2.17. Ограничения по устойчивой работе компрессора

Необходимость их введения диктуется тем, что запас устойчивости компрессора может при некоторых условиях снижаться до недопустимо малых значений.

1. Одной из причин наступления опасных с точки зрения срыва и помпажа режимов работы компрессора является значительное изменение в условиях полета приведенной частоты вращения, связанное с изменением температуры воздуха. Изменение приведенной частоты вращения может быть достаточным для того, чтобы возникла неустойчивая работа компрессора.

2. На характеристики газодинамической устойчивости компрессора отрицательное влияние оказывает уровень неравномерности и нестационарности потока на входе в двигатель. В самолетной компановке этот уровень определяется конструкцией и условиями работы входного устройства. С ростом числа М полета, углов атаки и скольжения самолета неравномерность потока перед двигателем (особенно при коротких входных каналах) возрастают и могут достигать такого уровня, при котором даже на установившихся режимах работы двигателя запас газодинамической устойчивости компрессора оказывается меньше минимально допустимых значений. Это заставляет вводить ограничения по максимальным перегрузкам самолета (т.е. углам атаки и скольжения) в области больших чисел М полета, а в отдельных случаях ограничивать и максимальную высоту полета самолета значениями, меньшими статического потолка (где углы атаки достигают особенно больших значений).

3. К числу ограничений по устойчивой работе компрессора на некоторых двигателях относится запрещение вывода ТРД на максимальный режим без прогрева. Снижение запаса устойчивости при максимальной частоте вращения двигателя в этом случае объясняется увеличением радиальных зазоров на последних ступенях компрессора (тонкий корпус компрессора нагревается быстрее, чем ротор), а также тем, что поток воздуха, интенсивно отдавая тепло элементам конструкции, сам охлаждается. Снижение температуры воздуха на выходе из компрессора приводит к увеличению плотности и снижению скорости воздуха на последних ступенях. По указанным причинам возможно появление "верхнего срыва" при приведенной частоте вращения менее максимальной, тогда как у прогретого двигателя при этом обеспечивается достаточный запас устойчивости.

3. Камера сгорания

3.1. Требования к камерам сгорания и их основные параметры

Камера сгорания - один из важнейших элементов ГТД, от совершенства которого в значительной мере зависят надежность двигателя и его экономичность.

Основное назначение камеры сгорания - преобразование химической энергии топлива в тепловую, в результате чего температура воздуха в камере сгорания возрастает от величины температуры воздуха за компрессором до температуры газов перед турбиной. Условно рабочий процесс в камере сгорания можно разделить на несколько элементарных процессов, основными из которых являются: смесеобразование, поджигание и горение топливо-воздушной смеси, стабилизации пламени, смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом, охлаждение воздухом горячих стенок жаровой трубы.

В современных авиационных ГТД, как правило, используются камеры сгорания кольцевой схемы, однако на отдельных перспективных двигателях применяется схема трубчато-кольцевой камеры сгорания.

Многие двигатели имеют две камеры: основную (перед турбиной) и форсажную (перед соплом), включаемую для увеличения тяги.

К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования, степень выполнения которых оценивается соответствующими параметрами.

В ы с о к а я п о л н о т а с г о р а н и я т о п л и в а. Потери топлива в процессе горения связаны, в основном с неполным сгоранием. Кроме того, некоторое количество тепла уходит через стенки камеры сгорания. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом выделения тепла, представляющем из себя отношение количества тепла, идущего на увеличение теплосодержания газового потока в реальном процессе к количеству тепла, которое могло бы пойти на увеличение теплосодержания газового потока при условии полного сгорания в теплоизолированной камере равна Q / Qo.

На расчетном режиме работы основных камер сгорания этот коэффициент достигает значений 0,97-0,98, а для форсажных камер - 0,9-95. При отклонении от расчетного режима коэффициент полноты сгорания уменьшается, что приводит к росту расхода топлива и ухудшению экономичности двигателя.

У с т о й ч и в ы й п р о ц е с с г о р е н и я в широком диапазоне режимов работы и условий полета. Даже кратковременное нарушение нормального процесса горения ("срыв" пламени) приводит к самовыключению двигателя или его форсажной камеры. Недопустимым является также наличие сильных колебаний давления в камерах сгорания, которые могут быть вызваны нарушением нормального процесса подачи и распыления топлива в камере или возникновением так называемого вибрационного горения.

М и н и м а л ь н ы й о б ъ е м к а м е р ы. Продольные и поперечные размеры камер сгорания существенно влияют на габаритные размеры и массу двигателя.

М а л ы е п о т е р и п о л н о г о д а в л е н и я. Снижение полного давления проходящего через камеру сгорания потока из-за наличия гидравлических потерь и "теплового" сопротивления отрицательно сказывается как на тяге, так и на экономичности двигателя и оценивается коэффициентом потерь полного давления.

Обычно для авиационных ГТД значения коэффициента сохранения полного давления лежат в пределах 0,92-0,96.

О б е с п е ч е н и е с т а б и л ь н о г о п о л я т е м п е р а т у р на выходе из камеры при заданной эпюре распределения температуры по радиусу. Нестабильность и окружная неравномерность температурного поля отрицательно сказывается на тепловом режиме сопловых и рабочих лопаток турбины и, следовательно, на их надежности и ресурсе. Радиальная неравномерность поля температур вводится преднамеренно с целью снижения рабочих температур наиболее нагруженных сечений лопаток.

Н и з к и й у р о в е н ь с о д е р ж а н и я т в е р д ы х ч а с т и ц (с а ж и) и т о к с и ч н ы х в е щ е с т в в продуктах сгорания.

"Дымление" двигателей приводит к загрязнению атмосферы, к нарушению нормального теплового режима деталей газового тракта (при отложении сажи на их поверхности) и т.д.

Н а д е ж н ы й з а п у с к ("розжиг") на земле и в воздухе. Важность этого требования очевидна. Основные камеры сгорания ТРД должны обеспечивать надежное воспламенение топлива в них на высотах по крайней мере до 6-10 км, а форсажные камеры - до высот, близких к потолку полета самолета.

Кроме того, к камерам сгорания предъявляются общие для всех элементов двигателя требования высокой надежности, большого ресурса, малой массы, простоты изготовления, эксплуатационной и ремонтной технологичности (т.е. простоты контроля, малого объема регламентных работ и т.д.).