Старцев Н.И. Конструкция узлов 2007. Н. И. Старцев, С. В. Фалалеев конструкция узлов авиационных двигателей
 Скачать 2.31 Mb.
|
|
2.6. Подвеска и центрирование жаровой трубы в корпусе Используется три схемы подвески. По первой схеме существует два пояса подвески ЖТ: передний - крепления ЖТ за наружный корпус КС и задний - в стыке с 1СА турбины. Обычно в переднем поясе производится фиксация ЖТ в осевом направлении со свободой радиальных тепловых деформаций, а в заднем поясе используется телескопическое соединение с 1СА, дающее свободу осевого теплового расширения. Возможные конструктивные решения креплений в переднем и заднем поясе показаны на рис. 2.34.Различные усложнения конструкции (сферические элементы, размещение цилиндрических пальцев на оси и др.) связаны с гарантированностью свободы расширения и уменьшения изнашивания. Рис. 2.34 Конструктивные наполнения креплений ЖТ в переднем и заднем поясе Во второй схеме - в коротких КС жаровая труба крепится только в заднем поясе с решением задачи свободы радиальных деформаций стенок. Осевые и радиальные тепловые деформации ЖТ при таком консольном закреплении не должны нагружать топливные форсунки. На рис. 2.35 показана схема консольного закрепления ЖТ. Рис. 2.35. Консольное крепления жаровой трубы (схема и ТРДД BR-715) И, наконец, известна третья схема, где осевая фиксация относительно корпуса КС делается в переднем и заднем поясе, а разность осевых тепловых деформаций ЖТ и корпуса компенсируется в телескопическом соединении в разъеме ЖТ. Такие конструкции использованы в трубчато-кольцевых камерах ТРДД семейства Д-30 и Тэй. Для снижения гидравлических потерь в кольцевых каналах вторичного воздуха элементы крепления переднего пояса стремятся расположить в плоскости, близкой к ФУ, где скорости потока могут быть ниже, чем в кольцевом наружном канале. 2.7. Оформление стыка жаровой трубы с 1СА турбины Кроме закрепления ЖТ в заднем поясе, ставится задача организации пленочного охлаждения цилиндрических стенок 1СА турбины. Заградительная пелена обычно формируется в крайних секциях ЖТ. При двухопорном закреплении ЖТ заградительная пелена чаще создается специальным рядом отверстий в последней секции как на наружной, так и на внутренней стенке. В случае консольного закрепления ЖТ конструкция стыка усложняется необходимостью и охлаждения СА и согласования радиальных деформаций сопрягаемых элементов ЖТ и 1СА. Радиальные деформации согласуются или введением плавающих колец, или с помощью упругих элементов (рис. 2.36). Рис. 2.36. Конструктивные решения при двухопорном креплении оформления стыка ЖТ и 1СА 2.8. Выбросы вредных веществ При работе на режиме малого газа преобладают продукты неполного сгорания топлива, оксид углерода CO, и несгоревшие углеводороды C n H m , а на режимах больших тяг - оксид азота NO X и твердые частицы сажи, дым. Дымность определяется появлением в пламени малых объемов, богатых топливом. Поэтому обеднение и гомогенизация смеси способствует снижению образования дыма и сажи. Основным источником загрязнения атмосферы является автомобильный транспорт (58%), авиация находиться на последнем месте (2%). Однако в зоне аэропорта концентрация вредных веществ может привесить допустимые нормы (в больших аэропортах суточные выбросы оцениваются в десятки тонн). Поэтому все развитые страны вводят ограничения на выбросы вредных веществ в соответствии со стандартом ИКАО ( рис.2.37 ). В нашей стране нормирование выбросов рекламируется государственным стандартом - ГОСТ 177.22.04-86 «Двигатели газотурбинные гражданской авиации. Нормы и методы определения выбросов загрязняющих веществ», который соответствует нормам ИКАО. Стандарт распространяется на ГТД с тягой более 26,7кН для самолетов гражданской авиации. Для качественной оценки выбросов используют два параметра. Индекс эмиссии (EJ) Х , где Х - индекс компонента выбросов - СО, C n H m и NO X (EJ) Х равен отношению компонента Х в граммах к массе использованного топлива в кг и определяет совершенство двигателя по количеству выбросов. Вторым параметром является параметр эмиссии П к , который выражает массу вещества, выделяемую двигателем в течении стандартного взлетно-посадочного цикла, и является мерой загрязнения атмосферы в окрестностях аэродрома. Взлетно-посадочный цикл включает следующие режимы работы двигателя (за время 22,9мин): руление