автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Анализ характеристик камеры сгорания и эффективности ее работы в составе двигателя

ТИН МАУНГ ХТАЙ

АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ЭФФЕКТИВНОСТИ ЕЕ РАБОТЫ В СОСТАВЕ ДВИГАТЕЛЯ

Специальность 05.07.05 «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

22

ИЮЛ 7П1Л

Москва - 2010

004607378

Работа выполнена в Московском авиационном институте (государственном техническом университете) «МАИ».

Научный руководитель: кандидат технических наук, профессор

Онищик Иван Иванович

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

Кутыш Иван Иванович

кандидат технических наук, доцент Семенов Александр Александрович

Ведущая организация:

Научно-технический центр им. А.Люльки НПО «Сатурн»

Защита диссертации состоится "18" октября 2010 г. в 15 часов на заседании диссертационного совета Д 212.125.08 при Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д. 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (государственного технического университета) «МАИ».

Автореферат разослан о€ 2010 года.

Ученый секретарь

Ю.В. Зуев

диссертационного совета д.т.н.,

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

В составе газотурбинного двигателя основная камера сгорания сгорания работает в широком диапазоне изменения расходов воздуха и топлива, температуры и давления потока за компрессором двигателя. Эффективность работы камеры определяется большим количеством характеристик. Наиболее важными из них являются характеристики по полноте сгорания топлива (полнотные характеристики) и срывные характеристики, так как от них зависит топливная экономичность, выбросы загрязняющих веществ (СО и СН) и работоспособность двигателя. Полнотные характеристики камеры сгорания — это зависимости коэффициента полноты сгорания топлива г|г от расхода воздуха через камеру Ск, его температуры Тк, давления рк и коэффициента избытка воздуха ак. Срывные характеристики — зависимости приведенной скорости воздуха на входе в камеру от величины ак при срыве (прекращении) горения при различных значениях рк и Тк.

Исследованию камер сгорания посвящено большое количество работ. Важным результатом этих исследований является получившее широкое распространение использование параметра форсирования Ку камера сгорания для обобщения данных по полноте сгорания топлива на основных рабочих режимах двигателя. Однако при этом не учитывается влияние изменение коэффициента избытка воздуха ак, которое может быть весьме значительным. Определение характеристик камер на основе анализа протекающих в них физико-химических процессов с использованием в том числе и математических моделей турбулентных течений высокого уровня является, по-видимому, перспективным, но пока не нашло широкого распространения.

Как правило, полнотные и срывные характеристики камер сгорания в настоящее время определяются экспериментально в ограниченном

диапазоне изменения параметров. Поэтому является актуальной разработка полуэмпирических математических моделей, базирующихся на физических представлениях о закономерностях рабочего процесса камер и на анализе и обобщении результатов их экспериментальных исследований. Такие характеристики, несмотря на их приближенность, могут найти применение при расчетах характеристик двигателя в различных условиях эксплуатации.

Наряду с этим недостаточно изучены условия работы камер сгорания в составе двигателей, отличающихся расчетными значениями параметров рабочего процесса и эксплуатационными режимами. Проведение такого анализе для основных типов турбореактивных двигателей представляется актуальным, так как на его основе могут быть получены рекомендации по учету характеристик камер сгорания при расчетах двигателя, более обосновано сформулированы требования к характеристикам камер сгорания с точки зрения обеспечения эффективной работы двигателя, а также требования и рекомендации об условиях экспериментального определения этих характеристик.

Актуальность темы диссертации - При разработке турбореактивных двигателей необходимо знать характеристики узлов. Характеристики камеры сгорания определяются экспериментально, так как их рассчитать в настоящее время практически не возможно. Поэтому обобщение экспериментальных характеристик камер сгорания и разработка на этой основе их полуэмпирических математических моделей является актуальной задачей. Применение полученных моделей при расчетах двигателей позволит учесть влияние характеристик камеры на характеристики двигателя.

Актуальной задачей является также анализ эффективности работы камеры сгорания в составе двигателя при различных значениях параметров его рабочего процесса и условий эксплуатации. Результаты такого анализа

позволят более обоснованно выбирать параметры камеры сгорания и условия экспериментальной проверки ее характеристик.

Цель работы - разработка методов расчета характеристик камер сгорания для повышения эффективности их работы по экономичности и устойчивости горения в системе двигателя.

Задачи работы

1. Анализ экспериментальных данных по полнотным и срывным характеристикам типичной современной камеры сгорания.

2. Разработка на этой основе полуэмпирических математически моделей полнотных и срывных характеристик камеры.

3. Анализ влияния параметров камер сгорания на их полнотные и срывные характеристики.

4. Анализ эффективности работы камеры в составе турбореактивных двигателей при различных значениях параметров их рабочего процесса и условий эксплуатации.

Научная новизна:

1. впервые на основе учета неравномерности полей температур газа в выходном сечении типичной современной камеры сгорания ТРД получены полуэмпирические зависимости, позволяющие определять величину коэффициента полноты сгорания топлива г)г при различных значения коэффициента избытка воздуха и других определяющих параметров;

2. впервые разработаны полуэмпирические математические модели полнотных и срывных характеристик камеры сгорания исследованного типа, применимые к камерам сгорания различной размерности вследствие использования в них относительных параметров;

3. впервые проведен анализ полноты сгорания топлива и устойчивости горения в камере для наиболее распространенных типов турбореактивных двигателей при различных режимах их работы.

Достоверность и обоснованность результатов работы достигается тем, что в основе теоритических предпосылок лежит анализ наиболее важных результатов экспериментальных и теоритических исследований рабочего процесса камер сгорания ТРД. Положенные в основу разработанных математических моделей зависимости базируются на экспериментальных данных, полученных при различных значениях конструктивных характеристик камер и параметров режимов их испытаний. При анализе эффективности работы камеры в составе двигателя применяются широко используемые данные по характеристикам компрессоров и программы расчета на ЭВМ характеристик двигателей.

