Text
                    ПРОЕКТНЫЙ
РАСЧЕТ
КАМЕРЫ
СГОРАНИЯ
АВИАЦИОННОГО
КУЙБЫШЕВ
КУЙБЫШЕВСКИЙ
ОРДЕНА ТРУДОВОГО
КРАСНОГО ЗНАМЕНИ
АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
имени С. П. КОРОЛЕВА



МИНИСТЕРСТВО ВЫСШЕГО И СРЕДНЕГО СПЕЦИАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ РСФСР КУЙБЫШЕВСКИЙ ОРДЕНА ТРУДОВОГО КРАСНОГО ЗНАМЕНИ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ им. С. П. КОРОЛЕВА В. Е. Резник, В. П. Данильченко Н. Б. Болотин, Ю. Л. Ковылов, С. В. Лукачев ПРОЕКТНЫЙ РАСЧЕТ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ АВИАЦИОННОГО ГТД Учебное пособие КУЙБЫШЕВ 1982
УДК 621.43.056:641.438 Резник В. Е., Данильченко В. П., Боло- тин Н. Б., Ковы л ов Ю. Л., Лукач ев С. В. Проектный расчет камеры сгорания авиационного ГТД: Учеб- ное пособие. — Куйбышев: КуАИ, 1982. 84 с. В книге изложена методика расчета камер сгорания авиационных двигателей с использованием статистических данных камеры-прототипа. Приведены конструктивные схемы различных, камер, описаны особенности организации рабочего процесса с низким уровнем эмиссии СО, Сп Нти NOX, рас- смотрены основные понятия подобия явлений и основы мо- делирования процессов в камерах сгорания. Материалы дан- ной книги логически связаны и являются продолжением работы авторов «Инженерные основы проектирования камер сгорания авиационных ГТД». Уч. пос. — Куйбышев: КуАИ, 1981. —80 с. Книга предназначена для студентов специальности 0537, а также для слушателей факультета повышения квалифика- ции инженеров. Она может быть полезна специалистам, за- нимающимся проектированием камер сгорания, и студентам, выполняющим учебно-исследовательскую работу по соответ- ствующей тематике. Рецензенты: засл, деятель науки и техники РСФСР, проф. докт. техн, наук А. В. Талантов, доц. Ю. А. Юрин Под ред. В. П. Лукачева Утверждено редакционно-издательским советом института @ Куйбышевский авиационный институт, 1982
ПРЕДИСЛОВИЕ Освоение очень высоких параметров термодинамического цикла в последнее десятилетие привело к значительному повышению и усложнению требований, предъявляемых к КС авиационных двигателей. Высокий уровень-температуры перед турбиной и за компрессором, жесткие нормы на эмиссию токсичных состав- ляющих в продуктах сгорания накладывают серьезные ограни- чения на схему организации рабочего процесса в зонах горения и смешения, на возможности теплозащиты жаровой турбины. В связи с этим наблюдается йереход в основном к кольцевым схемам КС с увеличенным числом горелок во фронтовом уст- ройстве. В известной учебной литературе отсутствуют сведения, по- зволяющие производить расчет таких камер. В данном посо- бии сделана попытка восполнить этот пробел. Создание камеры сгорания с требуемыми параметрами, ко- торая будет надежно работать в течение заданного ресурса, связано с проведением большого, объема экспериментальных и доводочных работ как на установках, так и в составе двига- теля. Запуск вновь спроектированной и доведенной КС в серий- ное производство сопровождается отработкой сложного техно- логического процесса, при этом возникает необходимость изго- товления целого комплекса оснастки, приспособлений и специ- ального инструмента. Коренная переделка схемы и конструк- ции КС влечет за собой новый цикл перечисленных работ, что связано с большими затратами времени и средств. Поэтому при проектировании камеры следует в максимальной степени ис- пользовать опыт создания и доводки предшествующих образ- цов, сохранить по возможности большую часть технологическо- го оснащения отлаженного серийного производства. С этой целью в практике моторных ОКБ широко применяются прибли- 3
женные методы моделирования прототипа камеры для изменен- ных условий работы. Эти методы позволяют в первом прибли- жении определить геометрические размеры жаровой трубы и КС в целом на основе удовлетворения определенных критериев подобия при - изменении параметров рабочего процесса. При этом форма и конструктивное решение основных элементов КС принимаются такими же, как и для прототипа. Полученные раз- меры уточняются с использованием эмпирических зависимостей характерных размеров отдельных узлов КС от условий их работы. Такой подход применим и в том случае, когда ТЗ на проек- тирование предусматривает отказ от традиционной для дан- ного ОКБ схемы двигателя. Тогда проектирование КС начина- ется с выбора ее конструктивной схемы с учетом всех особен- ностей двигателя и условий его эксплуатации. Этот этап закан- чивается определением камеры-прототипа, наиболее - близкой к проектируемой по условиям работы в составе двигателя. Поскольку проектирование камеры на базе имеющегося про- тотипа широко используется в практике моторных ОКБ, в дан- ном пособии излагается именно этот метод. Материалы данной книги логически связаны и являются продолжением работы авторов «Инженерные основы проектирования камер, сгорания авиационных ГТД» jpl], где изложены основные требования к камерам сгорания и современные понятия об их рабочем про- цессе. В I главе книги приведены конструктивные схемы различ- ных КС, указаны их преимущества и недостатки, объяснены механизмы образования токсичных веществ в камере и описаны особенности организации процессов в КС с низким уровнем эмиссии СО, Cn Нт и NOX. Эти данные -позволяют выбрать схе- му камеры-прототипа, обладающую наибольшими потенциаль- ными возможностями для удовлетворения требованиям ТЗ к проектируемой камере. Рассмотрены основные понятия подобия явлений и основы моделирования процессов в камерах сгора- ния, приведены соответствующие критерии подобия и дано их физическое толкование, подчеркнуты сложности строгого мо- делирования явлений в КС и целесообразность использования статистических зависимостей полноты сгорания от параметра форсирования для определения габаритов проектируемой камеры. х Во II главе изложена методика определения основных раз- меров КС с учетом статистических данных камеры-прототипа. При этом показано, что схему фронтового устройства можно заимствовать с прототипа, либо выбирать по рекомендациям, приведенным в 2.4 [1]. 4
На первом этапе расчета с использованием эмпирических зависимостей величины полноты сгорания от коэффициента форсирования определяются предварительные значения объема и протяженности зоны горения из условия обеспечения макси- мальной полноты и минимальных габаритов камеры. Далее эти величины уточняются исходя из требований ТЗ к неравномер- ности поля температуры на' выходе из камеры и обеспечения высотности розжига камеры. Затем определяются длина'газо-. сборника и размеры диффузора, производится гидравлический расчет камеры (соответственно разделы 2.4, 2.5, 2.6). Изложенная в разделах 2.1—2,6 методика расчета является общей для любого типа камеры. Если ее проектирование ведет- ся по конкретному прототипу с использованием большого ста- тистического материала, накопленного при доводке, то общая методика преобразуется в алгоритм расчета, оснащенный кон- кретными числовыми значениями эмпирических коэффициентов. В качестве примера, иллюстрирующего это положение, в раз- деле 2.7 приведен .алгоритм расчета многофорсуночной коль- цевой камеры, прототипом которой является КС двигателя НК-8. В приложении даны примеры расчета по этому алгорит- му трех вариантов, заметно отличающихся расходом воздуха. Методика проектирования КС на современном уровне раз- вития теории ее рабочего процесса не позволяет получить един- ственный конструктивный вариант, удовлетворяющий требова- ниям ТЗ:”Пбэтбму ОКБ вынуждено проводить цикл экспери- ментальных работ с целью доводки выбранной схемы КС и ее размеров. При этом камеру испытывают на специальных уста- новках или на двигателе и получают информацию о парамет- рах, характеризующих ее работу. Анализ полученных результатов, выработка мероприятий по устранению обнаруженных дефектов, их всесторонняя экспери- ментальная проверка — такова примерная схема доводки лю- бого узла двигателя. В итоге получается конструкция, которая удовлетворяет требованиям ТЗ и при изменении основных па- раметров по режимам работы и внешним условиям, обеспечи- вающих наивыгоднейшее протекание высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя в целом. . Поскольку получение этих зависимостей завершает процесс создания камерьц а сами зависимости являются исходным ма- териалом для расчета ее совместной работы с другими узлами двигателя, авторы-сопли необходимым включить в книгу крат- кие сведения о характеристиках КС. Они приведены в III главе. В заключение необходимо отметить, что изложенная мето- дика расчета камер отражает концепцию, внедряемую акаде- 5
миком АН СССР Н. Д. Кузнецовым в теорию и практику проектирования кольцевых КС ГТД. Авторы выражают признательность за внимательный про- смотр рукописи и ряд существенных замечаний рецензентам настоящего издания — заслуженному деятелю науки и техники РСФСР и Татарской АССР профессору д.т. н. Таланто- ву А. В. и доц. Юрину А. В. 6
СОКРАЩЕНИЯ КС — камера сгорания ТВС — топливовоздушная смесь ТЗ — техническое задание ЖТ — жаровая труба УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ w — скорость потока воздуха, м/с w' — пульсационная скорость потока, воздуха, м/с /' — масштаб турбулентности, м G — массовый расход, кг/с Q — объемный расход, м3/с Р — давление, Па ДР — перепад давления, Па Т — температура, К р — плотность, г/см3 D, d — диаметр, м L, / — длина, м Н, h — высота, м S, F — площадь, м2 V — объем, м3 0 — безразмерная температура «н — нормальная и турбулент- ная скорости распростра- нения пламени, м/с Lq — стехиометрический состав смеси (Lo ~ И,9) а — коэффициент избытка воз- духа, (х = G3 !Gy Lo Hu —’низшая теплотворная способность топлива, Дж/кг Q, q — количество тепла, Дж тр — коэффициент полноты сго- рания топлива — степень сжатия воздуха в компрессоре X — время, с к — показатель адиабаты М — число- Маха X — коэффициент скорости g — коэффициент гидравличе- ских потерь О — коэффициент восстановле- ния давления й — потери полного, давления (£/)х —индекс эмиссии токсично- го вещества х в выхлоп- ных газах двигателя / масса вещества в г \ I масса топлива в кг / 7
Kv — параметр - форсирования к3/ — параметр форсирования, посчитанный по объем \ зоны горения Ср — теплоемкость при постоян- ном давлении, кДж/кг. 1\ Д — газовая постоянная, ’кДж/кг. К g— ускорение силы тяжести, м/с2 Z — количество горелок, жа- ровых труб, отверстий в ЖТ ц — коэффициент расхода воз- духа через отверстия жа- ровой трубы \ — приращение величины t — шаг (между горелками, карманами), м к, у — координаты Мд — степень* раскрытия диффу- зора е — основание натуральных ло- гарифмов ИНДЕКСЫ Подстрочные 2 — параметры на выходе из компрессора и на входе в КС 3 — параметры на выходе из камеры сгорания и на вхо- де в сопловой аппарат турбины в — воздух т —- топливо ох л. — охлаждение г — горение, газ (продукты сго- рания) р — реакция ст — стенка м — массовый м. г — малый газ min — минимальный тепл.— тепловые к. с. — камера сгорания т. к. — трубчато-кольцевая камера к.к.с.— кольцевая камера сгорания т — турбина к — компрессор д — диффузор к. к — кольцевой канал ж — жаровая труба корп.— корпус ф — форсунка з. г. — зона горения з. с. — зона смешения отв — отверстия гС — газосборник О — прототип max — максимальный ср — средний 2 — суммарный пред — предельный от р — отрывной вх — входной вых — выходной пл — форсуночная плита см •— смесь расч — расчетный доп — допустимый нар — наружный вн — внутренний/ Надстрочный — заторможенные параметры £
Глава I ВЫБОР СХЕМЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ЕЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПО ПРОТОТИПУ 1.1. НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКТИВНЫХ СХЕМАХ КС Наибольшее распространение в авиационных ГТД получили три схемы камер сгорания: трубчатые (индивидуальные секции), трубчато-кольцевые и кольцевые. Трубчатая КС представляет собой ЖТ малого диаметра ци- линдрической или близкой к цилиндрической формы. На двига- теле устанавливается несколько таких КС в пространстве в от- дельном корпусе между компрессором и турбиной. Трубчато-кольцевая КС также состоит из нескольких отдель- ных ЖТ (подобных ЖТ секционных камер), но располагаются они в общем кольцевом канале между корпусами. Соседние ЖТ сообщаются одна с другой патрубками для перебросу пла- мени при запуске, заканчиваются они общим кольцевым газо- сборником. В кольцевой КС устанавливается одна ЖТ, образующая с корпусами кольцевые каналы для транспортировки воздуха. Примерами выполненных конструкций могут служить КС, схемы которых приведены на рис. 1.1, 1.2, 1.3. Кроме названных схем КС, существуют и другие, появление которых обусловлено стремлением улучшать тот или иной кон- структивный параметр двигателя или КС. Например, схема КС, показанная на рис. 1.4, отличается от традиционной трубчато- кольцевой схемы тем, что у нее вместо обычных установлены кольцевые ЖТ малых размеров, что позволило уменьшить осе- вой размер двигателя. 9
Рис. 1.1. Трубчатая камера сгорания: 1—патрубок компрессора; 2 — поток воздуха; 3 — фор- сунка; 4 — корпус; 5 — жаровая труба; 6 — кольцевой газосборник; 7 — сопловой аппарат' турбины; 8 — вал двигателя Рис .1.2. Трубчато-кольцевая камера сгорания: 1—диффузор; 2 — поток воздуха; 3—форсунка; 4 — наружный корпус; <5 — жаровая труба; 6 — газосборник; 7—внутренний корпус 10
Рис. 1.3. Кольцевая камера сгорания: 1 — поток воздуха; 2 — наружный корпус; 3 — форсунка; 4 — кольцевая жаровая труба; 5 — наружный кольцевой ка- нал; 6 — газосборник; 7 — сопловой аппарат турбины; 8—• внутренний кольцевой канал; 9—внутренний корпус Рис. 1.4. Камера сгорания с кольцевыми жаровыми трурами малых размеров: а — продольный разрез; б — вид на фронтовое устройство жаровой трубы; 1 — поток воздуха; 2 — наружный корпус; 3 форсунки; 4 — жаровая труба; 5 — газосборник; 6 — внутренний корпус И
Рис. 1.5. Радиально-кольцевая камера сгорания: 1—основной поток воздуха; 2—корпус камеры; 3 — радиально-кольцевая жаровая труба; 4— форсунка; 5— сопловой аппарат турбины; 6 — га- зосборник; 7 — вал двигателя; 8 — подвод топ- лива; 9— крыльчатка центробежного компрес- КС, схема кото- рой приведена на рис. 1.5, отличается от обычной кольце- вой схемы тем, что у нее кольцевая ЖТ образована двумя стенками, располо- женными перпенди- кулярно. к валу дви- гателя. Такое реше- ние позволяет су- щественно умень-" шить длину вала двигателя, по кото- рому топливо пода- ется в КС, форсунка выполнена вращаю- щейся. Радиально- кольцевая схема позволяет ' полу- чить достаточно удо- влетворительное по- ле температур газа перед турби- ной. На вертолетных ГТД и вспомогатель- ных силовых уста- новках (ВСУ) на- шли применение про- тивоточные КС, в которых основной поток воздуха сора. до поступления в турбину разворачи- вается на 180°. Схема противоточной кольцевой (или трубчато- кольцевой) КС приведена на рис. 1.6. Такую схему целесооб- разно применять в сочетании с центробежной выходной ступе- нью компрессора/позволяющей существенно уменьшить длину двигателя за счет размещения ее над статором турбины и уко- рочения длины компрессора. Однако такая компоновка может применяться только в двигателях, на поперечные размеры ко- торых не существует жестких ограничений. Особенностью рас- сматриваемой КС является значительное уменьшение воздейст- 12
Рис. 1.6. Противоточная камера сгорания: / — основной поток воздуха; 2 — спрямляющий аппарат компрессора; 3 — жаровад труба; 4 — корпус; 5— форсунка; 6—.подвод топлива; 7 — ста- тор турбины; 8 — сопловой аппарат; 9 — газосборник; 10 — поток газа вия излучения пламени на сопловой аппарат турбины. Кроме того, эта схема обеспечивает тепловую компенсацию ЖТ в кожухе без специального подвижного-соединения. К существенному недо- статку противоточных КС относятся повышенные гидравличе- ские потери, обусловленные дополнительными затратами энер- гии потока на поворот. Низкотемпературные двигатели первых поколений, как пра- вило; оснащались трубчатыми КС, что было связано с удобст- вом отработки процесса в отдельных ЖТ и с малой потребной энергетикой экспериментальных установок. Безусловным досто- инством таких* КС является возможность их легкой замены в эксплуатации. _ Однако таким КС присущи и серьезные недостатки: большой вес вследствие исключения камер из силовой схемы двигателя и увеличения поверхностей отдельных КС (по срав- нению (Гкольцёвой КС); повышенные неравномерности полей температур и гидрав- лические потери из-за деления кольцевого потока на отдельные струи за компрессором и последующего объединения их в коль- цевой поток перед турбиной. 13