перед взлетом 19 мин, работа на взлетном режиме 0,7 мин, набор высоты до 1000м 2.2 мин, заход на посадку 4 мин, руление после посадки 7 мин. Меры по сниж ению оксида углерода CO основаны на общих принципах повышения полноты сгорания: - улучшение распыливания топлива при малых расходах (на малых режимах), переключение подвода топлива на меньшее число форсунок в многофорсуночных КС; - увеличение объема зоны горения и времени пребывания в ней, это важно для обедненной смеси с α > 1,3; - снижение расхода воздуха на пленочное охлаждение, охлаждающий воздух, выходя из первичной зоны, уже содержит CO и C n H m в больших концентрациях и если он не будет вовлечен в центральное ядро горячего потока, (с тем чтобы там полностью сгорели эти вредные вещества), то несгоревшие («замороженные») CO и C n H m вместе с охлаждающим воздухом дойдут до выхлопа. Несгоревшие углеводороды порождаются теми же причинами что и CO, поэтому меры по снижению CO и C n H m одинаковы. Главная причина образования NO X - высокая температура, т.к. окись азота NO образуется в результате окисления инертного азота, находящегося в атмосферном воздухе, только с подводом тепла и прекращается при 1920 T К < . Но превышение этой температуры увеличивает количество NO в 2 раза на каждые 139К. Температурный диапазон с малым уровнем CO, C n H m и NO X показан на рис.2.38 Видно, что методы снижения выбросов - это компромиссные решения вежду выбросами СО и C n H m , с одной стороны, и NO X , с другой. Для снижения оксидов азота возможно использовать несколько приемов: Усовершенст вование серийных прямот очных КС для реализации требований по снижению температуры в зоне горения за счет: - гомогенизации горения, оптимального распределения воздуха по длине ЖТ, сокращение длины ЖТ - введения новых технологий охлаждения стенок, теплозащитных покрытий для уменьшения расхода охлаждающего воздуха. Использование многофорсуночных КС с пневмораспылом т оплива (рис. 48), что позволяет реализовать оптимизацию состава смеси на режиме малого газа и максимальной тяги, сократить длину ЖТ и уменьшить время пребывания. Первая в истории авиационных ГТД многофорсуночная КС ТРДД НК-8 (1960г) выполнена со ступенчатым диффузором, имеет плоское ФУ - плиту, на которой в 2 ряда размещено 139 форсунок: 35 форсунок из 70 (через одну) во внешнем ряду обслуживают процесс горения на малом газе, остальные включаются в работу на основных режимах. Топливные коллекторы с защитными тепловыми экранами, система каналов подвода топлива к каждой форсунке, подвод воздуха в завихрители горелок выполнены в плите. Опыт применения многофорсуночных КС на двигателях семейства НК убедительно доказывает жизненность этого приема: и ТРДД НК-8 ( 10,8 К π ∑ = ) и ТВВД НК-93 ( 30 К π ∑ = ) отвечают нормам ИКАО по выбросам вредных веществ, своего времени. На рис.2.39 показана многофорсуночная КС ТВВД НК-93. Применение двухзонных КС позволяет управлять процессами горения на малых и основных режимах, снижать до минимума расход воздуха на охлаждение стенок ЖТ, значительно сокращает длину ЖТ и время пребывания. В двухзонной, двухярусной, многофорсуночной КС ТРДД GE90 процесс горения осуществляется следующим образом. Дежурная зона, обеспечивающая низкий уровень выбросов CO и C n H m на режимах малого газа расположена снаружи. При запуске и работе на низких режимах топливо подается на форсунки дежурной зоны. При этом скорости воздуха в этой зоне небольшие и состав смеси близок к стехиометрии. Дежурная зона обеспечивает дежурное пламя для основной зоны. Основная зона, размещенная внутри, настроена на получение малых выбросов NO X на режимах больших тяг, что обеспечивается бедным составом смеси ( α ≈ 1,8), малым временем пребывания и проникающим (пористым) охлаждением стенок. 