автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Повышение надежности и обеспечение требуемого уровня дымления камеры сгорания ТРДДФ

УДК 629.7.036.7 На правах рукописи

Дьяченко Дмитрий Александрович

Повышение надежности и обеспечение требуемого уровня дымления камеры

сгорания ТРДДФ

Специальность: 05.07.05-Телловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

2 2 ОН/

2009

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2009

003480202

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

Научный руководитель:

- доктор технических наук, профессор Равикович Юрий Александрович

Официальные оппоненты:

- доктор технических наук,

профессор Рутовский Владимир Борисович - кандидат технических наук,

Блинник Борис Соломонович

Ведущая организация:

ТМКБ « Союз»

Защита состоится « 16 » ноября 2009г. в 13 час. 30 мин. на заседании диссертационного совета Д 212.125.08 при Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе д.4

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Автореферат разослан «_» октября 2009г.

Ученый секретарь диссертационного совета

д. т. н., профессор

Ю. В. Зуев

Общая характеристика работы

Актуальность темы.

В зарубежном авиадвигателестроении, несмотря на временный спад, вызванный сокращением финансирования, в долгосрочном плане, в течение ближайших десяти лет, прогнозируется значительный рост производства из-за возможного почти двукратного увеличения парка самолетов нового поколения. В России также в настоящее время активно ведутся научно-исследовательские и проектные работы по созданию новых, более совершенных, образцов авиационной технике в целом, и авиационных двигателей в частности. Это вызвано не только тем, что эта область науки и техники является концентрированным выражением современных высоких технологий, накопленных за десятилетия ее развития, но и которая может быть выгодно реализована как на внутреннем, так и на внешнем рынке.

На вооружении России в основном находятся самолеты с двигателями разработки. 80-х годов прошлого столетия: АЛ-31Ф, РД-33 и другие. Однако, с каждым годом всё более и более ужесточаются требования ко всем параметрам и характеристикам двигателей, которые могут быть удовлетворены только в результате широкомасштабных комплексных исследований, сочетающих решение задачи по проектированию критичных узлов двигателей нового поколения на таком техническом уровне, который бы не только обеспечивал конкурентоспособность нашей авиационной техники на мировом рынке, но и её превосходство как в настоящее время, так и на перспективу. Особенно это требование относится к характеристикам силовых установок, предназначенных для использования на летательных аппаратов, поскольку это связано с уровнем необходимой обороноспособности.

Поэтому данная работа, в которой рассматриваются конструктивные методы повышения надёжности, снижения заметности ТРДЦФ, связанное со снижением уровня дымления, улучшения характеристик запуска и всего процесса сгорания топлива в жаровой трубе, является актуальной и имеет важное практическое значение.

Цель диссертационной работы - модернизация жаровых труб для снижения уровня дымления из двигателя и повышения надежности камер сгорания в целом, а также аналитические исследования вариантов расположения, формы, количества и суммарной площади отверстий в зоне смешения жаровых труб на температурное поле за турбиной.

Научная новизна.

1. Представлен комплексный анализ различных конструкций камер сгорания с целью обеспечения требуемого уровня дымления, для чего рассмотрены гидравлические параметры, тепловое состояние, пусковые характеристики, неравномерность температурного поля за турбиной, прочностной надежности узлов и деталей камер сгорания, радиальных и осевых перемещений жаровых труб.

2. Внедрена работоспособная конструкция системы зажигания камеры сгорания на любых режимах работы двигателя и высотах полета.

3. Применен системный подход к достижению требуемой эгаоры температурного поля за турбиной низкого давления.

4. Произведена сравнительная оценка различных видов топливных коллекторов и жаровых труб на работу ГТД.

5. Произведен комплексный расчет различных по конструкции камер сгорания секционного типа для сравнительной оценки работы камеры сгорания в системе ГТД.

Достоверность результатов подтверждаются:

1. Согласованием расчетных и экспериментальных данных.

2. Комплексом проведенных автономных испытаний деталей и узлов исследуемых камер сгорания.

3. Обобщением большого объема данных на натурных стендах и экспериментальных установках.

4. Проверкой длительными стендовыми испытаниями по мероприятиям снижения дымления и повышения надежности камер сгорания двигателей РД-33 и РД-ЗЗМК.

5. Проверка мероприятий летными испытаниями.

6. Высокой степенью надежности системы измерений, сбора и обработки экспериментальной информации.

На защиту выносятся следующие положения:

1. Результаты сравнительного расчета модифицированной камеры сгорания секционного типа и параметрический анализ критических параметров, определяющих работоспособность и надежность работы двигателя.

2. Разработка модифицированной конструкции камеры сгорания с выносным топливным коллектором, характеризующейся повышенной уровнем надежности.

3.Результаты сравнительного исследования особенностей запуска модифицированной жаровой трубы камеры сгорания секционного типа.

4. Комплекс решений по достижению требуемой эпюры температур за камерой сгорания с заменой внутреннего коллектора на выносную форсунку.

5. Методика выбора оптимального профиля жаровой трубы и взаимоположения её с топливной форсункой.

6.Результаты динамических напряжений рабочих лопаток ТВД двигателя со штатной жаровой трубой с внутренним коллектором и с модифицированной жаровой трубой с выносным коллектором.

7.Анализ параметров исследования образование вредных примесей и исследования уровня дымления модернизированной жаровой трубы.

8. Результаты тензометрирования и термометрирования выносной топливной форсунки.

Практическая ценность работы. В результате проведенных работ:

1. Разработана методика доводки жаровых труб основных камер сгорания при установке выносной форсунки.

2.Проведен сравнительный параметрический анализ исходной и модифицированной жаровых труб.

3.Разработана в составе двигателя новая система зажигания, характеризующаяся розжигом камеры сгорания на любых высотах полета летательного аппарата.

4.Показано, что динамическая напряженность рабочих лопаток ТВД с модифицированной жаровой трубой ниже, чем в штатном варианте.

Личный вклад автора определяется:

1. Разработкой программы доводки камер сгорания по радиальной и окружной неравномерности температурного поля.

2. Анализом результатов расчетного исследования камер сгорания.

3. Представлением критериев и технических требований к двигателю с камерой сгорания секционного типа по достижению необходимого уровня дымлению на срезе сопла.

4. Анализом результатов термометрирования и тензометрирования выносной топливной форсунки.

5. Участием в экспериментальной отработке данных модифицированной системы зажигания двигателя.

Апробация работы и публикации.

Основные материалы и результаты диссертационной работы представлялись в докладах и публичных сообщениях на научно-технических конференциях Московского авиационного института, конференциях ОАО «Мотор Сич», на научно-исследовательских семинарах в ЦИАМ. Материалы диссертационной работы нашли свое отражение в 7 публикациях.

Структура и объем работы.

Диссертация состоит из введения, 6 глав, заключения, списка использованной литературы. Диссертация содержит 141 страницу, в том числе 73 рисунка, 7 таблиц и один эскиз. Список использованных источников содержит 102 наименование.

