование возможностей подбора деталей при сборке.

 

Сейчас широкое применение имеют опоры трех видов:

1. Опоры с кольцевыми упругими элементами

2. Опоры типа «беличье колесо».

3. Опоры гидродинамического типа.

Радиальные зазоры.

При проектировании газовых турбин рассматриваются различные режимы для обеспечения минимально необходимых зазоров между ротором и статором, которые гарантируют отсутствие задевания ротора за статор. Величины зазоров рассматриваются с учетом их изменения на различных режимах работы: в полете, стоянии и при резко отрицательных температура. Известно, что большие радиальные зазоры ведут к снижению КПД турбины, и увеличивается удельный расход топлива, что приводит к увеличению температуры газа перед турбиной. Величину исходного радиального зазора между концами рабочих лопаток и корпуса выбирают таким образом, чтобы зазор в горячем состоянии был предельно минимальным, после остановки двигателя и охлаждения не происходило задевания деталей ротора за корпусные детали. Из опыта эксплуатации известно, что изменение радиального зазора от 0,5 до 4 мм ведет к снижению КПД турбины до 7%. Радиальный зазор в холодном состоянии обычно составляет от 0,015 до 0,03 длины рабочей лопатки. При выборе этой величины исходят из того, что на наиболее опасном для задевания режиме работы двигателя зазор оставался минимально возможным с учет упругих и пластических деформаций деталей, образующих зазор в процессе эксплуатации, наличие зазоров в подшипнике, биение, отклонение формы допусков на изготовление и других факторов. Величина зазора изменяется в зависимости от теплового состояния, действия центробежных сил на диск и лопатку при вращении, т.к. при этом возникают упругие и пластические деформации лопаток и дисков. При незнании радиальных зазоров назначаются зазоры отдельно для первой и последней ступени. В зависимости от существующих величин температурных расширений, очень точная оценка радиального зазора очень затруднительна. Поэтому в реальных конструкциях минимальный зазор обеспечивается при помощи легко срабатываемых корпусных вставок, состоящих из однослойных или двухслойных керамических материалов. Металлокерамические вставки имеют внутренний слой, который обеспечивает прочность, состоящий из порошкового железа или никеля, и наружный мягкий слой, легко повреждаемый в случае касания лопатки о корпус. Сейчас уменьшение радиального зазора достигается при помощи сотовых вставок, представляющих собой гофрированную ленту, полученную путем высокой температурной пайки. Лента имеет толщину 0,1-0,2 мм. Тонкие вставки резко снижают утечки и повышают КПД турбины на 2%.

 

Основные этапы проектирования осевых компрессоров ГТД.

В современных условиях при высоком развитии компьютерной техники, проектирование проточных частей компрессора и РТ производится совместно, так как технологии проектирования компрессора и турбины имеют много общего. При проектировании производится выбор параметров этих узлов, основываясь на данных современных двигателей. К числу основных параметров, характеризующих техническое совершенство, относятся степень повышения давления, суммарная степень повышения давления и степень повышения давления вентилятора, КПД, удельная масса, габаритные размеры, окружная скорость на среднем диаметре и концах лопаток.

Для двигателей боевых самолетов, суммарная степень повышения давления равна 23-25; для пассажирских самолетов – 20-30.

Степень повышения давления вентилятора двигателя боевых самолетов - 3-4, двигателя пассажирских самолетов – 1-7.

Окружная скорость на конце лопаток вентилятора двигателя пассажирских самолетов – 420-450 м/с, двигателя боевых самолетов – до 480 м/с.

Эффективным средством понижения расхода воздуха является понижение зазора между рабочими лопатками и корпусом, особенно для последних ступеней компрессора. Понижение радиуса зазора осуществляется путем притирки, повышения жесткости корпуса, нанесения на корпус над лопатками мягкого покрытия, обеспечения гарантированного зазора за счет нагрева и охлаждения статора и ротора с использованием материалов с различными коэффициентами линейного расширения. Параметром, от которого зависит качество двигателя и безопасность полетов, является ресурс. Ресурс является количественным показателем долговечности двигателя, которая также определяется состоянием деталей компрессора. Эксплуатация компрессора по техническому состоянию с использованием средств технической диагностики позволяет более полно использовать заложенные ресурсы при сохранении требований безопасности.

