Обзор особенностей работы камер сгорания ПВРД

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 M_Н= 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

σ_кс= 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 М_н влияние указанных потерь на параметры двигателя значительно. При возрастании потерь полного давления (уменьшении σ_кс) 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 η_сг 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 η_сг = 1 и коэффициент сопротивления близок к нулю: ξ =0.

При увеличении топливоподачи до α<1 полнота сгорания снижается вследствие недостачи кислорода. Коэффициент давления камеры σ_КС 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 F_КР= F_КР/F_КС, 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 η_сг 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 η_сг 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 М_н растет до тех пор, пока относительное критическое сечение выходного сопла может оставаться постоянным. При М_н>3 сжимаемость воздуха становится настолько значительной, что возникает необходимость уменьшать критические сечения двигателя. После перехода за М_н≈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 М_н. 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 Т_н, а с внутренней стороны — горячими газами, температура которых близка к Т_КС.

Охлаждение камеры окружающим воздухом возможно, если Т_н <700° К, т. е. при М_н<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 Т_восп, 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 Т_восп >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.