✖


Jump to content

Камера сгорания

(Перенаправлено с Combuster )

Камера сгорания — это компонент или область газовой турбины , прямоточного воздушно-реактивного двигателя или прямоточного воздушно-реактивного двигателя , где сгорание происходит . Он также известен как горелка , горелка , камера сгорания или держатель пламени . В газотурбинном двигателе в камеру сгорания или камеру сгорания подается воздух под высоким давлением от системы сжатия. Затем камера сгорания нагревает этот воздух при постоянном давлении по мере сгорания топливно-воздушной смеси. При сгорании топливно-воздушная смесь нагревается и быстро расширяется. Сгоревшая смесь выводится из камеры сгорания через направляющие аппараты сопла в турбину. В случае прямоточного воздушно-реактивного двигателя или прямоточного воздушно-реактивного двигателя выхлопные газы выводятся непосредственно через сопло.

Камера сгорания должна обеспечивать и поддерживать стабильное горение, несмотря на очень высокие скорости потока воздуха. Для этого камеры сгорания тщательно проектируются таким образом, чтобы сначала смешивать и воспламенять воздух и топливо, а затем подмешивать больше воздуха для завершения процесса сгорания. Ранние газотурбинные двигатели использовали одну камеру, известную как камера сгорания баночного типа. Сегодня существуют три основные конфигурации: баллонная, кольцевая и канюлярная (также называемая канюро-кольцевой трубчато-кольцевой). Камеры дожигания часто считаются еще одним типом камеры сгорания.

Камеры сгорания играют решающую роль в определении многих рабочих характеристик двигателя, таких как топливная экономичность , уровень выбросов и переходный процесс (реакция на изменяющиеся условия, такие как расход топлива и скорость воздуха).

Основы

[ редактировать ]
двигателя Rolls-Royce Nene Камера сгорания турбореактивного

Целью камеры сгорания в газовой турбине является добавление энергии в систему для питания турбин и выработка высокоскоростного газа для выхлопа через сопло в самолетах. Как и в случае любой инженерной задачи, ее решение требует баланса многих конструктивных соображений, таких как следующие:

  • Полностью сжечь топливо. В противном случае двигатель тратит несгоревшее топливо и создает нежелательные выбросы несгоревших углеводородов, угарного газа (CO) и сажи.
  • Низкие потери давления в камере сгорания. Для эффективной работы турбине, которую питает камера сгорания, необходим поток высокого давления.
  • Пламя (горение) должно удерживаться (сдерживаться) внутри камеры сгорания. Если сгорание происходит дальше в двигателе, ступени турбины могут легко перегреться и повредиться. Кроме того, поскольку лопатки турбин продолжают становиться все более совершенными и способны выдерживать более высокие температуры, камеры сгорания проектируются так, чтобы гореть при более высоких температурах, и части камеры сгорания должны быть спроектированы так, чтобы выдерживать эти более высокие температуры.
  • Он должен быть способен повторно зажечься на большой высоте в случае загорания двигателя.
  • Равномерный профиль температуры на выходе. Если в выходящем потоке имеются горячие точки, турбина может подвергнуться тепловому напряжению или другим типам повреждений. Аналогичным образом, температурный профиль внутри камеры сгорания должен избегать горячих точек, поскольку они могут повредить или разрушить камеру сгорания изнутри.
  • Небольшой физический размер и вес. В самолетах большое значение имеют пространство и вес, поэтому хорошо спроектированная камера сгорания стремится быть компактной. Неавиационные применения, такие как энергетические газовые турбины, не так ограничены этим фактором.
  • Широкий спектр действия. Большинство камер сгорания должны быть способны работать при различных входных давлениях, температурах и массовых расходах. Эти факторы изменяются как в зависимости от настроек двигателя, так и от условий окружающей среды (т. е. полный газ на малой высоте может сильно отличаться от холостого хода на большой высоте).
  • Выбросы в окружающую среду. Существуют строгие правила в отношении выбросов самолетами таких загрязняющих веществ, как углекислый газ и оксиды азота, поэтому камеры сгорания должны быть спроектированы так, чтобы свести к минимуму эти выбросы. (См. раздел «Выбросы» ниже)

Источники: [1] [2]

История

[ редактировать ]