Кроме того, при использовании трубчатых КС возникли трудности с высотным розжигом и охлаждением стенок (по- следнее затруднение вызвано развитой поверхностью ЖТ). В-трубчато-кольцевых схемах КС корпусные детали вклю- чаются а силовую схему двигателя. Остальные недостатки трубчатой камеры сохраняются. Сравнение величины поверхностей ЖТ трубчато-кольцевой и кольцевой КС, установленных в одинаковом корпусе (рис. 1.7), показывает, что их отношение равно 1,4. 3 5 ' 3 Рис. 1.7. К сравнению геометрических параметров трубчато- кольцевой и кольцевой камер сгорания: а — кольцевая камера; б — трубчатая камера; 1 — наружный кольцевой корпус; 2 — жаровая труба; 3— внутренний коль- цевой корпус Отношение объемов зон горения (в этих же условиях срав- нения) равно 0,7154 т. е. время пребывания ТВ С. в трубчато- кольцевой камере примерно на 30% меньше. Это отрицательно сказывается на изменении полноты сгорания при форсировании камер (при изменении kv, см. рис. 2.1). При одинаковом време- ни пребывания ТВС в зоне горения длина этой зоны в трубчато- кольцевой КС должна быть увеличена в 1,4 раза. Правомерность приведенных соотношений подтверждается следующими выкладками. Для описанных условий сравнения отношение объемов ЖТ 1/7ж т к ______ z " /4 d2, Р ж ____ t z d2/4 4'жккс к/4 — PgH) 1/4 (£>нар ^вн) Число ЖТ в трубчато-кольцевой КС z = л рср/ (rf + Л). г. Dcp Приняв h = 0,1 d, получим Z = ' f . тп ^нар—< ^нарЧ-/)вн Aiap—D ви , Поскольку ------------=-------2----]-----2—~~ 14'
то ж к к с */1.10ePA/d2/4 ~’ 7Т -О, / 1 О. Dc{.d Отношение охлаждаемых боковых поверхностей ЖТ ^жтк z л а£ж т: /1,1 D^jdt тс d, Ly& ^ЖККС Ьж 2~ UCp Ьж Отношение длин зон горения при равных объемах ЖТ опре- деляется ИЗ выражения Z-^-rf2 Лзгт к="^“^нар—^згккс! Тз г т к ~/4 (^нар ^вн) ^>ср __ £‘з г к.к с tc/4z d2 1 тс Dcp V ~ ~^~d2 Как видно, полученные отношения не зависят от размерно- сти КС, они достаточно универсальны. В двигателях с температурой газа перед турбиной выше 1400 К и степенью повышения давления больше 20 (в соответ- ствии со статистикой) трубчатые и трубчато-кольцевые схемы КС не применяются, так как это связано: с необходимостью обеспечения температурных полей с ма- лой неравномерностью; с дефицитом охлаждающего воздуха; с большим весом КС. В настоящее время во всех вновь проектируемых высоко- температурных и компактных авиационных ГТД закладыва- ются-только кольцевые КС. '"'Требование сокращения длины КС стимулирует поиск путей интенсификации процессов сжигания топлива и смешения про- дуктов сгорания с воздухом, чем обусловлен некоторый отход ст традиционных схем организации процессов. Одним из на- правлений, положительно зарекомендовавших себя в практике авиационного двигателестроения, является применение фрон- товых устройств со значительно увеличенным числом горелок и в среднем с более бедным начальным составом смеси. Большое количество горелок обеспечивает увеличение числа поверхнос- тей горения^ вследствие чего сжигание заданного количества топлива осуществляется на меньшей длине, чем при использо- вании малого числа горелок. Схема КС с большим числом горелок, расположенных в два яруса, приведена на рис. 1.8. Известны также схемы камер с трехъярусной компоновкой горелок. Многоярусная компонов- ка способствует максимальному сокращению длины выгорания, а следовательно, уменьшению осевого размера ЖТ, а также позволяет получить 'требуемую радиальную эпюру температуры газа за счет распределения топлива в ярусах. 15
6 Рис. 1.8. Кольцевая камера сго- рания с большим числом горе- лок, расположенных в два яруса: 1 — поток воздуха; 2 — наружный корпус; 3—жаровая труба; 4 — верхний ярус горе- лок, 5 — подвод топлива; 6 — -нижний ярус горелок В многогорелочной (многофорсуночной) камере ТВС обра- зуется по схеме с предварительным частичным, смешением в го- релке. Наряду с положительным действием геометрических факторов это способствует также и более быстрому выгоранию смеси. Использование в этой схеме энергии воздушного потока, поступающего в форсуночный модуль, позволяет получить хо- рошее качество распыла даже при малых перепадах давления на форсунках (0,02—0,1 мПа). Благодаря пневматическому распыливанию топлива обеспе- чивается возможность сохранения высокой полноты сгорания при работе двигателя на низких режимах вблизи режима ма- лого газа и на больших высотах. 1.2. ОСОБЕННОСТИ ОРГАНИЗАЦИИ ПРОЦЕССОВ В КС С НИЗКИМ УРОВНЕМ ВЫДЕЛЕНИЯ ТОКСИЧНЫХ ВЕЩЕСТВ Исследования, проведенные в СССР и США, показали, что большинство серийно эксплуатируемых авиационных- ГТД не удовлетворяет требованиям стандартов на эмиссию СО, CnHm, NOX [2]. Выполненные работы позволили установить, что только усовершенствованием КС распространенных схем нельзя добиться выполнения требований стандартов. На рис. 1.9 при- 16
ведены принципиальные схемы «чистых» (по эмиссии) КС, разрабатываемых ведущими американскими авиадвигателе- строительными фирмами Пратт-Уитни и Дженерал-Электрик. Фирма Пратт-Уитнй разрабатывает три варианта КС: с двухстадийным горением (рис. 1.9,а); с предварительным смешением топлива и воздуха в карбю- раторах, расположенных перед фронтовым устройством (рис. 1.9,6); с модульной схемой (рис. 1.9,в). Фирма Дженерал-Электрик рассматривает четыре схемы КС: с подводом всего воздуха в зону горения без смешения; модульного типа с числом горелок 60, 72 и 90 (рис. 1.9,д,е); Рис. 1.9. . Схемы перспективных камер сгорания с низким уровнем выделения токсичных компо- нентов: а, б. в — камеры, разработанные фирмой Пратт- Уитни; г,д,е — камеры, разработанные фирмой Дженерал Электрик; => — подвод воздуха; — подвод топлива 6 17
с ооъединенными зонами горения, расположенными парал- лельно (см. рис. 1.9,е); с двухстадийным' горением и радиально-осевым расположе- нием зон (см. рис. 1.9,6). Для понимания идей, воплощенных в схемах этих камер, необходимо рассмотреть механизмы образования основных токсичных компонентов СО, Cn НП1, NOX и мероприятия, позво- ляющие управлять этими механизмами. Механизм образования продуктов неполного сгорания СО и Сп НП1 Максимальное количество продуктов неполного сгорания окиси углерода и углеводородов наблюдается вблизи режима малого газа. Низкая полнота сгорания на этих режимах объясняется обеднением ТВС, низкими значениями полного давления и тем- пературы на входе в камеру, плохим качеством распыла при малых расходах топлива. В общем случае, при уменьшении степени сжатия на режимах малого газа, всегда наблюдается рост концентрации угарного газа и углеводородов в продуктах выхлопа. Влияние обеднения ТВС проявляется в том, что на отдель- ных участках первичной зоны КС образуются смеси, состав ко- торых находится за границей воспламенения, и чем ниже тем- пература и- давление на входе в камеру, тем больше вероят- ность невоспламенення этих смесей. Ввиду зависимости скоро- сти горения от Си снижение режима работы двигателя будет ощущаться и на участках, где воспламенение произошло. Влияние качества распыла топлива на эмиссию СО и Cn Нт объясняется увеличением размера капель (при снижении рас- хода топлива) и времени их испарения, в результате чего при удалении от форсунок капли могут проникать в область интенсивного «замораживания» процессов испарения и горения втекающими холодными воздушными струями. В' отличие от максимальных режимов, при низких оборотах горение осуществ- ляется, по существу, в кинетической области и коррелируется^ теми же параметрами, что и полнота сгорания, т. е. величина продуктов недожига может быть представлена в зависимости от параметра форсирования (kv = ——) • Влияние параметра kv на содержание компонентов неполного сгорания СО'и CnHm в одном из двигателей показано на рис. 1.10. Из рисунйа видно, что увеличение Ку вследствие снижения и сопровождается уменьшением полноты сгорания, ростом содержания угарного газа СО и продуктов недожига Cn Нт. 18
Рис. 1.10, Зависимости полноты сгорания т(Г (а) и содержания компонентов неполного сгорания Сп Нт (б) в выхлопных газах двигателя I - 57 от А » ж 1 величины, обратной параметру форсирования — 19
Механизм образования окислов азота NOX Поскольку удовлетворение норм на эмиссию NOX является наи- более сложной задачей, остановимся на этом вопросе несколько подробнее. Образование окислов азота определяется эндотермическими реакциями, на осуществление которых затрачивается большое количество тепла, т. е. в заметных количествах они образуются только при достаточно высоких температурах. Оценка скорости образования NOX показывает, что она, по крайней мере, на два порядка ниже, чем скорость окисления горючего, Поэтому можно считать, что в _ реальных условиях температура продуктов сгорания близка к термодинамически равновесной, а окисление азота происходит при максимальной температуре среды. Объемная, равновесная концентрация окислов азота в про- дуктах сгорания углеводородного горючего в воздухе опреде- ляется в основном температурой сгорания, которая зависит от температуры воздуха на входе в камеру и состава смеси. При объединении ТВС вследствие снижения температуры сгорания равновесная концентрация окислов азота резко уменьшается. Существенно также, что время становления равновесной кон- центрации (т. е. время, в течение которого концентрация NOX возрастает до равновесной при данной температуре) опреде- ляется теми же параметрами «)• Расчеты показывают, что изменение температуры в зоне горения Т*г от 2200 до 2300 К приводит к трехкратному увели- чению скорости образования окислов азота. Из приведенных примеров и - детального, анализа- путей уменьшения содержания NOx.b продуктах сгорания следует, что наиболее эффективно обеднение ТВС в зоне горения, по- скольку при этом снижается равновесная концентрация и уве- личивается период задержки образования NOX. В гомогенных смесях при уменьшении значения а от 2,0 до 1,1 скорость реак- ции увеличивается в 2,5 • 103 раз. Этим объясняется стремление проектировщиков разработать схему КС, кдторая работала бы на предварительно подготовленных -гомогенных ТВС обеднен- ного состава. Однако при этом возникают проблемы обеспече- ния потребного диапазона устойчивой работы и заданной пол- ноты в КС малой длины, а также предупреждения проскока пламени в зону смешения. Схема КС, в которой сделана попытка реализовать это на- правление, представлена на рис. 1.9,6. Ее главной отличитель- ной чертой является наличие зоны испарения и смешения топ- лива с воздухом перед фронтовым устройством. 20
Трудности, связанные с обеспечением некоторых характе- ристик этих КС (устойчивости, полноты сгорания и др.), застав- ляют рассматривать также схемы, в которых состав ТВС, по- ступающей в зону горения, остается двухфазным. Поскольку механизм горения двухфазных смесей существенно отличается от механизма горения гомогенной ТВС, следует ожидать так- же, что характер изменения NOX в зависимости от коэффициен- та избытка воздуха а будет различным. Действительно, при диффузионном горении капель и их совокупностей фронты пламени образуются на стехиометрических поверхностях, обво- лакивающих капли, а температура вблизи этих поверхностей не зависит от среднего состава ТВС, она близка к максималь- ной. При этом в пространстве между отдельными очагами го- рения формируются области с большими градиентами темпе- ратур. Поскольку скорость образования NOX определяется наи- большей температурой в зоне реакции (а она близка к макси- мально возможной, соответствующей а = 1,0), то эффект обед- нения смеси в диффузионном процессе приведет к значительно меньшему ослаблению скорости образования NOX , чем в гомо- генных ТВС, т. е. концентрация NOX при изменении состава ТВС в процессе сжигания двухфазных горючих, в том числе и на бедных ТВС, ожидается большей, чем в однофазных. Поэто- му на первый план выдвигаются мероприятия, связанные с уменьшением времени существования продуктов сгорания при максимальных температурах, т. е. направленные на уменьше- ние пространства, в пределах которого завершается горение и осуществляется интенсивное охлаждение продуктов сгорания вторичным воздухом. Это направление реализуется при исполь- зовании большого количества маломасштабных горелок (см. рис. 1.9,вщ,е). Очевидно, что и в таких схемах целесообразно осуществлять частичную гомогенизацию ТВС, также способст- вующую снижению NOX и дымообразования. Затруднения, связанные с необходимостью обеспечения диа- пазона устойчивой работы камеры и вызванные уменьшением размера горелок и гомогенизации смеси в них, устраняются пу- тем создания небольшого количества переобогащенных горю- чим зон по окружности камеры, которые выполняют функции дежурных пламен. Следует отметить — все рассмотренные КС выполняются по кольцевой схеме, что создает предпосылки для уменьшения не только концентрации NOX на максимальном режиме, но и содержания продуктов неполного сгорания СО и Cn Нт. Это обусловлено, по-видимому, уменьшением влияния боковых ох- лаждаемых поверхностей, вблизи которых происходит замора- живание процессов горения, и большим объемом жаровой тру- 21
бы (по сравнению с трубчатыми камерами) при равных срав- ниваемых длинах. Отдельно следует рассмотреть схему камеры с двухстадий- ным горением (см. рис. 1.9а). Принцип действия этой камеры заключается в следующем. На режиме малого газа все топливо подается только в зону дежурного горения — в форкамеру. Ее размеры и расход воз- духа, идущий через нее, выбираются из условия обеспечения высокой полноты сгорания топлива при параметрах малогогаза (низких Р* и Т|). При этом достигаются два главных резуль- тата: уменьшается содержание СО и Сп Нш до приемлемого уровня на низких оборотах и создаются предпосылки для вос- пламенения свежей смеси второй (основной) зоны при бедных смесях в/ней. Расход воздуха через форкамеру может быть принят равным 5~8% от суммарного расхода воздуха через двигатель, а температуру газа за ней целесообразно получать не выше 1500—1700 К. При организации подачи топлива в ос- новную зону нужно обеспечить его быстрое испарение и смеше- ние с воздухом, для чего впрыск топлива целесообразно осу- ществлять в закрученные воздушные струи. Процесс горения организуется при температурном уровне, не приводящем к интенсивному выделению NOX (при переходе с низких режимов работы на высокие). Подача ТВС вдоль зоны горения при наличии форкамеры обеспечивает широкие возможности для оптимизации эмиссионных характеристик про- цесса. Необходимые запасы по срыву горения в камере обес- печиваются подбором программы топливоподачи в зону дежур- ного горения. При отработке процесса в двухзонной камере могут возник- нуть трудности, связанные с обеспечением высокой полноты сго- рания на максимальном режиме в случае относительно малой длины второй зоны. Удлинение камеры усложняет решение проблемы охлаждения ее стенок и затрудняет формирование требуемых температурных полей газа. Следует ожидать также повышения уровней эмиссии СО и Сп Нп на промежуточных режимах при подключении в работу форсунок второй зоны. В середине 60-х годов был создан ряд отечественных камер, находящихся сейчас в серийном производстве (см. рис. 1.8). Низкий уровень концентрации токсичных веществ в продуктах сгорания камер этой схемы обусловлен определенными особен- ностями их конструкции: кольцевая схема ЖТ; ЖТ снабжены жесткими кольцевыми головками, которые обеспечивают неизменность геометрии фронтовых устройств в течение ресурса; 22
большое количество малоразмерных горелок с предвари- тельным смешением топлива и воздуха; двухступенчатая система топливоподачи; схема организации процесса обеспечивает аэродинамическое удерживание ТВС в центральной части ЖТ — вдали от стенок; обеспечение во фронтовом устройстве обедненного состава смеси (а = 0,5 — 0,7, вместо а = 0,1 — 0,25); средний состав смеси в зоне^горения азг= 1,6^ 1,7; снабжение смесительными патрубками, обеспечивающими быстрое перемешивание продуктов сгорания с воздухом при ма- лых потерях давления. Совокупность перечисленных особенностей позволила полу-, чить в этих камерах: малодымное горение; высокую эффективность процесса сжигания топлива в ши- роком диапазоне давлений и температур воздушного потока; относительно низкое выделение СО, Cn Нт и NOX. 1.3. МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ Создание КС с требуемыми показателями и надежно работаю- щей в'течение заданного ресурса, связано с проведением боль- шого объема экспериментальных и доводочных работ как на ус- тановках, так и в системе двигателя. Поэтому при проектиро-, вании КС, как правило, стремятся в максимальной степени использовать опыт проектирования и доводки предшествующих образцов. При этом широко применяются приближенные мето- ды моделирования прототипа для измененных условий работы камеры. Основные понятия подобия явлений Условие LifL'i = к является математической формулировкой геометрического подобия пространства, в котором протекают рассматриваемые процессы. Здесь Li — линейные размеры одной области пространства; L't — сходственные линейные размеры другой области про- странства; к—^константа подобия.. Понятие подобия может быть распространено на любые фи- зические явления. Можно говорить, например, о подобии кар- тины движения потоков жидкости — кинематическом подобии, о подобии сил, приводящих к подобному между собой движе- нию материальных частиц — динамическом подобии, о подобии тепловых потоков и температур — тепловой подобии, подобии диффузии вещества и т. п. 23
