Камера сгорания ВРД форсажная

В ряде современных машин разрушение деталей может происходить в результате большой температурной и силовой напряженности, в которых они работают. Так, например, в реактивных двигателях самолетов детали, образующие горячий тракт,. — жаровые трубы, кожухи камер сгорания, форсажные камеры и др. — работают в условиях высоких температур, частых изменений теплонапряженности и действия вибрационных нагрузок, вызывающих переменные напряжения. На рис. 20, е показана трещина в стенке кожуха камеры сгорания реактивного двигателя, когда разрушению предшествовал прогар материала, газовая коррозия и абразивный износ стенок, а также накопление усталостных разрушений. Таким образом, разрушение материала, как проявление данного процесса старения, может являться следствием комплекса разнообразных необратимых процессов. [c.84]

Детали камер сгорания, форсажные камеры и другие детали, работающие при температурах до 1100 С Листовые материалы для камер сгорания до 1100 С [c.178]

Таким образом, при взаимодействии закрученной струи со сносящим потоком реализуется сложное пространственное распределение скорости и давления. Результаты измерений и визуализации выявили различия в структуре течения и характере распространения закрученных и незакрученных струй и подтвердили целесообразность использования закрученных радиально вдуваемых стержневых струй — факела продуктов сгорания в вихревой горелке для стабилизации фронта пламени в прямоточных камерах сгорания преимущественно форсажного типа. [c.365]

I - компрессор низкого давления 2 - ИКП 3 - промежуточный корпус - компрессор высокого давления S - наружный контур 6 - основная камера сгорания 7 -воздушный теплообменник S - турбина высокого давления 9 - турбина низкого давления /О - смеситель JJ- коллектор форсажной камеры /2 - стабилизатор форсажной камеры JJ - форсажная камера /4 - реактивное сопло а - диск 6-й ступени КВД f 517°С б - диск 9-й ступени КВД, 592 С в - стенка жаровой турбины, 1150 С г - сопловая лопатка ТВД, 1030 С д - рабочая лопатка ТВД, 1035"С е - сопловая лопатка ТВД, 1035°С ж - рабочая лопатка ТНД, 888°С , з -форсажная камера 240 С [c.447]

Если пренебречь потерями давления во второй камере сгорания, то приведенная скорость истечения (К) сохранит то же значение, что и без форсажной камеры, а скорость истечения (wa) возрастет пропорционально корню квадратному из температуры. [c.57]

Основная и форсажная камеры характеризуются различными подогревами рабочего тела. В основных камерах сгорания подогрев относительно невелик и составляет 900-КХЮ К при коэффициенте избытка воздуха а 2,2 2,6, в форсажных — до 1500— 1800 К при а 1. [c.271]

У основных камер сгорания ВРД на расчетном режиме т г л 0,97 4-0,98. На нерасчетных режимах полнота сгорания заметно ухудшается. В форсажных камерах Tir 0,9 4-0,95 (большие значения Рг соответствуют большей длине камеры). [c.271]

Рис. 63. Схема турбореактивного двигателя. Указаны характерные основные сечения и соответствующие давления торможения и температуры торможения. 1 — диффузор, 2 — компрессор, 3 — камеры сгорания, 4 — турбина, 5 — выхлопное сопло, возможно, с форсажной камерой.

Форсаж путем изменения способа работы ПЭ при том же ИЭ позволяет увеличить расход последнего. По конечному результату этот метод подобен первому, однако техническое осуществление его другое. Практически этот метод применим лишь к ДВС, которое можно конвертировать в двигатель внешнего сгорания с поршневой РМ, добавив форсажную камеру сгорания. При этом возникает ряд конструктивно-технологических проблем конденсация паров воды в картере, приводящая к разжижению смазки и увеличению износа, влияние необычно большого вредного пространства в РМ и др. [c.89]

Без форсажных горелок 1, показанных на рис. 3-14, а, дополнительная мощность может составлять 30— 45% от мощности установки, развиваемой в чисто газовом режиме. Капиталовложения, связанные с подобной форсировкой установки, минимальны — они ограничиваются соответствующим увеличением (на 35—45%) мощности электрического генератора и объема камеры сгорания. В отдельных случаях может потребоваться также некоторое увеличение проходного сечения проточной части турбины. [c.100]