Достижения в области технологий сгорания были сосредоточены на нескольких отдельных областях; выбросы, рабочий диапазон и долговечность. Первые реактивные двигатели производили большое количество дыма, поэтому первые разработки в области камер сгорания в 1950-х годах были направлены на уменьшение дыма, выделяемого двигателем. После того, как дым был по существу устранен, в 1970-х годах усилия были направлены на сокращение других выбросов, таких как несгоревшие углеводороды и окись углерода (более подробную информацию см. В разделе «Выбросы» ниже). В 1970-е годы также наблюдалось улучшение долговечности камеры сгорания, поскольку новые методы производства увеличили срок службы футеровки (см. Компоненты ниже) почти в 100 раз по сравнению с предыдущими футеровками. В 1980-х годах камеры сгорания начали повышать свою эффективность во всем рабочем диапазоне; Камеры сгорания имели тенденцию быть очень эффективными (99%+) на полной мощности, но эта эффективность падала при более низких настройках. Развитие за это десятилетие повысило эффективность на более низких уровнях. В 1990-е и 2000-е годы вновь сосредоточилось внимание на сокращении выбросов, особенно оксидов азота. . Технология сжигания все еще активно исследуется и совершенствуется, и многие современные исследования направлены на улучшение тех же аспектов. [3]

Компоненты

[ редактировать ]
Случай

Корпус представляет собой внешнюю оболочку камеры сгорания и представляет собой довольно простую конструкцию. Корпус обычно не требует особого ухода. [4] Корпус защищен от тепловых нагрузок проходящим в нем воздухом, поэтому тепловые характеристики вызывают ограниченное внимание. Однако кожух служит сосудом под давлением, который должен выдерживать разницу между высоким давлением внутри камеры сгорания и более низким давлением снаружи. Эта механическая (а не тепловая) нагрузка является решающим фактором в данном случае. [5]

Диффузор

Целью диффузора является замедление высокоскоростного сильно сжатого воздуха, выходящего из компрессора, до скорости, оптимальной для камеры сгорания. Снижение скорости приводит к неизбежной потере общего давления, поэтому одной из задач проектирования является максимальное ограничение потери давления. [6] Кроме того, диффузор должен быть спроектирован так, чтобы максимально ограничить искажения потока, избегая таких эффектов потока, как отрыв пограничного слоя . Как и большинство других компонентов газотурбинного двигателя, диффузор спроектирован максимально коротким и легким. [7]

Лайнер

Вкладыш поддерживает процесс горения и вводит различные потоки воздуха (промежуточный, разбавляющий и охлаждающий, см. « Пути потока воздуха» ниже) в зону горения. Футеровка должна быть спроектирована и изготовлена ​​так, чтобы выдерживать длительные циклы высокой температуры. По этой причине вкладыши обычно изготавливаются из суперсплавов, таких как Hastelloy X. Кроме того, несмотря на использование высокопроизводительных сплавов, гильзы должны охлаждаться потоком воздуха. [8] В некоторых камерах сгорания также используются термобарьерные покрытия . Однако воздушное охлаждение по-прежнему необходимо. В общем, существует два основных типа внутреннего охлаждения; пленочное охлаждение и транспирационное охлаждение. Пленочное охлаждение осуществляется путем нагнетания (одним из нескольких методов) холодного воздуха снаружи лайнера внутрь лайнера. Это создает тонкую пленку прохладного воздуха, которая защищает гильзу, снижая ее температуру, например, с примерно 1800 К (К) до примерно 830 К. Другой тип охлаждения лайнера, транспирационное охлаждение, представляет собой более современный подход, в котором используется пористый для лайнера материал. Пористая оболочка пропускает через себя небольшое количество охлаждающего воздуха, обеспечивая преимущества охлаждения, аналогичные пленочному охлаждению. Два основных различия заключаются в конечном температурном профиле футеровки и количестве необходимого охлаждающего воздуха. Транспирационное охлаждение обеспечивает гораздо более равномерный температурный профиль, поскольку охлаждающий воздух равномерно подается через поры. Пленочный охлаждающий воздух обычно подается через планки или жалюзи, что приводит к неравномерному профилю, где он холоднее у планок и теплее между планками. Что еще более важно, транспирационное охлаждение использует гораздо меньше охлаждающего воздуха (порядка 10% от общего потока воздуха, а не 20-50% при пленочном охлаждении). Использование меньшего количества воздуха для охлаждения позволяет использовать больше воздуха для сгорания, что становится все более важным для высокопроизводительных двигателей с большой тягой. [9] [10]

Морда

Носик представляет собой продолжение купола (см. ниже), который действует как воздухораспределитель, отделяя первичный воздух от вторичных потоков воздуха (промежуточный, разбавляющий и охлаждающий воздух; см. Пути воздушного потока» ниже). раздел « [11]