Сформулируем основные условия подобия сравниваемых явлений: понятие подобия в отношении физических явлений приме- нимо только к явлениям одного и того же рода, которые каче- ственно одинаковы и описываются уравнениями, одинаковыми по форме и содержанию (в тех случаях, когда форма описания совпадает, но явления имеют разное физическое содержание, речь идет не о подобных, а об аналогичных явлениях); обязательной предпосылкой является подобие пространств, в которых эти явления протекают, т. е. обязательно должно вы- держиваться геометрическое подобие; При анализе подобных явлений сопоставлять между собой можно только однородные величины и лишь в сходственных точках пространства и в сходственные моменты времени (одно- родными являются величины, имеющие один и тот же физиче- ский смысл и одинаковую размерность);’ подобие, физических явлений означает подобие всех величин, характеризующих рассматриваемое явление; это означает, что ь сходственных точках пространства в сходственные моменты времени любая величина ф первого явления пропорциональна однородной с ней величине д/ второго явления, т. е: ядер = ср'. Коэффициент является константой подобия или множите- лем подобного преобразования. Например, в пространствах, где физические характеристики потоков (скорость w, плотность р; температура Г, вязкость и и др.) зависят от координат, для подобия явлений необходимо подобное распределение всех пе- речисленных величин. При этом, очевидно, должны выдержи- ваться следующие равенства: p/pi = ц/pi = t/ti =-к-; Т)Т\ = kt;w/wi = kw\ L/Ly = kl и т. п. Отметим, что для каждой физической величины существует своя константа подобия, численно отличающаяся от других. Для сложных подобных явлений, определяемых многими физи- ческими величинами, множители преобразования этих величин не могут быть выбраны произвольно, они должны находиться в определенном соотношении и, следовательно, помимо посто- янства отношения однородныхшеличин требуется также одина- ковость определенных безразмерных комплексов, составлен- ных из величин, характеризующих явление. Эти комплексы на- зывают инвариантами или критериями подобия. Принципиаль- но критерии подобия могут быть получены для любого физиче- ского явления, однако, для этого необходимо иметь математи- ческую модель рассматриваемого явления хотя бы в виде неин- тегрируемых дифференциальных’уравнений [3]. Критерии подо- бия, полученные из дифференциальных и проинтегрированных 24
уравнений, совпадают, это положение и лежит в основе прак- тического применения теории подобия. (В тех случаях, когда математическое описание процесса еще не получено, критерии выявляются на основании анализа размерностей тех физиче- ских величин, которые должны были бы войти в уравнение связи, но этот метод менее надежен.) Основы моделирования процессов в камерах сгорания Создание методов расчета процессов, происходящих в КС, воз- Можно только при комплексном рассмотрении явлений гидро- динамики горючего и окислителя, тепло- и массообмена и хи- мической кинетики. Задача может считаться решенной, если найдены поля тепловыделения (выгорания), поля скоростей и параметров состояния, удовлетворяющие как соответствующим дифференциальным уравнениям, так и краевым условиям. Ввиду чрезвычайной сложности и взаимной обусловленно- сти процессов, протекающих в камере, аналитические решения систем соответствующих дифференциальных уравнений до сих пор не получены. Определенные перспективы нахождения необходимых прак- тике количественных соотношений открывают, методы теории подобия. Теория подобия позволяет определить условия, при выпол- нений которых экспериментальные результаты, полученные при исследовании, ранее выполненных конструкций, могут быть за- кономерно распространены на новые образцы камер. Полное подобие процессов, протекающих в камерах, может быть до-, стигнуто лишь в геометрически подобных системах, в которых эти процессы рассматриваются. При этом необходимым усло- вием является обеспечение: подобия краевых условий; гидро- динамического подобия течения в модели и образце; подобия процессов подачи, испарения и смешения компонентов; подобия тепловых процессов и кинетических условий горения. Уже без детального анализа соответствующих зависимостей видно, что точное моделирование столь сложного явления, как горение, невозможно. Действительно, подробное рассмотрение условий подобия в сложных системах с физико-химическими превращениями компонентов показывает, чта точное подобие достижимо только при превращениях строго одних и тех же веществ, при одинаковых давлениях и температурах, одинако- вом пространственном и фазовом распределении компонентов и т. п., следовательно,' полное подобие формально возможно только й тождественных системах. Это подтверждается и оби- 25
лием критериев (см. ниже), получающихся при рассмотрении дифференциальных уравнений, описывающих процессы в КС, и тем, что каждое из частных явлений сложного комплекса считается формально равноценным и одинаково определяющим конечный результат сложного процесса. В действительности на конечный результат влияет лишь часть явлений (и соответствующих им критериев), остальные играют второстепенную или подчиненную роль. Таким образом, задача моделирования процессов в КС сво- дится к нахождению критериев (условий), прщ обеспечении которых сохраняется подобие наиболее существенных для каж- дого конкретного случая факторов. При этом очевидно, что изменение требований к проектируе- мой камере или условий ее работы обусловливает и изменение цели, которая должна быть достигнута в процессе моделирова- ния, а следовательно, и изменение критериев, обеспечивающих реализацию этих целей. Для камер сгорания с традиционной схемой организации процессов испарение подаваемого жидкого топлива на основ- ных режимах происходит достаточно интенсивно и в значитель- ной степени завершается вблизи от места его ввода. Образо- вавшиеся пары распределяются в циркуляционной области первичной зоны и выгорают в основном на границах раздела переобогащенной первичной смеси и воздуха, вводимого диф- ференцированно по длине жаровой трубы в виде отдельных струй. Влияние потока капель, не испарившихся в пределах зоны циркуляции, на ход выгорания в целом оказывается сравни- тельно небольшим, а правила моделирования, полученные'для камер, работающих на газе,- с достаточной точностью могут применяться и для КС с впрыском жидкого топлива. Картина меняется (и существенно усложняется) при подаче жидкого топлива в среду с низкими температурой и давлением при малых перепадах давления на форсунках (например, в ус- ловиях* высотного запуска) или при использовании в камере тяжелого топлива. В этих случаях выгорание может определяться в основном результатами взаимодействия капель со средой, в которой про- исходит их движение: темпом испарения и сгорания паров в следе заь.каплями, а также скоростью частичного отвода паров топлива в основной поток и условиями его сгорания (наличием дополнительных стабилизирующих очагов пламени, концент- рацией топлива в очагах горения и т. п.). Рассмотрим вначале задачу моделирования КС на основ- ных режимах их работы, т. е. когда впрыскиваемая масса топ- 26
лива оказывается газифицированной вблизи форсунок, а кисло- род воздуха притекает в зону горения, главным образом, под влиянием турбулентных пульсаций. Условия подобия протекания процессов тепло- и массооб- мена, испарения и собственно горения можно пояснить ид урав- нений теплового и материального балансов, -химической кине- тики, движения паров топлива и условий на границах системы (границах зон реакции). Для описания гидродинамических характеристик потока в камере дополнительно привлекаются уравнения движения в форме Навье-Стокса, определяющие, как известно, связь между' кинематическими параметрами потока, массовыми силами, дав- лением и вязкостью. Будем считать процессы установившимися, а поток турбу- лентным. Уравнение изменения концентрации паров топлива в элементарном объеме при протекании в нем процессов испаре- ния и химической реакции может быть представлено в следую- щем виде (4, 5]: V дс V д I гл дсЛ . . /114 Wi di — Л di \Dt di ) + фисп + фт * i=x, y, z i — x,y.z Здесь w— скорость поступательного движения газа; Dr—коэффициент турбулентного обмена; ст—весовая концентрация паров топлива; фисп—интенсивность испарения жидких частиц топлива; срг—количество топлива, реагирующего в единицу вре- мени в единичном объеме, т. е. интенсивность сгора- ния топлива. При составлении уравнения теплового баланса для рассмат- риваемого элементарного объема молекулярным переносом тепла и излучением пренебрегаем (по сравнению с турбулент- ным переносом). Тогда приближенно: V „ д (глдт\ , и < . V дТ ,< Р dp fl i di) + фт U Ф ИСП Л И dp р’ d i’ ' '2) i=x, у. z ‘ i = x, y, z Здесь p — плотность; cp — теплоемкость; T — температура; Hu — теплотворность топлива; AzT—изменение теплосодержания жидких частиц плюс теплота испарения и перегрева паров в рассматри- ваемом объеме (т. е. полное изменение теплосодер- жания топлива) в зоне горения. Количество сгоревшего топлива эквивалентно количеству прореагировавшего с ним кислорода: = (1-3) где Ок — теоретически необходимое количество кислорода. 27
При допущений, что в зоне реакции, образованной при сме- шении реагентов, процесс протекает при соотношении компо- нентов, близком к стехиометрическому, учет выгорания можно вести по концентрации только одного из компонентов. Для установившегося процесса можно записать: фт = const'c" е ~E!RTv . (1.4) Здесь п— суммарный порядок реакции; Е—энергия активации. При анализе подобия процессов горения удобно пользовать- ся понятием’времени химической реакции тр и средней протя- женности зоны горения Lr—трщ где й— скорость движения смеси в зоне реакции. Тогда, учитывая, что фт= сттр, получим тр == const c^~rieElRTT . (1.5) Условия на/Границах зоны реакции могут быть выражены уравнением эквивалентности суммарного потока кислорода, притекающего в зону реакции через условную поверхность S, количеству прореагировавшего топлива, т. е. = (1.6) где с—концентрация кислорода на границе зоны реакции; п — нормаль к элементу поверхности зоны горения S; т] — коэффициент, учитывающий долю прореагировавшего топлива непосредственно в зоне реакции. В качестве’характеристических величин могут быть назна- чены, например: средняя скорость движения газа wr или воздуха wB — = Qr/Fx или wB = QJF*, здесь Qr и QB —соответственно объемные расходы газа и воз- духа, а F*—характерная площадь сечения ЖТ; средняя концентрация топлива в продуктах сгорания или воздуха — ^гопл/Qr ИЛИ Ст = Gtoh.i/Qb- начальная концентрация кислорода, выраженная через'рас- ход топлива бтопл, объемный расход воздуха QB и коэффициент избытка воздуха а — ____ ^тот^к7 , Сх ~ Зв ’ средняя интенсивность испарения топлива в зоне испаре- ния фисп, 28-
. средний подогрев воздуха в камере А Т; лсуммарная протяженность L зоны подготовки и сгорания топлива; характерный диаметр (или высота) жаровой трубы. После введения перечисленных характеристических величин в дифференциальные уравнения, приведения уравнений к без- размерному виду и выделения комплексов сомножителей npji дифференциальных операторах из ур-авнения (1.1) получаем следующие три критерия: — wLJDy ., ^2 ~ Тр/Д, бгтопл tc’/ф исп L, из уравнения (1.2) — два дополнительных критерия: у Тисп А . у ?Т Hu L F ж 4 5 ^ж^’СррАГ* Из уравнения (1.3) получаем критерий ^6 и, а из уравнения (1.6) — критерий у fl ^ТОПЛ О'? 7 (^/bTs 'DT ' Уравнения движения в форме Навье-Стокса для установив- шегося потока газа дают дополнительные критерии подобия лечения: — критерий Рейнольдса; д Р k$ = Р~^~— кРитеРий Эйлера; &10 —критерий Фруда. -Полученные критерии позволяют сформулировать правила моделирования процессов в геометрически подобных камерах. Предварительно сделаем одну, существенную оговорку. Многие "из ' приведенных здесь критериев подобия содержат величину суммарной протяженности зоны подготовки и сгорания топли- ва, которая, как известно, не является постоянной, а зависит от режима работы камеры. Для режима работы камеры, который лежит в основе моде- лирования, длина зоны подготовки ц сгорания-топлива должна составлять некоторую вполне определенную часть длины ЖТ £ж. Этому значению £ж соответствует вполне определенное значе- ние коэффициента полноты сгорания щ. Поэтому в последую- щем под L будем понимать выбранную протяженность участка камеры, где с принятой полнотой завершается процесс горения. 29
Критерий k[ = с учетом того, что DT = w'l' * ит (w' — скорость пульсаций, Г—масштаб турбулентности в зоне горения), может быть преобразован к следующему виду: Поддержание постоянного значения этого критерия сво- дится, по существу, к требованию достижения одинаковых па- раметров Турбулентности в модели и образце. Критерий k2 = wxpfL может быть представлен в виде < _ тр __ тр 2 L/w тп ’ где тп—время пребывания компонентов в зоне горения. Учет этого критерия предполагает сохранение соотношения между временем реакции и временем пребывания ТВС в модели и образце. Для топлива одного и того же состава при Р* = idem и = idem критерий k2 дает частное условие подобия lfw = idem, при котором соотношение скоростей в модели и образце долж- но подчиняться зависимости wM = = wQ6pkn где ke — константа геометрического подобия. Критерий^ z— .показывает соотношение вре- От \ w ] ^исп мени пребывания ТВС в зоне подготовки и сгорания ко времени испарения. Можно показать, что удовлетворение этого крите- рия достигается в первом приближении при отношении диамет- ров сопел форсунок d^ldco6p — k\tb , при равных'геометрических характеристиках форсунок и соотношениях скоростей истечения топлива и™ /и? = 1. Т-г S U 1 Фисп^ Г Фисп^ hL Fж Преобразуем критерии k4 = \ g --ду к виду k< Из'этого выражения следует, что подобие протекания про- цессов в образце и модели, строго говоря, возможно лишь при определенном соотношении между интенсивностью поглощения тепла в объеме зоны подготовки ТВС и горения и общим коли- чеством тепла, усвоенного продуктами сгорания в объеме зоны горения. Этот критерий закладывает ограничения на выбор рода топлива и его начальное тепловое состояние. Для одного й того же топлива при одной и той же начальной его темпера- туре в образце и модели критерий k4 удовлетворяется автома- тически. 30
v -f фтН ji A -j • итерии характеризует отношение коли- чества тепла, выделившегося в результате сгорания, к теплоте, пошедшей на нагревание рабочего тела КС. k$ отражает все виды тепловых потерь в камере. Его удовлетворение означает сохранение доли потерь тепла в модели и образце. Критерий^ .^отражает требование равенства коэффициентов избытка воздуха в подобных КС. Критерий k7 = --указывает на связь между гради- ентом притока кислорода в зону горения (Ь— ее ширина), пло- щадью поверхности этой' зоны, интенсивностью турбулентного обмена с одной стороны и интенсивностью выгорания т|гО топл с другой. С помощью этого критерия учитывается влияние кон- структивных особенностей камеры (степени дробления потока воздуха, угла наклона втекающих в жаровую трубу струй, гра- диентов на границах раздела) на потребную длину выгорания, которая при уменьшении значения критерия k7 сокращается. Равенство критериев k7 в модели и образце означает иден- тичность размеров и формы поверхности зоны горения, а также условий тепломассообмена и протекания в ней химических ре- акций. Критерий = ~~ = Re является общеизвестным критерием Рейнольдса и характеризует режимы гидродинамического тече- ния Потока (ламинарный, переходный, турбулентный). Посколь- ку КС работают, как правило, в области автомодельности при больших числах Re, то идентичность движения потока газа в них обеспечивается при различных (не равных) значениях это- го критерия в модели и натуре. д р Критер^ий^ = Ей является критерием подобия полей давления — величиной, зависящей от кинематических особен- ностей потока в геометрически подобных каналах. При гидро- динамическом и тепловом подобии потока в модели и образце критерий /г9 удовлетворяется автоматически. KpHTej)HH^^to = -^F = является мерой отношения сил инер^ ции и гравитации в потоке. В К*С большой теплонапряженност,и с принудительной пода- чей потока этот критерий можно не принимать во внимание. Влияние критерия Фруда проявляется лишь в тех случаях, ког- да движение в объеме КС вызывается подъемной силой, обус- ловленной различием плотностей в отдельных точках неизомет- рического потока. 31
Перечисленные критерии подобия полностью не отражают влияния всех факторов на процессы, происходящие в камере. Здесь рассматривался случай, когда испарение топлива завер- шается достаточно быстро, ^-стабилизация пламени осуществ- ляется не в гидродинамических следах отдельных капель, а в макрозонах циркуляции. Это типично для камер стационарных и авиационных газотурбинных установок с общепринятой схе- мой организации горения в них. При более общем рассмотрении вопроса моделирования ка- мер возникает необходимость учета кроме перечисленных кри- териев требований равенства в- единице объема модели и об- разца числа капель топлива, идентичности их спектрального состава (распределения по диаметрам) и подобия траекторий движения и испарения капель « полете. Кроме того, проявля- ются дополнительные критерии, учитывающие влияние разме- ров капель и режима их движения относительно среды на ус- тойчивость горения в их следах, а также некоторые другие критерии. Достаточно подробно условия моделирования камер для этого случая рассмотрены в работах (6, 7, 8, 9] и др. Правомерность теоретических рекомендаций о правилах мо- делирования была многократно подтверждена эксперимента- ми [5], специально проведенными на геометрически подобных КС при широком варьировании диаметра жаровой'трубы, дав- ления и температуры в потоке на выходе, изменении геометри- ческих параметров камер (площади каналов для прохода вто- ричного воздуха, «зажатия» отверстий в трубе и т. п.), геомет- рических характеристик форсунок и забалластированности про- дуктами сгорания воздуха, подаваемого в камеру сгорания. Результаты проведенных экспериментов показали: для проверенного диапазона диаметров жаровой трубы (от 60 до 220 мм) при Р* и Г* = idem частные характеристики vjr = f (п) практически совпадают; весьма близки также частные характеристики/щ =/1-т— , отражающие влияние на полноту сгорания времени пребыва- ния ТВС в зоне горения. • _ *р \ Полученные в опытах зависимости р. = д — имеют два характерных участка — горизонтальный и ниспадаю- щий при увеличении аргумента. Очевидно, недожег на го- ризонтальном участке, где рг максимально, связан не с недо- статком времени для завершения химических реакций, а с недостаточной интенсивностью перемешивания паров топлива и окислителя, т. е. с влиянием на процесс первого и седьмого критериев. Кроме того, экспериментально доказано, что повы- 32
шение интенсивности турбулентности в зоне* горения, развитие поверхности зоны и увеличение начальной концентрации кисло- рода в ней способствует не только снижению недожега топлива, но и является решающим условием для форсирования камеры по расходу без снижения полноты сгорания. Специальные опыты подтвердили независимость полноты сгорания от критерия Рейнольдса при абсолютных значениях Re>3-104. 'Установлено, что влияние давления на характеристики на- чинает проявляться при Р2<0,1мПа, что же касается темпе- ратуры, то по имеющимся данным для чистого воздуха, подо- греваемого в теплообменнике, изменение объемного расхода, при котором еще сохраняет максимальное значение, она подчиняется зависимости = idem, ж где Тр —- температура в зоне реакции при а=^4, Tp=^f(T* и Ни)5 но при низких давлениях в камере, зависит и от Р2 (из-за дис- социации). Фактор eElRTv предопределяет время химической ре< акции и входит во второй и седьмой критерии подобия. В литературе [6,10,5,8] приводятся различные рекоменда- ции и зависимости для моделирования камер. В основном они получены при допущении, что лимитирующими являются про- цессы, связанные с кинетикой горения. Несмотря на достигну- тые успехи, следует отметить, что разработка теории и методов практического моделирования еще далека от своего завер- шения. Строгое моделирование (полное воспроизведение свойств модели) в практике авиадвигателестроения производится край- не редко, поскольку каждый последующий объект выполняется под более напряженные параметры цикла, и, как правило, — для более широкой области применения. Поэтому важно знание зависимостей, позволяющих учесть влияние максимального ко- личества факторов на геометрические параметры элементов камеры (диффузора, фронтового устройства, зоны выгорания, зоны смешения и т. д.), имеющих разное функциональное на- значение и предопределяющих достижение равномерных темпе- ратурных полей, высокой полноты сгорания топлива, устойчи- вого горения й т. д. Эти зависимости позволяют корректировать геометрические параметры тех элементов КС, условия работы которых изменились наиболее существенно по сравнению с про- тотипом. При определении габаритов новой камеры обязательным требованием является обеспечение в крейсерских условиях по- лета максимально возможной полноты сгорания. В отечествен-
ной практике широко распространенным методом определения объема ЖТ при проектировании камер, обеспечивающим полу- чение заданной полноту сгорания г|г, является использование статистических зависимостей т|г от параметра форсирования kv, впервые предложенные 0. Е. Дорошенко [11]: __ f / \ Ег / I р* 1.25т'*г7 I5 \ * 1 ] где GB— расход воздуха через жаровую трубу; ^2’^2—давление и температура воздуха на выходе из ком- прессора; Еж — объем жаровой трубы, состоящий из объема "зоны го- рения и смешения; — = Kv — кинетический параметр форсирования («на- грузки»). Зависимость т]г (Av), строго говоря, отражает физику явлений, протекающих в пределах только зоны горения ЖТ, и распространение ее на полный объем камеры является некор- ректным, поскольку процессы, протекающие в зоне смешения, подчинены закономерностям гидродинамики, а не кинетики, Поэтому распространенный в практике метод •определения объема ЖТ следует рассматривать как предварительный.' Глава II ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ 2.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ определение объема ЖАРОВОЙ ТРУЪЫ И ЛИНЕЙНЫХ РАЗМЕРОВ КАМЕРЫ При проектировании КС необходимо знать: 1) требования, предъявляемые к- конкретной камере, при- мерный перечень которых изложен в гл. 1 [1]; 2) параметры рабочего тела на основных режимах работы двигателя, в том числе на режиме малого газа и авторотации: расход воздуха GB, температуру воздуха Т* и давление на вхо- де в камеру коэффициент избытка воздуха а, температуру газа на выходе из КС Г*срм, характеристики топлива; 34
3) размеры камеры в месте соединения со смежными узла- ми: диаметр и высоту кольцевых каналов на выходе из спрям- ляющего аппарата компрессора и на входе в сопловой аппарат турбины. Кроме того, выбирается конкретная камера — прототип, опыт доводочных работ и характеристики которой используют- ся при проектировании новой КС. При этом схему фронтового устройства можно заимствовать с прототипа или выбирать по рекомендациям, изложенным в 2.4(1]. Необходимо отметить, что в настоящее время не существует общепринятой методики расчета фронтового устройства. Поэто- му его расчет обычно сводится к определению количества горе- лок, а сама конструкция горелок и всего фронтового устройства требует большого объема экспериментальных доводочных работ. Рассмотрим порядок предварительной оценки основных раз- Рис. 2.1. Зависимость полноты сгорания топ- лива тг от величины параметра форсирова- ния Ку для трубчато-кольцевых и кольцевых камер: • — трубчато-кольцевые камеры; О — кольцевые камеры На рис. 2.1 показана зависимость полноты сгорания топлива от значения параметра форсирования для ряда отечественных и зарубежных двигателей с КС, выполненными по трубчато- кольцевой и кольцевой схемам. Как видно из рисунка, полнота сгорания топлива в диапазоне kv от 0 до 0,2 не изменяется и может достигать значения 0,99. При значении параметра фор- сирования KV > 0,2 полнота сгорания уменьшается, ее уровень у кольцевых КС существенно превосходит цг камер, выполнен- ных с применением отдельных жаровых труб. На основании зависимости щ = f ( \г) по известным параметрам потока на входе и потребному значению щ можно определить объем ЖТ или для выбранного объема найти изменение полноты сгорания при изменении условий полета (GB, Т*, Р*),. 35
Чтобы определить линейные размеры КС (длины и высоты) по полученному значению объема, необходимо знать также за- висимость между длиной и высотой ЖТ £ж = Предва- рительный выбор значений £ж и LKC делается с учетом стати- стических данных. Величина £ж для кольцевых КС колеблется в диапазоне 2,1—4. Меньшее значение £ж характерно для камер последних лет выпуска, в которых, как правило, применяется повышенное количество горелок (z > 20) и выполнены допол- нительные . конструктивные мероприятия по интенсификации процесса смешения. Общая длина КС, складывающаяся из дли- ны диффузора и- жаровой трубы, может быть определена из выражения £кс = £КС/ТЖ =1,2—1,6. Значения LKC, близкие к нижнему пределу отношения £кс/£ж, присущи также для со-’ временных камер сгорания, где .вместо диффузоров с безотрыв- ным течением применяются ступенчатые диффузоры. Выбор значений £ж и LKC существенно зависит от ожидае- мых неравномерностей полей скорости (давлений) воздуха на входе в камеру (оценивается по прототипу), значения которых предопределяют действительную длину выгорания топлива. Для двигателей военного назначения входные условия изменяются в более широких пределах, чем для гражданских, в то же вре- мя температура перед турбиной в таких двигателях, как прави-' ло, выше, поэтому несмотря на меньший ресурс, длину камеры для них следует выбирать большей. По полученным из предварительных расчетов камеры, и тур- бокомпрессора величинам (Кж, £ж, LKC, £>т) выполняется компоновка проектируемой камеры, при этом ее контуры долж- ны соответствовать контуру принятого прототипа. В первом приближении это обеспечивает распределение воз- духа по длине жаровой трубы, эффективность охлаждения сте- нок, гидравлические и тепловые характеристики, близкие к по- лученным в камере-прототипе. Как уже отмечалось, последующие образцы создаваемых КС более совершенны по сравнению с прототипом, например, по неравномерности температур, высотности розжига- и другим показателям. Поэтому полученные размеры камеры необходи- мо уточнять с целью реализации в проекте всего комплекса но- вых (дополнительных) требований. 2.2. УТОЧНЕНИЕ ОБЪЕМА И ПРОТЯЖЕННОСТИ ЗОНЫ ГОРЕНИЯ Такое уточнение возможно при дифференцированном расчете размеров характерных элементов (диффузора, зоны горения, зоны смешения). Этот расчёт выполняется последовательными приближениями. 36
Дифференцированный подход к назначению размер-а зоны горения иллюстрирует приведенный пример, в котором объем собственно зоны горения для камер обычных схем определяет- ся с помощью зависимости Лг- f ( Г ) представленной на рис. 2.2, Здесь Гзг—объем части ЖТ, за- нятый зоной горения. Рис. 2.2. Зависимость полноты сгорания топлива от величины параметра форсирования Ку, определен- ного по зоне горения: • — трубчато-кольцевые камеры; О — кольцевые камеры; /, 2 — значение для трубчато-коль- цевой и кольцевой камер; 3,4 — значение Ку Пред соответственно для этих камер Как отмечалось, минимальное значение объема зоны горе- ния должно выбираться с учетом назначения двигателя и при- нятой схемы сгорания. Из рис. 2.2 видно, что минимально до- пустимый объем зоны горения в кольцевой камере может быть найден из условия Kvmin=0i55, тогда как для трубчатой схемы =0,35> Таким образом, одинаковая полнота .сгорания в кольцевой камере обеспечивается при существенно меньшем объеме и, соответственно, при меньшей протяженности зоны горения.. Однако назначение объема по допустимо только для одно- режимных двигателей. Для многорежимных ГТД следует про- ектировать зону горения с учетом требований высотного запус- ка двигателя (см. 2.3)' и возможных изменений условий выго- рания на отдельных по окружности участках вследствие окруж- ной неравномерности распределения топлива и воздуха в объе- ме жаровойтрубы. Наибольшее отклонение состава ТВС, 37
т. е. а, от средней величи- ны может иметь место в двигателях военного на- значения в связи с больши- ми неравномерностями по- Л£Й скорости и давления в’ потоке на входе в дви- гатель. Запас протяжен- ности зоны горения для таких двигателей должен быть наибольшим. Значение коэффициента запаса сле- дует принять равным 1,8—2,0. Для КС двигате- лей гражданского назна- чения, поля на входе в которые более равномер- ные, коэффициент запаса может быть уменьшен до значений 1,5—1,6. Рис, 2.3. Пример зависимости относительной величины пара- метра форсирования kv камеры сгорания от числа Маха полета Мп и высоты Ни на режиме авторотации двигателя: 1—6—Нп равная соответственно* 16, 14, 12, 10, 8 и 6 км 2.3. УТОЧНЕНИЕ ОБЪЕМА И ПРОТЯЖЕННОСТИ ЗОНЫ ГОРЕНИЯ ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОВЫШЕННОЙ ВЫСОТНОСТИ РОЗЖИГА КАМЕРЫ Рассмотрим принцип выбора размеров ЖТ для случая, когда высотность розжига проектируемой КС с режима авторотации больше, чем на. камере-прототипе (авторотацией называется режим вращения ротора двигателя в полете без подвода тепла в камере сгорания. В этом случае единственным источником энергии, за счет которого происходит вращение роторов, явля- ется энергия заторможенного потока воздуха перед двигателем, 38
пропорциональная квадрату скорости полета самолета. При авторотации многоступенчатых компрессоров только в послед- них ступенях компрессора создаются условия, благоприятные для получения положительной мощности, первые и промежу- точные ступени являются потребителями мощности. При числах Л4п<0,7—0,8 степень повышения давления в компрессоре, как правило, оказывается меньше единицы. Поэтому условия на входе в камеру при’ запуске на режиме авторотации наиболее неблагоприятны и предопределяют существование предельной высоты, где запуск невозможен. Комплексное влияние сочета- ния параметров GB, Т2, Р2 на условия горения отражает пара- метр форсирования Ку. На рис. 2.3 приведена зависимость отно- сительного критерия ky = kyH, = 6 км для одного из двига- М = о,7 телей на режиме авторотации (в диапазоне высот полета ют 0 до 6 км-изменение ky = f (Л4П) незначительно). Как видно из рисунка, с ростом высоты полета происходит увеличение пара- метра kv, причем на высотах Н >10 км наблюдается сущест- венно большее приращение А Я, чем на меньших высотах. Существует также область наиболее неблагоприятных сочета- ний высот Я и чисел Маха полета А4П, при которых параметр ky имеет значение, близкое к максимальному на каждой высоте. Эта область неблагоприятных сочетаний принадлежит эксплуа- тационному диапазону по Я и Мп современных дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. Зависимости = представ- ленные на рис. 2.2, свидетельствуют о том, что при значении параметра форсирования kv > 0,35—0,55 имеет место падение полноты сгорания, однако, в кольцевых камерах этот процесс протекает значительно медленнее,, чем в трубчато-кольцевых. Эта особенность кольцевых камер позволяет обеспечить более на- дежный запуск двигателя на больших высотах.' Запуск двига- теля с режима авторотации происходит успешно при темпера- туре газа перед турбиной не ниже некоторой минимальной, т. е. когда процесс сгорания протекает с полнотой, обеспечивающей получение этой температуры. В прикидочных расчетах можно полагать, что для раскрутки ротора двигателя необходимая температура газа перед турбиной — T3mir) > 2 7*min, при выбран- ной программе топливоподачи она может быть получена, если т|г превосходит некоторую величину r|rmin. На выполненных двигателях значение T]rmin колеблется в пределах 0,5—0,6. В рассмотренном ранее примере в качестве предельного принято значение т]гпПп =0,6 и по зависимостям, приведенным на рис. 2.2, найдены соответствующие значения /фгпред Для кольцевых и трубчатых КС—1,5 и 1,0. Если объем ЖТ в рас- четных условиях выбирался из условия получения мицималь- 39