2.9. Конструкционная прочность элементов камеры сгорания Условия работы камеры сгорания в газотурбинном двигателе экстремальны как по уровню действующих давлений, так и по уровню рабочих температур. Есть достаточно примеров катастроф самолётов, связанных с разрушением корпусов камер сгорания, а также разрушением роторов, связанных с разрушением жаровых труб. Именно поэтому, вопросы прочности и долговечности деталей камер сгорания должны находиться под особым вниманием конструктора. Трудности при обеспечении прочности камер сгорания авиационных и наземных ГТД в основном связаны с достижением требуемой циклической долговечности наружного и внутреннего корпусов, жаровой трубы, элементов подвески ЖТ и трубопроводов подвода топлива. Местные перегревы стенок вызывают коробление, окислительную эрозию и растрескивание в зонах перегрева ЖТ. Иногда трещины образуются на кромках воздушных отверстий и козырьков, а также в местах, где могут возникнуть большие остаточные напряжения при изготовлении ЖТ. Эти трещины могут получить развитие под действием вибронапряжений и привести к отделению больших фрагментов жаровых труб. Эти фрагменты, в свою очередь, закрывая каналы соплового аппарата, приводят к нерасчётному вибронагружению рабочих колёс турбины и их разрушению с катастрофическими последствиями для объекта Причина появления трещин – обычно, так называемая, термическая усталость материала стенки. Она обусловлена нестационарным нагревом и неравномерным распределением температур по стенке ЖТ. При этом большие градиенты температур приводят к высоким циклически изменяющимся термическим напряжениям, и повреждению материала по механизму малоцикловой усталости, а высокие уровни температур в сочетании с термическими напряжениями к повреждению по механизму ползучести, зачастую также носящей циклический характер. Параллельно при особенно высоких температурах действуют также окислительные механизмы. Всё это вместе и есть термическая усталость. Оболочки ЖТ и внутреннего корпуса испытывают деформации сжатия и потому требуют проверки на сохранение исходной геометрии формы и обеспечение устойчивости. Основные характеристики, входящие в понятие прочности элемента конструкции: несущая способность, геометрическая стабильность и долговечность определяются для КС, исходя из ее нагружения и условий ее работы с учетом технологической наследственности, заложенной в ходе процесса производства от получения заготовок до сборки двигателя и монтажа его на объекте эксплуатации. Нормативная база, определяющая подход к определению нагрузок, расчету напряжений и деформаций, расчету долговечности, определению необходимого комплекса свойств материалов, запасов прочности и долговечности, а также определению необходимого объема технологических и сертификационных испытаний, устанавливается Нормами прочности. Основные особенности камер сгорания с точки зрения нагружения и условий работы состоят в следующем: - камера сгорания работает в условиях максимальных давлений по тракту двигателя; - в камере сгорания максимальные местные температуры среды; - как элемент силового корпуса двигателя наружный корпус камеры сгорания несет нагрузки, связанные с процессами в двигателе и эволюциями самолета и во многом определяет жесткость силового корпуса двигателя; - процесс горения генерирует повышенные пульсации давления в виде широкополосного «белого» шума с высокой интенсивностью и, как следствие при резонансах, как акустических, частоты которых определяются геометрией жаровой трубы и параметрами рабочего тела , так и механических на собственных частотах оболочек жаровой трубы, в конструкции могут появлятся высокие уровни переменных напряжений; - элементы камеры сгорания воспринимают пульсации давления, создаваемые компрессором и первым сопловым аппаратом турбины с частотами от нескольких герц (при помпаже или предпомпажном состоянии компрессора) до десятков килогерц (частоты прохождения рабочих лопаток) с которыми могут резонировать оболочки жаровой трубы с высокими уровнями переменных напряжений. Исходя из этих особенностей, выполняются проектирование и первичный анализ прочности элементов камеры сгорания. Оценка запасов по местной прочности и потере устойчивости Расчетная схема, представленная на рис. 2.40 позволяет показать нагружение элементов КС. Рис. 2.40. Расчетная схема нагружения элементов кольцевой КС Наружный корпус. Как элемент корпуса двигателя наружный корпус камеры сгорания воспринимает крутящий и изгибающий момент, температурные нагрузки от неравномерного нагрева, изгибающий момент и поперечную силу от инерционных сил, возникающих при эволюциях самолета. Конструктивно наружный корпус камеры сгорания обычно представляет собой оболочечную конструкцию с толщиной стенки 2..5мм типа тела вращения со сложной формой меридианного сечения с фланцами крепления к статору компрессора и турбины и целым рядом фланцев для обеспечения радиальных проходов: - подвода топлива к фронтовому устройству; - подвески жаровой трубы и крепление запального устройства; - слива несгоревшего топлива при неудавшемся запуске и др. Корпус может быть выполнен литым или сварным из листовых или раскатных заготовок. Фланцы радиальных проходов могут либо приклепываться, либо привариваться стыковым швом или диффузионной сваркой по поверхности (обычно взрывом). Прочностная надежность наружных корпусов КС определяется нормированием запасов прочности ( ) m К , несущей способности ( ) В К и циклической долговечности ( ) N К . Регламентированный запас 2, 5 m К ≥ Для двигателей гражданских самолетов речь о потере несущей способности неповреждённого корпуса (за исключением случаев отклонения от технологии изготовления) как правило, не идет, да и экспериментальный запас несущей способности, определяемый гидравлическими испытаниями и регламентированный Нормами прочности - 2 m К ≥ , тоже может показаться чрезмерным. На деле такой запас практически гарантирует отсутствие пластических деформаций в зонах концентрации и, соответственно, долговечность вне зоны малоцикловой усталости (более 50 000 циклов) для всех существующих типов конструкций корпусов, за исключением может быть конструкций с близко расположенными приклёпанными фланцами, где эффективный коэффициент концентрации напряжений может быть значительно выше принятого. Внутренний корпус. Внутренние корпуса камер сгорания конструктивно весьма разнообразны и при прочностном проектировании и анализе требуют, как правило, индивидуального подхода. Форма оболочки внутреннего корпуса, как было показано ранее, определяется из анализа течения вторичного воздуха в КС и достаточно сложна для получения точного решения по теории тонких оболочек. Главное отличие в нагружении, в сравнении с наружным корпусом – оболочка работает на сжатие и требуется оценка ее устойчивости. Потеря устойчивости внешне характеризуется внезапным ростом прогибов и деформаций в циклически симметричных зонах, когда внешние нагрузки достигают значений, которые называются критическими. Нормами прочности для выбора толщин оболочек принято значение запаса устойчивости: max 1, 5..1,8 кр y P K P = = Конструктивной мерой, повышающей запасы устойчивости является либо увеличение толщины, либо оребрение внутренней стенки оболочки. Запас прочности для внутренних корпусов камеры сгорания определяется по местным напряжениям, так же, как для наружного корпуса. t в m у К τ σ σ = Критической обычно бывает зона фланцевого соединения внутреннего корпуса камеры сгорания с внутренним корпусом первого соплового аппарата, в которой действуют значительные осевые силы. Эти силы при передаче их через фланцевое соединение из-за смещения радиуса расположения болтов относительно радиуса несущей оболочки вызывают изгиб фланца и оболочки у фланца. Регламентированный запас 2 m К ≥ . Жаровая труба. В случае с кольцевой КС жаровая труба как единое целое представляет пространственную конструкцию, состоящую из наружной оболочки, нагруженной внешним перепадом давлений и испытывающей деформации сжатия, и внутренней оболочки нагруженной внутренним перепадом давлений, связанных друг с другом фронтовым устройством. Вся система подвешена к корпусу таким образом, чтобы при фиксации ЖТ в осевом направлении в выбранной плоскости дать свободу температурных деформаций в пространстве всех остальных ее частей. Толщина стенок ЖТ при однослойной конструкции выбирается не менее 1.2мм из условия наличия существенного акустического широкополосного возбуждения, в условиях которого оболочки с большими поверхностями при меньших толщинах обычно неработоспособны. Элементы системы крепления жаровой трубы. Системы крепления ЖТ достаточно разнообразны. Основные требования к системе крепления: - свобода термических расширений жаровой трубы; - заданное положение фронтового устройства относительно диффузора; - обеспечение малых сопротивлений при обтекании вторичным воздухом. Для снижения гидравлических потерь элементы подвески размещаются в сечении, где скорость в канале вторичного воздуха минимальна. Элементы системы розжига. Обычно запальные устройства не имеют чисто прочностных проблем и специальных прочностных расчетов для них не выполняется. Материалы деталей камеры сгорания Выбор материалов деталей КС определяется условиями нагружения и агрессивной