Купол / завихритель

Купол и завихритель являются частью камеры сгорания, через которую проходит первичный воздух (см. « Пути потока воздуха» ниже) при попадании в зону горения. Их роль заключается в создании турбулентности потока для быстрого смешивания воздуха с топливом. [8] Ранние камеры сгорания, как правило, использовали купола с плоским корпусом (а не завихрители), в которых использовалась простая пластина для создания турбулентного следа для смешивания топлива и воздуха. Однако большинство современных конструкций стабилизированы завихрением (используются завихрители). Завихритель создает локальную зону низкого давления, которая заставляет часть продуктов сгорания рециркулировать, создавая высокую турбулентность. [11] Однако чем выше турбулентность, тем выше будет потеря давления в камере сгорания, поэтому купол и завихритель должны быть тщательно спроектированы, чтобы не создавать больше турбулентности, чем необходимо для достаточного смешивания топлива и воздуха. [12]

Топливная форсунка
Топливные форсунки вихревой камеры сгорания Pratt & Whitney JT9D турбовентиляторного двигателя

Топливная форсунка отвечает за подачу топлива в зону сгорания и вместе с завихрителем (вверху) отвечает за смешивание топлива и воздуха. Существует четыре основных типа топливных форсунок; инжекторы для распыления под давлением, струи воздуха, испарения и предварительного смешивания/предварительного испарения. [8] Топливные форсунки с распылением под давлением полагаются на высокое давление топлива (до 3400 килопаскалей (500 фунтов на квадратный дюйм)) для распыления. [номер 1] топливо. Преимущество топливных форсунок этого типа в том, что они очень просты, но у них есть ряд недостатков. Топливная система должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать такое высокое давление, а топливо имеет тенденцию к гетерогенному распылению, что приводит к неполному или неравномерному сгоранию, что приводит к увеличению количества загрязняющих веществ и дыма. [13] [14]

Второй тип топливных форсунок — это форсунки с воздушным нагнетанием. Этот инжектор «продувает» слой топлива потоком воздуха, распыляя топливо на однородные капли. Этот тип топливных форсунок привел к созданию первых бездымных камер сгорания. Используемый воздух представляет собой лишь часть первичного воздуха (см. « Пути воздушного потока» ниже), который отводится через инжектор, а не через завихритель. Для этого типа форсунок также требуется более низкое давление топлива, чем для форсунок с распылением под давлением. [14]

Испаряющая топливная форсунка третьего типа аналогична форсунке воздушного дутья тем, что первичный воздух смешивается с топливом при его впрыске в зону сгорания. Однако топливно-воздушная смесь проходит по трубке внутри зоны сгорания. Тепло из зоны сгорания передается топливно-воздушной смеси, испаряя часть топлива (лучше перемешивая его) перед его сгоранием. Этот метод позволяет сжигать топливо с меньшим тепловым излучением , что помогает защитить гильзу. Однако трубка испарителя может иметь серьезные проблемы с долговечностью из-за низкого потока топлива внутри нее (топливо внутри трубки защищает трубку от тепла сгорания). [15]

Форсунки предварительного смешивания/предварительного испарения работают путем смешивания или испарения топлива до того, как оно достигнет зоны сгорания. Этот метод позволяет очень равномерно смешивать топливо с воздухом, снижая выбросы двигателя. Одним из недостатков этого метода является то, что топливо может самовоспламениться или иным образом сгореть до того, как топливно-воздушная смесь достигнет зоны сгорания. В этом случае камера сгорания может быть серьезно повреждена. [16]

воспламенитель

Большинство воспламенителей в газовых турбинах представляют собой электрические искровые воспламенители, аналогичные автомобильным свечам зажигания . Воспламенитель должен находиться в зоне сгорания, где топливо и воздух уже смешаны, но он должен находиться достаточно далеко вверх по потоку, чтобы он не был поврежден самим горением. Как только горение первоначально начинается с помощью воспламенителя, оно становится самоподдерживающимся, и воспламенитель больше не используется. [17] В канально-кольцевых и кольцевых камерах сгорания (см. Типы камер сгорания ниже) пламя может распространяться из одной зоны горения в другую, поэтому воспламенители не нужны в каждой из них. В некоторых системах используются методы помощи при зажигании. Одним из таких методов является впрыск кислорода, при котором кислород подается в зону воспламенения, помогая топливу легко сгорать. Это особенно полезно в некоторых самолетах, где может потребоваться перезапуск двигателя на большой высоте. [18]

Пути потока воздуха

[ редактировать ]
Первичный воздух

Это основной воздух для горения. Это сильно сжатый воздух из компрессора высокого давления (часто замедляемый через диффузор), который подается через основные каналы в куполе камеры сгорания и первый набор отверстий в футеровке. Этот воздух смешивается с топливом, а затем сжигается. [19]

Промежуточный воздух

Промежуточный воздух — это воздух, нагнетаемый в зону горения через второй набор отверстий гильзы (первичный воздух проходит через первый набор). Этот воздух завершает реакционные процессы, разбавляя высокие концентрации угарного газа (CO) и водорода (H 2 ), [20] а также помогает охлаждать газы от сгорания.