Для этого компрессор должен быть контролепригодным, иметь модульную конструкцию, которая позволяет заменять вентилятор или лопатки компрессора среднего, низкого и высокого давления непосредственно в эксплуатации. Очень важно для обеспечения эффективности компрессора сохранение его основных характеристик. Это особенно актуально для компрессоров вертолетных двигателей, которые подвергаются активному воздействию окружающей среды: пыль, песок и влага приводят к повышенному износу поверхности деталей, а в первую очередь рабочих лопаток компрессора, что приводит к ухудшению газодинамических и прочностных характеристик. Высокая долговечность деталей компрессора закладывается при проектировании, путем применения коррозийно-стойких материалов и противоэрозионных покрытий. Обеспечение жесткости конструкции достигается использованием пылезащитных устройств и выбора радиуса зазоров между рабочими лопатками вентилятора и спрямляющего аппарата с целью устранения посторонних частиц. При совершенствовании конструкции компрессора необходимо:

1. понизить удельную массу;

2. понизить удельный расход топлива за счет улучшения основных параметров и совершенствования конструкции;

3. повысить надежность и сократить расходы времени на техническое обслуживание;

4. понизить воздействие на окружающую среду.

Теоретические расчеты показывают, что в дальнейшем возможно понижение удельного расхода топлива для двигателей самолетов гражданской авиации на 20%, для боевых самолетов на 30% и больше. Перспективным является также использование рабочей лопатки вентилятора, изготовленной из композиционных материалов. Это позволяет улучшить обтекание лопатки и понижение потери. Для повышения частоты вращения ротора турбины и повышения его КПД, а с другой стороны, для понижения частоты вращения лопаток вентилятора предлагается использовать редуктор; предлагается использовать вентилятор и КНД, вращающиеся в разные стороны. Так же рекомендуется широко использовать поворотные лопатки для вентилятора и компрессора ВД и более эффективно использовать отбор и перепуск воздуха. Для сохранения в эксплуатации основных параметров компрессора рекомендуется использовать жесткие роторы, применять для ротора и статора материалы, имеющие минимальное значение радиальных осевых зазоров без дополнительных мероприятия по охлаждению или нагреву корпуса. Создавать также конструкции вентилятора и разделительного корпуса, которые позволят направлять большую часть посторонних частиц, попадающих в двигатель, в наружный контур. Дополнительно предлагается обеспечить надежность уплотнений. В настоящее время в современном авиационном двигателе компрессор проектируется одновременно с турбиной. Следовательно, необходимо рассмотреть конструктивные схемы газовых турбин, применяемых в авиационных двигателях.

В настоящее время применяются одновальные, двух- и трехвальные двигатели. Число ступеней турбины в зависимости от назначения двигателя может быть от 2 до 8. В трехвальном используется турбина высокого, среднего и низкого давления. Кроме этого в турбовальных двигателях используется свободная турбина.

Наибольшие трудности вызывает проектирование охлаждаемых турбин высокого давления, в которых необходимо ограничить число ступеней до двух. В этих условиях должна быть обеспечена требуемая прочность Рабочих лопаток и дисков, несмотря на высокую температуру газа – 1800К и более.

В этих условиях при высоких окружных скоростях происходит значительное понижение температуры газа после первой ступени и, благодаря этому можно последующие ступени выполнять неохлаждаемыми, что значительно упрощает конструкцию с газовой турбиной в целом.

Трудности создания охлажденных турбин связаны с проектированием системы воздухоохлаждения в дисках и рабочих лопатках конструктивными изменениями профилей, соответственно введением коммуникаций подвода охлажденного воздуха и применением теплообменника. Кроме этого, если количество воздуха, отбираемого на охлаждение из последующих ступеней компрессора, превышает 13 %, следовательно, повышается газодинамическая нагруженность турбины, и в этом случае понижается КПД турбины.

Турбина КНД и турбина вентилятора проектируются для более низких окружных скоростей. Эти турбины выполняются неохлаждаемыми, так как проектируются со значительно низкими температурами на турбине высокого давления, а в отдельных случаях проектируются только с охлаждением первой ступени соплового аппарата, остальные детали газовой турбины выполняются неохлаждаемыми. В отдельных случаях на последних ступенях турбины выполняются с увеличением среднего диаметра по сравнению с турбиной высокого давления. В месте перехода выполняется сопловой аппарат большего диаметра.

