Форсажные камеры

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]

Пример 10. Форсажная камера турбореактивного двигателя представляет собой установленную за турбиной цилиндрическую трубу с соплом регулируемого сечения на выходе. В камере происходит горение дополнительно впрыскиваемого топлива, вследствие чего повышается температура газа. Пусть параметры потока газа па входе в камеру р = 1,94-10 Н/м , Г =880 К, А,] = 0,4. Эти величины должны сохраняться постоянными независимо от величины подогрева газа, иначе будет изменен режим работы турбины и компрессора. [c.250]

Рис. 5.25. Схема форсажной камеры турбореактивного двигателя а) исходное положение сопла, Ь) раскрытое сопло (к примеру 10)

Нашли применение сопла, названные ирисовыми (рис. 8.25). Регулируемые створки ирисового сопла перемещаются в продольных направляющих, расположенных в конце форсажной камеры двигателя. В крайнем выдвинутом положении (рис. 8.25, а) створки создают сужающийся канал плавной формы. В убранном положении рис. 8.25, б они образуют сопло Лаваля с относительно небольшим расширением на выходе (fa/f р 1,3—1,4). При дозвуковых режимах полета потери тяги в ирисовом сопле вдвое меньше, чем в эжекторном, а на максимальной сверхзвуковой скорости полета (при включенной форсажной камере) вдвое больше (из-за недостаточного расширения сверхзвуковой части сопла). [c.452]

Форсажная камера турбореактивного Шлихтинга функция 365, 371 двигателя 250 Фронт пламени 218 Фруда число 79, 81, 86 Функции газодинамические 233—245, [c.597]

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]

Схема форсажной камеры ТРД [c.274]

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.

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]

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]

Одновременно с разработкой крупноразмерных двигателей для тяже.лой авиации в Советском Союзе были проведены обширные исследования зависимостей между размерами двигателей, их газодинамическими и термодинамическими параметрами и величинами их удельного веса. На основе этих исследований в 50-х годах была разработана группа высокоэффективных двигателей с силой тяги 2000—4000 кг, имевших тогда наименьший в мировой практике удельный вес (0,22—0,19 кг на 1 кг тягового усилия) и малые внешние диаметры. При разработке двигателей этого класса еще в начале 50-х годов Ю. Н. Васильевым в ЦАГИ и С. И. Гинзбургом и К. А. Ушаковым в ЦИАМ была в основном решена проблема конструирования сверхзвуковых ступеней осевых компрессоров тогда же введением форсажных камер с регулируемым выходным сечением реактивного сопла было достигнуто значите.чь-ное повышение параметров двигателей по расходу воздуха и степени сжатия. Первым двигателем этого класса был двигатель АМ-5 с силой тяги 2000 кг и весом 445 кг, построенный в 1952 г. [c.370]

Форсажные камеры 370, 373, 386 Форсировка возбуждения 31 Фотографирование обратной (невидимой) стороны Луны 430—434 [c.466]

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]

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]

Признаки срыва форсажного пламени. Признаками срыва пламени в форсажной камере ТРД являются падение оборотов, снижение температуры газов за турбиной, падение тяги, заметное по ухудшению характеристик разгона самолета. Для предупреждения последствий рекомендуется немедленно установить РУД в положение Максимал , сделать выдержку и лишь затем дросселировать ТРД. Дросселирование с форсажа до малого газа без выдержки на максимальном режиме вызывает самовыключение двигателя. [c.65]

Темп раскрытия створок. Включение и выключение форсажа обеспечивается автоматикой, предназначенной для строгого согласования нарастания давления топлива с темпом раскрытия створок реактивного сопла для поддержания необходимого давления и температуры газов за турбиной. Для исключения опасности резкого повышения давления газа за турбиной и перегрева лопаток турбины, а также возникновения помпажа компрессора, раскрытие створок при включении форсажа должно производиться за 1—2 сек, а закрытие — за 5—7 сек и лишь после прекращения подачи топлива в форсажную камеру. [c.65]

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]

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]

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой отличается от ТРД наличием форсажной камеры, в которой происходит дополнительное сжигание топлива за турбиной. ТРДФ применяются, если скорости полета соответствуют числам Мп = 3 3,5. [c.257]

В форсажную камеру ТРДФ через форсунки подается дополнительное количество топлива. Диаграммы термодинамического цикла ТРДФ показаны на рис. 6.3,6. [c.261]

В ВРД применяется топливо для реактивных двигателей. Теплотворная способность и плотность топлива оказывают непосредственное влияние на такие важные параметры летательного аппарата, как дальность полета, воз-растаюшая пропорционально повышению теплоты сгорания 0 . В ряде случаев оказывается целесообразным применять топлива с меньшей теплотой сгорания, которые требуют для сгорания меньше воздуха и поэтому дают более высокую температуру продуктов сгорания. Например, для сжигания бериллия требуется почти вдвое меньшее количество воздуха 0, теоретически необходимого для полного сгорания 1 кг жидкогсс топлива (7,7 вместо 14,8 кг). Температура горения при этом увеличивается до 4200 К (вместо 2520 К). Такие топлива обеспечивают большую реактивную тягу, скорость полета и могут применяться для форсажных камер ТРД. [c.270]