Разбавляющий воздух

Разбавляющий воздух — это воздух, впрыскиваемый через отверстия во вкладыше в конце камеры сгорания для охлаждения дымовых газов перед тем, как они достигнут турбин. Воздух тщательно используется для создания желаемого однородного температурного профиля в камере сгорания. Однако по мере совершенствования технологии турбинных лопаток, позволяющей им выдерживать более высокие температуры, разбавляющий воздух используется меньше, что позволяет использовать больше воздуха для горения. [20]

Охлаждающий воздух

Охлаждающий воздух — это воздух, который впрыскивается через небольшие отверстия во вкладыше для создания слоя (пленки) холодного воздуха, защищающего вкладыш от температур сгорания. Подача охлаждающего воздуха должна быть тщательно спроектирована, чтобы он не взаимодействовал напрямую с воздухом для горения и технологическими процессами. В некоторых случаях до 50% входящего воздуха используется в качестве охлаждающего воздуха. Существует несколько различных методов нагнетания этого охлаждающего воздуха, и этот метод может влиять на температурный профиль, которому подвергается вкладыш (см. «Лайнер » выше). [21]

Типы

[ редактировать ]
Расположение баночных камер сгорания газотурбинного двигателя, если смотреть по оси, через выхлоп. Бирюзовый цвет (темно-голубой) обозначает путь потока охлаждающего воздуха, оранжевый — путь потока газов сгорания.

Может

[ редактировать ]

Камеры сгорания представляют собой автономные цилиндрические камеры сгорания. Каждая «банка» имеет свою топливную форсунку, воспламенитель, гильзу и кожух. [22] Первичный воздух из компрессора подается в каждый отдельный баллон, где он замедляется, смешивается с топливом и затем воспламеняется. Вторичный воздух также поступает из компрессора, куда он подается снаружи гильзы (внутри которой и происходит горение). Затем вторичный воздух подается, обычно через щели в футеровке, в зону сгорания для охлаждения футеровки посредством тонкопленочного охлаждения. [23]

В большинстве случаев несколько ресиверов расположены вокруг центральной оси двигателя, и их общий выхлоп подается на турбину(ы). Камеры сгорания баночного типа наиболее широко использовались в первых газотурбинных двигателях из-за простоты их конструкции и испытаний (можно протестировать один баллон, а не тестировать всю систему). Камеры сгорания баночного типа просты в обслуживании, поскольку необходимо снимать только одну банку, а не всю секцию сгорания. В большинстве современных газотурбинных двигателей (особенно для самолетов) не используются камеры сгорания, поскольку они часто весят больше, чем альтернативные варианты. Кроме того, перепад давления в баллоне обычно выше, чем в других камерах сгорания (порядка 7%). Большинство современных двигателей, в которых используются камеры сгорания, представляют собой турбовальные двигатели с центробежными компрессорами . [24] [25]

Кан-кольцевой

[ редактировать ]
Канальная камера сгорания газотурбинного двигателя, ось обзора, через выхлоп

Следующий тип камеры сгорания – «канально-кольцевая». [26] камера сгорания. Как и камера сгорания баночного типа, кольцевые камеры сгорания имеют отдельные зоны сгорания, содержащиеся в отдельных вкладышах с собственными топливными форсунками. В отличие от баночной камеры сгорания, все зоны горения имеют общий кольцевой (кольцевой) кожух. Каждая зона сгорания больше не должна служить резервуаром под давлением. [27] Зоны сгорания также могут «сообщаться» друг с другом через отверстия во вкладыше или соединительные трубки, которые позволяют небольшому количеству воздуха течь по окружности. Выходной поток из канально-кольцевой камеры сгорания обычно имеет более равномерный температурный профиль, что лучше для турбинной секции. Это также устраняет необходимость в каждой камере иметь собственный воспламенитель. Как только огонь зажжется в одной или двух банках, он может легко распространиться на остальные и воспламенить их. Этот тип камеры сгорания также легче баночного типа и имеет меньший перепад давления (порядка 6%). Однако обслуживать кольцевую камеру сгорания может быть сложнее, чем камеру сгорания. [28] Примеры газотурбинных двигателей, в которых используется кольцевая камера сгорания, включают General Electric J79 турбореактивный двигатель и Pratt & Whitney JT8D и Rolls-Royce Tay турбовентиляторные двигатели . [29]

кольцевой

[ редактировать ]
Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, вид на ось, если смотреть через выхлоп. Маленькие желтые кружки — это форсунки для впрыска топлива, а большое оранжевое кольцо — сплошная облицовка зоны сгорания.