ной длины камеры, т. с. значение /дтш принималось близким к 0,3, то относительные значения kv для кольцевой и трубча- той камер были соответственно равны 1,5/0,3 и 1,0/0,3, а высот- ность розжига Н составляла 13,5 и 11,5 км. В тех случаях,'когда требование максимальной высотности розжига КС оказывается в числе, определяющих, выбор объема жаровой трубы должен осуществляться исходя из условий ее достижения. Практически это достигается назначением,сущест- венно меньших чем 0,3 значений йп в условиях крейсерского полета. Например, если объем ЖТ выбран соответствующим = 0,1 (вместо A\;3mrin = 0,3, ' при котором длина камеры минимальная), то при ^^ред = 1,0 допустимое изменение kv будет равно 10 и высотность Н розжига для трубчатых камер повысится от 11,5 до 15,5 км, соответственно для кольцевой ка- меры — от 13,5 до 17,3 км. После -ухода -двигателя с режима авторотации в процессе раскрутки его ротора значение параметра форсирования kv уменьшается (в соответствии с изменением термодинамических параметров на входе в камеру), при этом полнота сгорания приближается к максимальной. Иногда потребный объем, необходимый для обеспечения выСОтного розжигд камеры, оказывается больше допустимого по компоновке двигателя. Если при этом сочетание параметров на входе в камеру на основных режимах работы двигателя вблизи максимальных высот оказывается приемлемым, т. е/ изменение их нецелесообразно, то средством, обеспечивающим повышение высотности, может стать кратковременная подача кислорода из специальной системы в запальное устройство и в зону КС, ответственную за розжиг (окрестность запальника и пусковых форсунок). 2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОТЯЖЕННОСТИ ЗОНЫ СМЕШЕНИЯ (ДЛИНЫ ГАЗОСБОРНИКА) Следующим участком КС, определяющим длину ЖТ, является зона смешения и формирования требуемой неравномерности температурного поля перед сопловым аппаратом турбины вы- сокого давления: г* __ т* © = 3 .. 2 , 1 3 ср “ 1 2
Длина газосборника определяется в несколько приближений по зависимости, предложенной в ЦИАМ: / _______^зс_________ \ 0 1 , 1 б3 с б^охл ГС 111 1 бохл т _________ г £ =W I — 9 1 И-- 1 I । лг /=> 11 /2, I | 7 1 94 11,674-0,lZ-гс г'с1. / Кио о охл гс Оохл т К ’ °ТВ' ' 7 (2.2) г ^зс^з/Т'зсрм где Iотв у р г - г ; L °тв I 1 —О охл гс — О ОХЛ ту р ‘ безразмерный комплекс, учитывающий эффективность процесса смешения в газо- сборнике продуктов сгорания с той частью воздуха, которая v 3 ср м < . Ни 'Сгбтопл выделена для этой цели, здесь —+- = 1 + ^7^7;—£—v л. —_ Г* • бр[ов(1 — о0ХЛ т) + етопл] -— относительный подогрев продуктов сгорания в камере; Л — функция, учитывающая соотношение скоростей воздуха за компрессором и в отверстиях ЖТ: при SFOtb/^k < 1J зна- чение fi должно быть принято равным единице, при S F07B/FK> > 1,7 оно определяется из выражения fi = 1 + 0,25 (S F0TB /FK— -17); Д —функция, отражающая соотношение скоростей в коль- цевом канале вблизи отверстий й в отверстиях в ЖТ и опреде- ляющая траекторию движения струй воздуха, втекающих в зо- ну смешения (рис. 2.4): Рис. 2.4. Схема втекания струи воздуха в зону смешения камеры: 1 — наружный корпус; 2 — жаровая труба; 3 — поток воздуха, поступаю- щий из кольцевого канала на смешение; 4 — отверстия’ в жаровой трубе; 5 — траектория движения струй воздуха 41
при 2 F0TS /FKK < 0,7 значение f2 должно быть принято за 1, при 2 7'0ТВ/+кк> 0,7 оно рассчитывается из выражения /2 = 1 +0,1 (2 F0TB/FKK —0,7). Доля^ воздуха, используемая для смешения (G3C ) и охлаж- дения (Сохлгс, б?охлт), определяется как разность между портным. расходом воздуха и воздухом, подводимым в зону горения для обеспечения требуемой полноты сгорания. При этом независимо от суммарного коэффициента избытка воздуха в камере as в выполненных конструкциях камер коэффициент избытка воз- духа в зоне горения азг = 1,7—2,2. Рис. 2.5. Зависимость относительных рас- ходов на охлаждение турбины ОохлтИ га- зфсборника камеры Gохл гс от температу- ры газа перед_ тур- биной: 1_— Оохл т 2 G охл гс При определении необходимой длины газосборника распределение расходов воз- духа G0XJIT и Оохлгс может быть выпол- нено с привлечением статистических зави- симостей G0X,1T = f (Г*) иСохлгс =/(Г*), пред- ставленных на рис. 2.5. Тогда расход воз- духа, который используется в зоне смеше- ния, определяется из выражения ^3 с 1 б?охл т бг охл гс G3 г . Относительная длина газосборника £гс может быть определена по выполненной ранее предварительной компоновке или принята Ггс = ТГс/Яжтах= 0,5. Относительные значения величин 2 Fотв/Fк* Fота 1• F кк. р 2 Fотв/Fж принима- ются в соответствии с прототипом. Коэф- фициент расхода отверстий в ЖТ при сно- сящем потоке можно принять ц = 0,75. Если полученное из расчета значение 0 будет больше, чем заданное в исходных требованиях, то длину газосборника Lrc следует увеличить и расчеты повторить до совпадения 0 потребного и расчетного. 2.5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАЗМЕРОВ ДИФФУЗОРА Диффузор должен обеспечивать уровни скорости в жаровой трубе, благоприятные для стабилизации пламени недостижения высокой полноты сгорания топлива, а также стабильное рас- пределение воздуха в условиях изменяющихся по режиму рабо- ты двигателя параметров за компрессором при минимально возможных потерях давления, габаритах и весе. Выбор геометрии диффузора производится на основании опытных данных, полученных с прототипа. 42
При заданной длине диффузора £д существует вполне опре- деленная степень расширения в нем ид, при которой течение остается безотрывным. На рис. 2.6 в координатах ид = /(£д th вх) сплошной линией показана, примерная граница перехода от безотрывных режимов работы диффузоров кольцевых КС с центральным телом к ре- жимам отрывного тече- ния (при равномерном поле скоростей перед диффузором). Уравнение границы пе- рехода от безотрывного течения к отрывному име- ет вид Пдот₽= 1,8+ 0,1-^-. (2.3) “вх 4Итрих-пунктирной ли- нией показана граница перехода к неустойчиво- му течению в плоских диффузорах. Из сопо- ставления кривых видно, Рис. 2.6. К определению границы пере- хода безотрывного течения к отрывно- му для различных диффузоров: —.—.— — плоские; ------— коль- цевые диффузоры;----_-------— при- нята в расчет кольцевых диффузоров; О — диффузоры с отрывным режимом течения; О — диффузоры с безотрыв- что граница перехода от ным режимом течения режимов безотрывного течения к режимам течения с нестационарным срывом в коль- цевых КС лежит несколько выше соответствующей границы для плоских диффузоров без подпора. При проектировании рекомендуется учитывать следующую зависимость степени расширения в диффузоре от его относи- тельной длины: 1,65 + 0,1 ф-, (2.4) “вх которая обеспечивает разумный запас по отрыву. Для определения характерных линейных размеров £д, L\ диффузора используются также обобщенные статистические данные (рис. 2.7, 2.8), представленные в виде следующих формул: £д^ 1,75 (Q/20) 2/3/zBX: (2.5) Ц = 0,32 (Q/20)“2/3£д. (2.6) Найденные линейные размеры используются для корректи- ровки длины диффузора, определенной в процессе предвари- тельной оценки длины камеры. Следует отметить, что высота уступа h за начальным участ- ком диффузора выбирается из конструктивных соображений. 43
Рекомендованное значение высоты уступа составляет 0,1—0,15 от высоты канала на входе в диффузор /zBX, но, чтобы повы- сить надежность стабилизации места отрыва, минимальное значение h должно быть больше 5 мм. Рис. 2.7. К выбору оптимальной длины диффузора: О — статистические данные для диффузоров различных .ГТД Рис. 2.8. К выбору -оптимальной длины переход- ного участка от диффузора к форсуночной плите: О — статистические данные , для диффузоров различных ГТД 2.6. ГИДРАВЛИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ КС Потери полного давления в КС складываются из гидравли- ческих потерь в диффузоре бд и потерь в жаровой трубе в ре- зультате втекания воздуха, его смешения с продуктами сгора- ния 6Ж и подвода тепла бтеПл-- $кс ~ 8д + 8ж + 6тепл • Значения коэффициента гидравлических потерь в диффузо- 44
pax, геометрия которых выбран^ по статистическим зависимос- тям (см. 2.5), укладываются в диапазон 0,3 < % < 0,55. Для удобства расчетов действительных коэффициентов по- терь (с учетом особенностей геометрии прототипа) предлагает- ся следующая зависимость: (2.7) Здесь 0 — 0Л — экспериментально найденный коэффициент* потерь диффузора (с геометрией идо=2,0, L = 2,9), работающего с подпором от фронтово- ^вх го устройства кольцевой камеры сгорания и отне- сенного к приведенной скорости 7ВХ воздуха на входе в камеру. Потери давления в диффузоре определяются по формуле ^=ТТТ^'вх- (2.8) к + 1 А вх В общем случае коэффициент гидравлических потерь в ЖТ на перетекание (без учета подвода тепла) является функцией следующих безразмерных соотношений: &я< ~ Г (2- Ц Тотв/Рж> 2 ц F01B/Fк к), (2.9) где _______— —также отне- Рвх^вх сен к скоро- 2 стному на- пору воздушного потока на входе в камеру сгорания. Графически зависимость £ж от определяющих геометриче- ских соотношений представле- на на рис. 2.9. В практически интересной области геометри- 5. о Е1Л F HTR ческих соотношении — == ** ж 0,1—0,6 может быть аппрок- сирована формулой _ ^=0’1+ / V JU-....,|5 (2.10) / ^р-^отв V’° \ FK К ) Таким образом, гидравли- ческие потери в камере сгора- J* 1.2 0,8 ОА Q 0,3 0,5 0,7 0,9 1,1 Рис. 2.9. Зависимость коэффици- ента гидравлических потерь в жа- ровой трубе £ж от геометриче- „ - ^-Р* ^отв ских соотношении ------------ л ^Р* /^ОТВ , ^Р-^отв — ------- . | = 0,75; к к к к 2 — 0,85; 3 — 1,0; 4—1,25; 5—1,5; 6—1,75 45
ния можно рассчитывать пог-уравнению 6*4-6» = ^^ (^л + ^) = А—',2 0,6 Fетв \ 1.5 РК к / (2.11) Для приближенной оценки тепловых потерь в КС можно использовать следующую зависимость: ?тепл = ^(0_1)(^2, (2.12) где© — степень подогрева топливовоздушной смеси в КС. С целью снижения тепловых потерь стремятся обеспечить малые скорости потока в зоне горения. По статистике скорость в жаровой трубе находится в диапазоне 15—25 м/с. Итак, суммарные потери в КС при теплоподводе могут быть определены по формуле ». - 7< [ 1,6( 1 -1(2 + о. I + + А(е -1 )(^)! I. L ( FKK J J (2.13) Соответственно коэффициент восстановления полного давле- ния в камере = 1-бкс. (2.14) .Расчет геометрии камеры предполагает сопоставление по- терь полного давления, заданного в ТЗ, с рассчитанными по формуле (2.13). При значительном расхождении этих величин выполняется корректировка геометрии элементов КС. 2.7. АЛГОРИТМЫ РАСЧЕТА ГЕОМЕТРИИ КОЛЬЦЕВОЙ МНОГОФОРСУНОЧНОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ Исходные данные: Термодинамические при. Я = 0, Л4 = 0 Расход воздуха через внутренний контур двигателя — GB Давление воздуха за компрессором ВД — Р* Температура воздуха за компрессором ВД —Г* Расход топлива — бтопл (или а)- Полнота сгорания в камере — тц Окружная неравномерность поля температур — 0 Высотность розжига КС — Н Потери полного давления — 6КС.
Ось ДВИГАТЕЛЯ X Рис. 2.10. Расчетная схема кольцевой многофорсуночной КС (А — номер точки контура КС
Конструктивные (из проектного расчета турбокомпрессора) Диаметр втулки последней ступени компрессора высокого дав- ления (ВД) — DK1 Периферийный диаметр последней ступени компрессора ВД—DK Диаметр втулки соплового аппарата турбины ВД — jDt1 Периферийный диаметр сечения соплового аппарата турбины В Д — /)т2 Расчетная схема “КС (см. рис. 2.10), соответствующая камере- прототипу (в данном случае КС двигателя НК = 8). Порядок расчета Изложения в 2.1 — 2.6 методика расчета является общей для любого типа камеры. Если ее проектирование ведется по кон- кретному прототипу с использЬванием большого статистическо- го материала, накопленного при доводке, то общая методика преобразуется в алгоритм расчета, оснащенный конкретными числовыми значениями эмпирических коэффициентов. В качестве примера, иллюстрирующего это положение, при- водится алгоритм расчета многофорсуночной кольцевой каме- ры-, прототипом которой является КС двигателя НК = 8. На ос- нове этого алгоритма в приложении рассчитаны три варианта, Заметно отличающиеся расходом воздуха. Блок-схема проектирования камеры сгорания на' базе этого прототипа представлена на рис. 2.11. Расчет камеры выпол- няется в следующей последовательности: рассчитываются габариты диффузора; рассчитывается * геометрия фронтового устройства; рассчитывается объем и габариты ЖТ; рассчитывается длина газосборника; определяются ‘координаты характерных точек КС; определяются потери давления в КС; определяется вес КС. Диффузор 1. Определяют средний диаметр последней ступени, компрес- сора ВД И ___ 1 2 7>кср— 2 2. Определяют высоту канала на входе в диффузор I, __ 2 В к ] ^вХ~ 2 3. Рассчитывают критическую скорость на входе в диффузор 48
Рис. 2.11. Блок-схема проектирования КС 4. Для первого приближения задаются приведенной скоро- стью на входе в диффузор ZBX1 = 0,25. 5. Определяют плотность заторможенного потока на входе в диффузор о- 1 вх RT* ’ 6. Для заданного значения ZBXi р-ассчитывают (или берут по таблицам ГДФ)'функцию плотности потока еС,(Х1) = (1-4^7Ч2х)г:т. 49
7. Определяют плотность воздуха на входе в диффузор Рвх = & Q вх1) Рвх ’ 8. Определяют площадь диффузора на входе 9. По найденному значению FK определяют скорость возду- ха на входе в диффузор w - Gb ВХ ~ РвЛ ' 10. Определяют приведенную скорость воздуха на входе в диффузор л ___ ?Z~BX “ВХ шкр 11. Сравнивают полученные значения %вх с заданным (по п. 4) и, если они отличаются более чем на 0,01, принимают ^ВХ 1 ~ ^ВХ и расчет повторяют с п. 4 по п. 11 до совпадения величин лвх и Лвх 1 с точностью до 0,01. 12. Проверяют условие совпадения XBXi и лвх с рекомендуемы- ми статистическими значениями: 0,2 < Хвх < 0,35. 13. Находят объемный расход воздуха через камеру Q ~ Св/р вх • 14. Из статистических соотношений определяют длину диф- фузора £д= 1,75 (Q/20)-2/3 Авх. 15. Определяют коэффициент расширения в диффузоре пл = 1,65 + 0,1-^-. ^ВХ 16. Проверяют условие безотрывного течения в диффузоре Лдотр = 1,8+ 0,1 /АВХ 17. Рассчитывают коэффициент потерь в диффузоре 18. Определяют скоростной напор на входе в диффузор Рвх^’вх z ск — 9 50
19. Определяют гидравлические потери в диффузоре ^д = ьх Рек • 20. Определяют относительный-уровень потерь в диффузоре 6Д- ДР;/?* 100%. 21. Определяют расстояние от выходного сечения диффузора до плоскости плиты фронтового устройства: Ц = 0,32 (Q/20)~2/3L1. Фронтовое устройство Для 1-го цикла расчетов принимают угол между осями КС и двигателя [3 — 0 (см. рис. 2.10). 22. Определяют средний диаметр плиты фронтового уст- ройства -Одлср — DKcp + 2 (£д + Li) rtg [3. При Q<10m3/c рассчитывают размеры элементов форсу- ночной плиты по формулам (23) — (27). 23. Принимают высоту плиты из конструктивных сообра- жений: Япл 0,1 м. 24. Принимают диаметр горелки (см. 2.4(1]) dr ~ 0,03 м. 25. Определяют число горелок в соответствии с прото- типом по формуле ~ 2г0__ П ГЛ ^пл ср 1^О£7плср* ±7пл ср О Здесь 2г0— 140 — число горелок- в камере-прототипе- индекс 0 — относится к прототипу. .26. Высоту центрального распределителя воздуха во фрон- товом устройстве принимают из конструктивных соображений: Япр 0,015 м. 27. Определяют расстояние между ярусами горелок + яцр + 0.003. При Q> 10 м3/с рассчитывают размеры элементов плиты фрон- тового устройства по формулам (28)-(33). 28. Определяют коэффициент линейного моделирования гео- метрических размеров Qo ~ V 10* 51
29. Рассчитывают высоту плиты фронтового устройства Нил ~ 0,1 k м . 30. Рассчитывают диаметр горелки dr«0,03 V 31. Число горелок назначают равным числу горелок на ка- мере-прототипе: гг = 2г0 — 140. 32. Рассчитывают высоту центрального распределителя воз- духа во фронтовом устройстве Яцр = 0,015 V 33. Определяют расстояние между ярусами горелок А£>/2 0,048 V 34. Рассчитывают диаметр расположения наружного яруса горелок D\ — /V ср + A D/2. 35. Рассчитывают диаметр расположения внутреннего яруса горелок Z>2 1)пл ср A D/2. 36. Рассчитывают шаг между горелками наружного яруса ^ == л DJzr. 37. Рассчитывают шаг между горелками внутреннего яруса t2 = nD2/zr. 38. Если расстояние между горелками внутреннего яруса меньше 2 мм, то число горелок уменьшают: у 1 dr + 0,002 * Жаровая труба 39. Определяют коэффициент избытка воздуха в камере - _ К С 70СТОПЛ где Lq == 14,8 кг воздуха/кг топлива. 40. Определяют величину относительного давления 52
41. Рассчитывают объем жаровой трубы ( 2550 ) _____________________________ = 0,0041 a U+ а“с ЖУ’ =-----------Ц-----й <70 + 0,325 Г2) г zr 1 П П^З (1 + Р)4 42. Определяют высоту жаровой трубы ’ Ятах = 0,532 У Т -^ПЛ ср 43. Определяют расстояние от плиты до сечения ЖТ, имею- щего максимальную высоту, L2 — 0,5 Н П1ах 44. Определяют длину ЖТ (зоны горения) £з г — 1.35 7Утах. 45. Уточняют коэффициент линейного моделирования г Т^шах Н max v[ “ " “6J~5 где Ятал0=0,2 м — высота жаровой трубы в камере-прототипе. Газосборник 46. Определяют температуру газа'на выходе из -КС без учета отборов воздуха по формуле гр Н uTjr -т~ Я Lq С рв Т2* Зср М ц + акс^о) Ср ср или по графику (рис. 3.12). 47. Относительный расход на охлаждение турбины опреде- ляют по зависимости, представленной на рис. 2.5: СОхл т = fi (Т3*). 48. Определяют относительный расход воздуха на охлаж- дение газосборника по графику, приведенному на рис. 2.5: СОхл гс = /г (Тз*). 49. Определяют относительный расход воздуха в зоне горения йо^зрбтопл где азг = 1,7—2,2 — коэффициент избытка воздуха в зоне го- рения (выбирают, 2.3(1]). 50. Рассчитывают относительный расход воздуха, поступаю- щего в зону смешения, Сд с ” 1 СрХд т ' Сохл ГС С3 г « 53