Практическое значение работы - состоит в том, что её результаты могут быть использованы при предварительных расчетах полнотных и срывных характеристик камер сгорания исследованного типа, при анализе влияния этих характеристик на параметры рабочего процесса турбореактивных двигателей, а также при разработке методов испытаний камер сгорания и при анализе их характеристик.

Апробация работы - Отдельные результаты работы докладывались на семинаре каф.201 МАИ, а также на следующих конференциях.

1. Доклад на 4-й научно практической конференции молодых ученых и специалистов «Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности», 2007 г.

2. Доклад на XIII Всероссийской Межвузовской научно-технический конференции «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». Москва, 2008г.

Автор защищает - полуэмпирические зависимости, позволяющие определять полнотные и срывные характеристики камеры сгорания исследованного типа; полуэмпирические математические модели этих характеристик; результаты расчетного исследования влияния параметров

рабочего процесса и эксплуатационных режимов двигателя на характеристики камеры сгорания.

Публикации - По основным результатам выполненных в диссертации исследований опубликовано 4 печатных работы, из них 2 научная статья и 2 тезиса докладов [1...4].

Объем и структура работы - Диссертационная работа изложена на 106 машинописных страницах и состоит из введения, 5 глав, заключения и списка использованных источников. Иллюстративный материал представлен в виде 41 рисунков и 6 таблиц. Список использованных источников включает 25 наименование на 3 страницах.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении обосновывается актуальность темы диссертационный работы. Отмечается, что полнотные и срывные характеристики камеры сгорания в значительной степени определяют экономичность и надежность работы ГТД. В связи со сложностью рабочего процесса в камере практически отсутствуют методы расчета этих характеристик. Поэтому задачами диссертации является анализ результатов экспериментальных исследований полнотных и срывных характеристик типичной современной камеры сгорания, разработка на его основе математических моделей характеристик и применении их к анализу эффективности работы камеры в составе двигателя.

В первой главе диссертации дан обзор научно-технической литературы, посвященной исследованию рабочего процесса камер сгорания ГТД и их характеристик. . _ —

Отмечается, что на основе проведенных исследований был предложен параметр форсирования камеры сгорания Ку» с использованием которого

может быть определен коэффициент полноты сгорания г),, на рабочих режимах:

к 1.735■ Ю6Ок > Лг=1.о,8К^ (1)

р'/ХЧ

При этом не учитывается влияние коэффициента избытка воздуха на величину г|г , которое может быть значительным в основном из-за неоднородности состава смеси в камере сгорания.

При снижении ак в переобогащеннных зонах смеси эффективность горения может уменьшаться из-за нехватки кислорода, а при увеличении ак в обедненных зонах будет происходить замороживание горения из-за выхода состава смеси за концентрационные приделы воспламенения.

Рис.1 Схема камеры сгорания ГТД.

В научно-технической литературе приводятся результаты экспериментальных исследований, проведенных в Казанском авиационном институте, полнотных и срывных характеристик камер сгорания по конструкции близким к ряду современных камер сгорания. Эти данные анализируются в диссертации.

Вторая глава. В главе приводится анализ экспериментальных данных по полноте сгорания топлива, полученных в упомянутых выше исследованиях.

Исследовался 4-х горелочный отсек кольцевой камеры сгорания.

Фронтовое устройство жаровой трубы отсека состояло из 4-х лопаточных завихрителей с трапециевидными смесительными патрубками и 2-х канальными центробежными форсунками. Подвод воздуха в зону горения осуществлялся через один пояс, а в зону смешения через 2 пояса отверстий в стенках жаровой трубы. Охлаждающий воздух подводился через пояса мелких отверстий в выштамповках стенок жаровой трубы. Такая конструкция камеры сгорания характерна для современных двигателей (рис.1).

В экспериментах осуществлялось частичное (жаровая труба 4.2) и полное (жаровая труба 4.3) закрытие с помощью заглушек отверстий зоны смешения.

Испытания отсеков проводились на следующих режимах: режимы 4.1а, 4.2а, 4.3а С„= 0,67 + 0,78 кг/с, Хк= 0,22 + 0,28, Тк= 348 -е- 358 К; режимы 4.16, 4.26, 4.36 Ов= 0,62 -ь 0,71 кг/с, Х = 0,25 4- 0,298, Тк= 523 -г 533 К.

Расчеты по формулам (1) для всех вариантов жаровых труб дают следующие значения коэффициента полноты сгорания топливаг)г: режим (а) т|гу = 0,9 ; режим (б) Т1„ =0,96 .

Эти значения Г|г близки к величинем, полученным при При

увеличении сск > 2 и снижении ак < 2 величины г|г уменьшаются из-за влияния, главным образом, неравномерности состава смеси (см. выше).

С целью учета этого влияния было принято, что г|г = г)гуг|д . Значение г|„ рассчитывается по формуле (1) (назовем его коэффициентом объема). Величина г|л (коэффициент смешения) определяется по распределению состава смеси (местных значений коэффициента избытка воздуха а;) в выходном сечении камеры сгорания.

Состав смеси в каждой точке выходного сечения удобно характеризовать значениями температуры Т„ соответствующими местным

значениям коэффициента избытка воздуха а; при величинах коэффициента полноты сгорания г|п, близких к 1 («идеальная» температура).

На основе анализа полей температур газа, полученных в выходном сечении модели смесителя кольцевой камеры сгорания, было установлено, что распределение температур по площади выходного сечения (это соответствует приблизительно распределению по массе газа в) может быть аппроксимировано линейной зависимостью.