Основное содержание работы Во введении обосновывается актуальность темы диссертации, сформулированы цель и задачи работы, определен объект и объем предусматриваемых исследований. Проанализированы этапы модернизаций и совершенствований основных камер сгорания ТРДДФ. Рассмотрены особенности работы камер сгорания по первичной и промежуточной зонах горения, а так же по

зоне смешения. С целью снижения уровня дымления рассмотрены различные топливные форсунки и принципы их работы.

В первой главе представлены результаты сравнительного анализа конструкций штатной и модифицированной основных камер сгорания. Рассмотрены необходимые условия для горения топлива.

При проведении расчета камера сгорания по длине разбивается на несколько элементарных участков, на которых производится либо подвод воздуха через основные отверстия, либо через щели системы охлаждения, либо осуществляется поджатое сечения. В каждом сечении последовательно вызывается тот или иной блок, который рассчитывает параметры воздуха в кольцевых каналах и газа в жаровой трубе. Расчет начинается, с назначения, как первое приближение, расхода воздуха через фронтовое устройство и кольцевые каналы. По ходу расчета в цикле проверяется выполнение уравнения расходов в каждом сечении. В случае невыполнения уравнения расхода в сечении производится перераспределение между расходами воздуха в кольцевых каналах и жаровой трубе в первом сечении. Расчет заканчивается при удовлетворении уравнений расходов воздуха и газа в последнем сечении.

В заключении фиксируются величина гидравлических потерь в камере сгорания, а также распределение расходов воздуха, распределение температуры газа в жаровой трубе, давление в кольцевых каналах и жаровой трубе.

С использованием методики гидравлического расчета были проведены гидравлические расчеты штатной жаровой трубы и модифицированной жаровой трубы.

Проанализирована конструкция штатной и модифицированной жаровых труб. Основные отличия: жаровая труба (штатная компоновка) имеет 3 секции на наружной и 3 секции на внутренней стенках; высота щелей охлаждения 0,7-1,0 мм; длина секций 55-70мм; модифицированная жаровая труба имеет 7 секций длиной 2037 мм на наружной и внутренней стенках с высотой щели 2,5 мм.

Сравнение основных геометрических параметров и основных характеристик штатной жаровой трубы и модифицированной жаровой трубы показано в Таблице 1.

Таблица 1

Основные геометрические параметры и основные характеристики жаровых труб

Геометрические и режимные параметры Обозначения Значения параметров

Штатная Ж.Тр. Модифицированная Ж.Тр.

Длина жаровой трубы Ьж 0,223 м

Высота жаровой трубы нж 0,115м

Относительная длина ЖТ ^ж ! нж 1,95

Длина газосборника Ьг 0,09 м

Число форсунок пф 24

Площадь входного сечения Рк 0,0359 м2

Суммарная площадь отверстий щ 0,0403 м? 0,0512 V

Относительная площадь отверстий Щ ! Роен 1,12 1,43

Относительная площадь отверстий во фронт, устр. т^ф/ЕЕНа, 0,26 0,24

Относительная площадь отверстий охлаждения ^охл оси 0,306 0,362

Относительная скорость на входе в камеру к 0,306 0,306

Вес жаровой трубы 0К 17,4 кг 17,16 кг

Высота щелей охлаждения ы 0,7-1 мм 2,5 мм

Число секций ЖТ пс 3 7

Длина секций охлаждения ЖТ ^СЕКОХЛ 0,055-0,07 м 0,02-0,037 м

Гидравлические потери & 7,31% 5,2%

Полнота сгорания топлива на максимальном режиме Пг 0,99 0,99

На рис. 1-3 приведены распределения расходов воздуха, давлений в кольцевых каналах и в жаровой трубе, температуры газа и коэффициентов избытка воздуха для модифицированной камеры и штатной компоновке.

Исходная компоновка модернизированная жаровая труба

Рис.1 Изменение относительных расходов газа С7,/б0(1) в жаровой трубе и воздуха в наружном Сн Ю0 (2) и внутреннем вв/О0(3) кольцевых каналах.

р.Р^ »

рУ»."|2

рУ».'/2 0.25

Рис. 2 Изменение по длине жаровой трубы величин относительных перепадов давления в кольцевых каналах и в жаровой трубе.

0 3 0.4 0.5 OS 0.7 0.1 0.9 1 X/L« 0.3 0.4 0.9 0.8 0.7 0.8 0.9 1 ХЛ-«

Рис. 3 Изменение по длине жаровой трубы средней величины температуры газа Г, и коэффициента избытка воздуха ALF 1

Из рассмотрения графиков следует, что превышение давления в наружном и внутреннем кольцевых каналов над давлением во входном сечении у этих двух камер близки. Давление в жаровой трубе у них сильно отличается. Так для модифицированной камеры относительная разность (P'x-P'K)/(pKW'K)/2 составляет -0,5, а у штатной камеры сгорания (P'x-p'k)I(pkwk)12 составляет -1,25. Такое различие связано с потерями давления в камере сгорания штатной компоновке. Гидравлические потери у камеры сгорания исходной конструкции £.=7,31%, а у модифицированной камеры сгорания = 5,2%.

Для обоих вариантов выполнены расчеты по распределению температуры t,°C по обечайкам жаровой трубы, распределение радиальных перемещений, распределение окружных напряжений а0, кг /мм1 по обечайкам жаровой трубы, распределение осевых напряжений <гх,кг/ мм1, распределение радиальных напряжений а „кг! мм1, распределение запасов прочности. В результате показано, что максимальная температура стенок у модифицированной жаровой трубы приблизительно на 200°С ниже, чем у штатной жаровой трубы, максимальные перепады температур секций модифицированной жаровой трубы примерно в 2 раза меньше, что обусловлено более эффективной системой охлаждения модифицированной камеры. Минимальный запас прочности модифицированной жаровой трубы - 2,35, штатной жаровой трубы двигателя - 1,61. Прочностная

надежность и ресурс модифицированной жаровой трубы существенно выше, чем у штатной жаровой трубы.

Вторая глава посвящена исследованиям модифицированной жаровой трубы с выносным топливным коллектором. Приведены результаты испытаний замера температурного поля на двигателе со штатной и модифицированной жаровыми трубами и выносным топливным коллектором.

№ пояса

ТУ

// \

у/

/ /

N

\ I '

\ М I \ 1;

■ТУ

А - Результаты замера.

Рис. 4 Радиальная (а) и окружная эпюра (б) штатной жаровой трубы

ТУ

150 т'с

-ТУ

I I - Результаты замера.

Рис.5 Радиальная (а) и окружная эпюра (б) модернизированной жаровой трубы

Представлены результаты тензометрирования выносного топливного коллектора на двигателе. Для измерения переменных напряжений коллектор был препарирован проволочными тензорезисторами посредством цемента Ц-165-32А. Тензорезисторы работали в комплекте с аппаратурой УТТ-4.