51. Принимают относительные значения величин площадей отверстий в жаровой трубе в соответствии с прототипом: S F0TB/FK = 1,2; 2F0TB/F1£I£= 1,0; 2 и Аот,/Лк = 0,1. 52. Определяют подогрев воздуха в камере (с учетом огбо- ров} по формуле з*ср М ^« Г|Г^ТОПЛ т2* Ср ср[6 в (1 — Сохлт) + G топлГ или по графику, приведенному на рис. 2.12. Рис. 2.12. Номограмма для определения температуры газа на выходе из КС в зависимости от температуры воздуха на входе и относительного расхода топлива 53. Рассчитывают безразмерный параметр смешения: I отв Т с 2 Озс "7Г 7 3 _________ /1 г с ) ^отв (1 -- Оохлгс--- СГохлтУ V г ж 54
54. Определяют коэффициенты и f2- при 2 F0TB/FK < 1,7 Л = 1, а при 2F0TB//\> 1,7 Д = 1 + 0,25 — 1,7); аналогично при S+tb+kK<0,7 F2=l, а при ^FmB/FKK>Q^ f2 = 1 +0,1 (^2--0,7). 55. Для первого цикла расчетов задаются £гс = ОД 56. Рассчитывают окружную неравномерность поля темпе- ратур на выходе из газосборника ______G з с_____ О ___ ___(1 -^3 С — ^охл гс)_ | 1 __1 -Дохл Т £ г РаСЧ I j j 94 у (1,67+6,1 L re) £ 2,1 1,05 — G охл гс — Сохлт 1 2 57. Сравнивают расчетные и допустимые значения 0: если 0раст > 0доп, то расчет по п. 56 повторяют, предварительно увеличив длину газосборника на 10%. 58. Расчеты по п.п. 56 и 57 повторяют до выполнения усло- вия брасч < ®доп, и вычисляют длину газосборника £ ГС = £ ГС Н 59. Определяют длину КС £кс £д £i 4“ £зг + £гс* 60. Определяют тангенс угла наклона р оси камеры сгора- ния к оси двигателя 7)т Ср — D к ср 1в|)-—ттг,— 61. Вычисляют угол наклона [ Л ср - Dk ср 1 ----2~с----J ‘ 62. Рассчитывают координаты точек контура камеры в соот- ветствии с рис. 2.10 по формулам, приведенным в табл. 2.1 55
Таблица 2.1. м Определяемая величина № Определяемая величина п,п и формула п п и формула 63. Xi = х2 = О 64. у\ = Dki/2 65. у2 = 79x2/2 66. х3 = х4 = х5 = х6 = L д 67. F Вых — к 68. DK Ср — Dk ср + 2 L д • tg 3 69. /1вых = F вых/Х77 В* ср) 70. уз — DK Ср /2 ^вых/2 71. у4 = DK Ср /2 4-^вых^2 72. уз = уз — 0,2 /iBX 73. у в = у4 + 0,2-/iBX 74. X'l = х8 = L д + F\ 75. yi = Dk ср/2 + Xq tg 3 — 0,5 7/Пл 76. уз = Ркср/2 4- x7tg 3 + 0,5 ЯПл 77. Хд == Хю = 4“ L\ + L2 78. У^ — У1 (Н тах 7/пл ) /2 79. ую — У& + (77 max Япл)/2 80. 7?! = (0,5Я*тах + 0,5 — Q,57/max Т7ПЛ)/ (//max Н пл) 81. %01 = *02 = 82. Voi — г/ю — R' 83. z/o2 — Vs + 84. Xu = x12 = Lk c 85. Vn = T)rl/2 86. V12 == 7)t2/2 87. %i3 — %i4 = Lv + Lj + L3 r 88. V13 = Vs + (V11 — Vs) 7 ~t ~r ь3 г -r LiC— L2 ________________________________________ I ____7-3 Г ~ T>2 80. 1/14= (1/10—I/12) Цг +Lrc__£2 90. /ire — V14 ~~ V13 91. ch = 0.017 92. d2 — 0,015 93. dv = 0.0017 Q 94. d2 = 0,0015 Q 95. R2 = R\ 4~ d\ 96. R3 = R\ -F d2 97. a ! = arc tg [(z/02 — Vs) / (^02 — ^5) ] 98. a2 = arc cos , ________________R2 V (X02 — ^5)2 + (V02 —V5)2 99. *yj = + 72 100. X15 = *02 — /?2~C0S 101. V15 = V02 — sin azl 102. a3- arctg[(v6~ Voi)/-(*oi ~ *б)] 103. = arc cos X ________________R3 V (*6 — *ai)2 + (V6 —V01)2 104. al2 = + «4 105. Xie = *01 — R3 COsayg 106. Vi6 — V01 + R3 sin ^v2 107. Xi7 — %18 = *9 108. V17 = Vs — <7i 109. Vis — У10 + d2 110. X19 — x2o — 7>KC 11L Vis — V11 — <7i 112. V20 = Vis Гидравлические расчеты 113. Рассчитывают коэффициент гидравлических потерь давле- ния в ЖТ Вж -0.1 +, 0,6 г г отв F к к 56
114. Рассчитывают коэффициент тепловых потерь в камере 115. Определяют потери давления в камере "Ц ^кс 555 (£д + £ж + ётепл) k + ! Лвх- * 116. Вычисляют коэффициент восстановления полного дав- ления в КС с 1 с . Полученное значение сравнивается с заданным и в случае большого расхождения расчет по пп. 113—116 проводится вновь при измененной площади Готъ . Изменение этой величины сле- дует производить только при значительном расхождении задан- ной окс с полученной при расчете. Если это расхождение не превышает 10%, то корректировку гидравлического расчета можно не производить, поскольку влияние бкс на основную ха- рактеристику камеры цг может быть менее существенным, чем влияние F0TB на поле температур на выходе и тепловое состоя- ние стенок ЖТ. Вес камеры сгорания 117. Определяют средний диаметр КС р ____________________ Dk ер Dr ср ^кс ср 2 ’ 118. Оценивают вес камеры _ 1 С A J Г) икс 1 к с с ср г 2 Глава III ХАРАКТЕРИСТИКИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ Кдмера сгорания в составе двигателя эксплуатируется на лета- тельном аппарате (ЛА) в некотором диапазоне высот Н и ско- ростей Vn полета, который может быть рассчитан путем сопо- ставления величины тяги, потребной для выполнения установив- шегося горизонтального полета ЛА, с величиной тяги, развивае- мой силовой установкой [12]. В результате расчета получаются 57
линии допустимых минимальных Vnmin и максимальных скорос- тей полета. На выделенную ими область накладывают затем некоторые ограничения. На каждой высоте существует минимальная допустимая ско- рость полета, при которой сохраняется требуемая> эффектив- ность управления ЛА. Режимы полета с наибольшими скоростями ограничиваются максимальным аэродинамическим напором qmax , который опре- деляет уровень нагрузок, действующих на ЛА, эффективность его органов управления и условия работы воздухозаборников двигателей. Кроме того, максимальные режимы полета ограни- чиваются предельно допустимым числом 7Итах, так как значе- ние числа М определяет характер обтекания самолета, условия работы воздухозаборников, устойчивость движения ЛА, интен- сивность звукового удара и т. д. При скоростях полета, превос- ходящих скорость звука, появляется ограничение по числу-Л1 из-за нагрева передних кромок и лобовых поверхностей ЛА. В результате получают область в координатах Н—Vn (рис. 3.1). В процессе проектирования, до появления первых опытных образцов двигателей и ЛА, ОКБ не располагают их реальными характеристиками, поэтому расчет не может пока- зать действительные границы эксплуатационной области и уточ- няется на протяжении всего процесса доводки ЛА и его силовой установки. Каждой точке этой области соответствует некоторое сочета- ние внешних условий (Р*, Т*) и режима работы двигателя, которое определяет условия на входе в КС' (PJ, Т*2, w2, а) и, в конечном итоге, показатели ее работы. Зависимости показате- лей работы КС от условий ее эксплуатации в составе двигателя называются характеристиками. Основными характеристиками КС, которые необходимо знать при расчете характеристик всего двигателя, являются зависимости Т*, цг, <укс = f (Л;> ^2> а)- К числу основных относятся также срывная и пусковая харак-’ теристики, которые представляют обычно в виде а = f (w2, Т*. Р2). Первая из них характеризует область, в которой возможен рабочий процесс в КС без срыва пламени, и определяет по-су- ществу диапазон рабочих режимов двигателя. ’ КС считается доведенной по срыву пламени, когда эксплуатационная область Н — 1/п полностью располагается внутри границ срывной харак- теристики. Пусковая характеристика определяет область Н— в которой возможен запуск КС и в целом двигателя. Можно показать еще рад зависимостей, так или иначе ха- рактеризующих работу КС. Это — эмиссионные характеристи- ки, т. е. оценка выделений дыма (NOX, СО, СПНТ), характе- ристика теплового состояния стенок и фронтового устройства 58
Рис. 3.1. Пример области установившихся горизонтальных полётов самолета заданной полетной массы [12]: а — дозвуковой самолет; б — сверхзвуковой самолет; — изотермы ?2 ; -----------— изобары Ро жаровой трубы, характеристики камеры по виброгорению, ха- рактеристики изменения в течение ресурса основных показате- лей, определяющих работоспособность КС, прочностные харак- теристики и т. д. Эти зависимости определяют характер и ка- чество работы КС и влияют на ее совместную работу с други- ми узлами двигателя. Поэтому цель их экспериментального определения сводится к тому, чтобы проверить — удовлетво- ряет ли данная камера требованиям ТЗ (1.2[1]). Перед началом проектирования КС необходимо знать рас- пределение входных параметров Р*, Т*, и а в- области $
Н — Vn, как это показано, например, для Р* и на рис. 3.1. Конструктор в процессе создания и доводки КС стремится в со- ответствии с этим распределением достичь таких показателей ее работы, которые позволят обеспечить необходимые парамет- ры работы двигателя во всей области Н—Vn. Неопределенность такой постановки задачи заключается в том, что для расчета величин Р2, Т*2, w2> а в поле Н—Vn необ- ходимо решение системы уравнений, описывающих совместную работу всех узлов двигателя, включая и камеру сгорания. При- чем в эту систему входят основные показатели работы КС: Скег которые по определению понятия характеристик КС зависят от Р|, Т2, а, поэтому поставленная задача решается методом последовательных приближений. В начале проектиро- вания расчеты можно производить с использованием характе- ристик КС — прототипа, исправленных с учетом нового уровня TJ, цг и акс. Способность проектируемого варианта КС обеспе- чить работу двигателя в эксплуатационной области Н—Vn должна быть выявлена до постановки камеры на двигатель. Для этого используют характеристики опытных экземпляров изолированной КС, которые получают на сравнительно простых установках в наземных условиях. Поправки к этим характе- ристикам вносят по результатам испытаний на климатическом стенде камер-прототипов. Полученные характеристики КС и в первом, и в последую- щих приближениях корректируются в необходимом направле- нии воздействием на элементы камеры, изменением их конст- рукции, материалов и т. д. В последнее время начаты разработ- ки камер сгорания с регулируемыми характеристиками: Их регулирование предполагается осуществлять воздействием на геометрию некоторых элементов конструкции в процессе работы КС и перераспределением топлива между несколькими зонами горения. 3.1. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ ПОЛУЧЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК Характеристики КС пока не поддаются точному аналитическому расчету из-за сложности протекающего в них рабочего процес- са. Для каждой конкретной конструкции камеры их получают экспериментально. Для этого в ОКБ существуют стенды и уста- новки, предназначенные для испытаний блоков КС и их час- тей — отсеков. Большая часть экспериментов производится на КС отдельно от двигателя. По ряду причин универсальную ус- тановку, позволяющую проводить все необходимые испытания
и измерения, создать невозможно. Поэтому доводка КС обычно производится на нескольких специализированных установках, наиболее характерные элементы которых условно объединены на рис. 3.2. Поле Т* = f(r, ф), как правило, получают-при испытании блока камеры сгорания. Для этого в выходном сечении объекта 12 устанавливается подвижная в окружном направлении (ко- ордината ф) гребенка (координата г) термопар 13. При уров- нях температур до 1300—1500 К применяют хромель-алюмеле- ьые термопары, при более высоких — платина-платинородие- вые. Режим, работы блока задается органами управления 3 и 20. Дистанционно управляемый привод термогребенки переме- щает ее в выходном сечении вокруг оси КС дискретно с шагом 5—10° и с выдержкой в каждом положении в течение некото- рого промежутка времени, необходимого для нагрева термопар до местных значений температур и осреднения их по времени, по окончании которого прибор 15 регистрирует Г*. Для вычис- ления неравномерности окружного и радиального распределе- ний Т* необходимо знать величину среднемассовой температу- ры Т*срм. С этой целью в тех же точках, где измеряются тем- пературы, проиаводят замер давления, т. е. комплект датчи- ков 13 представляет собой пневмо-термогребенку. Зависимость ==/(«) получают регулированием расхода топлива при постоянном расходе воздуха. Изменение Т* произ- водится включением камеры 8, w2— регулированием расхода воздуха с помощью заслонки 3. •Такие установки предназначены для проведения испытаний при давлении в камере,'примерно равном давлению окружаю- щей среды, поэтому зависимость T*3 = f (Рр может быть полу- чена лишь непосредственно на двигателе. Так же проводят испытания с целью получения характерис- тики oKc = f(a> Т*2> ^2’ При этом записывают показания датчиков давления на входе в КС 11 и на выходе из нее 13. По этим замерам строят поля скоростей на входе й выходе и, осред- няя их, рассчитывают потери давления в КС. Характеристику цг s= f (о, Р*, w2) можно получить не- сколькими методами: измерением силы тяги, развиваемой объ- ектом испытаний, по тепловому балансу с использованием поля температур Г* и газовым анализом продуктов сгорания. Все методы имеют свои достоинства и недостатки и находят приме- нение в практике моторных ОКБ. Для измерения сильр тяги Р (см. рис. 3.2), которая получа- ется при работе отсека 12, он вместе с частью воздуховода, 61
Рис. 3.2. Упрощенная схема стенда для экспериментального получения характеристик КС при испытании ее отсеков или блоков: 1 — турбоком- прессор— источник сжатого воздуха; 2— отбор воздуха из-за комп- рессора; 3 — заслонка-регулятор расхода воздуха; 4 — шарнир в воз- духопроводе с подвижным уплотнением; 5— уравновешивающий груз; 6—лимб; 7—расходомер воздуха; 8—КС-подогреватель воздуха (тепло- обменник, электрокалорифер); 9—датчик усилия; 10—участок для вырав- нивания параметров воздуха по сечению; 11 — датчики температуры и давлений; 12—отсек или блок КС; 13 — гребенка давлений, температур и отбора проб выхлопных газов; 14 — батарея пьезометров или груго- ловой регистрирующий манометр; 15 — регистратор температур; 16 — га- зоанализатор (хроматограф); 17 — движение топлива из бака в камеру,- подогреватель и . экспериментальный объект; 18 — топливный насос; 19 — расходометр топлива; 20 —-кран-регулятор расхода топлива; 21 — движение воздуха из атмосферы в испытуемый объект включающего элементы 7,8,10, подвешивается в подвижном шарнирном соединении 4\ Сила Р уравновешивается грузом 5 и оценивается по моменту силы G. В других схемах такого стенда значение Р рассчитывается по показаниям Р' датчика 9. Вели- чина цг оценивается по отклонению тяги от ее возможной вели- чины при цг = 1. Несомненным достоинством этого метода яв- ляется его интегральный характер, так как при этом измерении суммарно учитываются все отклонения параметров газов-ого потока в отсеке 12 по всем координатам, в том числе и по вре- мени. С другой стороны, неидеальность шарнира 4, наличие ре- активных моментов от питающих и измерительных линий, де- формации этого довольно • громоздкого сооружения являются источниками неизбежных погрешностей. 62
При измерении щ данным методом нужно быть Сверенным в том, что вектор силы Р совпадает с плоскостью качания уста- новки. Вследствие значительной и обязательной неравномер- ности потока в выходном сечении КС истинное направление Р может быть определено лишь приближенно. Для ликвидации этой неопределенности к выходному сечению отсека прикреп- ляют насадок, в котором форма поперечного сечения плавно изменяется в направлении движения газов. Его выходное сече- ние — круг с центром^ на оси воздуховода /Л С таким насад- ком направление силы Р определяется точнее, но при движении по нему в продуктах сгорания могут продолжаться химические реакции, что вносит дополнительную погрешность. При определении щ методом теплового баланса разницу между энтальпиями газа на входе в КС и выходе из нее срав- нивают с количеством энергии, которая вносится с топливом ‘в объект испытания. Источниками погрешностей этого метода яв- ляются неточности в измерениях расходов воздуха и топлива,а также в определении среднемассовых температур Т*срм и ^Зсрм * Равномерного распределения параметров перед КС до- биваются включением в схему участка 10 длиной не менее 15—20 калибров, а непосредственно измерение Т% производится гребенкой термопар с последующим осреднением по сечению. Сложнее дело обстоит с осреднением Т*3. Параметры на вы- ходе из КС всегда обладают существенной нестационарностью по времени и неравномерностью по сечению. Незбежность по- следнего обстоятельства констатируется ТЗ, где указывается величина допустимой неравномерности поля Т*(г, ф). В этих условиях замер ?1срм будет тем точнее, чем в большем коли- честве точек выходного сечения КС одновременно измеряются температуры и скорости газа. С другой стороны, количество датчиков в выходном сечении необходимо' сводить к минимуму, поскольку они загромождают сечение, влияя тем самым на ра- бочий процесс в камере. Степень компромисса в разрешении этого противоречия обусловливает величину погрешности из- мерения Гзсрм . Такие же проблемы возникают и при определении щ мето- дом газового анализа. Газовые хроматографы, выпускаемые нашей промышленностью, позволяют с высокой точностью опре- делять количество продуктов неполного сгорания в выхлопных газах КС, но представительность пробы газа, также как и изме- рение^Гд , зависит от количества точек, в которых она отби- рается одновременно. Качество отбора пробы зависит от многих факторов, в том числе, например, от того, насколько удачно она «заморожена» в выходном сечении КС.-Пробоотборную гребен- 63