При проектировании проточная часть турбины задается периферийными и втулочными диаметрами сечений на входе и выходе на каждом каскаде турбины, и длиной каскада; аналогично проектируются каскады компрессора. Длина каждого определяется количеством ступеней, а кольцевые площади, характерные для каждой ступени проточной части, определяются по заданным значениям расходов воздуха или газа, полного давления и температуры рабочего тела из условий неразрывностей потоков: диаметральные размеры проточных частей турбокомпрессора, выбираются из следующих условий:

1. из условий обеспечения минимальных лобовых габаритов – условие определяет выбор диаметральных размеров вентиляторных лопаток двухконтурного двигателя;

2. выбор диаметральных размеров производится по условию выбора оптимальных размеров газогенератора, так как оптимальные размеры газогенератора влияют на весовые характеристики двигателя.

3. выбор диаметральных размеров турбокомпрессора производится по окружным скоростям вращающихся рабочих лопаток турбины и компрессора, так как ротор компрессора и турбины вращается с одинаковой частотой.

Исходя из этого, выбор диаметральных размеров предполагает оценку прочности рабочих лопаток турбины с учетом их охлаждения, а также согласование компрессора и турбины по окружным скоростям.

При формировании проточной части турбокомпрессора необходимо учитывать возможность эффективной работы компрессора и турбины при минимальных габаритах и массе.

Стремление понизить габариты и массу приводит к повышению осевых и окружных скоростей проточной части двигателя, что ведет к снижению КПД компрессора и турбины, к ухудшению экономичности двигателя. Следовательно, при проектировании двигателя возникают противоречия. С одной стороны, необходимо обеспечить эффективную работу турбокомпрессора, с другой – обеспечить минимальные габариты и массу, но в то же время необходимо предусмотреть обеспечение заданного ресурса и оптимальной трудоемкости ресурса двигателя. Следовательно, необходимое условие разрешения данных противоречий приводит к успешному проектированию двигателя, что значит: эффективная работа компрессора и турбины закладывается на стадии их проектирования. Основные параметры проточной части турбокомпрессора определяется для взлетного режима. Это необходимо по следующим причинам:

1. на этом режиме – максимальный расход воздуха, максимальная температура газа перед турбиной и максимальное напряжение в узлах двигателя.

Ресурс двигателя определяется также главным образом работой двигателя на этом режиме, следовательно, максимальная частота вращения турбокомпрессора должны определяться из условия обеспечения достаточных запасов прочности рабочих лопаток турбины.

2. все рекомендуемые значения основных параметров турбокомпрессора выбираются из условий работы двигателя на земле, это соответствует высоте полета раной нулю и скорости полета равной нулю, а также при давлении и температуре окружающей среды.

Исходными данными для расчета основных размеров проточной части турбокомпрессора являются параметры рабочего процесса.

В ДТРД: температура газа перед турбиной, степень увеличения ротора компрессора высокого и низкого давления, степень двухконтурности, степень давления вентилятора. Кроме этого необходимо знать величину работы каскадов, а еще температуру и давление рабочего тела во всех характерных сечениях двигателя и расход рабочего тела через эти сечения.

Из курса теории двигателей известно, что в проектировании двигателей необходимо обеспечить баланс мощностей компрессора и турбины, при известных значениях работы этих узлов, согласование работы компрессора и турбины по окружным скоростям, с учетом равенства частот вращения роторов. Необходимо также обеспечить запас прочности рабочих лопаток турбины по растягивающим напряжениям. Значение кольцевых площадей поперечного сечения проточной части на входе и выходе каждого каскада компрессора определяется из уравнения неразрывности, так как расход рабочего тела (воздуха или газа), полная температура и давление заданы, а приведенные скоростив характерных сечениях выбираются по опытным данным, известным из эксплуатации двигателя. Например: для компрессора во входном сечении, в случае дозвукового потока, приведенная скорость равна 0,5 – 0,6 (λ). В случае сверхзвукового потока λ = 0,6 – 0,75.

 

λ = с / акр.

Для турбины, во входном сечении λ = 0,2 – 0,3, а для двухконтурных двигателе

λ = 0,35 – 0,55, для турбовальных двигателей λ = 0,3 – 0,45.

