ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСХОДА ТОПЛИВА В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ
ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ АКАДЕМИЯ
Имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина
Кафедра АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (№ 34)
(полное наименование кафедры)
УТВЕРЖДАЮ
Начальник кафедры № 34
полковник М. Немичев
«» 2010 г.
дисциплина:
ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (ПИ-4)
(полное наименование дисциплины)
СПЕЦИАЛЬНОСТЬ Эксплуатация самолетов, вертолетов и авиационных двигателей.
КАФЕДРАЛЬНЫЙ ТЕКСТ ЛЕКЦИИ
РАЗДЕЛ 1. Параметры и характеристики элементов авиационных силовых установок
Тема № 9. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГТД,
ТЕМА №10. КАМЕРЫ СМЕШЕНИЯ ГТД
(номер и полное наименование темы)
Лекция № 17._ ТЕМА №9. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГТД (ПРОДОЛЖЕНИЕ).
ТЕМА №10. КАМЕРЫ СМЕШЕНИЯ ГТД
(номер и наименование темы лекции)
Обсуждено на заседании ПМК
«____»_______________2010 г.
протокол № ___
г. Москва
УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ:
1. Рассказать о природе снижения Полиного давления потока в камерах сгорания ГТД, включая тепловое сопротивление.
2. Изложить методику определения расхода топлива в камерах сгорания ГТД.
3. Рассказать о применяемых устройствах для розжига основных и форсажных камер сгорания.
4. Рассказать о назначении камер смешения и основных требованиях к ним.
|
|
5. Рассмотреть применяемые в ГТД схемы камер смешении и картину течения (смешения) потоков в них.
6. Изложить методику расчета параметров потока на выходе из камеры смешения.
7. Рассмотреть (кратко) характеристики камер смешения.
Время: 2 часа
ПЛАН ЛЕКЦИИ:
Вводная часть | 2 мин. | |
1. | Потери полного давления в камерах сгорания ГТД | 10 мин |
2. | Определение расхода топлива в камерах сгорания | 15 мин |
3. | Розжиг камер сгорания | 10 мин |
4. | Назначение камер смешения и основные требования к ним | 10 мин |
5. | Схемы камер смешения и картина течения в них | 10 мин |
6. | Расчет параметров потока за камерой смешения | 20 мин |
67 | Характеристики камер смешения | 10 мин |
Заключительная часть | 3 мин |
УЧЕБНО-МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ:
Наглядные пособия __плакаты по рис. 9.18, 10.1, 10.6 и рис. 10.4 из учебника.
ЛИТЕРАТУРА:
1. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей, часть 1. ВВИА, 2006г., стр. 241-258.***
ПОТЕРИ ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ГТД
Потери полного давления в камерах сгорания вызываются их гидравлическим и тепловым сопротивлениями.
|
|
Гидравлическое сопротивление, обусловленное вязкостью воздуха и продуктов сгорания,складывается в основном из сопротивлений диффузора, фронтового устройства и сопротивления, возникающего при прохождении через обводные каналы и смешении струй первичного, вторичного и третичного воздуха (для основных камер сгорания). Потери полного давления , вызванные гидравлическим сопротивлением, обычно определяются экспериментальным путем.
Для основных камер сгорания обычно = 0,93…0,96, для форсажных камер - = 0,95…0,98.
Рис. 9.16. К объяснению природы теплового сопротивления камер сгорания ГТД |
Тепловое сопротивлениеявляется следствием подвода теплоты к потоку газа и увеличивается с ростом скорости потока и степени его подогрева. Для выяснения его природы рассмотрим, например, изменение полного давления при подводе теплоты в изобарном процессе при отсутствии гидравлических сопротивлений (как в идеальном цикле Брайтона), изображенном на рис. 9.16. Точка 2 отображает здесь состояние газа на входе в камеру сгорания (основную или форсажную), а точка 3 - на выход из неё.
Если давление газа остается постоянным, а гидравлических потерь нет, то в соответствии с обобщенным уравнением Бернулли скорость газа в камере сгорания будет оставаться неизменной ( ). В соответствии с этим же уравнением для процессов адиабатного торможения потоков в сечениях 2 и3 будем иметь
|
|
и .
Следовательно, площадь, лежащая слева от адиабаты (см. рис. 9.16), эквивалентна . Так как , то такой же должна быть и площадь, лежащая слева от адиабаты . Но в результате подвода теплоты удельный объем газа в точке 3 значительно превосходит его значение в точке 2. Следовательно, примерно во столько же раз разность давлений будет меньше, чем . Таким образом, полное давление газа при подводе теплоты в изобарном процессе (без гидравлических потерь) падает. Этот эффект и называется тепловым сопротивлением.
Реально в камерах сгорания ГТД давление воздушно-газового потока не остается строго постоянным, а несколько изменяется (в основном, снижается). Но природа теплового сопротивления, вызванного подводом теплоты к потоку газа в канале, остается такой же.
Общие потери полного давления в камерах сгорания ГТД определяются суммой потерь, вызванных гидравлическим и тепловым сопротивлениями. Тогда
. (9.10)
|
|
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСХОДА ТОПЛИВА В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ
Тепловой поток через стенки корпуса камеры сгорания пренебрежимо мал по сравнению с количеством теплоты, выделяемой в ней при сгорании топлива. Если бы в основной камере сгорания шел процесс подогрева газа неизменного состава, то потребное количество теплоты (в расчете на единицу массы газа) согласно уравнению энергии определялось бы формулой
,
где - средняя теплоемкость газа в данном интервале температур.