высокотемпературной средой. Элементы КС подвержены воздействию высоких температур с большими градиентами и перепадов давлений, нагрузок от смежных узлов, действию динамических нагрузок на разных этапах полета, пульсаций давлений и общей вибрацией двигателя. Максимальный перепад давления на корпусных деталях доходит до 4…5МПа при температуре стенок 650…750˚С. Жаровая труба от контакта с горячими газами и мощного потока лучистой энергии испытывает нестационарный нагрев с большой степенью неравномерности температур стенок при местных температурах 950˚С и более, и, кроме того, воспринимает нагрузки от перепада и пульсаций давления и воздействия инерционных сил при эволюциях самолета. Отсюда основные требования к материалам КС: - жаростойкость и жаропрочность, - высокое сопротивление усталости и малоцикловому нагружению, - технологические свойства: способность деформироваться в холодном и горячем состоянии, свариваемость. Этим требованиям удовлетворяют жаростойкие и жаропрочные стали и сплавы на никелевой и кобальтовой основе с большим количеством хрома, с молибденом, вольфрамом, алюминием. Для повышения жаростойкости стенки ЖТ используют эмалирование – покрытие специальными эмалями работоспособными до температур 1000…1100˚С. Для повышения жаростойкости и снижения температуры стенки ЖТ на неё наносятся термобарьерные покрытия с толщиной до 600 мкм (пример ЖТ КС ТРДД RB211-535). 2.10. Особенности конструкции камер сгорания энергетических установок Проектирование камер сгорания энергетических установок имеет свои особенности, связанные с решением задач по общим требованиям экологии и эксплуатационной надежности: 1. Газотурбинная установка (ГТУ) проектируется с учетом более высоких требований к эмиссии вредных веществ: допустимые выбросы по оксидам азота NO X в 5 раз ниже, чем для авиационных газотурбинных двигателей. 2. Требуются меры, исключающие возникновение виброгорения, которое сопряжено с горением бедных гомогенных смесей близко к границе устойчивости. 3. Необходимо управление процессом горения по режимам, чтобы выдерживать заданный уровень вредных выбросов и предотвратить виброгорение, поэтому требуется введение автоматизированной системы управления КС. 4. ГТУ должна использовать топливо, которое транспортируется по обслуживаемому трубопроводу, поэтому при конвертации авиационных двигателей неизбежен переход от жидкого к газообразному топливу или топливу другого состава и качества. 5. Требуется надежная система автоматического запуска в разных климатических условиях и при дистанционном управлении газоперекачивающими агрегатами. 6. Эксплуатационная надежность, определяемая ресурсом и ремонтопригодностью должна обеспечивать эксплуатацию ГТУ без снятия на капитальный ремонт в течении 30000…150000 часов. Нормирование вредных выбросов В отличии от авиационных ГТД, где выбросы загрязняющих веществ определяются параметром эмиссии П Х за цикл «взлет - посадка», в ГТУ Российской Федерации таким параметром является концентрация вредных веществ в единице объема - мг/нм 3 . Это количество вещества в миллиграммах ( мг) отнесенное к кубическому метру выхлопных газов, приведенных к «нормальным» условиям: t = 0 O C, P = 0,1013 M Па (обозначается нм 3 ). В англоязычных странах и часто при сравнительном анализе КС по выбрасам используется единица «ppm V» - объемная концентрация вещества (газа) на миллионную часть объема газовой смеси, в состав которой входит этот газ (обычно индекс V не указывают). Соотношение «ppm V» и « мг/нм 3 » по оксидам азота NO X 1 ppm = 1,0 10 -4 % = 2,054 мг/нм 3 по монооксиду углерода СО 1 ppm = 1,0 10 -4 % = 1,25 мг/нм 3 по несгоревшим углеводородам C n N m 1 ppm = 1,0 10 -4 % = 0,716 мг/нм 3 В соответствии со стандартом ГОСТ 28775-90 содержание вредных веществ на выхлопе газотурбинного привода не должно превышать значений: NO X < 50 мг/нм 3 В решении задачи достижения заданных уровней выбросов вредных веществ выделяют три направления: 1) дорабатываются камеры сгорания, используемые на авиационном прототипе конвертируемого двигателя, для сжигания газообразных топлив; 2) используются КС авиапроизводного ГТД, усовершенствованного для снижения выбросов; 3) для ГТУ разрабатывается новые малоэмиссионные камеры. Первое направление использовалось при создании ГПА в 70-80 годы прошлого столетия. Примером использования авиационной