Последний и наиболее часто используемый тип камеры сгорания — полностью кольцевая камера сгорания. Кольцевые камеры сгорания избавлены от отдельных зон сгорания и просто имеют сплошную облицовку и кожух в кольце (кольцевом пространстве). Кольцевые камеры сгорания имеют множество преимуществ, в том числе более равномерное сгорание, меньший размер (следовательно, более легкий) и меньшую площадь поверхности. [30] [31] Кроме того, кольцевые камеры сгорания имеют тенденцию иметь очень однородную температуру на выходе. Они также имеют самый низкий перепад давления из трех конструкций (порядка 5%). [32] Кольцевая конструкция также проще, хотя для тестирования обычно требуется полноразмерный испытательный стенд. Двигатель с кольцевой камерой сгорания — CFM International CFM56 . Почти во всех современных газотурбинных двигателях используются кольцевые камеры сгорания; Аналогичным образом, большинство исследований и разработок в области камер сгорания направлены на улучшение этого типа.

Двойная кольцевая камера сгорания

[ редактировать ]

Одной из разновидностей стандартной кольцевой камеры сгорания является двойная кольцевая камера сгорания (DAC). Как и кольцевая камера сгорания, ДАК представляет собой сплошное кольцо без отдельных зон горения по радиусу. Разница в том, что камера сгорания имеет две зоны горения вокруг кольца; пилотная зона и основная зона. Пилотная зона действует как одиночная кольцевая камера сгорания и является единственной зоной, работающей на низких уровнях мощности. На высоких уровнях мощности также используется основная зона, увеличивая расход воздуха и массы через камеру сгорания. Внедрение GE этого типа камеры сгорания направлено на снижение Выбросы NO x и CO 2 . [33] Хорошая схема ЦАП доступна на сайте Purdue . В развитие тех же принципов, что и камера сгорания с двойным кольцом, были предложены и даже запатентованы камеры сгорания с тройным кольцом и «множественным кольцом». [34] [35]

Выбросы

[ редактировать ]

Одним из движущих факторов конструкции современных газовых турбин является снижение выбросов, а камера сгорания является основным источником выбросов газовой турбины. Вообще говоря, существует пять основных типов выбросов газотурбинных двигателей: дым, двуокись углерода (CO 2 ), окись углерода (CO), несгоревшие углеводороды (UHC) и оксиды азота (NO x ). [36] [37]

Дым в первую очередь снижается за счет более равномерного смешивания топлива с воздухом. Как обсуждалось выше в разделе о топливных форсунках, современные топливные форсунки (например, топливные форсунки с воздушным охлаждением) равномерно распыляют топливо и устраняют локальные очаги с высокой концентрацией топлива. В большинстве современных двигателей используются топливные форсунки такого типа, и они практически бездымны. [36]

Углекислый газ является продуктом процесса сгорания , и его выбросы уменьшаются в первую очередь за счет снижения расхода топлива. В среднем при сжигании 1 кг авиакеросина образуется 3,2 кг CO 2 . Выбросы углекислого газа будут продолжать снижаться, поскольку производители повышают общую эффективность газотурбинных двигателей. [37]

Выбросы несгоревших углеводородов (UHC) и угарного газа (CO) тесно связаны между собой. UHC — это, по сути, топливо, которое не было полностью сожжено. В основном они производятся с низким уровнем мощности (когда двигатель не сжигает все топливо). [37] Большая часть содержания UHC реагирует и образует CO внутри камеры сгорания, поэтому эти два типа выбросов тесно связаны. В результате этой тесной связи камера сгорания, которая хорошо оптимизирована для выбросов CO, по своей сути хорошо оптимизирована для выбросов UHC, поэтому большая часть проектных работ сосредоточена на выбросах CO. [36]