Максимальный уровень вибрации при тензометрировании составил У=23мм/с при норме 40 мм/с. Максимальные переменные напряжения в наружном топливном коллекторе составили:

а) в 1-ом контуре коллектора Стмдх= 1 -=-3 кгс/мм2 и запас сопротивления усталости Ку>6,7-И0,0

б) во 2-ом контуре коллектора стмах= 1-5-1,:2кгс/мм2 и запас сопротивления усталости Ку>10,0

Приведены результаты термометрирования наружного топливного коллектора на двигателе. Термометрирование производилось на режимах от малого газа до максимального без подогрева воздуха на входе в двигатель (гвЛ. = 0...-4°С) и с подогревом (<и = 100...175°С). Регистрация температур производилась через 0,5... 1мин после выхода на режим. На рис. 6 представлена схема расположения термопар при термометрировании выносного топливного коллектора.

Максимальные температуры на режимах без подогрева воздуха на входе в двигатель были зафиксированы на максимальном режиме и составили: - участок подвода топлива к 1-му контуру - 82,8°С; -участок между форсунками 11 и 12 1-го контура-41,1 °С; -участок подвода топлива к 2-му контуру - 82,7°С; -участок между форсунками 10 и 11 2-го контура - 85,5°С;

Максимальные температуры на режиме с подогревом воздуха на входе в двигатель составили:

-участок подвода топлива к 1-му контуру - 228,5°С; -участок между форсунками 11 и 12 1-го контура - 328,0°С; -участок подвода топлива к 2-му контуру -113,0°С; -участок между форсунками 10 и 11 2 -го контура - 224,5°С.

Рис.6 Схема расположения термопар при термометрировании выносного топливного коллектора.

В третьей главе приведены сравнительные результаты испытаний усовершенствованной системы зажигания камеры сгорания с модифицированной жаровой трубой и со штатной жаровой трубой на камерном стенде. Полученные результаты проанализированы на основе теорий Льюиса и Эльбе, теория Фена, теория Янга, теория Света.

В четвертой главе проанализирована динамическая напряжённость рабочих лопаток САТВД двигателя ТРДЦФ со штатной жаровой трубой с внутренним коллектором и с модифицированной жаровой трубой с выносным коллектором. Известно, что резонансные колебания лопаток турбин возникают под воздействием переменных во времени сил, вызванных следующими факторами:

а) общей окружной неравномерностью потока газа и неравномерностью полей температур за камерой сгорания;

б) окружной неравномерностью полей давлений, преимущественно вызываемой вихревыми следами за кромками впереди стоящих сопловых лопаток;

в) турбулентными пульсациями потока газа, вызванных нестационарностью течения и процессов горения в камере сгорания.

При тензометрировании в исходной компоновке в рабочем диапазоне частот вращения от оборотов малого газа до максимала обнаружены резонансные колебания по 1-ой крутильной форме, вызываемые неравномерностью потока, создаваемой сопловым аппаратом ТВД и по 1-ой изгибной форме от общей окружной неравномерности газового потока

При тензометрировании со штатной жаровой трубой максимальные сту5"1** и

ПР

приведенные напряжения Су составили:

а) по первой крутильной форме: с7уМДХ =3,1кгс/мм2, Яу™ =4,3 кгс/мм2;

б) по первой изгибной форме: ауМАХ =2,6 кгс/мм2, оу1^ =2,8 кгс/мм2.

При тензометрировании с модифицированной камерой сгорания на двигателе максимальные ауМАХ и приведенные напряжения сту™ составили:

а) по первой крутильной форме: сгуМАХ =2,3 кгс/мм2, Су™ =2,6 кгс/мм2;

б) по первой изгибной форме: СТуМАХ =1,9кгс/мм2, стут> =2,3 кгс/мм2.

Резонансных колебаний с гармоникой, кратной числу форсунок = 24, не

обнаружено.

В петой главе рассматриваются результаты испытаний камеры сгорания с модифицированной жаровой трубой и выносным топливным коллектором на камерном стенде. Испытание проводилось при скорости воздуха на входе Х=0,29; температуре воздуха 150±20°С и коэффициенте избытка воздуха 2,5...2,8.

С этой целью в сечении, расположенном непосредственно перед завихрителями жаровой трубы, были установлены две гребенки полного напора и датчики статического давления на наружной стенке и вблизи внутренней стенки корпуса камеры сгорания (рис. 7). В связи с тем, что гребенки полного напора были установлены на фланцы топливных форсунок, измерения давлений проводились на режиме без подачи топлива в камеру сгорания. При этом параметры поступающего в камеру воздуха поддерживались близкими к реальным (Х,=0,29; 1Й=180-200°С).

Рис.7 Схема диффузора.

На рис. 8 представлено радиальное поле полных напоров, измеренное по двум образующим, расположенным под углами 82,5° по обе стороны от вертикали, и пересчитанные по этим измерениям радиальные поля скоростей потока. Как следует из представленных материалов, вблизи внутренней и наружной стенок входного диффузора, отклоненных от оси потока на 40° и 27°, соответственно, располагаются области отрыва потока от стенок канала, в которых скорость газа близка к нулю, а полное давление приближается к статическому. Радиальное поле скоростей потока, набегающего на жаровую трубу, характеризуется высокой неравномерностью.

Вероятной причиной указанной выше неравномерности радиального (а также и окружного) поля скорости потока на входе в камеру сгорания является отрыв потока газа от стенок диффузора в результате изменения диффузорного канала, вызванным выносным топливным коллектором.

В шестой главе рассматривается теория образования вредных примесей и исследования уровня дымления модернизированной и штатной жаровых труб. В связи с большим вниманием, уделяемым в последнее время проблеме экологической чистоты авиационных двигателей, одним из главных критериев, на который необходимо ориентироваться при проектировании камеры сгорания, является требование по обеспечению заданных норм на эмиссию вредных веществ. В соответствии с международными стандартами и отечественными правилами в настоящее время для авиационных ГТД нормируется эмиссия НС, СО, МОх и дыма. Нормируемым параметром эмиссии газообразных вредных веществ является условный валовой выброс каждого вещества, отнесенный к тяге двигателя на взлетном режиме.

В главе рассмотрены варианты образования окисей углерода, азота, несгоревших углеводородов, термической окиси азота, сверхравновесной окиси азота, выброса двуокиси азота. Также рассмотрены основные параметры на образования дыма: влияние свойств топлива, влияние давления, влияние температуры, влияние процесса подготовки топливовоздушной смеси, влияние размера капель топлива.

Сажа (или дым) может образовываться в любой части зоны горения, где имеется избыток топлива и скорость смешения недостаточна. Например, в случае центробежных форсунок основная сажеобразующая область располагается внутри факела распиливания. В этой области существует возвратное течение продуктов сгорания и локальные порции паров топлива оказываются окруженными высокотемпературными газами с дефицитом кислорода. Большая часть сажи, образовавшейся в первичной зоне горения, сгорает затем в высокотемпературных областях ниже по потоку. Экспериментально установлено, что на образование сажи оказывают влияние свойства топлива, давление и температура воздуха в камере

сгорания, коэффициент избытка воздуха, качество распиливания топлива и способ подачи топлива в камеру сгорания. Так, склонность к сажеобразованию возрастает при уменьшении содержания в топливе водорода, а также при повышении концентрации в топливе полициклических ароматических углеводородов.