КС может служить ГТУ НК-12СТ ( ) * * 26,1%, 6, 3 , 57,1 / , 593 , 8, 9, 947 В К К Г N МВт G кг с T К Т К η π = = = = = = , созданная конвертацией авиационного ТВД НК-12МВ ( рис.2.41 ). Вт орое направление связано с использованием авиапроизводных ГТД с высокими параметрами цикла ( π * К > 20 ). Покажем это на примере доводки КС ГТУ НК-36СТ, выполненной на базе ТРДД НК-321 ( * 36, 5%, 25 , 98 / , 770 , В К N МВт G кг с T К η = = = = * 23, 6, 1420 К Г Т К π = = ). При сравнении с параметрами ГТУ НК-12СТ увеличение температуры воздуха на входе в КС составляет около 200К. Эта температура в значительной мере определяет температуру пламени в зоне горения. Поэтому при прочих равных условиях имеется четкая зависимость - увеличения выбросов NO X при росте Т * К Многофорсуночная кольцевая камера сгорания исходного двигателя НК-321 претерпела изменения при создании базового варианта КС НК-36СТ и главное - уменьшено число горелок со 139 до 32, что позволило: - уменьшить вероятность коксования элементов ФУ, - улучшить тепловое состояние плиты и элементов горелки (исключив перегрев конусов горелок и плиты), - удешевить КС, т.к. снижение числа горелок практически не влияет на уровень выбросов NO X Снижение NO X производилось за счет ( рис.2.42 ): - обеднения ТВС в первичной зоне горения, - интенсификации смешения топлива с воздухом и с продуктами сгорания, - уменьшения времени пребывания в зоне горения τ пр Уменьшение времени пребывания τ пр первоначально было выполнено уменьшением длины зоны горения путем приближения смесительных патрубков к ФУ. Это дало снижение NO X на 18%. И только при уменьшении длины и зоны горения и общей длины ЖТ (за счет увеличения длины диффузора), когда объем ЖТ уменьшился в 2 раза, выбросы снизились на 40%. Трет ье направление. При проектировании малотоксичных камер сгорания для ГТУ утвердилась концепция LPP («Lean - premixed and prevapozised» буквально «бедная, перемешанная и испаренная»). Она основана на сжигании предварительно перемешанной, бедной ТВС ( α ≥ 1,8) при температуре пламени Т * ПЛ < 1800…1900 К, когда выделяемое количество NO X минимально. Для реализации концепции LPP рабочий процесс в КС организуется по такой схеме: - тщательное смешение топлива с воздухом при поступлении в зону горения (гомогенная смесь), - состав смеси ( α ≥ 1,8) должен обеспечить температуру пламени 1800…1900К, - для снижения выбросов СО и C n N m необходимо иметь большее время пребывания во вторичной зоне горения и «горячие» стенки ЖТ, чтобы исключить замораживание у стенок (прекращение реакции горения) и без того низкотемпературных продуктов сгорания гомогенной смеси. Это ведет к увеличению объема (длины) КС. - на низких и переходных режимах необходима «огневая» поддержка в зоне горения бедной гомогенной смеси введением дежурного факела (дежурной зоны). Как было показано ранее к КС современных авиационных ГТД предъявляются высокие требования по Т * Г (1900…2000 К), по устойчивости горения, по виброгорению, требования по габаритам и массе. Эти требования противоречат концепции LPP. Организация двух (и более) зон горения усложняет конструкцию, увеличивает габариты и массу камеры, усложняет систему подачи топлива. Все это сдерживает внедрение малотоксичных КС в авиационные ГТД. Конструктивно концепция LPP воплощена в двухзонных КС с частичным смешением топлива в карбюраторах, двухзонных КС с выносными жаровыми трубами (ВЖТ), с полным смешением в карбюраторах и в многомодульных кольцевых КС, с предварительной подготовкой бедной ТВС для всего объема КС. Различные существующие концепции снижения вредных выбросов за счет оптимальной организации процесса горения представлены на рис.2.43 Двухзонная кольцевая КС ГТУ НК-36СТ ( рис.2.44 ) предназначена для работы на газообразном и жидком топливе, она имеет дежурную зону, где сгорает при работе на природном газе 10…15% от обычного расхода газа. Горение происходит в диффузионном режиме. Остальное топливо сгорает в основной зоне при бедном составе смеси (гомогенная ТВС, предварительно подготовленная в горелках-карбюраторах). Дежурная зона обеспечивает надежный запуск, устойчивость и эффективность горения на малых режимах, основная зона - малую эмиссию вредных веществ на режиме номинальной мощности. Конструктивно КС отличается от традиционных только конструкцией ЖТ, которая как обычно выполняется