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]

В итоге выполнения обширного комплекса исследовательских и конструкторских работ к концу 40-х годов отечественная авиация стала пополняться новыми скоростными самолетами со стреловидными крыльями относительно малой толщины, определившими существенное снижение лобового сопротивления полету в области околозвуковых и звуковых скоростей. Удовлетворяя требованиям безопасности и удобствам пилотирования, конструкторы предусмотрели в новых машинах надежную теплозащиту агрегатов (особенно в зоне размещения форсажных камер двигателей), отклоняющиеся тормозные щитки (воздушные тормоза) для облегчения маневрирования на бо.льших скоростях, гидравлические системы привода механизмов управления, герметизированные кабины и катапультируемые сидения летчиков. [c.373]

Практическое развитие идеи повышения высотности силовых установок самолетов позволило достигнуть больших скоростей полета на возрастающих высотах при неизменном максимальном скоростном напоре. Но возникающий при этом интенсивный нагрев передних кромок крыла и воздухозаборных устройств от трения пограничного слоя, окутывающего обтекаемую воздухом поверхность самолета, а также нагрев элементов конструкции от горячих частей турбореактивного двигателя (особенно — от форсажной камеры) заставили искать способы тепловой защиты летчика и специального оборудования и вести поисковые разработки теплостойких конструкций планеров самолетов, двигателей и бортовых систем. Уже на самолете МиГ-19 были применены высокопроизводительные турбохододиль-ные агрегаты для кондиционирования воздуха в кабине летчика. В дальнейшем мощные турбохолоди.льные агрегаты стали использоваться для охлаждения нетеплостойкого оборудования в приборных отсеках. Кроме того,, при изготовлении конструкций планера начали применяться специальные высокопрочные и жаропрочные сплавы вместо традиционных дюралевых сплавов. [c.386]

Сплав А453 обычно применяют при повышенных температурах, так как он имеет превосходные прочность, сопротивление ползучести и окислению в этих условиях. Сплав используют для деталей крепежа, дисков и лопаток турбин, деталей форсажных камер реактивных двигателей. Он был применен в качестве криогенного материала в космической технике. Многие металлы с г. ц. к. решеткой являются прекрасными материалами для использования их при низких температурах, а сплав А453 содержит достаточно никеля для стабилизации аустенита при таких температурах. Поэтому его рассматривают в качестве конструкционного материала для ракет с ядерными силовыми установками, где необходимы исключительно высокие характеристики как при низких, так и при повышенных температурах. Сплав считается перспективным материалом для его применения при температуре 4К. Аустенитные нержавеющие стали серии 300 уже используют в прототипах сверхпроводящего оборудования сплавом А453 предполагают заменять их в [c.321]

Конструктивные особенности и анализ характ >а разрушения теле-сксшического узла газотурбинной установки. Основной элемент телескопического узла, воспринимающего циклические нагрузки, — телескопическое кольцо 1 (рис. 3.1, а) - служит для монтажа корпусных элементов и обеспечивает шарнирное соединение корпуса 2 форсажной камеры с основным корпусом 3 диффузора установки. Такое соединение в цепи оболочечных корпусов газотурбинной установки необходимо, поскольку оно обеспечивает возможность маневра и позволяет исключить передачу изгибающего момента от корпуса 3 корпусу 2, а следовательно, базовому модулю установки. [c.133]

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]

При высокой степени форсирования ТРД (более 50%) увеличение подачи топлива в форсажную камеру в пределах 3—5% может вызвать неустойчивую работу форсажного контура ТРД с последующим срывом пламени или появлением пульсационного горения по причине переобогащения топливо-газовой смеси и неравномерности смесеобразования по сечению форсажной камеры. Пульсаци-онное горение в полете не ощущается. При этом колебание давления газов может привести к обрыву трубопроводов форсажных коллекторов и воспламенителя форсажной камеры, разрушению кронштейнов крепления стабилизатора пламени, образованию трещин на стенках форсажной камеры. Обрыв трубопроводов форсажных коллекторов помимо увеличения расхода топлива и значительного снижения тяги ТРД на форсажных режимах вызывает срыв пламени в форсажной камере и невключение форсажа. На земле обрыв трубопроводов форсажных коллекторов определяют по шлейфу темно-красного пламени длиной 3—5 м за реактивным соплом при работе ТРД на форсажном режиме. [c.65]

Рис. 5.12. Скоростные характеристики тяги при выключенной (ТРД) и включенной (ТРДФ) форсажной камере

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...