Кроме этого, циклическое нагружение нестационарно — величины циклических нагрузок различны в пределах каждого блока, соответствующего одному полету. Особенностью нагружения деталей ГТД является то, что интенсивное малоцикловое и статическое нагружение происходит с одновременным действием вибрационных напряжений, вызывающих механическую усталость материала деталей. В тех случаях, когда нагружение или разгрузка деталей (рабочие лопатки турбин, диски, корпуса) сопровождается увеличением или уменьшением температуры, механическое циклическое нагружение дополняется термическим, и при этом сопротивление малоцикловой усталости должно быть определено с учетом фактора переменности температуры в течение цикла. Для ряда деталей (сопловые лопатки, форсунки, экраны камер сгорания, элементы форсажных камер) термические напряжения являются основными и необходима оценка сопротивления термической усталости. [c.75]

Камеры [сгорания ((мусоросжигательных печей G 5/24-5/28 для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости R) F 23 (пульсирующие в воздушно-реактивных двигателях К 7/02-7/04 в ракетно-двигательных установках КЗ/11, 9/34, 9/62-9/66 в роторных ДВС В 55/14) F 02 на тепловозах и моторных вагонах В 61 С 5/02 в устройствах для сжигания топлива (твердого В 1/30-1/38, С 3/00 детали или элементы конструкции М удаление продуктов сгорания и остатков J 1/00) F 23) сушильные (стационарные для сушки твердых предметов или материалов 9/06-9/08 в сушильных устройствах 25/06-25/18) F 26 В форсажные турбореактивных двигателей для подогрева рабочего тела F 02 К 3/10, 3/11] Камни (В 28 D (машины для их обработки обработка охлаждением 7/02) В 24 (пескоструйная обработка С 1/04 шлифование В 7/22, 9/06) футеровочные для камер сгорания F 23 М 5/02) [c.90]

Получение газов высокой температуры в ПГТУ с открытой схемой осуществляется в камере сгорания (рис. 36). В камеру подаются топливо и паровоздушная смесь. ПГТУ без промежуточного нагрева парогазовой смеси имеют лишь основную камеру сгорания, а установки с промежуточным нагревом смеси имеют еще и дополнительную ( форсажную ) камеру сгорания. [c.60]

На рис. 37 приведена зависимость а от Го (температуры парогазовой смеси па входе в парогазовую турбину) при сгорании природного газа. Удельный весовой расход d пара (воды) принят при к.п.д. компрессора, равном 0,85. Для получения необходимой начальной температуры Го = ЮОО 1200 К коэффициент избытка воздуха а = 2,5 3,5. Более высокая температура Го может быть получена при меньших значениях а. Аналогичные зависимости а = / (Го) могут быть построены и для других видов топлива (бензина, керосина, мазута и т. п.) как для основной, так и для дополнительной ( форсажной ) камер сгорания. [c.62]

Кольцевые камеры сгорания конструктивно компактны, хорошо вписываются в габариты установки, имеют минимальные габариты и вес. Их корпуса легко включаются (в качестве каркасов) в силовую схему установки. Просто решается вопрос уплотнения камеры, что особенно важно при высоких давлениях. Однако камеры сгорания кольцевого типа имеют и ряд недостатков. Нанример, трудно заменить поврежденные элементы камеры, осуществить подходы к узлу соединения ротора и т. д. Поэтому в мощных ПГТУ дополнительные форсажные камеры сгорания целесообразно выполнять трубчато-кольцевыми,аналогично основным камерам сгорания ГТУ. [c.62]

В ПГТУ с промежуточным нагревом газа между турбинами высокого и низкого давления располагается дополнительная ( форсажная ) камера сгорания, в которой сжигается дополнительное количество топлива. Осевые турбины средней и большой мощности обычно имеют меньшие габариты и вес, чем радиальные турбины. Они хорошо компонуются с осевыми и центробежными компрессорами (см. рис. 26 и 49). Окружные и осевые скорости газа в современных энергетических и авиационных турбинах обычно составляют 330—450 м/с. [c.79]

Далее парогазовая смесь поступает в дополнительную (форсажную) камеру сгорания, где она снова нагревается (за счет сжигания дополнительного количества топлива) до температуры 1000—1200 К, и оттуда направляется в осевую турбину низкого давления. В последней смесь расширяется до давления, при [c.97]

Конструкции основной и дополнительной ( форсажной ) камер сгорания ПГТУ с открытой схемой могут быть выполнены аналогичными конструкциям камер сгорания ГТУ. [c.128]

Форсирование тяги сжиганием дополнительного топлива за турбиной. Сжигание топлива осуществляется в форсажной камере, расположенной между турбиной и реактивным соплом двигателя, с использованием избыточного кислорода, находящегося в газах, поступающих из основной камеры сгорания. [c.214]