Для характеристики неравномерности поля температур в выходном

Т -Т

сечении камер сгорания применяется величина Д0 = —^-т-, называемая

г т _т

г к

максимальной неравномерностью температурного поля. Если использовать эту величину для характеристики распределения «идеальных» температур по массе газа в выходном сечении камеры сгорания то для линейной зависимости <3) получим: Т;=Тг-Д6г(Тг-Тк)(1-2 С); Т1тах=Тг+Д9г(Тг-Тк); Т1тш= Тг-А0г(Тг-Тк); (2) Здесь Тг - среднемассовая «идеальная» температура. В расчетах

принималось, что Т =Т +-^^- , Ни= 43000 кДж/кг,С„ =1,1

Г ' Ср(акЬ„+1)

кДж/кгК; т*|г = 0,98.

Для определения Д0Г в зависимости от значений конструктивных параметров камеры сгорания можно использовать формулу, полученную в результате обобщения экспериментальных данных по полям температур в полноразмерных камерах сгорания и приведенную в научно-технической литературе.

Распределение действительных температур (Тд) при пониженных значениях г|г будет отличаться от распределения «идеальных» температур Тр С уменьшением значений ак общий уровень температур будет увеличиваться и максимальные ее значения Ттах могут достигнуть

стехиометрических значений, назовем их предельными (Тпр), т.е. соответствующих <Xj =1.

При дальнейшем обогащении смеси местные значения а, станут меньше единицы, и температура газа здесь сохранится постоянной или даже уменьшится, так как при а<1 значение г|г будет уменьшаться из-за нехватки кислорода. Поэтому было принято, что при Т, >Тпр величины Т;=Тпр.

При обеднении смеси (увеличении ак) температура газа будет снижаться, и значение Tmin (и соответствующие им значения а;) может стать таким (критическая температура Т,^, что горение станет невозможным: г|г=0. Поэтому при Т,< Тцр действительные значения местных температур станут близкими к Тк. Значение G, соответствующие условию Т;=Тпр, обозначим Gnp, а условию Т; = Ткр — GKp.

Характерный вид распределения действительных температур по массе газа в выходном сечении камеры при Timax > Тпр и Tirain < Т,ф представлен на рис. 2.

Рис.2 Распределение температур по массе газа в выходном сечении камеры. --------- «идеальная» , -действительная температуры.

По распределению действительных температур может быть определено значения коэффициента смешении г|д:

_ ___ ___ «р __ у

=(СпР-0кР)-Аег+(0пр-0кр)(1-дег)+(1-0пр)-!!Е—— , (3)

тг тк

где 0Пр=(ТПр-Т1т1п)/(Ттоах-Т;тт),еСЛИ Т;тах>Тпр, и <Зпр=1, еслиТ;тах< Тпр ;

Скр=(ТКр-Т;т|п)/(Т1тах-Т|т;п), если Т1тт < Ткр, и О^О, если Т;т|п> Т^,.;

При составах смеси близких к стехиометрическим (ак < а^ »1,7) весь объем камеры сгорания будет представлять собой зону горения и можно предположить, что в ее выходном сечении горение будет прекращаться при значения Т^Т^о, соответствующих «бедному» концентрационному пределу распространения пламени. В расчетах было принято, что Т,^ = 1400К.

При обеднении смеси граница окончания горения будет смещаться в сторону фронтового устройства. При определенных значениях ак= акг эта граница смесится в конец зоны горения, а при ак= акф - в конец первичной зоны. Во всех случаях горение будет прекращаться в локальных объемах смеси при значениях местной температуры меньших или равных Т^о-Однако при движении газа к выходному сечению в эти объемы будет подмешиваться воздух, подводимый по длине жаровой трубы. Таким образом в выходном сечении камеры значение Т,ф будет тем меньше, чем больше величина ак.

Для определения значений Т,ф были использованы экспериментальные данные, приведенные в упоминавшихся выше работах.

Анализ полученных данных показал, что результаты расчетов значений Т,ф для всех исследованных вариантов отсеков могут быть обобщены в виде единой зависимости = А(аот„) (см.рис 3).

ф _»-р _ _

Здесь е =_а—± ; « = а«~а,г ; «кг= а*>/ О,; а^с^/ в,;

ОТН т гу, ОТН т

1 кг ~ 1 кф акф ~~ акг

Ткрг =ткр0 Ог+Тк(1- ёг); Ткрф = Ткро в] +ТК(1- <30; (}г, в, - относительные значения расходов воздуха в зону горения и в первичную зону.

Эта зависимость с помощью метода наименьших квадратов аппроксимируется следующей формулой (сплошная линия на рис.3 ):

0„И),4б55о^4П,9Об9ат113+3,1369от2-2,7377а(>П1+1,1913 (4)

с о.2 04 ае о.з 1 12 14 алгя

Рис.3. Изменение относительных значений критической температуры 0ОТ„ от безразмерных значений коэффициента избытка воздуха аотн.

С использованием данной зависимости были рассчитаны значения г]г для всех рассмотренных вариантов камеры сгорания. При этом принималось также, что при ак< 1,7, 1^=1^,0=1400 К, величина Ткр0 сохранялась постоянной при изменении значений Т„ и несколько уменьшалась с ростом давления: Т,фО~1400/ рк0,04, где р^р/Ю5.

На рис.4 полученные расчетные кривые сопоставлены с экспериментальными данными. Соответствие результатов расчета и эксперимента можно считать удовлетворительным с учетом приближенности принятых допущений. Полученная зависимость (4) может быть использована при оценке значений г)г в камерах сгорания , близких по конструкции к исследованным.

Рис.4. Изменение значений "пг в зависимости от коэффициента избытка воздуха, (а) - жаровая труба 4,1; (б) - 4,2; (в) - 4,3;

А - Тк» 353 К, Св« 0.72 кг/с, рк = 0,1МПа;

□.....Тк а 528 К, Св» 0,66 кг/с, рк = 0,1 МПа;

(г) - 4,3; о- Тк« 373 К, Св» 0.5 кг/с, рк = 0,1 МПа; х.....Тк»

373 К, в,» 2 кг/с, рк = 0,4 МПа.