Если при этом тепловыделение на 1 кг топлива составляет кДж, то относительный расход топлива в основной камере сгорания определялся бы равенством
, (9.11)
где секундный расход топлива и расход воздуха через камеру сгорания.
В действительности процесс горения сопровождается изменением как количества, так и химического состава газа, что делает задачу определения потребного расхода топлива более сложной. Но расход топлива и в этом случае может быть определен по формуле, аналогичной (9.11), если представить её в виде
, (9.12)
где условная теплоемкость процесса подвода теплоты в реальной камере сгорания, которая должна быть определена по точным расчетам с учетом состава продуктов сгорания, зависимости теплоемкости воздуха и продуктов сгорания от температуры и условий проведения опытов по определению теплотворности топлива. Результаты таких расчетов для случая, когда топливом является авиационный керосин и , представлены в виде диаграммы на стр. 123 в имющихся у Вас «Таблицах и диагпаммах теплофмзическуих величин и газодинамических функций».
Они получены при условии, что значения соответствуют полному сгоранию топлива, т.е. все поправки на неполноту сгорания учитываются коэффициентом и могут быть с достаточной для инженерных расчетов точностью аппроксимированы формулой
(9.13)
Аналогично может быть определен расход топлива и в двигателях в форсажной камерой сгорания (ТРДФ и ТРДДФсм). Задача определения расхода топлива непосредственно для форсажной камеры усложняется тем, что энтальпия поступающих в неё газов зависит не только от температуры на входе в форсажную камеру, но и от их химического состава газов, связанного с процессом, протекающим в основной камере сгорания. Но если рассматривать ТРДФ или ТРДДФсм в целом, то с учетом изменения количества, химического состава и температуры продуктов сгорания общий расход топлива в двигателе , равный сумме расходов топлива в основной и в форсажной камерах сгорания, может быть определен с помощью формулы, аналогичной формуле (9.12):
, (9.14)
где расход воздуха на входе в двигатель, расход воздуха, отбираемого на самолетные нужды, общий коэффициент полноты сгорания в двигателе, а чопределяется по той жедиаграмме или по той же фотмуле (9.14), но с заменой на , а на . Отбор мощности от ТРДФ или ТРДДФсм на привод агрегатов и другие цели практически составляет малые доли процента мощности турбины и поэтому может не усчитываться.
РОЗЖИГ КАМЕР СГОРАНИЯ
Рис. 9.18. Пусковой воспламенитель основной камеры сгорания |
Запуск ГТД в условиях, когда воздух на входе в основную камеру сгорания двигателя имеет низкое давление и низкую температуру, в особенности в зимний период, требует принятия специальных мер для надежного воспламенения топливо-воздушной смеси в камере. Обычно для этой цели на камерах сгорания устанавливаются специальные пусковые воспламенители. Одна из возможных схем таких воспламенителей показана на рис. 9.18. Воспламенитель представляет собой миниатюрную (50…100 см3) камеру сгорания, в которую через форсунку 1 подается топливо, а воздух поступает из пространства между жаровой трубой 4 и корпусом камеры сгорания 3. При запуске образовавшаяся здесь богатая смесь воспламеняется с помощью электрической свечи 2. Воспламенитель располагается на камере сгорания так, что образовавшийся факел пламени направляется на границу зоны обратных токов и поджигает имеющуюся там свежую смесь. Для надежности запуска на двигателе устанавливается несколько воспламенителей (пусковых блоков).
Если камера сгорания имеет несколько жаровых труб, а пусковые воспламенители установлены не на всех трубах, то между жаровыми трубами в районе расположения зон обратных токов устанавливаются пламяперебрасывающие патрубки. Наилучшие условия для переброски пламени имеются в кольцевых камерах сгорания.
Иногда приходиться запускать двигатель в воздухе. Понижение давления и температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, резко сужает пределы воспламенения топлива по составу смеси. Поэтому для обеспечения надежного запуска двигателя на больших высотах применяется подпитка пусковых воспламенителей кислородом, что существенно расширяет пределы воспламенения смеси и поэтому является эффективным средством увеличения максимальной высоты надежного запуска двигателя в полете.
И всё же возможности запуска двигателя в полёте оказываются ограниченными и притом тем в большей мере, чем больше высота полёта. Поэтому запуск в воздухе инструкцией по эксплуатации каждого типа ГТД разрешен только в ограниченном диапазоне скоростей полёта и при том тем меньшем, чем больше высота полёта.
При розжиге форсажной камеры температура горючей смеси уже высока, что облегчает её воспламенение. Но в то же время большая скорость газового потока в камере затрудняет эту задачу. Поэтому в форсажных камерах применяются мощные источники воспламенения, например небольшие камеры, питаемые чистым воздухом от компрессора и снабженные электрической свечой повышенной мощности. На некоторых ТРДФ и ТРДДФ воспламенение топлива в форсажной камере достигается путем впрыска порции топлива в зону горения основной камеры сгорания с таким расчетом, чтобы в результате воспламенения и сноса горящих капель газовым потоком образовалась ²огненная дорожка², проникающая через турбину и поджигающая горючую смесь в форсажной камере.
Дата добавления: 2019-02-12; просмотров: 1000; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!