С увеличением давления в камере сгорания сажеобразование существенно возрастает. Связано это с тем, что расширяются пределы горения и сажа начинает образовываться в тех областях, где при низких давлениях эти области были бы слишком забогащенными для горения. Кроме этого, повышенное давление ускоряет химические реакции и тем самым приводит к более раннему инициированию горения и к увеличению доли топлива, сгорающего в переобогащенных областях.

Увеличение температуры воздуха на входе в камеру сгорания чаще всего приводит к усилению сажеобразования, особенно при наличии забогащенных зон. Повышение температуры газа на выходе из камеры уменьшает сажеобразование благодаря увеличению области выгорания сажи в зоне смешения.

Сущность определения дымности заключается в следующем: определенное количество выхлопных газов двигателя, отобранное специальным газоотборником, пропускается через бумажный фильтр, на котором осаживается частицы сажи, являющиеся продуктом неполного сгорания углеводородного топлива. Затем с помощью фотометра определяется коэффициент отражения от образовавшегося пятна на фильтре.

К№ - коэффициент отражения пробы.

- коэффициент отражения чистого фильтра.

Определение измеренной дымности по формуле:

К,у

Определение массы проб дымности по формуле:

т1 = 3,42*10 ——— (г/см2) Т* Е

где: Р - давление газа перед газовым счетчиком. Т- температура газа перед газовым счетчиком.

V - объем пробы газа прошедший через газовый счетчик. ^ - площадь сажевого пятна фильтрующего элемента. Определение дымности изделия с учетом температуры на входе в изделие:

=Д™+0,38(7-^-288)

Рис.7 Сравнительные испытания модернизированной жаровой трубы Д и штатной жаровой трубы в составе изделия по уровню дымления.

Заключение.

В работе были рассмотрены жаровые трубы, из которых модифицированная жаровая труба рекомендована на двигатель РД-33 и его модификации. В работе приведены основные параметры модифицированной жаровой трубы с выносным коллектором и существующих жаровых труб.

Приведен основной принцип, которому следует придерживаться при доводке существующих жаровых труб и разработке новых камер сгорания.

В результате сравнительного анализа штатной жаровой трубы и модифицированной жаровой трубы, основанного на расчетных, экспериментальных и эксплуатационных данных можно сделать следующие выводы.

1. Максимальная температура стенок модернизированной жаровой трубы приблизительно на 200°С ниже, чем у штатной жаровой трубы, максимальные перепады температур секций модифицированной жаровой трубы примерно в 2

раза меньше, чем в штатной компоновке, что обусловлено более эффективной системой охлаждения модифицированной камеры. Минимальный запас прочности модифицированной жаровой трубы -2,35, штатной жаровой трубы- 1,61. Прогнозируемые прочностная надежность и ресурс модифицированной жаровой трубы существенно выше, чем у штатной жаровой трубы.

2. В модифицированной жаровой трубе до введения системы зажигания большей мощности иногда наблюдался запуск двигателя «хлопком», с новой системой зажигания камеры сгорания этот дефект устранен.

3. Уровень переменных напряжений в рабочих лопатках турбины высокого давления с модернизированной камерой сгораний и выносным коллектором на двигателе не превышает уровня переменных напряжений в лопатках ТВД двигателя со штатной жаровой трубой.

4. Гидравлические потери у камеры сгорания исходной конструкции =7,31%, а у модифицированной камеры сгорания = 5,2%.

5. Штатная жаровая труба имеет большую неравномерность температурного поля на выходе из камеры, что отрицательно влияет на работоспособность турбины.

6. При тензометрировании рабочих лопаток САТВД со штатной жаровой трубой максимальные crvMAX и приведенные напряжения ov™ составили:

а) по первой крутильной форме: стуМАХ =3,1 кгс/мм2, Сту™ =4,3 кгс/мм2;

б) по первой изгибной форме: avMAX =2,6 кгс/мм2, GVm' =2,8 кгс/мм2.

При тензометрировании рабочих лопаток САТВД с модифицированной камерой

МАХ ПР

сгорания на двигателе максимальные trv и приведенные напряжения crv составили:

а) по первой крутильной форме: crvMAX =2,3 кгс/мм2, о,уПР =2,6 кгс/мм2;

б) по первой изгибной форме: avMAX =1,9кгс/мм2, avnP =2,3 кгс/мм2.

Резонансных колебаний с гармоникой, кратной числу форсунок =24, не

обнаружено.

7. Усовершенствованная система зажигания позволяет на всех режимах работы обеспечивать безотказный запуск двигателя.

8. Рассмотрена теория образования вредных примесей и проведено исследование уровня дымления модернизированной жаровой трубы. Уровень дымления модернизированной жаровой трубы гораздо ниже штатной и находится в нормах ИКАО. После положительных результатов летных испытаний модернизированной жаровой трубы с выносным топливным коллектором данная компоновка внедряется в серийное производство на двигателях РД-33, РД-ЗЗМК и РД-93.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах:

Дьяченко Д.А. Разработка выносного топливного коллектора для основной камеры сгорания. Научно-техническая конференция «Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений». Тезисы докладов,- М.: РГАТА. 2006г.

Дьяченко Д.А. Влияние конструктивных параметров зоны смешения кольцевой камеры сгорания ГТД на неравномерность полей температур в выходном сечении. 5-я международная конференция «Авиация и космонавтика-2006». Тезисы докладов,- М.: Изд-во МАИ. 2006г.

Дьяченко Д. А. Применение компьютерных технологий в разработке бездымной жаровой трубы и сравнительная оценка её со штатной компоновкой жаровой трубы двигателя РД-33. 9-й Всероссийский конкурс «Компьютерный инжиниринг. Конструкторские, технологические, программные и информационные разработки молодых специалистов». Размещено на сайте www.nicask.ru. 2007г.

Дьяченко Д. А., Тверитин А. Л. Разработка камеры сгорания повышенной надежности для двигателя РД-33 и его модификаций. Международная научно-техническая конференция молодых специалистов авиамоторостроительной отрасли - ОАО «Мотор Сич». Тезисы докладов. Запорожье, 2007г.

Дьяченко Д. А. Влияние различных вариантов топливных коллекторов основной камеры сгорания двигателя РД-33 на уровень дымления. 6-я международная конференция «Авиация и космонавтика-2007». Тезисы докладов,-М.: Изд-во МАИ. 2007г.

Дьяченко Д.А. Влияние конструктивных параметров зоны смешения кольцевой камеры сгорания ГТД на неравномерность полей температур на выходе из камеры сгорания. Вестник МАИ. Т.15№3.2008г.

Дьяченко Д.А. Анализ равномерности распределения топлива по форсункам топливного коллектора и ее корреляция с полем Т4. 2-я Международная научно-техническая конференция молодых специалистов авиамоторостроительной отрасли - ОАО «Мотор Сич». Тезисы докладов. Запорожье, 2008г.