Оксид углерода является промежуточным продуктом сгорания и удаляется путем окисления . CO и OH реагируют с образованием CO 2 и H . Этот процесс, в котором потребляется CO, требует относительно длительного времени («относительно» используется, потому что процесс сгорания происходит невероятно быстро), высоких температур и высоких давлений. Этот факт означает, что камера сгорания с низким содержанием CO имеет длительное время пребывания (по сути, количество времени, в течение которого газы находятся в камере сгорания). [36]

Как и CO, оксиды азота (NO x в зоне горения образуются ). Однако, в отличие от CO, он больше всего образуется в условиях, когда CO наиболее потребляется (высокая температура, высокое давление, длительное время пребывания). Это означает, что в целом сокращение выбросов CO приводит к увеличению NO x и наоборот. Этот факт означает, что наиболее успешное сокращение выбросов требует сочетания нескольких методов. [36]

Форсажные камеры

[ редактировать ]
Основная статья: Форсаж

Камера дожигания (или подогрева) — дополнительный компонент, добавляемый к некоторым реактивным двигателям , в первую очередь к военным сверхзвуковым самолетам. Его цель — обеспечить временное увеличение тяги как для сверхзвукового полета, так и для взлета (поскольку высокая нагрузка на крыло, типичная для конструкций сверхзвуковых самолетов, означает, что скорость взлета очень высока). На военных самолетах дополнительная тяга также полезна в боевых ситуациях. Это достигается за счет впрыска дополнительного топлива в струйную трубу после (т.е. после ) турбины и его сжигания. Преимуществом форсажного режима является значительно увеличенная тяга; недостатком является очень высокий расход топлива и неэффективность, хотя это часто считается приемлемым для тех коротких периодов, в течение которых он обычно используется.

Реактивные двигатели называются мокрыми , когда используется дожигание, и сухими , когда двигатель используется без дожигания. Двигатель, развивающий максимальную тягу в мокром состоянии, работает на максимальной мощности или на максимальном прогреве (это максимальная мощность, которую может произвести двигатель); Двигатель, создающий максимальную тягу всухую, находится на военной мощности или на максимальной сухой мощности .

Как и основная камера сгорания газовой турбины, камера дожигания имеет корпус и облицовку, служащие той же цели, что и их аналоги основной камеры сгорания. Одним из основных различий между основной камерой сгорания и камерой дожигания является то, что повышение температуры не ограничивается турбинной секцией, поэтому в камерах дожигания повышение температуры обычно намного выше, чем в основных камерах сгорания. [38] Еще одно отличие состоит в том, что камеры дожигания не предназначены для смешивания топлива так же, как камеры первичного сгорания, поэтому не все топливо сгорает в секции дожига. [39] В камерах дожигания также часто требуется использование пламедержателей , чтобы скорость воздуха в камере дожигания не задувала пламя. Часто это округлые тела или «водоотводные желоба» непосредственно за топливными форсунками, которые создают локализованный низкоскоростной поток таким же образом, как это делает купол в основной камере сгорания. [40]

Рамджетс

[ редактировать ]
Основная статья: Рамджет

ПВРД во многом отличаются от традиционных газотурбинных двигателей, но большинство принципов сохраняются. Одним из основных отличий является отсутствие вращающегося оборудования (турбины) после камеры сгорания. Выхлопы камеры сгорания подаются непосредственно в сопло. Это позволяет камерам сгорания ПВРД гореть при более высокой температуре. Еще одно отличие состоит в том, что во многих камерах сгорания ПВРД не используются футеровки, как в камерах сгорания газовых турбин. Кроме того, некоторые камеры сгорания ПВРД являются камерами сгорания самосвального типа , а не более традиционными. Отвалные камеры сгорания впрыскивают топливо и полагаются на рециркуляцию, создаваемую большим изменением площади камеры сгорания (а не завихрителями во многих камерах сгорания газовых турбин). [41] Тем не менее, многие камеры сгорания ПВРД также похожи на традиционные камеры сгорания газовых турбин, например, камера сгорания в ПВРД ракеты RIM-8 Talos , в которой использовалась камера сгорания баночного типа. [42]

ГПВРД

[ редактировать ]
Схема, иллюстрирующая прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Обратите внимание на секцию изолятора между впускным отверстием сжатия и камерой сгорания. (Иллюстрация из эксперимента с ГПВРД Hy-V .)
Основная статья: ГПВРД