ку 13 необходимо охладить, чтобы она не разрушилась во вре- мя испытаний. В то же время проба газа от выхода из КС до чувствительного элемента хроматографа 16 должна транспор- тироваться при температуре не ниже 420—450 К, поскольку в продуктах недожога могут содержаться жидкие и тяжелые уг- леводороды и нельзя допустить их конденсации и выпадения на стенки измерительной линии. Несмотря на сложность обеспечения высокой точности дан- ного метода измерения щ, он в последнее время все шире при- меняется в практике ОКБ. Привлекательно то, что с его прмощью качество работы КС оценивается не косвенно, а непо- средственно по степени незавершенности химических реакций, одновременно получаются эмиссионные характеристики. Кроме того, только этот метод может дать достоверную оценку каче- ства работы КС в составе двигателя. Нужно отметить, что все методы, применяемые при испыта- нии автономных отсеков или блоков КС, дают, без учета других погрешностей, несколько заниженное значение т]г, так как испытания проводятся при пониженном по сравнению с двига- телем Р*2. Попытки получения характеристики т]г==/(/;*) свя" заны с дросселированием выходного сечения, что неизбежно влечет за собой дополнительные погрешности, связанные с тем, что в такой схеме установки лг определяется в КС с насадк.ом- соплом, которого в реальной камере не существует. Подобными методами получают характеристики щ = / (aw2). Для снятия характеристики x\v = f'\T^ включают подогрева- тель воздуха 8. Причем в этом случае в качестве подогревателя должен использоваться электрокалорифер или теплообменник. Пламенный подогреватель имеет собственную неполноту сго- рания и по этой причине непригоден для таких экспериментов. Срывные характеристики могут быть получены при испыта- нии отсека или блока КС. При установившихся параметрах воздуха на входе (Т2, Р*, w2) изменением расхода топлива дросселем 20 добиваются срыва пламени на «богатой» и «бед- ной» границах. Для фиксации границ существования рабочего процесса в камер-е замер всех параметров производят на режи- ме, предшествующем срыву. Наличие пламени контролируется визуально с помощью системы зеркал, телевизионной установки, специальных окон в выхлопных патрубках, стенда или по нали- чию тока ионизации в цепи датчиков, помещенных непосредст- венно в КС. При снятии пусковой .характеристики в КС должны воспро- изводиться условия, которые возникают при работе двигателя на режиме авторотаций при полете ЛА на какой-либо высоте. Щ4
Такие испытания могут быть проведены на климатическом стен- де или на летающей лаборатории. 3.2. ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ХАРАКТЕРИСТИКАХ КС. ПОЛЕ ТЕМПЕРАТУР При испытании блока КС измеряются величины Т*срм и рас- пределение Тд в выходном сечении, т. е. поле Г* (г, ср). Темпе- ратура Тдсрм является важнейшим параметром двигателя, поскольку от нее непосредственно зависят тяга и удельный рас- ход топлива. В большинстве ГТД величина ТдСрм определяет режим работы двигателя, и ее необходимый уровень в каждой точке эксплуатационной области Н—Vn (см. рис. 3.1.) обеспе- чивается системой управления и регулирования двигателя с помощью изменения расхода топлива GT. Варьирование GT при- водит к изменению режима работы КС по а и в соответствии с характеристикой Т* = f (а, Т2, т?г) (см. рис. 3.3)—к измене- нию величины Г|срм . Работа всех ГТД соответствует правой* ветке этой кривой, т. е. а>1. Очевидно, что зависимость Г* = f (а, Т*2, Вг) полностью определяется характеристикой по полноте сгорания цг < f («, w2, Г*, Р|). Поле Г*(г, ср) определяет надежность работы наиболее на- пряженного узла двигателя — турбины, поэтому отработке этой характеристики уделяется особенно большое внимание. Зави- симость Г* (г, ф) = f (a, Р*2, Т*) в экспериментах исследуется всесторонне, в том числе при различных возмущениях потока на входе в КС и отбора воздуха из нее. Такой объем экспери- ментов необходим еще и потому, что характер поля Т| (г, ф) влияет не только на прочность элементов турбины, но и на из- менение ее к. п.д. из-за воздействия, например/на радиальные зазоры. Вносимые в процессе испытаний блока КС возмущения потока на входе должны не только воспроизводить его при переходе с режима на режим, но и отражать деформацию по- лей на входе, которая возникает в процессе выработки двига- телем его ресурса. Влияние режимных и конструктивных факторов на поле Г* (г, ф) подробно рассмотрено в разделе 2.5(1]. Они могут быть случайными, а могут быть связаны с технологическими откло- нениями или обязательно присущи данному типу КС, ее кон- кретной конструкции. Экспериментально полученные характе- ристики представляют собой зависимости от режимных факто- ров. Влияние конструктивных факторов используется как сред- ство коррекции этих характеристик. 65
Рис. 3.3. Зависимость температуры продуктов сгорания керосина от коэффициента избытка воздуха при т(Г= const:-------- - Т*2 = 900К;---------— Т*2 == - 700К В произвольном варианте камеры поле Г* (г,ср), полученное на установке, описанной в предыдущем разделе, может выгля- деть, например, как на рис. 3.4. Из данного частного примера можно сделать некоторые достаточно общие выводы. Поле T*(r,q) практически не бывает симметричным, хотя и может иметь по координате ср повторяющиеся формы, что связано с конструкцией фронтового устройства и газосборника. Причи- ной всякого рода возмущений этой периодичности являются аэродинамические следы препятствий, расположенных в проточ-’ 66
Рис. 3.4. Пример поля температур в выходном сечении КС при постоянном режиме ее работы: градиус, где = Т 3* maxi —высота лопаток соп- лового аппарата турбины; у> Т2 > Т3 у> у> Т5 > Т6 > Т7 ной части, погрешности изготовления элементов жаровой трубы и ее сборки. Обычно при анализе полученного экспериментального, мате- риала рассматривают радиальные сечения и окружную разверт- ку поля Г* (г, ф) по углу ф на радиусе гг; где Г* = 1 *тах . В ре- зультате получают эпюры (рис. 1.9(1]), по которым судят о со- ответствии поля Г* (г, ф) допуску Т3. _ Если при каком-либо сочетании режимных факторов полу- ченное поле не укладывается в допуск ТЗ, то проводят коррек- тировку поля. С этой целью изменяют конструкцию форсунок и других элементов фронтового устройства, калибруют щели охлаждения жаровой трубы, разделывают отверстия для воз- духа, калибруют или при необходимости деформируют смеси- тельные патрубки. Применяется также селективный подбор жа- ровых труб и корпусов КС для варьирования высоты газового тракта между ними в пределах конструктивных допусков. Характеристика КС по полноте сгорания топлива Теоретические представления о рабочем процессе (гл. II[1]) и опыт создания КС свидетельствуют о том, что в условиях пере- менных параметров полнота сгорания цг будет переменной. За- 67
висимость т]г от а, Т^, Р^ w2 называют характеристикой КС по полноте сгорания топлива. Из всего диапазона режимов работы КС имеется один, ха- рактеризуемый некоторым набором параметров а (Т*, qT), P*v Т*> GT, по которому ведется настройка КС. При работе на этом режиме КС должна иметь заданное максимальное значение %. На всех остальных режимах в КС образуются условия, при которых рабочий процесс протекает так же или хуже, чем на настроечном. Очевидно, что при отклонении от этого режима в любую сторону т]г может снижаться. Это положение иллюст- рируется зависимостями, типичными для существующих КС. На рис. 3.5. показана характеристика по составу ТВС для КС, имеющих современный уровень температур на входе Рис. 3.5. Влияние состава ТВС на полноту сгорания топлива: ------------- — Т*2 = 900К;---------— Т*2 = 700К. На настроечном режиме состав ТВС в зоне горения обеспе- чивает практически полное завершение процесса ее выгорания. При значительном уменьшении а и обогащении зоны горения топливом нарушается расчетная схема подготовки ТВС. Для сжигания большего расхода топлива количества воздуха, по- ступающего через каналы зоны горения, недостаточно и процесс горения, не умещаясь в этой зоне, выходит за ее пределы в газо- сборник, где из-за интенсивного подвода вторичного воздуха происходит «замораживание» продуктов неполного сгорания, в результате к выходному сечению КС цг оказывается понижен- ным. 68
При увеличении а выше расчетного, т. е. уменьшении подачи топлива в зону горения, скорости химических реакций снижают- ся, могут образовываться локальные зоны, в которых а выходит за концентрационные пределы воспламенения. В результате ТВС не успевает прореагировать в объеме зоны горения и вы- носится в газосборник, где происходит ее «замораживание». При очень сильном обеднении ТВС энергия дежурных очагов пла- мени за стабилизаторами фронтового устройства может ока- заться недостаточной для воспламенения ТВС. Происходит срыв пламени. Рост температуры Т* оказывает влияние на т]г (см. рис. 3.5, 3.6, а) в основном через интенсификацию процесса испарения топлива, т. е. улучшение качества подготовки ТВС, увеличение скорости химической реакции и сокращение времени индукции. ' Влияние давления на щ начинает заметно сказываться при понижении Р* ниже ОД—0,15 мПа. При малых величинах Р*2 значительно ухудшается качество распыливания топлива,, в ре- зультате крупные капли не успевают сгореть в объеме зоны горения. Снижаются скорости химических реакций. Снижается плотность газа, следовательно, уменьшается число Re, что ведет к снижению интенсивности турбулентности, ухудшению процес- сор тепломассообмена в зоне горения. Все это приводит к сни- жению г|г (рис. 3.6,6). Рис. 3.6. Характер влияния вход^ ных' параметров на полноту сгоя рания топлива: а — температуры Т'2\ ° — давления Р2 > в — ско- рости ба
, Скорость w2 потока воздуха на входе в КС или объемный расход воздуха через нее Q противоположно влияют на время пребывания частиц ТВС в объеме зоны горения и интенсивность турбулентности. В результате увеличение Q (w2) выше настро- ечного снижает т|г из-за уменьшения времени пребывания, а значительное снижение Q (w2) может ослабить процессы массо- переноса, что скажется на качестве подготовки ТВС и на интен- сивности процесса горения (рис. 3.6, в). При значительном уве^ личении Q (w2) происходит срыв пламени из-за заметного умень- шения времени пребывания. Параметр форсирования, предложенный В. Е. Дорошенко, позволяет комплексно оценить и учесть влияние w2, Р* и на г. Вид этой зависимости при а, близких к оптимальным по т)г5 представлен на рис. 2.2 для зоны горения и на рис. 2.1 для всей КС. Полученная экспериментально характеристика (см. рис. 3.5) не всегда позволяет обеспечить необходимые параметры дви- гателя во всей области Н—Vn (см. рис. 3.1). Поэтому следую? щим этапом является доводка КС по этой характеристике пу- тем ее коррекции. С этой целью изменяют конструкцию форсун- ки, а иногда и в целом фронтового устройства. Радиальной, не сложной, но эффективной мерой является перераспределение подвода воздуха по длине зоны горения (рис. 3.7). Из рисунка видно, что характеристика т|г = f (а) как бы сдвигается в об- ласть бедных составов ТВС при уменьшении доли воздуха, под- Рис. 3.7. Пример зависимости характеристики по полноте сго- рания топлива от распределения расхода воздуха по длине зоны горения: --------— 25% через фронтовое- устройст- во (1, 3, 4);--— 17% через фронтовое устройство (2); распределение подачи воздуха в зону горения соответ- ственно пропорционально x/L3r (1); x/L^ г (2); x/L^ (3); .v/L°’r (4) 70
Срывная и пусковая характеристики КС Входные условия в камере сгорания значительно изменяются в процессе подъема ЛА на высоту или изменения скоростного полета. Кроме того, резко и на значительную величину вход- ные параметры изменяются на переходных режимах при раз- гоне и торможении ротора (например, рис. 1.5 [1]). Эти переход- ные режимы непродолжительны по времени, поэтому величина т) г Для них не имеет решающего значения, если она не стано- вится настолько низкой, что начинает заметно влиять на тепло- выделение^ КС (см. раздел 2.4). Более значимо в этих условиях существование пламени в КС. Особенно при разгоне ротора двигателя, поскольку срыв пла- мени делает принципиально невозможным переход на более высокий режим. Существование пламени связано с величиной тепловыделения в зоне горения, т. ё: с величиной цг. Влияние Р*, Т* и w2 на диапазон устойчивого горения в КС ка- чественно такое же, как и на тц. Суть его в том, что интенсив- ный, с высокой полнотой процесс сгорания топлива обычно’яв- ляется устойчивым, и наоборот, устойчивость этого процесса обеспечивает условия для протекания его с высоким щ. Кроме того, существование пламени в КС зависит от дина- мики процессов тепло-массообмена между зоной стабилизации пламени и обтекающей ее свежей топливо-воздушной смесью. Поэтому для определения запасов устойчивости работы КС недостаточно только знания зависимости т|г от параметров ра- бочего процесса. Диапазон работы каждой КС без срыва пла- мени определяется непосредственно в специально поставлен- ном эксперименте и носит название срывной характеристики КС. Ее обычно представляют в координатах: па’раметр, определяю- щий гидродинамическую структуру потока в КС (например ы2)—параметр, наиболее влияющий на процесс горения. Как правило, это а при прочих равных условиях (рис. 3.8). Левую' ветвь кривой называют «богатой» границей срыва пламени, правую — «бедной». Форму границ области стабилизации пла- мени в гомогенной ТВС (рис. 3.8, а) можно ‘пояснить на* основе предположения о механизме этого процесса (раздел 2.3 [1]). При каждом а внутри диапазона бессрывного горения ско- рость W2 определяет время контакта свежей ТВС с дежурным очагом пламени (рис. 2.15 [1]) и интенсивность отдачи от него тепла, связанную с интенсивностью турбулентности. В резуль- тате на предельных скоростях w2 тепловая мощность дежурного очага пламени не успевает восстанавливаться, а за время кон- такта с ним свежая ТВС не успевает прогреться до темпера- туры воспламенения. Происходит срыв пламени При постоян- 71
ной скорости w2 отклонение а от 1 изменяет концентрацию топлива в ТВС, что приводит к снижению температуры в зоне рециркуляции. Возникает необходимость в увеличении времени контакта свежей ТВС с дежур- ным очагом пламени. Это может быть достигнуто за счет увеличения его мощности и размеров или за счет сниже- ния скорости w2. Рис. 3.8. Срывная характеристика КС: а — при подаче в КС предварительно подготовленной гомогенной ТВС; б — при подаче топлива непосредственно в КС; 1 — граница богатого срыва пламени; 2 — граница бедного • срыва при впрыске в КС жидкого топлива через центробежную форсунку; 3 — то же, но при подаче в КС предвари- тельно испаренного топлива; 4 — граница пусковой области КС В реальных КС ТВС, поступающая в зону стабилизации пламени, не является гомогенной. Только в КС с относительно крупными ^горелками картина стабилизации и срыва пламени приближается к изложенной. В них объем зоны рециркуляции, являющийся дежурным очагом пламени, несравненно больше того участка непосредственно около форсунки, где происходит испарение топлива и подготовка ТВС. В общем случае форма и расположение границ срывной ха- рактеристики реальной камеры (например, рис. 3,8,6) значи- тельно отличаются от рассмотренных. В работе [11] показано, что при подаче в КС предварительно испаренного топлива кон- фигурация границ срыва (граница 3 на рис. 3.8,6} приближает- 72
ся к рассмотренной для гомогенных смесей. Отличие заклю- чается в основнрм в размерах по координатам w и а. Расширение диапазона по а в неоднородных смесях проис- ходит потому, что в реальных КС небольшое количество топ- лива впрыскивается в-локальные зоны, где организуются очаги пламени. В этих зонах местное а невелико, а диапазон работы КС по а рассчитывается с учетом всего количества воздуха^ проходящего через нее (аналогично и в случае подачи в КС жидкого топлива). Капли жидкого топлива, воспламенившись, способны сгорать при очень больших избытках окружающего воздуха, хотя местное а в зоне горения каплей приближается к 1. Различие между бедными границами срыва при горении жидкого 2 и парообразного 3 топлива в области ниже w опт объясняется снижением перепада давления на топливной фор- сунке при уменьшении w или расхода воздуха. В этих условиях распыливание топлива и качество подготовки ТВС тем хуже, чем дальше режим работы от te?onl . Такую смесь трудно вос- пламенить и в результате диапазон существования пламени сужается. С подъемом на высоту снижаются Р* и ЛЬ что приводит к ухудшению качества процесса горения (снижению т|г), квоз- растанию потребной величины энергии для подготовки ТВС к ее воспламенению. Все это приводит к значительному сужению области устойчивого горения w = f (а). В условиях запуска двигателя на земле, а тем более на вы- соте, с режима авторотации сочетание PJ и Т*2 настолько не- благоприятно,. что область существования пламени в КС стано- вится еще более узкой (см. таблицу 4 на рис. 3.8,6). Для обес^- печения возможности раскрутки, ротора двигателя наличия пла- мени в КС недостаточно. Необходимо, чтобы Процесс в КС протекал с такой полнотой тц, при которой возможно поддер- жание необходимого минимального уровня температуры Г*. С учетом этого условия область существования таких режимов в поле w = f (а) имеет'еще более узкие границы, чем пусковая характеристика КС. Доводка срывной характеристики КС осуществляется в ос- новном изменением конструкции элементов фронтового устрой- ства. Значительное влияние на пределы устойчивой работы КС оказывает, в частности, расположение первого ряда отверстий около фронтового устройства и глубина внедрения вытекающих из них струй воздуха. Близкое расположение и большая глу- бина внедрения струй приводят к обеднению состава, смеси, втекающей в зону рециркуляции. Это сужает бедные границы срыва. . 73
Характеристика потерь полного давления в КС С изменением режима работы двигателя изменяется коэффи- циент восстановления полного давления окс = Р* АР*. Он сум- марно учитывает падение полного давления, обусловленное гидравлическими потерями, которые для данной камеры зави- сят в основном от величины w2, и тепловыми потерями, которые всегда возникают при подведении тепла к движущемуся пото- ку газа. Тепловая составляющая потерь тем больше, чем боль- ше w2 и степень подогрева потока, зависящая от а. Поскольку снижение Р* по длине КС приводит к уменьше- нию количества работы, которую можно получить от 1 кг газа, проходящего через камеру, то окс оказывает непосредственное влияние"на удельные параметры двигателя, т. е. его экономич- ность. Следовательно, характер изменения окс по w2 и а влияет на характеристики двигателя и его необходимо знать при их расчете. Поэтому зависимость окс —ffa, w2) является еще одной характеристикой КС, имеющей значение не только для камеры, но и для двигателя в целом. Рассмотрйм гидравлические и тепловые ог потери раз- дельно. С известным допущением такой подход возможен, по- скольку основная доля ог приходится на диффузор и фронто- вое устройство, т. е. элементы, расположенные .до зоны тепло- выделения. Таким образом, КС условно представляется в виде двух последовательных участков: «гидравлического» и «тепло- вого». Возникновение гидравлического сопротивления в КС неиз- бежно из-за вязкости газового потока и наличия в проточной части камеры внезапных расширений, препятствий, резких по- воротов. Они образуются конструктивными элементами жаро- вой трубы, узлов ее крепления, воспламенителя, пламяпере- брасывающими патрубками и топливными форсунками (см. рис. 1.1. —- 1.6, 1.8, 1.9). Эти сопротивления при конструировании КС желательно сводить к минимуму. Сопротивление другой группы препятствий: стабилизаторов пламени и турбулизаторов потока во фронтовом устройстве, а также потери, возникающие при смешении потока в жаровой трубе со струями вторичного воздуха, выполняют, с точки зре- ния организации процесса в камеро сгорания, полезную функ- цию. Вообще говоря, процесс в камере тем интенсивнее, чем больше загромождение ее проточцой части перечисленными устройствами. Поскольку рост щ, связанный с увеличением ин- тенсивности процессов в жаровой трубе, и рост гидравлического сопротивления, связанный с увеличением загромождения про- точной части, имеют общий источник, но противоположно влн- 74
яют на экономичность двигателя, выбор оптимальной величины сопротивления второй группы препятствий должен производить- ся с учетом степени этого влияния. По мере совершенствования знаний о закономерностях рабочего процесса в КС доля потерь, связанных с организацией необходимой структуры потока в жа- ровой трубе, снижается при сохранении т]г на высоком уровне. Очевидно, гидродинамическая картина течения в КС будет сохраняться подобной на различных режимах по скорости w2 при постоянном а. Для описания этого подобия применим кри- терий Эйлера = А Р/р ш2 (см. раздел 1.3). В связи с тем,что величины w2 в современных КС далеки от тех значений, при ко- торых начинает проявлять себя сжимаемость газа, этот крите- рий можно представить как коэффициент гидравлических потерь p2W2 /2 Отсюда после некоторых преобразований может быть получено выражение ог = 1 — g-^-TW2, из которого' следует, что потери полного давления при постоянном по а режиме работы КС за- висят от конфигурации ее проточной части (£) и скорости потока на входе в КС (ТИ2). Эта зависимость показана на рис. 3.9. Другая часть потерь пол- ного давления от связана с тепловым сопротивлением КС. Физический смысл это- го явления можно разъяс- нить на примере простей- шего случая течения газа с подводом тепла в цилинд- рической камере. Поскольку поток в жаровых трубах современных КС движется с малыми дозвуковыми ско- ростями, действительно ра- венство имеет вид PW + p^- Рис. 3.9. 'Снижение полного давления из-за гидравлического сопротивле- ния КС: /-U0,5; 2 4 = 1,0; 3-4 *= 1,5 (Р + р W2) ~ р -у. Уравнение сохранения удельного импульса в цилиндриче- ской камере, имеющей площадь поперечного сечения f, можно записать: Р/ + Gw const. 75
Воспользовавшись уравнением неразрывности G = p}w, это выражение можно переписать: Р + р w2 = const. Отсюда полное давление в жаровой трубе Р* = const — р -уч По мере подвода тепла в КС скоростной напор газа увели- чивается примерно пропорционально величине w. Следователь- но, полное давление в КС должно снижаться при увеличении скорости потока и степени его подогрева. Более точное совме- стное решение уравнения неразрывности и уравнения количе- ства движения приводит к зависимости от = f (Т*31Т*2, Х3Д2), представленной на рис. 3.10. Суммарные потери пол- ного давления в КС представ- ляют собой произведение с — Ог • От • Более точно окс рассчи- тывается по формулам, при- веденным в разделе 2,6, а окончательно эту величину получают эскпериментально при испытании блока камеры сгорания. Причем гидравличе- ские потери аг определяют при холодных продувках КС. Во время огневых испытаний про- водят измерения полного со- противления КС — оке. Теп- ловые потери специально не определяют, а оценивают срав- нением оск и Gp. Рис. 3.10. Снижение полного дав,^ ления из-за теплового сопротив- ления КС ЛИТЕРАТУРА 1. Резник В. Е. и др. Инженерные основы проектирования камер сгора- ния ГТД: учебное пособие. —- Куйбышева КуАИ, 1981, — 80 с. 2. Нормирование эмиссий двигателей воздушных судов. Циркуляр ICAO № AN 1/62-81/119. - 3. Михеев М. А. Основы теплопередачи. — М.: Гос. энерг. изд, 1956. 4. Виноградов И. С. Экспериментальное исследование влияния на рабо- чий процесс камер сгорания размеров и распределения воздуха по зонам. Отчет ЦИАМ № 3744, 1954. 5. Виноградов Н. С., Лунша А. И. Исследование характеристик рабочего 76
процесса камеры ГТД на малоразмерных моделях этих камер. Отчет ЦИАМ № 3759, 1955. 6. Па'леев И. И. О моделировании процессов- горения. — В сб.: Теория и практика сжигания газа. — М.: Недра, 1964. 7. Кнорре Г. Ф. Теория топочных процессов. — М.: Энергия, 1966. 8. Сторожук Я. П., Асосков В. А. Вопросы приближенного моделирова- ния процессов горения в камерах сгорания ГТУ. Теплоэнергетика, 1964, № 1. 9. Сторожук Я. FL, Асосков В. А. Исследование горения жидкого топ- лива в камере сгорания ГТУ при переменном давлении. Теплоэнергетика, 1966, №3. 10. Лебедев Б. П. О моделировании камер сгорания газотурбинных дви- гателей. — В сб. докладов конференции по ГТД. МВТУ им. Баумана, июль 1958. 11. Дорошенко В. Е. О процессе горения в камере ГТД. — Науч. тр./ин-та им. Баранова, 1959, сб. 354, 26 с. 12. Аэромеханика самолета. Под редакцией А. Ф.. Б о ч к а р е в а. М., Машиностроение, 1977, — 416 с. ДОПОЛНИТЕЛЬНАЯ ЛИТЕРАТУРА Кирпичев М. В. Теория подобия. •— Изв. АН СССР, 1953. Раушенбах Б. В. и др. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. — М.: Машиностроение, 1964. Дорошенко В. Е. О процессе горения в камере газотурбинного двигателя. Третье Всесоюзное совещание по теории горения. Изд. АН СССР, 1960, т. II. Виноградов Н. С. Анализ подобия протекания процесса горения жид- кого топлива в камерах ГТД и результаты исследования режимных и конст- руктивных факторов на процесс. Третье Всесоюзное совещание по теории горения. Изв. АН СССР, 1960, т. II. Абрамович F. Н., Безменов В. Я. и др. Упрощенный метод гидравли- ческого расчета камер сгорания. — Науч, тр./ин-ла им. И. И. Баранова, 1956, сб. , 279. Литвинов Ю. А., Боровик В. О. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. •— М/ Машиностроение, 1979. Безменов В. Я., Онищик И. И. Исследование влияния конструктивных параметров зоны смешения кольцевой камеры сгорания ГТД на неравномер- ность полей температур в выходном сечении (на моделях). Тр. ЦИАМ, 1971, № 488. Дамкелер Г. Успехи химии, 1938, №5. Roberts R., Peduzzi A., Niedzwiecki R. Lowpollution combustor designs for CTOL engineers, results of the experimental clean combustor program. AIAA Paper, 1976, № 762. Qleason C., Niedzwiecki R. Results of the NASA General Electric experi- mental clean combustor program. AIAA Paper, 1976, № 763. Roberts R.} Fiorentino A. Diehel. The pollution reduction technology program for ran—annular combustor engines — description and results. AIAA Paper, 1976, № 761. Parnell E., Williams M. Suzvey of annular vaporizing combustior chambers. Combustion and heat transfer in Gas Turbine. Sustems. Granfield Symposium, 1969. Pergamon press pp. 91—103. Roudebush'W, Shorter combustors for high — temperature jet engines. Space aeronautics, V. 51, 1964, №4. _ -
ПРИЛОЖЕНИЕ Исходные данные камеры-прототипа (типа КС двигателя НК-8), заложенные в пример расчета;' соответствуют параметрам со- временных высокоэффективных камер сгорания иностранных авиационных ГТД Ре0 = 2,75МПа; T.2(j = 856 К, Нт1.0 = 0,2 м; 2Г() = 140; Qo = Ю м/с. ПРИМЕР РАСЧЕТА КАМЕРЫ По разработанной методике произведены расчеты КС с объем- ным расходом воздуха Q = 4,10, 20 м3/с. Исходные данные приведены в табл. 1, а результаты расчетов — в табл. 2 и на рис. 1. Рис. П.1. Результаты расчетов геометрии КС: -------— двигателя Л101; ________________ — двигателя CF 6-50; ____________ .* — № 3 78
Таблица 1 Исходные данные № п/п Параметр Размер- ность КС двигателя КС № 3 С-101 1 CF6-50 1 р*2 МПа 2,45 3,08 1,63 2 А к 825 898 712 3 GB кг/с 51,3 134 144 4 С ТОП Л кг/с 1,39 2,27 2,50 5 4 г — 0,99 0,99 0,99 6 @доп — 1,20 1,20 1,20 7 R Дж/кг К 286,9 287,0 286,8 8 k -— 1,4 1,4 1,4 9 Ср ср кДж/кг К 1,138 1,165 1,112 10 Dki м 0,480 0,608 0,855 11 Dk2 м 0,520 0,672 0,735 12 DTi м 0(582 0,752 0,833 13 DT2 м 0,662 0,845 1,048 В табл. 2 порядковый номер определяемой величины соот- ветствует номеру пункта расчетной формулы, приведенной в 2.7. Таблица 2 № п/п Определяемая величина Размер- ность КС двигателя КС № 3 С-101 | СС6-50 1 D к ср м 0,50 0,640 0,795 2 А ср м 0,02 0,032 0,060 3 ^кр м/с 525 548 488 4 Zbx 1 — 0,25 0,25 0,25 Д- Рвх кг/м3 10,1 11,7 7,75 6 е(Хвхд) потабл. ГДФ — 0,9741 0,9741 0,9741 7 Рвх кг/м3 9,85 11.4 7,55 8 Fk м2 0,0314 0,0628 0,149 9 ^вх м/с 166 187 128 10 Авх — 0,317 0,341 0,26 11 Сравнение (%вх Хвх1) 0,01 — 0,067 0,091 0,01 12 9Д Хвх 0,35 —- + 4- + 13 Q м3/с 5,22 11,75 19,1 14 Сц м 0,086 0,080 0,105 15 пл — 2,08 1,90 1,825 16 ГСд отр — 2,23 2,15 1,975 79
Продолжение табл. 2 № п/п Определяемая величина Размер- ность КС F-101 двигателя | Cf6-50 КС№3 17 — 0,40 0,40 0,40 18 А Рек МПа 0,133 0,189 0,0632 19 АР1 МПа 0,0535 0,0755 0,025- 20 бд- % 2,19 2,45 1,5 21 Li м 0,078 0,080 0,045 22 D ПЛ ср м 0,530 0,676 0,795 Для Q<Qo по пп. 23—27 23 7/пл м 0,100 ___ — 24 м 0,030 — 25 Zr — 102 — — 26 Н и р м 0,015 — — 27 A U/2 м 0.048 — — Для Q>Q0 по пп. 28—33 28 k м — — 1,05 1,26 29 7/ пл м — 0,105 0,126 30 d г м — 0,030 0,038 31 Z — — 140 140 32 77ц р м — 0,015 0,020 33 Д7)/2 м — 0,048 0,060 34 D, м 0,578 0,725 0,825 35 d2 м 0,482 0,627 0,765 36 /1 м 0,034 0,035 0,037 37 h м 0,028 0,030 0,035 38 z шт. 102 130 140 39 а к с — 3,0 3,48 3,90 40 Р — 0,89 1,125 0,6 41 Vж м3 0,076 0,0865 0,173 42 77 max м 0,201 0,190 0,248 43 l2 м 0,100 0,095 0,124 44 Т'З Г м 0,272 0,256 0,335 45 Км — — 0,95 1,24 46 т* 1 3 ср sr К 1570 1560 1425 47 О охл т — 0,15 0,145 0,1 48 о ОХЛ г с — 0,095 0,095 0,3 49 О 3 г — 0,56 0,49 ад 50 Озе — 0,2,95 0,320 1,23 51 SK0TB/FK — 1,2 1,2 1,2 2 Fotb/Fkk 1,0 1,0 1,0 80
Продолжение табл. 2 <№ п/п Определяемая величина Размер- ность КС двигателя КС № 3 F-101 | CF6-50 - S F отв р7^ж 0,1 0,1 0,1 52 Тзсрм/г; — 2,0 1,83 2,0 53 / — 2,0 2,0 1,97 54 h — 1,0 1,0 1,0 h 1,0 1,0 1,0 55 Lrc (последний цикл) — 0,97 0,73 1,0 56 ©расч — 1,20 1,20 1,20 57 ©расч — ©доп — 0 0 0 58 7>г с м 0,196 0,139 0,248 59 с м 0,634 0,522 0,733 60 tgp — 0,088 0,152 0,047 61 z р град. 5 8°40' 6 62 град ; > 1 : > 1 63 х} =х2=0 м 0 0 0 64 У1 м 0,240 0,304 0,3675 65 У2 м 0,260 0,336 0,4275 .66 #3 ~ #4 — #5 Xq 1 д м 0,0864 0,080 0,105 67 F вых м2 0,0652 0,119 0,272 68 D'k ср м 0,515 0,0664 0,816 69 ^вых м 0,040 0,057 0,106 70 Уз м 0,2379 0,302 0,355 71 У4 м 0,2782 0,360 0,461 72 У5 м 0,62339 0,295 О',334 73 Уз м 0,2822 0,367 0,482 74 Х7 = #8 м 0,1646 0,1268 0,150 75 У7 м 0,2153 0,287 0,349 76 Уз м 0,3153 0,3890 0,475 77 Хд — %ю м Ъ,2656 0,1268 0,274 78 Уэ м 0,1641 0,2432 0,288 79 У\ъ, м 0,366 0,433 0,536 80 м 0,1255 0,124 0,175 81 #01 ~ #02 #9 м 0,2656 0,222J 0,275 82 #01 м 0,2408 0,309 0,361 83 #02 м 0,2899 0,367 0,463 84 #11г=#12 м 0,634 0,522 0,733 85 #11 м 0,291 0,376 0,4165 86 #12 м 0,331 0,422 0,524 87 #13~#14 м 0’437 0,383 0,485 88 #13 м 0,2234 0,314 0,347 89 #14 м 0,3498 0,427 0,530 81
Продолжение табл. 2 № н/п Определяемая величина Размер- ность КС двигателя КС № 3 F-101 | CF6-50 '90' h г с м 0,1265 0,113 0,183 91 di м 0,017 0,0201 92 /7 2 м 0,015 0,0178 — 93 di м — 0,020 0,033 94 ^2 м — 0,0178 0,029 95 R2 м 0,1405 0,1419 0,208 96 Яз м 0,1425 0,1442 0,204 97 (Xl град 17,5 27 50 98 (Х2 град 41,5 28 13 99 град 59,0 55 63 100 *15 NL 0,1901 0,132 0,179 101 У15 М 0,1690 0,2545 0,278 102 аз град 13 22 . 35,5 103 а4 град 42 16 11,5 104 град 55 38 47 105 *16 м 0,1815 0,1205 0,135 106 //16 м 0,3533 0,408 0,510 107 *17 = *18 = *9 м 0,2656 0,221 0,274 108 У17 м 0,1474 0,223 0,255 109 //18 м 0,3813 0,451 0,565 ПО *19 = *20 —С м 0,6340 0,522 0,733 111 //19 м 0,2740 0,355 0,3835 112 //20 = У18 м 0,3813 0,451 0,565 113 — 0,7 0,7 0,7 114 £ ьтепл — 0,0025 0,0025 0,0025 115 ок с — 0,065 0,076 0,045 116 зк с — 0,935 0,924 0,955 117 Dkc ср м 0,561 0,669 6,817 118 G К с кг 100 133 190
СОДЕРЖАНИЕ ПРЕДИСЛОВИЕ Глава I. ВЫБОР СХЕМЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ЕЕ МОДЕ- ЛИРОВАНИЕ ПО ПРОТОТИПУ ....... 9 1.1. Некоторые сведения о конструктивных схемах КС . 9 1.2. Особенности организации процесса в КС с низким уров- нем выделения токсичных веществ . . . .16 1.3. Моделирование процессов в камерах сгорания . . 23 Глава II. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ.................................................34 2.1. Предварительное определение объема жаровой трубы и линейных размеров камеры . . . . .34 2.2. Уточнение объема и протяженности зоны горения . . 36 2.3. Уточнение объема и протяженности зоны горения при необходимости обеспечения повышенной высотности розжига камеры . . . . . . .38 2.4. Определение протяженности зоны смешения (длины газосборника) . . . . . . . .40 2.5. Определение размеров диффузора . . . .42 2.6. Гидравлический расчет КС . . . . .44 2.7. Алгоритм расчета геометрии кольцевой многофорсуноч- ной камеры сгорания . . . . . .46 Глава III. ХАРАКТЕРИСТИКИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ . . 57 3.1. Экспериментальные методы получения характеристик. 60 3.2. Основные сведения о характеристиках КС. Поле темпе- ратур . . . . . . . .65 Литература . . . . . . . . . ,76 Приложение. . . . . , . . .. .78 83
Св. план 1982, поз. 77 Виктор Ефремович Резник Валерий Павлович Данильченко Николай Борисович Болотин Юрий Леонидович Ковылов Сергей Викторович Лукачев ПРОЕКТНЫЙ РАСЧЕТ КАМЕРН СГОРАНИЯ АВИАЦИОННОГО ГТД Учебное пособие Редактор Э. А. Грязнова Техн, редактор Н. М. К а л е н ю к Корректоры Н. С. Куприянова, С. С. Рубан Сдано в набор 10.10.82 г. Подписано в печать 8.12.82 г. ЕО 00112. Формат 60 x 84 1/16. Бумага оберточная. Гарнитура литературная. Высокая печать. Усл. п. л. 1,9. Уч.-изд. л. 5,0. Тираж 500 экз. Заказ № 897* Цена 20 к. Куйбышевский ордена Трудового Красного Знамени авиационный институт имени академика С. П. Королева, г. Куйбышев, ул. Молодогвардейская," 151. Тип. УЭЗ КуАИ. г. Куйбышев, ул. Ульяновская, 18.