Введение. Актуальность темы. Постановка задачи.стр

Глава 1. Сравнительный анализ конструкций вариантов камер сгорания с внутренним топливным коллектором.стрЮ

1.1 Основные понятия и определения.стрЮ

1.2 Анализ конструкций исследуемых камер сгорания.стр.

1.2.1 Выбор схемы камеры сгорания.стр.

1.2.2 Параметры, выбираемые для проектирования камер сгорания.стр.

1.2.3 Анализ вариантов проектируемых камер сгорания и порядок расчета.стр.

1.3 Гидравлический расчет камеры сгорания.стр.

1.4 Тепловое состояние стенок жаровой трубы сравниваемых камер сгорания.стр.

1.5 Оценка основных характеристик камер сгорания.стр.

1.6 Результаты расчёта НДС жаровых труб и оценка статической прочности и циклической долговечности.стр.

Глава 2. Схемы камер сгорания с наружным топливным коллектором.стр.

2.1 Результаты испытаний камеры сгорания с выносным топливным коллектором. Результаты замера температурного поля.стр.

2.2 Результаты тензометрирования наружного топливного коллектора на двигателе.стр.

2.3 Результаты термометрирования наружного топливного коллектора на двигателе со штатной жаровой трубой.стр.

2.4 Результаты термометрирования штатной жаровой трубы с наружным топливным коллектором на двигателе.стр.

Глава 3. Особенности работы двигателя с различными системами зажигания. 3.1 Усовершенствование системы зажигания камеры сгорания с модифицированной жаровой трубой на камерном стенде.стр.

3.1.1 Основные положения механизма воспламенения топливовоздушной смеси.стр.

3.1.2 Анализ существующих теорий воспламенения.стр.

3.1.3 Объект, методика испытаний. Результаты испытания.стр.

Глава 4. Анализ изменений динамической напряжённости рабочих лопаток турбины высокого давления с вариантами конструкций жаровой трубы.стр.

4.1. Анализ возбуждающих сил.стр.

4.2 Частотные характеристики и демпфирование колебаний лопаток.стр.

4.3 Результаты тензометрирования.стр.

Глава 5. Исследование температурного поля модифицированной камеры сгорания на камерном стенде.стр.

5.1 Результаты испытаний камеры сгорания с модифицированной жаровой трубой и выносным топливным коллектором на двигателе.стр.

5.2 Результаты испытания на камерном стенде.стр.108'

Глава 6. Экспериментальные исследования камер сгорания по образованию вредных примесей и уровню дымления модернизированной жаровой трубы высокоманевренного летательного аппарата.стр.

6.1 Проектирование на заданную эмиссию.стр.

6.2 Экспериментальная доводка камер сгорания.стр.

6.3 Анализ результатов исследования.стр.

6.4 Сравнительные испытания.модернизированной жаровой трубой и жаровой трубы двигателя РД-ЗЗМК в составе изделия.стр.

6.5 Описание экспериментальной установки.стр.

В течение последних сорока лет хотя и постепенно, но непрерывно продолжался процесс совершенствования камер сгорания. j Тот факт, что многие камеры сгорания ГТД, находящиеся сейчас в эксплуатации, сходны по размерам, форме и общему виду с теми, которые разрабатывались много лет назад, не следует рассматривать как свидетельство недостаточного прогресса в этой области. Близкое внешнее сходство камер сгорания ГТД различных поколений обусловлено, в j основном, требованием, чтобы их габариты — длина и площадь поперечного сечения — укладывались в заданные пределы,, связанные с размерами

• других основных узлов двигателя, а также требованиями снижения до минимума потерь полного давления в диффузоре и обеспечения устойчивого горения в широком диапазоне изменения отношения топливо/воздух. Несмотря на усложнение условий работы — повышение рабочих давлений,

I температур и скоростей воздуха при входе, — камеры сгорания современных I

J ГТД по-прежнему имеют близкую к 100 % полноту сгорания топлива во всем а диапазоне рабочих режимов, при меньших потерях полного давления, сниженном уровне выброса вредных продуктов сгорания и при ресурсах, превышающих ресурсы многих других узлов двигателя.

Однако стремление к дальнейшему совершенствованию конструкции камер сгорания проявляется в настоящее время даже в большей степени, ^ чем прежде. Разработка новых схем и конструкций необходима по-прежнему

S, хотя бы для того, чтобы удовлетворять все более возрастающим требованиям 5 к выбросу вредных веществ, а также к использованию в двигателях топлив ухудшенного качества. Выдвижение этих дополнительных условий г не сопровождается, однако, каким-либо ослаблением традиционных требований к ресурсу, полям температуры и высотному запуску. 1

Фактически, в связи с необходимостью повышения температур в горячей ч

I части двигателей, эти традиционные требования, за исключением высотности запуска, все более ужесточаются. С другой стороны, v J i требования к высотному запуску изменились за это время очень мало; до введения ограничений на выбросы вредных веществ именно они определяли наиболее форсированный режим, по которому выбирались размеры (объем) камеры сгорания. Однако требования к полноте сгорания топлива, которые выдвигаются в связи с законами о защите окружающей среды, подразумевают, по существу, увеличение степени форсирования на режиме малого газа. В тех довольно частых случаях, когда условия^ на режиме малого газа становятся более тяжелыми, чем на режиме высотного запуска, выбор размеров камеры приходится производить, исходя из ограничений по выбросам вредных веществ. Помимо этих требований, налагаемых извне, существует также внутренняя необходимость в улучшении характеристик камер сгорания, обусловленная развитием и совершенствованием других узлов двигателя. По-прежнему, очевидно, сохранит свою важность требование уменьшения размеров и массы камер. Чрезвычайно, большие ресурсы, которые имел» некоторые камеры сгорания, сконструированные в начале 90-х гг., будет трудно превзойти при повышенных значениях рабочих температур, хотя* в новых камерах используются более совершенные материалы и методы охлаждения. Настоятельная необходимость в улучшении таких характеристик двигателя, как его удельная масса и удельный расход топлива, требуют повышения температуры газа перед турбиной и большего, чем в настоящее время, соответствия фактического и расчетного полей температуры газа перед турбиной.

В будущем все возрастающую роль, по-видимому, будут играть требования более высокой надежности, большей долговечности* и меньших производственных и эксплуатационных затрат.

Выбор схемы и конкретного типа камеры сгорания определяется- в основном требованиями к двигателю, однако в немалой степени зависит также от размеров отведенного для камеры пространства, которое необходимо использовать с максимальной эффективностью.

Основное внимание уделяется компактности камер сгорания, высокой надежности, экономичности, пусковым свойствам и снижению вредных выбросов. [2,4,25,46]

Актуальность темы.