 

Gв i = ρ i * F i * C i – уравнение неразрывности;

 

F i = Gв i / ρ i * C i.

 

При проектировании проточной части малоразмерных двигателей необходимо значение λ в характерных сечениях принимать на нижнем уровне. Таким образом, задаются исходные данные для определения геометрических размеров кольцевого сечения проточной части. Кольцевое сечение проточной части можно задать через диаметр рабочего колеса, диаметр втулки и средний диаметр.

Например, если в любом сечении проточной части задаются значения среднего диаметра, то можно определить высоту лопатки (hi), которая определяется следующим отношением:

 

h i = F i / П Dср i

 

Fвт i = П D²вт / 4

 

Fк i = = П D²к i / 4

Следовательно, все диаметральные размеры можно рассчитать по известным зависимостям, а определение основных диаметральных размеров в проточной части компресса сводится к определению в каждом характерном сечении диаметров колеса, диаметра втулки, среднего диаметра и высоты лопатки. Следовательно, определяемые величины зависят от расходов воздуха или газа через турбокомпрессор, а в конечном итоге – от тяги двигателя.

При проектировании необходимо пользоваться относительными величинами: относительным диаметром втулки. Для большинства двигателей эта величина на входе в двигатель равно 0,3 – 0,5.

Для большей части современных двигателей существуют более узкие пределы изменения относительного диаметра втулки – 0,4±0,15. Значение данной величины для турбовальных двигателей отличается – 0,6 – 0,75.

 

d ^’ вт = Dвт / Dколеса

 

В сечении на выходе из компрессора величина относительного диаметра обычно больше из-за уменьшения высоты лопатки. А в турбине – наоборот.

В общем виде определение геометрических размеров проточной части решается совместно с выбором числа ступеней турбокомпрессора и обеспечение заданного запаса прочности рабочих лопаток турбины. Известно, что работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в ступени компрессора, определяется:

 

Lст.к = H^’ср U ²ср, H^’ср – средний коэффициент напора, U ²ср – квадрат окружной скорости в среднем диаметре проточонй части компрессора,

 

Известно, что общая работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в компрессоре, определяется, при проектировании, термогаздинамическими расчетами, поэтому число ступеней определяется:

 

Z = Lк / Lст.к = Lк / Н^’ср * U ²ср.

Lк – работа, затраченная на сжатие воздуха в компрессоре.

Lст.к – работа, затраченная на сжатие воздуха в одной ступени компрессора

 

Величина коэффициента среднего напора выбирается из опытных данных по условиям эксплуатации. Средний напор – 0,3 – 0,4, а для вентиляторных ступеней – 0,3 – 0,35.

Средний диаметр проточной части определяется полусуммой диаметра колеса и диаметра втулки. Аналогично определяется число ступеней турбины:

 

Zт = Lт * У²т^* / H^’ср.т * ηт,

Ут^* - коэффициент нагруженности турбины, для современных двигателей равен 0,5 – 0,6.

 

Обычно для высокотемпературных турбин, в том числе для турбины газогенератора рекомендуется коэффициент – 0,5, а для многоступенчатых турбин, в том числе для турбин вентилятора, коэффициент – 0,6.

Рекомендуемое значение коэффициента напора ступеней компрессора и нагруженности турбины выбирается из условия обеспечения высоких КПД для компрессора и турбины, при условии, что компрессор работает в пределах устойчивых границ. Из приведенных соотношений следует, что число ступеней компрессора и турбины пропорционально величинам работ этих узлов. По мере развития авиационного двигателестроения происходит постоянное увеличение параметров рабочего процесса, так же степени повышения давления. Это влечет за собой постоянное увеличение работы, которое необходимо для привода компрессора, и соответственно происходит увеличение потребной окружной скорости и количества ступеней компрессора и турбин, поэтому при помощи вышеприведенных формул, задаваясь значениями окружной скорости можно оценить количество ступеней компрессора и турбин, и наоборот: задаваясь количеством ступеней – определить потребные скорости вращения. Например, для турбины газогенератора обычно задаются количеством ступеней и определяют потребное значение окружной скорости турбины. А для компрессора газогенератора: задаются типом компрессора, и по нему выбирают значение окружной скорости и соответственно оценивают количество ступеней. При подборе значения окружной скорости необходимо иметь в виду, что тип компрессора характеризуется не средней окружной скоростью, а окружной скоростью на периферии рабочей лопатки первой ступени компрессора, то есть, для дозвуковых ступеней – 300-350 м/с, околозвуковых – 350-420 м/с, сверхзвуковых – 420-500м/с.