Третья глава. Для построения полуэмпирической модели срывных характеристик при обеднении смеси были использованы результаты, полученные при экспериментальных исследованиях четырехгорелочного (см. главу 2 ) и трехгорелочного отсеков кольцевой камеры сгорания, имеющих одинаковую конструкцию фронтовых устройств (см. рис.1). Трехгорелочный отсек представлял собой модель зоны горения, так как в нем отсутствовали отверстия для подвода смесительного воздуха и система охлаждения во второй половине жаровой трубы. Изменялись размеры завихрителей и отверстий для подвода вторичного воздуха.

Эксперименты проводились при значениях температуры воздуха на входе Тк = (350...370)К и при близких к атмосферному значениях давления.

Стабилизация горения в камере при обеднении смеси обеспечивается устойчивым протеканием химических реакций горения в части циркуляционной зоны (назовем её зоной стабилизации), расположенной за

фронтовым устройством. В работе зона стабилизации рассматривается как гомогенный реактор. Срывные характеристики гомогенного реактора при обеднении смеси были рассчитаны и аппроксимированы формулой вида

атах = 1,8 - А-(1^КР - В), где к =_параметр форсирования

" \Р

реактора ; Срм - расход воздуха через реактор, кмоль/с; Ур — объем реактора, м3; р = р/105.

При определении Кр предполагалось, что расход воздуха через зону стабилизации (реактор) пропорционален расходу воздуха через фронтовое устройство Орм ~ Рфр1 • Овг/29 ; объем зоны стабилизации пропорционален объему первичной зоны VI и отношению площади завихрителей (Рзн), рассчитанной по их наружным диаметрам (с!„) к площади миделя первичной зоны( Рж, ), Ур ~ V, РЗН/РЖ1, где ЁфР1 = Рфр / Р0, ; Свг, Ро1 - расход воздуха и суммарная площадь отверстий в зоне горения; Рфр — площадь фронтового устройства.

В результате анализа экспериментальных данных по срывным характеристикам была получена формула для определения значений коэффициента избытка воздуха атахфР в зоне стабилизации при срыве процесса горения:

атахфр = 1,8 - 2(0,47 + 0,06 • 0,01(ТК- 200))(Ьо8Кр - 1,4(0,2 + 0,275 • 0,01 (Тк --200))),

где к ^ кЛр'Овг , Ьоёкс= 1,14-4,72 Рфр1

29У,§Чрж)2 рЖ1

Коэффициент избытка воздуха для всей камеры сгорания ашш определяется следующим образом:

^ктах ^тахфр'^т^ ^фр •>

где кт - эмпирический коэффициент, учитывающий качество смесеобразования, Рфр= Рфр/Р0 , Р0 - суммарная площадь отверстий в стенках жаровой трубы.

Было установлено, что величина к,, зависит от средней скорости течения в зоне горения Сжх и температуры воздуха на входе в камеру сгорания:

кт = (0,07 + 0,017 (ТК /100 - 3,5 )) С,« при Сжх< 14 - 2,35 (Тк/100-3,5); иначе к, = 1. (5)

Здесь С,« = Овг / (Рж,.Ржх);Овг - расход воздуха, поступающего через фронтовое устройство и первый пояс основных отверстий (ввг» Ов-Рог / Р0); Рж1 - площадь поперечного сечения жаровой трубы в первичной зоне; Ржх - плотность воздуха, рассчитанися по температуре воздуха на входе в камеру сгорания Тк и по давлению в жаровой трубе.

Рис.5 Срывные характеристики четырех горелочного отсека рк=105 Па. а) Тк=353 К ; б) Тк=523 К.

В качестве примера на рис.5 представлены срывные характеристики 4-х горелочного отсека ,полученные экспериментально и рассчитанные по приведенным формулам.

Для оценки значений коэффициентов избытка воздуха при срыве горения при обогащении смеси а,™,, была использована имеющаяся в литературе обобщенная зависимость, полученная для трубчатых камер сгорания. Эта зависимость была модифицирована таким образом, чтобы средние скорости газа в обоих камерах были близки ( близки суммарные площади поперечных сечений жаровых труб), а диаметр жаровой трубы «эквивалентной» трубчатой камеры (с!ж) был близок к высоте сечения Ьж кольцевой жаровой трубы. В результате была получена следующая

формула: ат1п=128 _,А'

Аи Ь°-5Т°'5

Четветая глава. На основе результатов, изложенных в главах 2 и 3 были разработаны математические модели полнотных и срывных характеристик камеры сгорания ГТД.

С целью обеспечения большей общности результатов и удобства расчетов в моделях используются, в основном, относительные значения конструктивных параметров, не связанные с абсолютными размерами камеры сгорания, и газодинамические параметры потока на входе в камеру, которые могут быть определены из термо-газодинамических расчетов и не зависят от конструкции и размерности двигателя.

Так в алгоритмах используется относительный объем жаровой трубы Ук = Уц/Б,,, который может быть определен через величину удельной теплонапряженности камеры СК-р или условного времени пребывания смеси в жаровой трубе тк на расчетном (обычно взлетном) режиме двигателя:

(^«¿о Д/к+1 К Чк+1 Параметр форсирования камеры Ку сгорания также может быть выражен через те же параметры:

Ку = 1,735• 106 —г^а-= 1,735 • 106 _ ,, /Я

В остальном конструкция камеры сгорания определяется принятыми значениями относительных параметров, основная часть которых обозначена

На рИС. 1: Ук,Ь1,Ь2,Ьге,Рг,Рфр,р1,Р„хлгс, ^ Рж , Р0хлгг , Рзс , Рохл , Рзн , VI и

величины Ьк, параметры режима рк, Тк, Хк, ак.