из отдельных секций для организации охлаждения стенок. Процесс горения в дежурной зоне происходит также как и в КС авиационных ГТД с формированием ЗОТ и передней границы фронта пламени. В основной зоне за высоко скоростными струями при их повороте образуются зоны возвратных течений, с помощью которых и происходит стабилизация передней границы фронта пламени ( рис.2.45 ). Двухзонная камера сгорания с выносными ж аровыми т рубами (ВЖТ. Двухзонная КС с ВЖТ ( рис.2.46 ) по идее организации горения схожа с кольцевой двухзонной КС. Однако формирование передней границы фронта пламени, запуск и управление горением с малой эмиссией на режимах отличных от расчетного имеют различия, но основные различая в конструкции камер. В конструкции рассматриваемой КС выделим кольцевой газосборник, в котором по посадочным отверстиям устанавливаются ВЖТ под углом к оси двигателя. Количество выносных труб 9..12 и зависит от размерности двигателя. В головной части ВЖТ располагается дежурная зона, выход из которой по аналоги с двухзонной кольцевой КС заканчивается заужением площади - конфузором, что обеспечивает независимость работы дежурной зоны от основной. После заужения с помощью горелок-карбюраторов предварительного смешения в основную зону подается обедненная ( α ≥ 2,0) гомогенная ТВС. Закрученная струя выходит из горелок под углом 45˚ к потоку газа, выходящего из дежурной зоны, что приводит к столкновению струй, повышению турбулизации потока и увеличению скорости горения. Количество горелок-карбюраторов выбирается от 4 до 8, что позволяет увеличить число горелок основной зоны по сравнению с кольцевой двухзонной КС и расположить их равномерно вокруг основной зоны. Это одно из преимуществ КС с ВЖТ. Второе преимущество возможность замены блока ВЖТ, что повышает эксплуатационную ремонтопригодность и ресурс ГТУ. Наружный корпус КС имеет окна с фланцами для установки модулей ВЖТ в сборе (дежурная зона ЖТ с ФУ, горелки- карбюраторы, система топливо подвода и запуска и др.). Как и у двухзонной кольцевой КС, имеется система перепуска воздуха, что позволяет управлять выбросами вредных веществ и температурным полем на выходе. Топливная система КС с ВЖТ состоит из 5 контуров: один для подачи топлива в дежурную зону одновременно во все ВЖТ и четыре для подачи топлива в основную зону по режимам работы двигателя (6ВЖТ+2ВЖТ+2ВЖТ+2ВЖТ). Запуск двигателя производится подачей топлива (газа) в каждую ВЖТ. После завершения запуска включается в работу автоматическая система управления (АСУ) КС. Камера сгорания газотурбинной установки на базе ТРДД TRENT ( рис.2.47 ) включает в себя следующие элементы: корпус камеры сгорания; корпус внутренний; трубу жаровую; коллектор первого контура; коллектор второго контура; коллектор третьего контура; завихрители первого контура; завихрители второго контура; завихрители третьего контура; воспламенитель. Корпус камеры сгорания является силовым узлом двигателя и включает в себя 6 литых наружных выносных корпусов, которые крепятся на кольцевом корпусе камеры сгорания. На корпусе камеры сгорания расположены фланец крепления головки с воспламенителем и топливными штуцерами, а также два штуцера для подвода топлива в коллектора второго и третьего контуров. Жаpовая тpуба - выносная, изготовлена из материала ламилой. В верхней части жаровой трубы установлены горелка первого контура с завихрителями первого контура. Жаровая труба прикреплена к корпусу посредством кольцевой стенки и податливых пластин, компенсирующих тепловые деформации жаровой трубы. Коллекторы первого контура служат для подвода топлива к форсункам камеры сгорания. Топливо, подаваемое в форсунку, перемешивается с воздухом, проходящим через завихрители первого контура, и обеспечивает диффузионное горение в дежурной зоне. Через наплыв в кольцевом корпусе горелки подается топливо в кольцевой коллектор, далее топливо поступает в тело полых лопаток и далее через отверстия в пере лопатки в поток воздуха, проходящего через завихрители. На завихрителях и далее в потоке происходит перемешивание топливно- воздушной смеси, образованная смесь обеспечивает гомогенное горение в дежурной зоне. Горение топлива во втором и третьем контуре происходит аналогично: через штуцер в кольцевой коллектор поступает топливо, далее в тело полых лопаток и через отверстия в пере лопатки, в поток