Соотношение между приведенной скоростью и фактической скоростью зависит от полной температуры воздушного потока на входе в рассматриваемый компрессор.

 

U к.пр = U к √ Тв^* / 288

 

Отношение окружных скоростей зависит от отношения диаметров. Известно, что диаметр ступени компрессора определяется формой и размерами проточной части компрессора. Кроме этого, располагаемая работа турбины и потребляемая работа компрессора связаны балансом мощностей. Поэтому при расчетах выражаются значения работ через параметры ступеней. Подставляя эти значения в уравнение баланса мощностей, с учетом равенства частоты вращения ротора и компрессора турбины, а коэффициенты напора и нагруженности ступеней компрессора и турбины постоянны, находят соотношение числа ступеней компрессора и турбины от отношения средних диаметров его проточной части.

 

Zк / Zт = ƒ(Dср.т / Dср.к)

 

Если диаметры равны, то на одну ступень турбины приходится приблизительно 5 ступеней компрессора. Если средний диаметр компрессора на 30 ниже среднего диаметра турбины, то на одну ступень турбины приходится 7-10 ступеней компрессора. В последнее время в современном двигателестроении наметилась тенденция уменьшения числа ступеней, даже на двигателях с высокой степенью повышения давления. Это достигается путем повышения величины окружной скорости и оптимальном трехмерном проектировании межлопаточных каналов, это касается и турбины. Применение современных материалов позволяет значительно увеличить окружные скорости роторов компрессора и турбины. При этом количество ступеней можно сократить в 2 раза. При условии сохранения высокого уровня КПД компрессора и турбины.

Объем жаровой трубы делится:

1. Первичная зона горения.

2. Промежуточная.

3. Зона смешения.

В первичной должно быть обеспечено условие для стабилизации пламени. Необходимо обеспечить достаточное время пребывания топливовоздушной смеси. Необходимая температура горения и высокая степень турбулизации потока.

Промежуточная зона предназначена для завершения горения. Она является продолжение первичной зоны и служит для завершения горения при высокой температуре. Эта зона предотвращает преждевременное охлаждение газа для обеспечения максимальной полноты сгорания.

Зона смешения обеспечивает формирование средней температуры газа на входе в турбину, поэтому в эту зону через отверстия в жаровой трубе подается воздух. Объем подаваемого воздуха равен примерно 20-40% от суммарного расхода воздуха через КС.

Определение размеров камеры сгорания является задачей проектировочного расчета и основывается на определенных термогазодинамических расчетах и практическом опыте, накопленном при создании камер сгорания для определенного типа авиадвигателей.

Минимальный объем жаровой трубы рассчитывается по параметрам форсирования, которые определяются соответствующей эмпирической зависимостью:

 

Кv =const * Gг / Pк^1,25 * Tк * Vк

 

Исходными данными для проектирования являются параметры рабочего процесса, заданные полнотой сгорания топлива, также геометрические размеры проточной части на выходе из компрессора и на входе в сопловой аппарат турбины. Эмпирические зависимости связывают основные геометрические размеры камеры сгорания и ее характеристики, то есть, полноту сгорания топлива, потери полного давления в камере сгорания и неравномерность поля температур. В качестве расчетного режима для проектирования выбирается взлетный режим полета двигателя. Однако все размеры, полученные при этом корректируются с учетом высотного запуска, особенности которого требуют увеличения размеров жаровой трубы. Поэтому размеры КС, полученные на взлетном режиме значительно меньше, чем на режиме высотного запуска. Все испытания показывают, что, если принять объем КС соответствующий взлетному режиму, то ее размеры будут не достаточны для нормального розжига и раскрутки двигателя в режиме авторотации. После уточнения геометрических размеров определяется облик КС, который можно корректировать в составе всего двигателя. При проведении расчетов на компьютере, все варианты КС рассчитываются автоматически.