Полученные алгоритмы расчета позволяют проанализировать влияние изменения отдельных параметров камеры сгорания на полноту сгорания топлива и диапазон устойчивого горения при сохранении остальных параметров неизменными. Варьирование параметров производилось в пределах, характерных для современных двигателей и близких к параметрам камер, на обобщении результатов исследования которых базируются представленные алгоритмы расчетов.

Полученные результаты согласуются с известными из практики разработки и испытаний тенденциями влияния конструктивных параметров камер сгорания на их характеристики , что свидетельствует о достаточно адекватном отображении в разработанных алгоритмах основных особенностей рабочего процесса камер сгорания, исследованной конструкции, и о возможности применения данных алгоритмов для предварительной оценки полнотных и срывных характеристик при проектировании и исследовании камер сгорания и двигателей.

Пятая глава. В составе ГТД камера сгорания работает в различных условиях в зависимости от параметров рабочего процесса двигателя и условий его эксплуатации.

Для определения параметров потока на входе в камеру (рк, Тк, и температуры газа на выходе Тг использовались альбом характеристик компрессоров ТРД и программы расчета характеристик двигателей, разработанные на кафедре 201 МАИ . По полученным значениям рк, Тк, Тг и

Хк методом последовательных приближений определялись значения ак и г|г. При расчетах значений т]г использовался алгоритм, изложенный в главе 4, а значения ак определялись по методике Я.Т.Ильичева.

Основное внимание уделялось анализу работы камеры сгорания в условиях Мп = О, Н =0, так как в этом случае в эксплуатации реализуются все режимы работы двигателя от малого газа до максимального режима, и условия работы камеры сгорания изменяются в широких пределах.

Были выполнены также расчеты для режимов, соответствующих высотным полетам с небольшой скоростью (принимаюсь, что Мп = 0,5), так как эти режимы являются наиболее неблагоприятными для роботы камеры сгорания.

Рассматривались двигатели, имеющие различные значения степеней двухконтурности ш0 и сжатия 7гк0. Величина температуры газа Т^ на расчетном режиме принималась равной 1500 К или 1600 К. Расчеты показали, что ее изменении в пределах 1300...1700 К практически не влияет на получаемые результаты.

При дросселировании двигателя , величины давления рк и температуры Тк воздуха на входе в камеру сгорания снижаются, а значения ак повышаются.

Можно отметить, что повышение значений ак при снижений P^ для двухконтурных двигателей происходит несколько в меньшей степени, чем для одноконтурных. Так при Por„=0,2 , aja^al для ТРДЦ и ~2,5 для ТРД.

Указанные изменения параметров рабочего процесса при дросселировании двигателей приводит к уменьшению полноты сгорания топлива и диапазона устойчивого горения в камере сгорания (снижению значений атах и повышению amin). Однако чем выше величина исходной степени сжатия, тем лучше характеристики камеры сгорания и тем меньше они изменяются при дросселировании двигателя (см. рис.6).

Уменьшение удельной теплонапряженности камеры сгорания (при прочих равных условиях увеличение ее объема) также приводит к улучшению ее характеристик.

При достаточно больших расчетных значениях степени сжатия в компрессоре (яко £ 20...25) и умеренной теплонапряженности камеры сгорания ((^<2000 кДж/(м3Па час)) высокая полнота сгорания топлива (г|г и 1) может быть обеспечена в земных условиях практически на всех режимах работы двигателя. Это является важным также для выполнения требований по снижению выбросов СО и СХНУ из двигателей.

ЯкО ТгоК га

1 25 1600 5

2 15 1500 0

3 10 1500 0

Рис.6 Изменение значений г|г в зависимости от Ротн при различных величина (V -С)^ =4000 ;---=2000 кДж/(м3Па час).

С ростом высоты полета будет происходить снижения температуры и давления воздуха на входе в камеру сгорания, а с ростом скорости полет (Мп) эти параметры будут повышаться. Соответствующим образом будут изменяться и характеристики камеры сгорания.

С увеличением высоты полета происходит сужение диапазона устойчивого горения. Особенно заметно снижаются значения атах. Так при Ротн=0,2 значении атах уменьшаются от ~28 на высота Н=0 до атах= 9 на высоте Н=15 км ( ТРД Мп=0,5; 71к0=15; Тл=1500 К; = 4000 кДж/(м3Па час)).

На переходных режимах условия работы камеры сгорания характеризуются более широким изменением коэффициента избытка воздуха по сравнению с установившимися режимами. Это может привести к срыву горения в камере. Особенно опасным с этой точки зрения является режим «сброса газа» (уменьшения тяги).

В первом приближении можно считать, что при резком уменьшении подачи топлива (увеличении значений ак) частота вращения ротора сохраняется постоянной, и рабочая точка двигателя смещается вниз от линии рабочих режимов по напорной ветви характеристики компрессора вниз. При этом будут уменьшаться значения температуры газа Тг и степень сжатия воздуха в компрессоре я'к. Более отчетливо эта закономерность проявляется, если использовать относительные значения параметров (см. рис.7) тг'етн^к/Лку, а'от„=ак/аку (яку, аку - значения лк и ак, соответствующие линии рабочих режимов при заданной величине ппр).

Рис.7 Изменение значений л'от„ в зависимости от а'отн. Мп=0,5 ; Н=0 ; Яко =15 ; Тк,=1500 К; ш=0.

- ппр=1, яку=15, аку =2,7;-----ппр=0,8 ,71^=5,7, ач=6,9.

Как видно (см. рис.7), с ростом а'отн значение п'^ сначала круто уменьшаются, (до а'0Тн ~2,5...3), а затем изменение к'тн становится весьма пологим. Соответственно я'ти будет изменяться и тяга двигателя. Например,

по приблизительным оценкам, при росте а'отн от 1 до 2,5...3 тяга двигателя уменьшается на 25...35%. Дальнейшее увеличение а'от„ в 2 раза приводит к снижению тяги всего на 7...8%. Таким образом чрезмерное снижение расхода топлива (увеличение а'отн сверх 2,0....2,5) может привести к срыву процесса горения без заметного снижения тяги двигателя, и поэтому является нецелесообразным.