В зарубежном авиадвигателестроении, несмотря на временный спад, вызванный сокращением финансирования, в долгосрочном плане, в течение ближайших десяти лет, прогнозируется значительный рост производства из-за возможного почти двукратного увеличения парка самолетов нового поколения. В России также в настоящее время активно ведутся-научно-исследовательские и проектные работы по созданию новых, более совершенных, образцов авиационной технике в целом, и авиационных двигателей в частности. Это вызвано не только тем, что эта область науки и техники является концентрированным выражением современных высоких технологий, накопленных за десятилетия ее развития, но и которая может быть выгодно реализована как на внутреннем, так и на внешнем рынке. С каждым годом все более и более ужесточаются требования ко всем параметрам и характеристикам двигателей, которые могут быть удовлетворены только в результате широкомасштабных комплексных исследований, сочетающих решение задачи по проектированию критичных узлов двигателей нового поколения на таком техническом уровне, который бы не только обеспечивал конкурентоспособность нашей авиационной техники на мировом рынке, но и её превосходство как в настоящее время, так и на перспективу. Особенно это требование относится к характеристикам силовых установок, предназначенных для использования на военных ЛА, поскольку это связано с уровнем необходимой обороноспособности. Поэтому данная работа, в которой рассматриваются конструктивные методы повышения надёжности, снижения заметности военных ТРДДФ, связанное со снижением уровня дымления, улучшения характеристик запуска и всего процесса сгорания топлива в жаровой трубе, является актуальной и имеет важное практическое значение.

Цель диссертационной работы — модернизация жаровых труб для снижения; уровня? дымления- из двигателя* и повышения надежности камер сгорания; в\ целом, а. также аналитические исследования? вариантов расположения,4 формы, количества и суммарной; площади отверстий в зоне смешения жаровых труб на температурное поле за турбиной.

Научная новизна.

1. Представлен комплексный анализ различных конструкций камер сгорания с целью обеспечениям требуемого уровня» дымления, для чего рассмотрены гидравлические параметры, тепловое; состояние;, пусковые характеристики; неравномерность температурного:- поля за турбиной, прочностной надежности! узлов и деталей камер сгорания; радиальных и осевых перемещений жаровых ipy6.

21 Внедрена работоспособная конструкция системы зажигания камеры сгорания на любых режимах работы двигателя и высотах полета.

31;. Применен системный; подход к достижению- требуемой эпюры температурного поля за турбиной низкого давления.

4. Произведена сравнительная; оценка различных видов» топливных: коллекторов и жаровых труб на работу ГТД;

5. Произведен комплексный; расчет различных по конструкции камер сгорания;секционного типа для сравнительной оценки работы камеры сгорания в системе ГТД.

Достоверность результатов подтверждаются:

Г. Согласованием расчетных и экспериментальных данных.

2. Комплексом проведенных автономных испытаний деталей и узлов исследуемых камер сгорания:

3. Обобщением большого объема данных на натурных стендах и экспериментальных установках.

4; Проверкой: длительными стендовыми; испытаниями: по мероприятиям снижения дымления и повышения надежности камер сгорания^ двигателей РД-33 и РД-ЗЗМК.

5. Проверка летными испытаниями указанных мероприятий.

6. Высокой" степенью надежности системы измерений, сбора и обработки экспериментальной информации.

На защиту выносятся следующие положения:

1. Результаты сравнительного расчета модифицированной камеры сгорания секционного типа- т параметрический анализ; критических параметров, определяющих работоспособность и надежность работы двигателя.

2. Разработка модифицированной конструкциигкамеры сгорания с выносным^ топливным; коллектором; характеризующейся повышенной» уровнем, надежности.

3 .Результаты сравнительного исследования? особенностей/ запуска модифицированной?жаровой трубы камеры сгорания секционного типа. v

Предлагаетсяi комплекс решений по достижению требуемой- эпюры температур за камерой? сгорания: с заменой; внутреннего коллектора- на выносную форсунку.

5.Методика выбора оптимального профиля, жаровой трубы и, взаимоположения её с топливной форсункой. .

6.Возможные сферы применения и преимущества использования модифицированных камер сгорания.

7.Результаты динамических напряжений рабочих лопаток ТВД двигателя со штатной жаровой трубой с внутренним коллектором и с модифицированной жаровой трубой с выноснымколлектором.

8.Анализ параметров- исследования, образование вредных примесей и исследования уровня дымления модернизированной жаровой трубы.

9.Выводы об обеспечении: тензометрирования и термометрирования выносной топливной форсунки.

Практическая ценность работы. В результате проведенных работ::

1. Разработана методика доводки жаровых труб основных камер сгорания при установке выносной форсунки.

2. Проведен сравнительный параметрический анализ исходной и модифицированной жаровых труб.

3. Разработана в составе двигателя новая система зажигания, характеризующаяся розжигом камеры сгорания на любых высотах полета летательного аппарата.

4. Показано, что динамическая напряженность рабочих лопаток ТВД с модифицированной жаровой трубой ниже, чем в штатном варианте.

Заключение

В работе было рассмотрено варианты жаровых труб, из которых модифицированная жаровая труба, имеющая предпочтительные характеристики рекомендована для двигателя РД-33 и его модификаций. В работе приведены основные параметры и характеристики жаровой трубы с выносным коллектором.

Приведен основной принцип, которому следует придерживаться при доводки существующих жаровых труб и разработке новых камер сгорания.

В результате сравнительного анализа жаровой трубы двигателя РД-ЗЗМК и жаровой трубы рекомендованной конструкции, основанной на расчетных, экспериментальных и эксплуатационных данных ОАО «ММП им. В. В. Чернышева», ФГУП «Завод им. В. Я. Климова», ТМКБ «Союз» и ЦИАМ им. П. И. Баранова, можно сделать следующие выводы.

1. Максимальная температура стенок у модифицированной жаровой трубы приблизительно на 200°С ниже, чем у жаровой трубы двигателя РД-ЗЗМК, максимальные перепады температур секций модифицированной жаровой трубы примерно в 2 раза меньше, чем у жаровой трубы двигателя-РД-ЗЗМК, что обусловлено более эффективной системой охлаждения модифицированной камеры. Минимальный запас прочности сравниваемых жаровых труб: модифицированная жаровая труба-2,35, жаровая труба двигателя РД-ЗЗМК-1,61. Прогнозируемые прочностная надежность и ресурс модифицированной жаровой трубы существенно выше, чем у трехсекционной жаровой трубы.

2. В модифицированной жаровой трубе иногда наблюдался запуск двигателя «хлопком», с новой системой зажигания камеры сгорания этот недостаток устранен. Причины задержки или отсутствие воспламенения топлива в камере сгорания до конца не определены.

3. Уровень переменных напряжений в рабочих лопатках ТВД с модернизированной камерой сгораний и выносным коллектором на двигателе

РД-ЗЗМК не превышает уровня переменных напряжений в лопатках ТВД двигателя РД-33 со штатной жаровой трубой.

4. Потери полного давления в жаровой трубе двигателя РД-ЗЗМК - 7,5%, в модифицированной существенно меньше - 4,6%.

5. Жаровая труба двигателя РД-ЗЗМК имеет большую неравномерность температурного поля на выходе из камеры, что отрицательно влияет на работоспособность турбины.

6. При тензометрировании максимальные переменные напряжения в наружном топливном коллекторе составили: а) в 1-ом контуре коллектора аМАХ =1,0-н 3,0кгс/мм2 и запас сопротивления усталости Ку > 6,7 -ПО,О, б) во 2-ом контуре коллектора аМАХ =1,0 * \,2кгс/мм2 и запас сопротивления усталости Ку >10,0

7. Усовершенствованная система зажигания позволяет на всех режимах работы обеспечивать безотказный запуск двигателя.

8. Рассмотрена теория образования вредных примесей и проведено исследование уровня дымления модернизированной жаровой трубы и трубы РД-ЗЗМК. Уровень дымления модернизированной жаровой трубы гораздо ниже штатной и находится в нормах ИКАО. После положительных результатов летных испытаний модернизированной жаровой трубы с выносным топливным коллектором данную компоновку можно внедрять в серийное производство на двигателях РД-33, РД-ЗЗМК и РД-93.

1. Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД. Пер. с англ.- М.: Мир,1986г.

2. Дятлов И. Н. Распиливание топлива в камерах сгорания газотурбинных двигателей. Казань: КАИ, 1980г.

3. Кистьянц JI. К., Мейлихов М. Е., Жариков В. А., Михайловский В. Н. Использование моторных топлив в газовых турбинах. М.: Машиностроение, 1978г.

4. Канило П. М. Токсичность ГТД и перспективы применения водорода. Киев: 1982г.

5. Нарежный Э. Г., Сударев А. В. Камеры сгорания судовых газотурбинных установок. JL: Судостроение, 1973г.

6. Дитякин Ю. Ф., Клячко JI. А., Новиков Б. В., Ягодкин В. И. Распыливание жидкостей. М.: Машиностроение, 1977г.

7. Сжигание тяжелых жидких топлив в камерах сгорания ТТУ. М.: НИИЭинформэнергомаш, 1980г.

8. Сторожук Я. П. Камеры сгорания стационарных газотурбинных и парогазовых установок. Л.: Машиностроение, 1978г.

9. Талантов А. В. Горение в потоке. М.: Машиностроение, 1978г.

10. Бакулев В. И. Теория и расчет ГРД М.: МАИ. 1982г.

11. Христич В. А., Тумановский А. Г. ГТУ и охрана окружающей среды. Киев, 1983г.

12. Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1984г.

13. Гаусорн В., Уиделл Д., Хоттел Г. Смешивание и горение в турбулентных газовых струях. М.: ИЛ, 1953г.

14. Патнем А., Дженсен Р. Применение безразмерных критериев к явлениям проскока и другим явлениям горения. М.: ИЛ, 1953г.

15. Шолфилд Д., Гарсайд Дж. Структура и устойчивость диффузионных пламен. М.: ИЛ, 1953г.

16. Иост В. Взрывы и горение в газах. М.: ИЛ, 1952г.

17. Льюис Б., Эльбе Г. Горение, пламя и взрывы в газах. —М.: ИЛ, 1948г.

18. Сполдинг Д. Б. Основы теории горения. М ИЛ.: Госэнергоиздат,1959г.

19. Вулис Л. А. Тепловой режим горения. М.: Госэнергоиздат, 1954г.

20. Вильяме Ф. А. Теория горения. М.: Наука, 1971г.

21. Вейнберг Ф. Дж. Первая половина миллиона лет исследования горения и современные проблемы. М.: Машиностроение, 1981г.

22. Лонгвелл Дж., Шеневи Дж., Кларк В., Фрост Е. Устойчивость пламени в высокоскоростном газовом потоке. М.: ИЛ, 1953г.

23. Вильяме Г., Хоттел Г., Скарлок А. Стабилизация и распространение пламени в газовом потоке большой скорости. М.: ИЛ, 1953г.

24. Гольдштейн С. Современное состояние аэрогидромеханики вязкой жидкости. М.: ИЛ, 1948г.

25. Сполдинг Д. Б. Основы теории горения. М Л.: Госэнергоиздат, 1959г.

26. Патнем А., Дженсен Р. Применение безразмерных критериев к явлениям проскока и другим явлениям горения. М.: ИЛ, 1953г.

27. Лонгвелл Дж. Стабилизация пламени телами плохообтекаемой формы и турбулентные пламена в каналах. М.: Оборонгиз, 1958г.

28. Льюис Б., Эльбе Г. Горение, пламя и взрывы в газах. М.: ИЛ, 1948г.

29. Хитрин Л. Н. Физика горения и взрыва. Изд. МГУ, 1957г.

30. Кнорре Г. Ф. Топочные процессы. Госэнергоиздат, 1951г.

31. Арсеев А. В. Сжигание газов. Металлургиздат, 1952г.

32. Ракипова X. А., Трошин Я. К. и Щелкин К. И. Измерение нормальных скоростей пламени ацетилено-кислородных смесей. Том. XVII, вып. XII, 1947г.

33. Налбандян А. Б., Воеводский В. В. Механизм окисления и горения водорода. М., Изд. АН СССР, 1949г.

34. Ваничев А. П. Термодинамический расчет горения и истечения в области высоких температур. Изд. БНТ, 1947г.

35. Зельдович Я. Б., Полярный А. М. Расчеты тепловых процессов при высокой температуре. Изд. БНТ, 1947г.

36. Иост В. Взрывы и горение в газах. М.: ИЛ, 1952г.

37. Михайлов А. И., Горбунов Г. М., Борисов В. В., Квасников JI. А., Марков Н. И. Рабочий процесс и расчет камер сгорания газотурбинных двигателей. Оборонгиз, 1959г.

38. Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В. Теоретическая гидромеханика, ч. 1. Гостехиздат, 1948г.

39. Алабин М. А., Кац К. М., Литвинов Ю. А. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение. 1968г.

40. Егоров И.В., Карасев В.А., Максимов В.П. Измерение, обработка и анализ быстропеременных процессов. М.: Машиностроение, 1987г.

41. Биргер И. А., Шорр Б. Ф., Иосилевич Г. Б. Расчет на прочность деталей машин. М.: Машиностроение, 1979г.

42. Деменченок В. П. и др. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1979г.

43. Копелев С. 3. Проектирование проточной части турбин авиационныхдвигателей. М.: Машиностроение, 1984г.

44. Никитин Ю. М. Конструирование элементов деталей и узлов авиадвигателей. М.: Машиностроение, 1968г.

45. Хронин Д. В. Основы автоматизированного проектирования двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1984г.

46. Пономарев Б. А. Двухконтурные турбореактивные двигатели. М.: Воениздат, 1973г.

47. Пономарев Б. А. Настоящее и будущее авиационных двигателей. М.: Воениздат, 1982г.

48. Биргер И. А., Котерова Н. И. Расчет на прочность авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1984г.

49. Скубачевский Г. С. Авиационные ГТД, конструкция и расчетдеталей. М.: Машиностроение, 1981г.

50. Хронин Д. В. Колебания в двигателях летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1980г.

51. Иноземцев Н. В. Авиационные газотурбинные двигатели. Оборонгиз, 1955г.

52. Физика и химия реактивного движения. Сборники 1, 2 и 3, ИЛ, 1949г.

53. Попов С. Г. Измерение воздушных потоков. ГИТТЛ, 1947г.

54. Самойлович Г.С. Возбуждение колебаний лопаток турбомашин. М.: Машиностроение, 1975г.

55. Рабочие материалы. Статистика по дефектам узла жаровая труба на ремонтных двигателях за 2003-2006 г. г.

56. Идельчик И. Е. Справочник по гидравлическим сопративлениям. М.: Машиностроение, 1975г.

57. Техническая справка №042.603.1165. Состояние работ по камере сгорания для двигателя РД-ЗЗМК. ФГУП «Завод им. В. Я. Климова», 2005г.

58. Рабочие материалы. Оценка температуры стенки жаровой трубы при стендовых испытаниях. ФГУП «Завод им. В. Я. Климова», 2005г.

59. Технический отчет №20.04.03.214. Проведенные работы по камере сгорания с пониженным уровнем дымления. ТМКБ «Союз», 2004г.

60. Технический отчет №20.99.03.233. Проведенные работы по камере сгорания с пониженным уровнем дымления. ТМКБ «Союз», 1999г.

61. Технический отчет №20.05.21.046. Наземные запуски двигателей РД-33 и РД-ЗЗМК с модифицированной системой зажигания. ТМКБ «Союз», 2005г.

62. И. И. Онищик, И. Л. Христофоров: Организация рабочего процесса и выбор параметров камеры сгорания турбореактивных двигателей. Москва, 1982г.

63. В. М. Янковский, Г. М. Шалаев, В. А. Сыченков. Основы автоматизированного проектирования камер сгорания газотурбинныхдвигателей. Казань, 1969г.

64. Д. С. Ковнер, И. И. Онищик, И. JI. Христофоров. Расчет и проектирование камер сгорания ВРД в САПР. МАИ, 1989г.

65. В. М. Ларионов, Р. Г. Зариков. Автоколебания газа в установках с горением. Казань, 2000г.

66. В. В. Глазков, М. Д. Гусева, Б. А. Жестков, В. П. Лукаш. Экономические системы охлаждения камер сгорания ГТД. Труды ЦИАМ №1025, 1982г.

67. И. И. Онищик, И. Л. Христофоров. Учебное пособие к лабораторным работам и практическим занятиям по расчету и характеристикам, камер сгорания ВРД. Москва, 1995г.

68. Хопкинс К. Н. Тенденции в конструировании камер сгорания ГТД. Авиационные и ракетные двигатели: РЖ. 1981г.

69. Брайер О. Перспективы развития двигателей для самолетов гражданской авиации. Авиационные и ракетные двигатели: РЖ.1981г.

70. Штугре С. С. Проблемы проектирования камер сгорания ГТД на 1980-е годы. Новое в зарубежном авиадвигателестроении. 1981г. : :

71. Горбунов Г. М. Выбор параметров и расчет основных камер сгорания ГТД. МАИ, 1972г.

72. Резник В.Е., Данильченко В.П., Болотин Н.Б. Проектный расчет камеры сгорания авиационного ГТД. Учеб. пособие. МАИ, 1982г.

73. Бакиров Ф. Г., Полещук И. 3., Шайхутдинов 3. Г. Образование, выброс сажи и токсичных продуктов в камерах сгорания авиационных двигателей. Уфа, 1983г.

74. Грига А. Д. Расчет камер сгорания ВРД. Учеб. пособие. Харьков. 1985г.

75. Хронин Д. В., Баулин В. И., Кирпикин Ю.П., Леонтьев М. И. Основы автоматизированного проектирования двигателей летательных аппаратов. М: Машиностроение, 1984г.

76. Системы автоматизированного проектирования. Под ред. И. П. Норенкова. Высш. шк., 1986г.

77. Солнцев Р. И. Основы автоматизации проектирования гироскопических систем. М.: Высш. шк. 1985г.

78. Закгейм А. Ю. Введение в моделирование химико-технологических процессов. М: Химия, 1982г.

79. Перлмутер Д. Устойчивость химических реакторов. Химия, 1976г.

80. Свитенбенк, Полл, Винкент, Райт. Принципы расчета камер сгорания. Сборник статей по смешению газовых потоков при наличии химических реакций. ЦИАМ, 1977г.

81. Щетников Е. С. Физика горения газов. М.: Наука, 1965г.

82. Вино градов Н. С. Основы рабочего процесса, параметры и характеристики современных камер сгорания ГТД. Под ред. Б. П Лебедева. ЦИАМ, 1954г.

83. Глазков В. В., Гусева М. Д., Жестков Б. А, Лукаш В. П. Расчетные и экспериментальные значения равновесной температуры газовой смеси при струйном (пленочном) охлаждении пластины. — ТВТ, 1982г. № 1.

84. Глазков В. В., Гусева М. Д., Жестков Б. А. Течение при струйном охлаждении пластины. Изв. АН СССР, МЖГ, 1979г, № 4.

85. Жестков Б. А. Основы теории и расчет теплового состояния стенок камер сгорания реактивных двигателей. Уфа: УАИ, 1980г.

86. Абрамович Г. Н. Теория турбулентных струй. М.: Физматгиз, 1960г.

87. Глазков В. В., Жестков Б. А., Лукаш В. П. Экспериментальное определение относительных коэффициентов теплоотдачи при струйном (заградительном) охлаждении проницаемых стенок. ТВТ, 1979г., № 1.

88. Глазков В. В., Жестков Б. А., Лукаш В. П. Излучатель для исследования характеристик охлаждения проницаемых стенок. ТВТ, 1979г., № 2.

89. РепуховВ. М. Тепловая защита стенки вдувом газа. Киев, 1977г.

90. Юдаев Б. Н., Михайлов М. С., Савин В. К. Теплообмен при взаимодействии струй с преградами. М.: Машиностроение. 1977г.

91. Тепловое и напряженное состояние стенок жаровых труб камер сгорания ГТД. Сборник статей под редакцией А.Д.Рекина. Выпуск второй. Труды № 1295, ЦИАМ, 1992г.

92. А.В. Сударев, В.И. Антоновский. Камера сгорания газотурбинных установок. Теплообмен. М.: Машиностроение, 1985г.

93. В.А. Скибин, С.А. Волков. Выбросы вредных веществ от авиационных двигателей. ЦИАМ. Аэрокосмический курьер №2, 2003г.

94. Б.С. Ревзин. Газоперекачивающие агрегаты с газотурбинным приводом. Учебное пособие. Екатеринбург, УГТУ-УПИ, 2002г.

95. A.M. Постников. Снижение оксидов азота в выхлопных газах ГТУ. Издательство Самарского научного центра РАН, 2002г.

96. А.Г. Тумановский и др. Перспективы создания высокотемпературных малотоксичных камер сгорания стационарных ГТУ. Теплоэнергетика, № 10, 2000г.

97. Д. Г. Пажи, В. С. Голустов. Распылители жидкостей. М.: Химия. 1979г.