ГПВРД ( сверхзвукового сгорания ПВРД ) представляют собой совершенно иную ситуацию для камеры сгорания, чем обычные газотурбинные двигатели (ГПВРД не являются газовыми турбинами, поскольку они обычно имеют мало или вообще не имеют движущихся частей). Хотя камеры сгорания ГПВРД физически могут сильно отличаться от обычных камер сгорания, они сталкиваются со многими схожими конструктивными проблемами, такими как смешивание топлива и удержание пламени. Однако, как следует из названия, камера сгорания ГПВРД должна решать эти проблемы в среде сверхзвукового потока. Например, для ГПВРД, летящего со скоростью 5 Маха , поток воздуха, поступающий в камеру сгорания, номинально будет равен 2 Махам. Одной из основных проблем ГПВРД является предотвращение распространения ударных волн, генерируемых камерой сгорания, вверх по потоку во входное отверстие. Если это произойдет, двигатель может не запуститься , что приведет, помимо других проблем, к потере тяги. Чтобы предотвратить это, прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно имеют изолирующую секцию (см. изображение) непосредственно перед зоной сгорания. [43]

См. также

[ редактировать ]

Примечания

[ редактировать ]
  1. ^ Хотя распыление имеет несколько определений, в данном контексте оно означает образование мелкой струи. Это не означает, что топливо распадается на атомные компоненты.

Ссылки

[ редактировать ]
Викискладе есть медиафайлы, связанные с камерами сгорания .
Примечания
  1. ^ Флэк, с. 440.
  2. ^ Маттингли, Хейзер и Пратт, стр. 325.
  3. ^ Кофф, Бернард Л. (июль – август 2004 г.). «Эволюция газотурбинных технологий: взгляд дизайнера» . Журнал движения и мощности . 20 (4): 577–595. дои : 10.2514/1.4361 .
  4. ^ Хендерсон и Блазовский, стр. 119–20.
  5. ^ Маттингли, Хейзер и Пратт, стр. 378.
  6. ^ Маттингли, Хейзер и Пратт, стр. 375.
  7. ^ Хендерсон и Блазовский, с. 121.
  8. ^ Jump up to: а б с Маттингли, с. 760.
  9. ^ Мэттингли, Хейзер и Пратт, стр. 372–4.
  10. ^ Хендерсон и Блазовский, стр. 124–7.
  11. ^ Jump up to: а б Хендерсон и Блазовский, с. 124.
  12. ^ Флэк, с. 441.
  13. ^ Хендерсон и Блазовский, с. 127.
  14. ^ Jump up to: а б Мэттингли, Хейзер и Пратт, с. 379.
  15. ^ Хендерсон и Блазовский, с. 128.
  16. ^ Хендерсон и Блазовский, с. 129.
  17. ^ Маттингли, Хейзер и Пратт, стр. 368.
  18. ^ Хендерсон и Блазовский, стр. 129–30.
  19. ^ Хендерсон и Блазовский, с. 110.
  20. ^ Jump up to: а б Хендерсон и Блазовский, с. 111.
  21. ^ Хендерсон и Блазовский, стр. 111, 125–7.
  22. ^ Бенсон, Том. Камера сгорания-горелка . Исследовательский центр Гленна НАСА. Последнее обновление 11 июля 2008 г. По состоянию на 6 января 2010 г.
  23. ^ Флэк, с. 442.
  24. ^ Флэк, стр. 442–3.
  25. ^ Хендерсон и Блазовский, с. 106.
  26. ^ Федеральное управление гражданской авиации, FAA-H-8083-32A, Справочник технического специалиста по техническому обслуживанию авиации - Силовая установка, том 1, стр. 1-44
  27. ^ Мэттингли, Хейзер и Пратт, стр. 377–8.
  28. ^ Флэк, стр. 442–4.
  29. ^ Хендерсон и Блазовский, стр. 106–7.
  30. ^ Хендерсон и Блазовский, с. 108.
  31. ^ Маттингли, с. 757.
  32. ^ Флэк, с. 444.
  33. ^ Усовершенствованная технология двойной кольцевой камеры сгорания CFM. Архивировано 28 июля 2012 г. на archive.today . Пресс-релиз. 9 июля 1998 г. По состоянию на 6 января 2010 г.
  34. ^ Экстедт, Эдвард Э. и др. (1994). Патент США 5,323,604 Трехкольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя].
  35. ^ Шиллинг, Ян К. и др. (1997). Патент США 5630319 «Купол в сборе для многокольцевой камеры сгорания».
  36. ^ Jump up to: а б с д и Веркамп, Ф.Дж., Вердоу, А.Дж., Томлинсон, Дж.Г. (1974). Влияние норм выбросов на камеры сгорания будущих газотурбинных двигателей. Журнал самолетов . Июнь 1974 г. Том. 11, № 6. С. 340–344.
  37. ^ Jump up to: а б с Стерджесс, Дж.Дж.; Зелина, Дж.; Шауз Д.Т.; Рокемор, ВМ (март – апрель 2005 г.). «Технологии снижения выбросов военных газотурбинных двигателей» . Журнал движения и мощности . 21 (2): 193–217. дои : 10.2514/1.6528 .
  38. ^ Мэттингли, стр. 770–1.
  39. ^ Флэк, стр. 445–6.
  40. ^ Маттингли, с. 747.
  41. ^ Сталл, Ф.Д. и Крейг, Р.Р. (1975). Исследование отвальных камер сгорания с пламедержателями. 13-е совещание AIAA по аэрокосмическим наукам . Пасадена, Калифорния. 20–22 января 1975 г. AIAA 75–165.
  42. ^ Уолтруп, П.Дж.; Белый Я; Зарлинго Ф; Гравлин Е.С. (январь–февраль 2002 г.). «История развития ПВРД, ГПВРД и двигателей смешанного цикла ВМС США» . Журнал движения и мощности . 18 (1): 14–27. дои : 10.2514/2.5928 . Архивировано (PDF) из оригинала 13 апреля 2007 г.
  43. ^ Гойн, CP; Холл, компакт-диск; О'Брайан, WF; Шец, Дж. А. (ноябрь 2006 г.). Летный эксперимент с прямоточным воздушно-реактивным двигателем Hy-V (AIAA 2006-7901) . 14-я конференция AIAA/AHI «Космические самолеты, гиперзвуковые системы и технологии». дои : 10.2514/6.2006-7901 . Архивировано (PDF) из оригинала 30 сентября 2007 г.
Библиография
  • Флэк, Рональд Д. (2005). «Глава 9: Камеры сгорания и камеры дожигания» . Основы реактивного движения с приложениями . Кембриджская аэрокосмическая серия. Нью-Йорк, штат Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета. ISBN  978-0-521-81983-1 .
  • Хендерсон, Роберт Э.; Блазовский, Уильям С. (1989). «Глава 2: Технология сгорания турбодвигательных установок». В Оутсе, Гордон К. (ред.). Технология и проектирование двигательных систем летательных аппаратов . Образовательная серия AIAA. Вашингтон, округ Колумбия: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN  0-930403-24-Х .
  • Мэттингли, Джек Д.; Хейзер, Уильям Х.; Пратт, Дэвид Т. (2002). «Глава 9: Конструкция компонентов двигателя: системы сгорания». Проектирование авиационных двигателей . Образовательная серия AIAA (2-е изд.). Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN  1-56347-538-3 .
  • Маттингли, Джек Д. (2006). «Глава 10: Воздухозаборники, форсунки и системы сгорания». Элементы двигательной установки: газовые турбины и ракеты . Образовательная серия AIAA. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN  1-56347-779-3 .
Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Combustor&oldid=1199817890"
Arc.Ask3.Ru: конец переведенного документа.
Arc.Ask3.Ru
Номер скриншота №: 5a89abe0489a786439b532fbe6ea1cfd__1706395620
URL1:https://arc.ask3.ru/arc/aa/5a/fd/5a89abe0489a786439b532fbe6ea1cfd.html
Заголовок, (Title) документа по адресу, URL1:
Combustor - Wikipedia
Данный printscreen веб страницы (снимок веб страницы, скриншот веб страницы), визуально-программная копия документа расположенного по адресу URL1 и сохраненная в файл, имеет: квалифицированную, усовершенствованную (подтверждены: метки времени, валидность сертификата), открепленную ЭЦП (приложена к данному файлу), что может быть использовано для подтверждения содержания и факта существования документа в этот момент времени. Права на данный скриншот принадлежат администрации Ask3.ru, использование в качестве доказательства только с письменного разрешения правообладателя скриншота. Администрация Ask3.ru не несет ответственности за информацию размещенную на данном скриншоте. Права на прочие зарегистрированные элементы любого права, изображенные на снимках принадлежат их владельцам. Качество перевода предоставляется как есть. Любые претензии, иски не могут быть предъявлены. Если вы не согласны с любым пунктом перечисленным выше, вы не можете использовать данный сайт и информация размещенную на нем (сайте/странице), немедленно покиньте данный сайт. В случае нарушения любого пункта перечисленного выше, штраф 55! (Пятьдесят пять факториал, Денежную единицу (имеющую самостоятельную стоимость) можете выбрать самостоятельно, выплаичвается товарами в течение 7 дней с момента нарушения.)