Библиографическое описание:

Сенюшкин Н. С., Рожков К. Е., Белобровина М. В. Обзор особенностей работы камер сгорания ПВРД [Текст] // Современные тенденции технических наук: материалы IV междунар. науч. конф. (г. Казань, октябрь 2015 г.). — Казань: Бук, 2015. — С. 63-66.

Основным элементом прямоточного воздушно-реактивного является его камера сгорания. Именно она формирует весь кластер его характеристик в зависимости от условий на входе и параметров полета.

Конструкция камер сгорания может быть различной. Один из вариантов камеры сгорания ПВРД, работающих при MН= 2,0–2,5 приведен на рис.1. [1]

Рис. 1. Схема камеры сгорания ПВРД: 1 — жаровая труба, 2 — корпус камеры (двигателя); 3 — решетка; 4 — форсунки; 5 — кольцевые стабилизаторы пламени; 6 –форкамера.

 

Воздух из входного диффузора входит в камеру сгорания. Поскольку обычно коэффициент избытка воздуха существенно больше единицы, то воздушный поток делится на первичный, проходящий через жаровую (огневую) часть камеры, и вторичный, проходящий через кольцевое пространство между жаровой трубой 1 и корпусом 2. Вторичный воздух охлаждает камеру и полностью или частично смешивается с горячими продуктами сгорания. На входе в камеру размещается так называемое фронтовое устройство, состоящее из турбулизаторов 3 (решетка), топливных форсунок 4 и стабилизаторов 5. Во многих случаях здесь же устанавливается форкамера 6.

При при скорости полета 3,0–3,5 числа Маха параметры топливо-воздушной смеси (р2, Т2) оказываются такими, что может быть обеспечено полное сгорание при отсутствии турбулизаторов. Кроме того, представляется возможным, не выходя за габариты входного диффузора, существенно уменьшить скорости воздуха на входе в камеру сгорания. Указанное позволяет упростить конструкцию стабилизирующих устройств и уменьшить соответственно вносимые ими гидравлические сопротивления.

Одной из основных характеристик камеры сгорания является коэффициент выделения тепла, представляющий собой отношение приращения полного теплосодержания газа, проходящего через камеру сгорания в секунду, к теплотворной способности всего топлива, поданного в камеру за секунду [22]:

.

Обычно эти потери характеризуют относительной величиной

σкс= P*кс / Р*2,

называемой коэффициентом восстановления полного давления в камере сгорания.

Важным параметром является также теплонапряженность камеры, представляющая собой отношение тепла, подведенного в камере к газу в час, к объему камеры сгорания и к полному давлению воздуха на входе в камеру:

.

Камеры сгорания в значительной степени влияют па параметры ПВРД и надежность его работы. Поэтому к камерам сгорания предъявляется ряд требовании. Основными из них являются [1]:

-          устойчивость горения топливо-воздушной смеси во всем диапазоне рабочих режимов. Эго условие является весьма важным, определяющим надежность работы ПВРД;

-          высокая полнота сгорания топлива. Чем выше полнота сгорания, тем меньше удельный расход топлива. При этом увеличивается дальность и продолжительность полета;

-          малые потери полного давления. Как уже отмечалось, при относительно малых величинах Мн влияние указанных потерь на параметры двигателя значительно. При возрастании потерь полного давления (уменьшении σкс) увеличивается удельный расход топлива и уменьшается удельная тяга двигателя;

-          надежное воспламенение. Это требование особенно трудно выполнимо, если запуск двигателя производится на малых скоростях полета, при которых давление и температура воздуха на входе в камеру малы;

-          высокая теплонапряженность. Чем выше теплонапряженность, тем меньше размеры камер сгорания.

Для обеспечения работы камеры сгорания необходимо выполнение четырех основных условий:

1)        жидкое топливо должно быть испарено, перемешано с воздухом, и полученная топливовоздушная смесь подогрета;

2)        доли паров топлива и воздуха в смеси должны соответствовать стехиометрическому соотношению (в соответствии с химической реакцией), при котором будет обеспечено ее воспламенение;

3)        равенство скорости потока в точке воспламенения скорости распространения пламени;

4)        Температура топливовоздушной смеси должна быть не меньше температуры воспламенения топлива.

Для выполнения условия 1 жидкое топливо, подаваемое в камеру сгорания, распыливается на капли с помощью форсунок. В потоке воздуха капли испаряются, и образовавшиеся пары топлива перемешиваются с горячим воздухом. В результате получается подогретая топливовоздушная смесь с заданной долей (концентрацией) топлива.