Снижение величин т)г, которое может иметь место при сбросе оборотов на больших высотах полета не будет оказывать существенного влияния на работу двигателя, так как переходные режимы кратковременны, а регулируется двигатель, как правило, по фактической температуре газа.

При приемистости рабочая точка в предельном случае будет располагаться на границе помпажа. Расчеты при Н = 15км и М = 0,5 показали, что во всем диапазоне изменения ппр даже при этих неблагоприятных условиях для работы камеры значения г|г достаточно велики (т]г > 0,8) для обеспечения требуемого подогрева газа (ограничения по температуре не рассматривались). Угроза «богатого» срыва горения при этом отсутствует, так как значения ак =1.8... 1,9 превышают атт (ат1Г1 =1,0...1,2). Таким образом, можно считать, что характеристики камеры сгорания в состоянии обеспечить процесс приемистости практически во всем рассмотренном диапазоне высот и скоростей полета.

Приведенные данные показывают, что при разработке камеры сгорания для обоснованного выбора ее конструктивных параметров (например, объема жаровой трубы) и режимов испытаний необходим анализ условий ее работы в составе двигателя, которые зависят от его параметров рабочего процесса и условий эксплуатации.

Выводы

1. Впервые на основе учета неравномерности полей температур газа в выходном сечении получены полуэмпирические зависимости, позволяющие определять характеристики камеры сгорания современного типа по полноте сгорания топлива (полнотные характеристики) в зависимости от значений коэффициента избытка воздуха в камере и параметров потока на входе.

2. Для этого же типа камер сгорания получены полуэмпирические зависимости для определения срывных характеристик.

3. На основе полученных данных разработаны полуэмпирические математические модели полнотных и срывных характеристик, в которых используются относительные параметры, не связанные с конкретной размерностью камеры.

4. В результате расчетного анализа установлено, что данные модели адекватно отражают известные из практики исследования камер сгорания закономерности влияния параметров камеры сгорания на её полнотные и срывные характеристики.

5. Впервые выполненный анализ характеристик камеры при работе ее в составе газотурбинного двигателя показал что:

а) при дросселировании двигателя, а также при увеличении высоты полета может происходить снижение полноты сгорания топлива и диапазона устойчивого горения в камере, главным образом, вследствие уменьшения значений давления и температуры воздуха за компрессором;

б) при увеличении расчетной степени сжатия воздуха в компрессоре 71*0 и снижении теплонапряженности камеры сгорания увеличивается полнота сгорания топлива и диапазон устойчивого горения в камере на всех эксплуатационных режимах работы двигателя; в частности, при > 20...25 и при теплонапряженности камеры < 2000 (кДж/м3.час) в

{

условиях И = О, Мп = О значения г|г- близкие к 1, могут быть обеспечены на всех режимах работы двигателя от малого газа до взлетного режима;

в) при «сбросе» оборотов для предотвращения «бедного» срыва горения мгновенные значения ак не должны превышать больше чем в 2,...2,5 раза величины аку, соответствующие установившимся режимам; увеличение ак сверх указанных значений практически не будет влиять на переходный процесс двигателя;

г) при приемистости во всем диапазоне ппр в камере сгорания могут быть обеспечены требуемые подогревы газа и надежная устойчивость процесса горения.

Основные результаты диссертации отражены в работах:

1. Агульник А.Б, Онищик И.И, Тин Маунг Хтай. Полуэмпирические модели полнотных и срывных характеристик камеры сгорания ГТД // Вестник МАИ. 2009. Т. 16. №6. С. 74 - 81.

2. Агульник А.Б, Онищик И.И, Тин Маунг Хтай. Учет неравномерности температур газа в выходном сечении камер сгорания ГТД при обобщении их характеристик по полноте сгорания топлива // Авиационная техника. 2009. №1. С. 36 - 39.( Изв. высш. учеб. заведений)

3. Агульник А.Б, Онищик И.И, Тин Маунг Хтай. К обобщению характеристик по составу смеси камер сгорания ГТД. // Труды четвертый научно-практической конференции молодых ученых и специалистов «Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности», Москва, 2007 г. С.368 - 373.

4. Тин Маунг Тхей. Обобщение срывных характеристик камеры сгорания ГТД // Тезисы докладов XIII Всероссийской Межвузовской научно-технический конференции «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». Москва, 2008г. С.112-113.

СПИСОК ОБОЗНАЧЕНИИ ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. АНАЛИЗ ОПУБЛИКОВАННЫХ РАБОТ

Глава 2. АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК ПО ПОЛНОТЕ СГОРАНИЯ ТОПЛИВА (ПОЛНОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК) ОТСЕКА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГТД

Глава 3. АНАЛИЗ СРЫВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ОТСЕКА КАМЕРЫ 47 СГОРАНИЯ ГТД

Глава 4. ПОЛУЭМПИРИЧЕСКИЕ МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ 63 ПОЛНОТНЫХ И СРЫВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК И АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ПАРАМЕТРОВ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ НА ЕЁ ХАРАКТЕРИСТИКИ

4.1 Относительные параметры камеры сгорания

4.2 Математические модели характеристик камеры сгорания

4.2.1 Полнотные характеристики

4.2.2 Срывные характеристики

4.3 Влияние параметров камеры сгорания на ее 68 характеристики

Глава 5. АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ПРИ ЕЕ 81 РАБОТЕ В СОСТАВЕ ГТД

5.1 Методика расчета

5.2 Установившиеся режимы работы двигателя.

5.3 Переходные режимы работы двигателя.