воздуха, проходящего через завихрители. На завихрителях и далее в потоке происходит перемешивание топливно-воздушной смеси, образованная смесь обеспечивает гомогенное горение во второй и третьей зоне. Кат алит ические КС ( рис.2.48 ) Катализаторы снижают температуру воспламенения топлива и вводятся в конструкцию ЖТ для того, чтобы сжигать топливо при Т ПЛ < 1200…1500 К и получить снижение выбросов NO X на порядок и более по сравнению с современными малотоксичными камерами ГТУ (менее 5ppm). Жаровая труба имеет зону подготовки ТВС зону каталитического горения и зону дожигания на выходе. Такие камеры исследуются и будут скоро широко внедрятся, так как стоимость снижения выбросов NO X здесь самая низкая . В качестве параметров используется платина, окислы вольфрама V 2 O 5 , ционит и другие активные компоненты. На рис.2.49 и 2.50 представлены разработки ЦИАМ по малоэмиссионным КС. Заключение За полвека стремительного развития авиационных газотурбинных двигателей создано большое число двигателей разных типов и назначений. Каждый авиационный двигатель аккумулирует в себе идеи, научные достижения и технические решения своего времени. Это наследие передовой научно-технической мысли нужно бережно хранить и строить на этом обучение новых поколений конструкторов, основываясь на принципах проектирования, показывать наиболее ценные решения, которые имеют долговременное действие и применение. Обучение проектированию основывается на знании фундаментальных и многих технических дисциплин. Математической модели творчества пока нет и на этапе замысла конструкции двигателя или другого объекта основным движущим началом является творчество и интуиция конструкторов и исследователей, располагающих научной информацией, запасом знаний и обладающих опытом создания изделий данного типа. В практике проектирования камер сгорания, в отличие от турбин, нет устоявшихся, распространенных методик. Хотя в разной мере ими располагают ведущие двигателестроительные фирмы. В курсе лекций изложены подходы к проектированию камер и выбору их конструкции. Список литературы 1 . Вьюнов С.А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др. Под общ. ред. Хронина Д.В. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Учебник. – М.: Машиностроение, 1989. – 368 с. 2 . Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Лукачёв С.В. и др. Некоторые вопросы проектирования авиационных газотурбинных двигателей. – Самара: СНЦ РАН, 2002. – 527 с. 3 . Конструкция и проектирование ВРД. Изучение и анализ конструкции: Учебное пособие. / Самар. гос. аэрокосм. ун-т, Самара, 2002. – 303 с. 4 . Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Лукачёв С.В. и др. Конвертирование авиационных ГТД в газотурбинные установки наземного применения. – Самара: СНЦ РАН, 2004. – 266 с. 5 . Постников А.М. Снижение оксидов азота в выхлопных газах ГТУ. – Самара: СНЦ РАН, 2002. -286 с. 6 . Коплев С.З., Гуров С.В. Тепловое состояние элементов конструкции авиационных двигателей. – М.: Машиностроение, 1978. – 208 с. 7 . Юдаев Б.Н. Теплопередача: Учебник. М.: Высшая школа, 1981. – 319 с. 8 . Авиационные правила, часть 33 (АП-33). Нормы лётной годности двигателей воздушных судов. Межгосударственный авиационный комитет, 1994. – 46 с. 9 . Гаврилов И.Г., Старцев Н.И. Проектирование осевых турбин: Учебное пособие. – Куйбышев: КуАИ, 1984. – 84 с. 10 . Ануров Ю.М., Федорченко Д.Г. Оценка работоспособности теплозащитных покрытий деталей ГТД. Учебное пособие / Самар. гос. аэрокосм. ун-т, Самара, 1994. – 51 с. 11. Мингазов Б.Г. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. Конструкция, моделирование процессов и расчет: Учебное пособие. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2004. - 220 с. Учебное издание Старцев Николай Иванович, Фалалеев Сергей Викторинович КОНСТРУКЦИЯ УЗЛОВ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ: ТУРБИНА И КАМЕРА СГОРАНИЯ Электронный курс лекций Редактор а Компьютерная верстка Доверстка Подписано в печать _________г. Формат___________. Бумага офсетная. Печать офсетная. Усл. печ. л. ____. Усл. кр.-отт. ____. Уч.-изд.л. ____ . Тираж ____ экз. Заказ _______ . Арт. С- ____/2007 Самарский государственный аэрокосмический университет. 443086 Самара, Московское шоссе, 34. Изд-во Самарского государственного аэрокосмического университета. 443086 Самара, Московское шоссе, 34. |