Рассматривая ТРД как совокупность отдельных газодинамических элементов — входного устройства, компрессора, -камеры сгорания, турбины и реактивного сопла,— следует сделать вывод, что газодинамическое подобие ТРД в целом предполагает соблюдение подобия всех его частей. Однако можно показать, что в некоторых элементах двигателя, например у входного устройства и реактивного сопла, газодинамическое подобие редко соблюдается. В других элементах ТРД, например в камерах сгорания и форсажных камерах осуществление подобных режимов оказывается вообще невозможным. Теория газодинамического подобия применима главным образом к лопаточным машинам компрессору (вентилятору) и турбине. [c.44]

Течения газа в камерах сгорания (или в форсажных камерах) не могут быть подобными. В самом деле, на подобных режимах должны соблюдаться следующие условия [c.46]

Влияние потерь в газовоздушном тракте на работу двигателя имеет некоторые особенности. Так, например, увеличение потерь в различных элементах тракта расширения (камере сгорания, турбине, форсажной камере, реактивном сопле) приводит к одним и тем же последствиям забросу температуры перед турбиной, смеш,ению линии рабочих режимов к границе помпажа, ухудшению экономичности работы двигателя. Тяга двигателя при этом может даже возрасти. [c.170]

Особенности ГТД различных схем. Авиационные газотурбинные двигатели очень разнообразны по компоновочным схемам, которые отличаются рядом конструктивных признаков и элементов числом роторов турбокомпрессора (одно-, двух- или трех-вальные), наличием или отсутствием охлаждения турбины, типом компрессора (центробежный или осевой) и способом его регулирования (перепуск воздуха, поворотные статорные лопатки или разделение компрессора на каскады), схемой камеры сгорания (кольцевая, трубчато-кольцевая или индивидуальная), наличием или отсутствием форсажной камеры и т. д. [c.12]

Термическая усталость — явление разрушения металлов под де1 1ствием циклических температурных напряжений, возникаюш,их в результате периодических колебанпй рабочей температуры и вызывающих температурные расширения, опасные для прочности. Термическая усталость представляет особенную опасность для тех из турбинных деталей, которые по условиям службы и конфигурации (тонкие стенки) подвергаются быстрым нагревам и охлаждениям при изменении теплового режима турбины (например, в период пуска и охлаждения). Наиболее серьезные повреждения от термической усталости возникают в деталях, испытывающих очень высокие нагревы и подвергающихся поэто.му наиболее резким колебаниям температур (пламенные трубы камер сгорания, форсажные камеры, лопаточный аппарат турбины). Образование трещин, вызываемых термической усталостью, облегчается наличием концентраторов напряжений (например, отверстий в пламенных трубах) и коррозионной среды (пара, газа). [c.227]

Под конструктивно-схемным решением понимается схема двигателя, в которой определены количество и тип роторов, количество и расположение опор, тип статоров вентилятора и компрессора, соплового аппарата, турбины, тип камеры сгорания, форсажной камеры и реактивного сопла, тип камеры смешения ТРДД (если предусматривается смешение потоков), основные 30 [c.30]

Детали камер сгорания, форсажные камеры, оболочки охлаждаемых лопаток н другие детали газовых турбин, ра ботающне при температурах до 1100° [c.153]

Сталь ЭИ703 хромоникелевая с добавлением вольфрама, титана (или ниобия) и церия применяется для изготовления жаровых труб, камер сгорания и форсажных камер. При высокой температуре она обладает высокой пластичностью и имеет несколько более высокую жаропрочность, чем сплав ЭИ435, и почти одинаковую со сплавом ЭИ602, [c.54]

Исли дав.чение за турбиной выше, чем перед компрессором, то приведенная скорость истечения при одинаковых условиях полета у турбореактивного двигателя выше, чем у прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Но в последнем возможны более высокие температуры. Поэтому прямоточный воздушно-реактивный двигатель может развивать большие удельные тяги даже при меньших давлениях в реактивном сопле. Однако для увеличения тяги в турбореактивном двигателе можно поместить за турбиной вторую камеру сгорания (так называемую форсажную камеру), в которой газ может дополнительно нагреваться до такой же температуры, как и в прямоточном воздушно-реактивном двигателе. В этом случае тяга турбореактивного двигателя существенно возрастает. [c.57]

Для основных камер ВРД 2 р = = (1,2 -7- 6,5) 10 Дж/(м Па ч), для форсажных камер и камер ПВРД = (6,5-г 11)-10 Дж/(м Па ч). Теп-лонапряженность камер сгорания подъемных двигателей самолетов вертикального взлета и посадки в 1,5 — 2 раза выше, чем в маршевых ВРД. [c.271]

Малое гидравлическое сопротивление. Сопротивление камеры оценивается коэффициентом гидравлического сопротивления = 2(pt —pi)/(pw ) (р и W — соответственно плотность и скорость воздуха на входе в камеру сгорания) либо коэффициентом восстановления полного давления о .с = р /р1 = (р - Ар1с)/р = = 1 — Api. /p. Здесь pi и р полное давление соответственно на входе и выходе из камеры. У основных камер сгорания а к с = 0,92 4- 0,97, у форсажных [c.271]

На рис. 12 и 13 приведены тепловая и конструктивная схемы ПГТУ с промежуточным нагревом парогазовой смеси. В установке компрессор снабжен системой форсунок для впрыска воды на входе и в ступенях. Турбина состоит из двух цилиндров высокого и низкого давления. Паровоздушногазовая смесь, поступающая из основной камеры сгорания, сначала расширяется в цилиндре высокого давления, затем направляется в дополнительную (форсажную) камеру сгорания, в которой подается топливо, и температура смеси повышается до начального значения, и т. д. [c.21]

Принципиальная схема авиационного парогазотурбинного реактивного двигателя изображена на рис. 49. Двигатель состоит из входного устройства, осевого (или центробежного) двухроторного компрессора низкого и высокого давления с системой форсунок для впрыска воды в поток воздуха на входе и в ступенях, камеры горания и осевой турбины высокого давления, дополнительной форсажной ) камеры сгорания турбины низкого давления и выходного устройства. Работа двигателя осуществляется по циклу ЛГТУ с промежуточным нагревом парогазовой смеси. Как и в эрер- [c.96]

По характеру выброса горячих газов из реактивного сопла и их цвету также можно судить о работе двигателя. Нормальная работа двигателя характеризуется образованием на выходе из реактивного сопла прозрачной или темно-проз-рачной струи газов с сероватым оттенком (с голубоватым пламенем ночью). Работа на форсаже у ряда двигателей характеризуется наличием устойчивого розовокрасного языка пламени, выходящего из сопла на расстояние нескольких метров. О ненормальной работе двигателя свидетельствуют периодические выбросы длинных языков пламени из сопла, указывающие на возникновение помпажа. Если помпаж сопровождается оплавлением лопаток турбины, а также если происходит процесс разрушения деталей воздушно-газового тракта двигателя, то наблюдается наряду с выбросами пламени выброс снопов искр, особенно хорошо видимый ночью. Образование черного дыма и пламени может свидетельствовать о возникновении пожара. Выброс из сопла белого дыма указывает на попадание и сгорание масла в основной камере сгорания из-за нарушения герметичности маслосистемы. Образование темно-серой струи газов из сопла после включения форсажа может быть по причине нерозжига форсажной камеры и выброса из сопла неподожженного топлива. Образование белого дыма в районе маслобака, выходных патрубков центрифуг, патрубков суфлирования масляных полостей опор ротора указывает на недопустимый выброс из этих элементов масла и его паров. [c.224]

Выработка поверхности рабочих элементов двигателя, выкрашивание, забоины, возникающие из-за наличия пыли и других механических частиц в засасываемо.м атмосферном воздухе, возникновение обледенения на входе в двигатель могут вызывать дополнительные газодинамические и гидравлические потери в различных элементах двигателя его входном устройстве, компрессоре, камере сгорания, турбине, форсажной ка,мере и реактивном сопле. При эксплуатации двигателя на очень большйх [c.167]

В процессе эксплуатации и ремонта двигателя возможны нарушения в системах регулирования его узлов, механизмов и автоматов. Эти нарушения, если они своевременно не обнаружены и не устранены, могут привести к поломкам и аварии двигателя. Типичным примером разрегулирования двигателя является отказ механизма управления регулируемого реактивного сопла в момент подачи топлива в форсажную камеру ТРД. Из-за нераскрытия реактивного сопла наступает недопустимый заброс температур в основной камере сгорания, помпаж компрессора и другие опасные явления. К аналогичным результатам приводит неправильный подбор выходного сечения реактивного сопла ТРД при ремонте. [c.168]