В камерах сгорания СПВРД условия 2 ¸ 4 выполняются в зонах течения за стабилизаторами. Стабилизаторы представляют собой плохо обтекаемые тела — отдельные конусы, кольца из углового профиля и т. п. Качественная схема течения газа возле плоского V-образного стабилизатора приведена на рис. 2. [2]

Рис. 2. Схема течения газа возле стабилизатора

 

В камере сгорания СПВРД основное количество горючей смеси поджигается с помощью форкамеры. Форкамера представляет собой небольшую (относительно размеров основной камеры) камеру сгорания с малой скоростью движения горючей смеси, которую можно легко воспламенить, например, с помощью искровой электрической свечи. Форсунки, служащие для распыливания топлива, располагаются на топливных коллекторах, представляющих обычно кольца, выполненные из трубок круглого или эллиптического сечения, в которые подается горючее. Подача горючего может осуществляться как против потока, так и по его направлению. Коллектор устанавливается на небольшом расстоянии перед каждым стабилизатором. Такое расположение позволяет получать в зоне стабилизатора наиболее благоприятные для горения соотношения топлива и воздуха.

Наибольшее значение имеют характеристики, изображающие зависимость коэффициента тепловыделения или полноты сгорания ηсг и коэффициента сопротивления камеры ξ от избытка воздуха α при заданном давлении торможения набегающего потока и заданном относительном сечении выхода [1].

Идеальной является такая камера, у которой во всем рабочем диапазоне составов смеси коэффициент тепловыделения близок к единице ηсг = 1 и коэффициент сопротивления близок к нулю: ξ =0.

При увеличении топливоподачи до α<1 полнота сгорания снижается вследствие недостачи кислорода. Коэффициент давления камеры σКС зависящий от скорости потока, с уменьшением избытка воздуха α увеличивается за счет убыли скорости в начале камеры w2 и уменьшения приведенной скорости λ2.

Увеличение относительной величины проходного сечения FКР= FКР/FКС, которым на данном режиме определяется расход газов через камеру, сопровождается увеличением скорости в начале камеры w2 и приведенной скорости λ2; при этом местные потери давления растут, а коэффициент тепловыделения ηсг убывает.

При увеличении высоты полета Н давление в камере уменьшается и может стать ниже 760 мм рт. ст. При чрезмерном падении давления условия смесеобразования и горения ухудшаются и коэффициент тепловыделения уменьшается. Особенно заметно падение ηсг с высотой у дозвуковых камер, в которых давление торможения бывает выше атмосферного не более чем в 1,8 раза. Сверхзвуковые камеры, в которых давление торможения в десятки раз превышает атмосферное, сохраняют хорошую полноту сгорания до значительно больших высот полета, чем дозвуковые камеры.

При увеличении скорости полета давление и температура торможения набегающего потока увеличиваются. Скорость в начале камеры w2 с увеличением скорости полета Мн растет до тех пор, пока относительное критическое сечение выходного сопла может оставаться постоянным. При Мн>3 сжимаемость воздуха становится настолько значительной, что возникает необходимость уменьшать критические сечения двигателя. После перехода за Мн≈3 проходные сечения двигателя приходится уменьшать, скорость в начале камеры убывает, а давление и температура торможения продолжают расти. Условия горения в сверхзвуковых двигателях тем лучше, высотность тем больше, сгорание тем полнее, а сопротивление камеры тем меньше, чем больше скорость набегающего потока Мн. Организовать горение в сверхзвуковых камерах проще, чем в дозвуковых.

Температура пограничного слоя тела, обдуваемого сверхзвуковым потоком, бывает на 10–15 % меньше температуры торможения. При сверхзвуковых скоростях температура внешних стенок двигателя на участках сжатия и смесеобразования составляет сотни градусов выше нуля, в то время как при полете в стратосфере с дозвуковыми скоростями она падает до нескольких десятков градусов ниже нуля.

В зоне горения стенки камеры с внешней стороны обдуваются потоком воздуха, температура которого близка к температуре торможения Тн, а с внутренней стороны — горячими газами, температура которых близка к ТКС.

Охлаждение камеры окружающим воздухом возможно, если Тн <700° К, т. е. при Мн<3,5. При более высоких скоростях потока нельзя допускать непосредственного соприкосновения между продуктами сгорания и стенками камеры: необходимо организовать обдув стенок воздухом также и с внутренней стороны.

Если при соприкосновении несгоревших газов со стенками камеры температура газов падает ниже температуры воспламенения Твосп, горение прекращается — наличие холодных стенок снижает полноту сгорания. Поэтому для камер с высокой экономичностью усиленное охлаждение стенок нежелательно. Выгоднее всего внутренние стенки камеры поддерживать при температуре выше Твосп >800 К.

Таким образом именно потери в камере сгорания определяют качество работы двигателя и, соответственно, параметры и летно-тактические характеристики летательного аппарата.

Работа выполнена при поддержке гранта Президента РФ МК-4746.2014.8

 

Литература:

 

1.         Теория и расчет воздушно- реактивных двигателей/ Под ред. С. М. Шляхтенко. Учебник для вузов — 2-е издание., перераб. и доп.– М.: Машиностроение, 1987.- 568 с.

2.         Зуев Ю. В., Лепешинский И. А. Приближенный газодинамический расчет сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя: Учебное пособие. — М.: Изд-во МАИ, 2009. — с.: ил.

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle