7. Организация рабочего процесса камеры сгорания.

Организация процесса сгорания столь бедных смесей затруднительна, поэтому во всех

современных камерах сгорания воздух, поступающий из компрессора, делится на два потока, так называемый, первичный и вторичный. Первичный воздух в объеме 20...30% от общего количества воздуха, поступающего в камеру сгорания, направляется в основную зону горения в головную часть жаровой трубы. Туда же с помощью центробежных форсунок подается мелко распыленное топливо. Соотношение между количеством подаваемого воздуха и топлива подбирается таким, чтобы в основной зоне горения коэффициент избытка воздуха был близким к единице. При этом достигается максимальная скорость горения топлива.

8. Назначения промежуточного корпуса д-36.

Промежуточный корпус является основным силовым узлом двигателя. (рис.3.1.)

расположен между компрессором низкого давления и спрямляющим аппаратом вентилятора

спереди и компрессором высокого давления сзади. Корпус образует внутренний и наружный

воздушные тракты двигателя на своем участке. На нем размещены агрегаты и приводы к ним, приборы и устройства, обслуживающие и контролирующие работу двигателя и самолета, крепятся передние узлы подвески двигателя к самолету.

Корпус – литой, из магниевого сплава, конструктивно выполнен в виде четырех усеченных конусов 10, 11, 12, 13 (см. рис. 3.1), соединенных между собой восемью силовыми ребрами- стойками, и дополнительного усеченного конуса 14. Конусы 10 и 11 образуют наружный тракт, конусы 12 и 13 – внутренний. К фланцам основных конусов крепятся узлы и детали вентилятора, КНД и КВД.

На наружном конусе корпуса против ребер 2, 4, 6 и 8 установлены кронштейны 10 навески двигателя к самолету (рис.3.2.). Между конусами на задней стенке корпуса имеются фланцы с установленными на них тремя узлами, воспринимающими тягу двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете (правый, левый, средний) используется один из трех узлов, воспринимающих тягу.

Ребра-стойки, расположенные в наружном тракте, подрезаны сзади, а их продолжением

являются кожуха, которые крепятся к стойкам. Внутри пустотелых ребер-стоек и кожухов

проложены различного рода коммуникации. Коммуникации выполнены в виде трубопроводов, каналов и электропроводки. Подвод и отвод масла расположен в стойках 4, 5 и 6 (рис. 3.2.).

Коммуникации системы суфлирования расположены в стойках 1,4 и 8. Топливные коммуникации - в стойках 3 и 5. Воздушные магистрали отбора воздуха, подвода воздуха и измерения давления расположены в стойках 1, 2, 3, 6. Электропроводка различных датчиков, сигнализаторов и системы запуска расположена в стойках 2 и 8. В стойке 8 расположен трубопровод подвода огнегасящего состава под капот газогенератора

9. Охлаждения жаровой трубы камеры сгорания.

Жаровая труба изготовлена из жаропрочного сплава. Она состоит из лобового кольца с

обтекателем, наружного и внутреннего кожухов. Жаровая труба подвешена в кольцевом канале камеры сгорания. Спереди она опирается на полые втулки, обрамляющие рабочие форсунки, сзади телескопически на корпус соплового аппарата турбины ВД. Таким образом, жаровая труба может свободно удлиняться при нагреве без появления дополнительных температурных напряжений. В конструкции жаровой трубы эффективно использовано пленочное охлаждение, которое реализуется путем подачи вторичного воздуха через отверстия в кожухах внутрь жаровой трубы.

В передней части жаровой трубы установлены завихрители, через которые первичный

воздух попадает в жаровую трубу. Вращение воздуха обеспечивает создание внутри жаровой трубы зон обратных токов, необходимых для испарения и воспламенения топлива за рабочими форсунками.