Турбореактивные двигатели (ТРД) и турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ) в прошлом имели наиболее широкое применение, что было обусловлено относительной простотой их конструкции и малой удельной массой. ТРД состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного сопла. Воздух получает предварительное повышение давления в воздухозаборнике (от скоростного напора), а затем его давление повышается в компрессоре. Этим обеспечиваются благоприятные условия для процесса сгорания и эффективное использование тепла. Процесс сгорания осуществляется при почти постоянном давлении, а допустимая температура газа на входе в турбину определяется жаропрочностью материалов турбины и эффективностью ее охлаждения. Увеличение степени повышения давления воздуха в компрессоре Як и температуры газов перед турбиной Гг является характерной чертой в развитии большинства типов ГТД. Это объясняется поло- [c.11]

Параметрами рабочего процесса, определяющими в авиационном газотурбинном двигателе эффективность рабочего процесса, являются суммарная степень повышения давления воздуха в двигателе ir j, и температура газа перед турбиной Г, а также КПД узлов (вентилятора, компрессора и турбины) и потери давления в элементах (входном устройстве, камере сгорания и выходном устройстве) двигателя. Для двигателей с форсажем параметром рабочего процесса является также температура газа в форсажной камере Т . Для ДТРД параметром рабочего процес- [c.11]

Камера сгорания является одним из важнейших узлов авиационного двигателя. От ее совершенства в значительной мере зависят надежность и экономичность ГТД. На ТРДФ и ДТРДФ применяются две камеры основная, постоянно работающая, и форсажная, включаемая на некоторых режимах полета для увеличения тяги двигателя (рис. 25). В настоящее время на большинстве авиационных ГТД применяются основные камеры сгорания кольцевого типа, так как они при равном объеме имеют меньшие, чем трубчато-кольцевые, длину и поверхность жаровой трубы. Это позволяет уменьшить длину валов и массу двигателя. Комплекс основных требований, предъявляемых к камерам сгорания, весьма противоречив. Например, стремление к высокой полноте сгорания топлива трудно согласуется с достижением минимального объема камеры. Наиболее важными из этих требова- [c.46]

В горячей части двигателя имеется много различных деталей и узлов, изготовленных из жаропрочных и жаростойких сплавов (камера сгорания, турбина, форсажная камера, реактивное сопло), но успехи в области улучшения свойств материалов для лопаток и дисков турбин являются наиболее важными, так как непосредственно влияют на максимально допустимую температуру газа перед турбиной. Для элементов турбины применяются жаропрочные и жаростойкие сплавы на никелевой или кобальтовой основе, легированные различными присадками. Например, широко распространенный сплав Rene 80 на никелевой основе содержит 14% хрома, 9,5% кобальта, 4% молибдена, 4%, вольфрама, 5% титана, 3% алюминия, имеет добавки бора, циркония и некоторых других элементов [45]. [c.51]

Двигатель J79 (рис. 48) является одновальным турбореактивным двигателем, развивающим (вариант J79-GE-17) на взлетном режиме с форсажем тягу 79,7 кН, без форсажа — 52,8 кН. Он имеет высокую для однокаскадного компрессора степень повышения давления тг =13,5 и температуру газа перед турбиной Г = 1311 К. Удельная масса двигателя на форсаже л 0,0219 кг/Н. Он имеет семнадцатиступенчатый осевой компрессор, у которого ВНА и направляющие аппараты первых шести ступеней поворотные. Камера сгорания трубчато-кольцевого типа с десятью жаровыми трубами. У трехступенчатой турбины сопловой аппарат первой ступени охлаждаемый. За форсажной камерой двигателя установлено сверхзвуковое регулируемое - реактивное сопло эжекторного типа. [c.92]

Во входном устройстве двигателя расположены газотурбинный стартер и корпус передней опоры, который крепится на шести стойках. Турбостартер позволяет запускать двигатель в полете на высотах до 9 км. Входное устройство оборудовано противооб-леденительной системой, работающей на горячем воздухе, отбираемом от компрессора. Девятиступенчатый компрессор двигателя выполнен стальным, что вызвано применением двигателя на самолете с длительным сверхзвуковым полетом. Лопатки первых трех ступеней компрессора могут заменяться непосредственно на двигателе. Двигатель имеет кольцевую камеру сгорания, традиционную для двигателей семейства Атар . Первая ступень двухступенчатой турбины охлаждаемая, у второй ступени охлаждается только диск рабочего колеса. За турбиной установлено спрямляющее устройство, направляющее поток газов для организации эффективного рабочего процесса в форсажной камере. Форсажная камера и всережимное регулируемое реактивное сопло оптимизированы для этого двигателя. Форсажная камера работает практически без дымления. Ротор двигателя имеет три опоры с системой охлаждения подшипников, причем задний подшипник компрессора и подшипник турбины смазываются маслом на выброс. [c.94]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...