ВЫВОДЫ

В составе турбореактивного двигателя основная камера сгорания сгорания работает в широком диапазоне изменения расходов воздуха и топлива, температуры и давления потока за компрессором двигателя. Эффективность работы камеры определяется большим количеством характеристик. Наиболее важными из них являются характеристики по полноте сгорания топлива (полнотные характеристики) и срывные характеристики, так как от них зависит топливная экономичность, выбросы загрязняющих веществ (СО и СН) и работаспособность двигателя. Полнотные характеристики камеры сгорания ~ это зависимости коэффициента полноты сгорания топлива rjr от расхода воздуха через камеру GK, его температуры Тк, давления рк и коэффициента избытка воздуха ак. Срывные характеристики - зависимости приведенной скорости воздуха на входе в камеру Хк от величины ак при срыве (прекращении) горения при различных значениях рк и Тк.

Исследованию камер сгорания посвящено большое количество работ. Важным результатом этих исследований является получившее широкое распространение использование параметра форсирования Kv камеры сгорания для обобщения данных по полноте сгорания топлива на основных рабочих режимах двигателя. Однако при этом не учитывается влияние изменения коэффициента избытка воздуха ак, которое может быть весьме значительным. Определение характеристик камер на основе анализа протекающих в них физико-химических процессов с использованием в том числе и математических моделей турбулентных течений высокого уровня является, по-видимому, перспективным, но пока не нашло широкого распространения.

Как правило, полнотные и срывные характеристики камер сгорания в настоящее время определяются экспериментально в ограниченном диапазоне изменения параметров. Поэтому является актуальной разработка полуэмпирических математических моделей, базирующихся на физических представлениях о закономерностях рабочего процесса камер и на анализе и обобщении результатов их экспериментальных исследований. Такие характеристики, несмотря на их приближенность, могут найти применение при расчетах характеристик двигателя в различных условиях эксплуатации.

Наряду с этим недостаточно изучены условия работы камер сгорания в составе двигателей, отличающихся расчетными значениями параметров рабочего процесса и эксплуатационными режимами. Проведение такого анализа для основных типов турбореактивных двигателей представляется актуальным, так как на его основе могут быть получены рекомендации по учету характеристик камер сгорания при расчетах двигателя, более обосновано сформулированы требования к характеристикам камер сгорания с точки зрения обеспечения эффективной работы двигателя, а также требования и рекомендации об условиях экспериментального определения этих характеристик.

Актуальность работы - При разработке турбореактивных двигателей необходимо знать характеристики узлов. Характеристики камеры сгорания определяются экспериментально, так как их рассчитать в настоящее время практически не возможно. Поэтому обобщение экспериментальных характеристик камер сгорания и разработка на этой основе их полуэмпирических математических моделей является актуальной задачей. Применение полученных моделей при расчетах двигателей позволит учесть влияние характеристик камеры на характеристики двигателя.

Актуальной задачей является также анализ эффективности работы камеры сгорания в составе двигателя при различных значениях параметров его рабочего процесса и условий эксплуатации. Результаты такого анализа позволят более обоснованно выбирать параметры камеры сгорания и условия экспериментальной проверки ее характеристик.

Цель работы - разработка методов расчета характеристик камер сгорания для повышения эффективности их работы по экономичности и устойчивости горения в системе двигателя.

Задачи работы

1. Анализ экспериментальных данных по полнотным и срывным характеристикам типичной современной камеры сгорания.

2. Разработка на этой основе полуэмпирических математических моделей полнотных и срывных характеристик камеры.

3. Анализ влияния параметров камер сгорания на их полнотные и срывные характеристики.

4. Анализ эффективности работы камеры в составе турбореактивных двигателей при различных значениях параметров их рабочего процесса и условий эксплуатации.

Научная новизна —

1. впервые на основе учета неравномерности полей температур газа в выходном сечении типичной современной камеры сгорания ТРД получены полуэмпирические зависимости, позволяющие определять величину коэффициента полноты сгорания топлива г|г при различных значениях коэффициента избытка воздуха и других определяющих параметрах;

2. впервые разработаны полуэмпирические математические модели полнотных и срывных характеристик камеры сгорания исследованного типа, применимые к камерам сгорания различной размерности вследствие использования в них относительных параметров;

3. впервые проведен анализ полноты сгорания топлива и устойчивости горения в камере для наиболее распространенных типов турбореактивных двигателей при различных режимах их работы.

Достоверность и обоснованность - результатов работы достигается тем, что в основе теоритических предпосылок лежит анализ наиболее важных результатов экспериментальных и теоретических исследований рабочего процесса камер сгорания ТРД. Положенные в основу разработанных математических моделей зависимости базируются на экспериментальных данных, полученных при различных значениях конструктивных характеристик камер и параметров режимов их испытаний. При анализе эффективности работы камеры в составе двигателя применяются широко используемые данные по ! характеристикам компрессоров и программы расчета на ЭВМ характеристик двигателей. 8 с i f

5 i 4

Практическое значение работы — состоит в том, что её результаты могут быть использованы при предварительных расчетах полнотных и срывных характеристик камер сгорания исследованного типа, при анализе влияния этих характеристик на параметры рабочего процесса турбореактивных двигателей, а также при разработке методов испытаний камер сгорания и при анализе их характеристик.

Апробация работы — Отдельные результаты работы докладывались на семинаре каф.201 МАИ, а также на следующих конференциях.

1. Доклад на 4-й научно практической конфренции молодых ученых и специалистов «Исследования и перспективыные разработки в авиационной промышленности», 2007 г.

2. Доклад на XIII Всероссийской Межвузовской научно-технический конференции «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». Москва, 2008г.

Автор защищает - полуэмпирические зависимости, позволяющие определять полнотные и срывные характеристики камеры сгорания исследованного типа; полуэмпирические математические модели этих характеристик; результаты расчетного исследования влияния параметров рабочего процесса и эксплуатационных режимов двигателя на характеристики камеры сгорания.

выводы

1. Впервые на основе учета неравномерности полей температур газа в выходном сечении получены полуэмпирические зависимости, позволяющие определять характеристики камеры сгорания современного типа по полноте сгорания топлива (полнотные характеристики) в зависимости от значений коэффициента избытка воздуха в камере и параметров потока на входе.

2. Для этого же типа камер сгорания получены полуэмпирические зависимости для определения срывных характеристик.

3.На основе полученных данных разработаны полуэмпирические математические модели полнотных и срывных характеристик, в которых используются относительные параметры, не связанные с конкретной размерностью камеры.

4. В результате расчетного анализа установлено, что данные модели адекватно отражают известные из практики исследования камер сгорания закономерности влияния параметров камеры сгорания на её полнотные и срывные характеристики.

5. Впервые выполненный анализ характеристик камеры при работе ее в составе газотурбинного двигателя показал что: а) при дросселировании двигателя, а также при увеличении высоты полета может происходить снижение полноты сгорания топлива и диапазона устойчивого горения в камере, главным образом, вследствие уменьшения значений давления и температуры воздуха за компрессором; б) при увеличении расчетной степени сжатия воздуха в компрессоре лк0 и снижении теплонапряженности камеры сгорания увеличивается полнота сгорания топлива и диапазон устойчивого горения в камере на всех эксплуатационных режимах работы двигателя; в частности, при 7tKo ^ 20.25 и при теплонапряженности камеры Qvp < 2000 (кДж/м .час) в условиях Н = 0, Мп = 0 значения г|Г) близкие к 1, могут быть обеспечены на всех режимах работы двигателя от малого газа до взлетного режима; в) при «сбросе» оборотов для предотвращения «бедного» срыва горения мгновенные значения ак не должны превышать больше чем в 2,.2,5 раза величины аку, соответствующие установившимся режимам; увеличение ак сверх указанных значений практически не будет влиять на переходный процесс двигателя; г) при приемистости во всем диапазоне ппр в камере сгорания могут быть обеспечены требуемые подогревы газа и надежная устойчивость процесса горения.

1. Дорошенко В.Е. О процессе горения в камере газотурбинного двигателя Т.2// Третье всесоюзное совещание по теории горения. М.: АН СССР, 1960. С.262 - 269.

2. Мингазов Б.Г. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. Конструкция, моделирование процессов и расчет. Учебное пособие. Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2004.220 с.

3. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Лукачев С.В., Ковылов Ю.Л., Резник В.Е., Цыбизов Ю.И. Некоторые вопросы проектирования авиационных газотурбинных двигателей. Самара : СНЦ РАН, 2002 . 527с.: ил.

4. Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД. М.: Мир, 1986. 566 с.

5. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник/ Бакулев В.И, Голубев В.А, Крылов Б.А и др.; под редакцией Сосунова В.А, Чепкина В.М — М.: Изд-во МАИ, 2003.-688 с.:ил.

6. Бортников М.Т. Стабилизация процесса горения в камерах сгорания. М.: Тр. ЦИАМ, №613,1974 г. 60 с.

7. Вахнеев С.Н., Келыпиман Е.А., Онищик И.И., Христофоров И.Л. Исследование механизма стабилизации процесса горения в горелках вихревого типа // Межвуз. сб. Горение в потоке, Казань, 1982 г. С 19 23.

8. Талантов А.В. Анализ условий стабилизации пламени на основе модели гомогенного реактора // Авиационная техника. №3. 1978. С. 92-99. (Изв. высш. учеб. заведений)

9. Онищик И.И. К расчету процесса горения в реакторе полного смешения // Авиационная техника №1, 1981. С. 29 33 (Изв. высш. учеб. заведений)

10. Вахнеев С.Н., Онищик И.И., Христофоров И.Л. Влияние расхода воздуха через фронтовое устройство на эжекцию вторичного воздуха в первичную зону камеры сгорания ГТД // Межвуз. сб. Процессы горения в потоке, Казань., 1984 г. С 10 15.

11. Варфоломеев В.С, Мингазов Б.Г,. Дехтяренко А.Д, Дятлов И.Н. Экспериментальное исследование стабилизации пламени в камере сгорания ГТД // Процессы в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей: Межвуз. сб. Казань: КАИ; 1986 г. С. 19 - 24.

12. Агульник А.Б, Онищик И.И, Тин Маунг Хтай. Учет неравномерности температур газа в выходном сечении камер сгорания ГТД при обобщении их характеристик по полноте сгорания топлива // Авиационная техника. 2009. №1. С. 36 39.( Изв. высш. учеб. заведений)

13. Колосков А.С., Онищик И.И. О распределении температур в однорядной системе поперечных струй // Горении в потоке: Межвуз. сб. Казан, авиац. ин-т, Казань, 1982 г. С 98 104.

14. Онищик И.И. Исследоване процесса смешения^ в модели смесителя кольцевой камеры сгорания. «Теплоэнергетика», №1, 1973 г. С 55 — 58.

15. Агульник А.Б, Бакулев В.И, Голубев В.А, Кравченко И.В, Крылов Б.А. Термогазодинамические расчеты и расчет характеристик авиационных ГТД. М.: Изд-во МАИ. 2002. С.256

16. Федоров Р.М, Фомин В.Н, Бутов A.M. Характеристики компрессоров. Альбом. ВВИА им.проф Н.Е.Жуковского, 1989 г. 167 с.

17. Пчелкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1984 г. 280 с.

18. Агульник А.Б, Онищик И.И, Тин Маунг Хтай. Полуэмпирические модели полнотных и срывных характеристик камеры сгорания ГТД // Вестник МАИ. 2009. Т. 16. №6. С. 74 81.

19. Талантов А.В. Горение в потоке. -М.: Машиностроение, 1978 г. 160 с.

20. Тин Маунг Тхей. Обобщение срывных характеристик камеры сгорания ГТД // Тезисы докладов XIII Всероссийской Межвузовской научно-технический конференции «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». Москва, 2008г. С.112-113.