«Пламенное» сердце авиационного двигателя. Кое-что о камерах сгорания ГТД.

Индивидуальная камера сгорания двигателя Rolls-Royce RB.41 Nene.

На этом сайте в одной из ранних статей уже приводилось достаточно известное высказывание о том, что двигатель – это сердце самолета. Звучит, может быть, несколько пафосно (кому как :-)), но аналогия верная. Ведь не будет работать двигатель, и самолет перестанет быть самолетом.

Будучи на земле, он останется хоть и сложно устроенным, но мертвым, по сути дела, агрегатом. А находясь в воздухе, в лучшем случае спланирует для вынужденной посадки (вертолет для спуска использует принцип авторотации, тоже, однако, при благоприятных условиях). Однако, сказанное о двигателе вполне можно распространить и на его камеру сгорания.

Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя – это тоже своего рода его сердце. Не будет работать она (или будет работать плохо) – двигатель остановится со всеми вытекающими из этого последствиями. Из чего же проистекает эта ее уникальная необходимость?

Авиационные ГТД, как известно, относятся к классу ВРД. Воздушно-реактивные двигатели обычно делят на два типа: прямой и непрямой реакции . Если говорить о двигателях прямой реакции, то есть таких, которые для создания тяги используют струю выходящих газов, то здесь основополагающим становится принцип реактивного движения.

Однако, сам по себе этот принцип не подразумевает обязательное наличие камеры сгорания. Все природные движители такого типа, вполне естественно, ее не имеют. Осьминог, например, вполне, похоже, доволен своим водометом :-). Да и в технике таких примеров немало. Допустим, те же двигатели орбитальной ориентации космических кораблей и станций.

В простейшем определении реактивная тяга предполагает отделение от тела какой-то его части с определенной массой и определенной скоростью относительно этого тела. От величины этой массы и скорости как раз и зависит величина создаваемого импульса и, в конечном итоге, тяги.

Для воздушно-реактивного двигателя в его родной среде, атмосфере, упомянутая выше масса — это масса воздуха, проходящего через газовоздушный тракт в единицу времени. Больше воздуха проходит через двигатель — больше тяга.

Такое положение , в частности, хорошо иллюстрируется на примере турбовентиляторных двигателей с большой степенью двухконтурности. Действенным и практически единственным способом увеличения расхода воздуха в этом случае является увеличение диаметра двигателя .

Однако, этот способ увеличения тяги имеет свои границы. Ведь диаметр двигателя не может расти до бесконечности. Такие действия выливаются, в итоге, в увеличение лобового сопротивления и массы (плюс, конечно, габаритные размеры). А это первейшие враги летательного аппарата.

Второй фактор, напрямую влияющий на величину тяги, — это скорость , с которой воздух (или газ), проходящий через двигатель выходит из него через выходное устройство (сопло). Ее тоже можно постараться увеличить.

Если не принимать во внимание камеру сгорания (отказаться от нее), то, казалось бы, реально это было бы сделать за счет увеличения давления по тракту двигателя, с тем, чтобы это давление срабатывалось в выходном устройстве, и газ выходил из двигателя с большой скоростью, образуя реактивную тягу.

Например, если вообразить некий «идеальный» прямоточный двигатель без камеры сгорания, двигающийся с большой скоростью, то воздух, попадающий в него, будет тормозиться с повышением давления. Это давление в идеале потом будет срабатываться в сопле, и мы получим реактивную тягу. Такой двигатель должен будет поддерживать определенную, изначально заданную скорость. Заметьте, без камеры сгорания.

Да, он должен . И теоретически (при определенных допущениях) это возможно. Но он не будет , потому что на практике (так сказать в железе) обязательно будут потери той механической энергии, которая была приобретена за счет сжатия воздуха во входном устройстве двигателя.

В итоге действительная скорость истечения окажется меньше заданной, что повлечет за собой уменьшение давления внутри «двигателя», что в свою очередь еще более затормозит его и так далее к закономерному итогу :-). В реальности такой двигатель не жизнеспособен.

Более того, если даже пренебречь потерями, он не сможет самостоятельно увеличить скорость. Ведь у него не будет никакого управляющего воздействия, которое бы смогло его к этому побудить ( в реальной камере сгорания — это подача топлива). Тем более, что самостоятельно запуститься и выйти на нужный режим скорости он тоже не сможет, как и любой прямоточный двигатель

Для того, чтобы двигатель все-таки оживить, необходимо сообщить воздушному потоку, проходящему через него, дополнительную энергию, которой бы хватило на нейтрализацию неизбежных потерь, и на разгон этого потока в сопле с целью получения достаточной тяги.

Вот эти функции как раз и выполняет камера сгорания ГТД. Она подводит к потоку тепловую энергию, получаемую в результате химической реакции окисления топлива кислородом воздуха, то есть попросту его сгорания.

Полноценный ВРД прямой реакции для обеспечения, так сказать, всережимности содержит в себе еще и компрессор с приводящей его турбиной. В итоге получаем газогенератор ( компрессор — камера сгорания — турбина ), основу любого современного ГТД. В английском для него даже существует характерное название: «core» , один из переводов которого означает «ядро». А сердцем этого самого «ядра» как раз и является камера сгорания , дающая ему жизнь.

Именно благодаря ей современные ВРД достигают высоких уровней тяги. В том числе и турбовентиляторные двигатели целиком от нее зависят, хотя у них 80% (и выше) тяги приходится на вентилятор, то есть второй контур, в котором камеры сгорания нет. Однако, большой тяжелый вентилятор вращается турбиной, которая без КС не смогла бы выполнять свои полезные функции.

В газогенеораторе высокоэнергетический поток газа, выходящий из камеры сгорания может расходовать свою энергию двумя основными путями. Первый , когда ее малая часть используется для вращения турбины с целью привода компрессора, а остальная — для получения большой реактивной тяги.

В этом случае получаем, как уже выше говорилось, ВРД прямой реакции . К ним относятся все собственно реактивные двигатели — ТРД, ТРДФ, ТРДД (Ф),ТВРД, ПВРД и др.

И второй , когда большая часть ( то есть практически вся :-)) энергии потока срабатывается именно на турбине, причем не только для вращения компрессора, но и для получения полезной работы на валу двигателя (на основном или на валу свободной турбины).

Это уже будут так называемые ВРД непрямой реакции , которые для проявления своей «полезности» требуют наличия дополнительного движителя. Обычно это воздушный или несущий винт, а сами двигатели — ТВД или вертолетные ГТД (турбовальные двигатели).

Однако, роль камеры сгорания ГТД вне зависимости от его типа неизменна и очень важна.

Само понятие «камера сгорания» довольно широко распространено в технике. Она есть в каждой тепловой машине ( в том числе и у обычного автомобильного ДВС в его поршневых цилиндрах). Но конструкция, условия и принцип работы, конечно, у каждой машины свои.

Авиационный ГТД в силу своей специфики обладает так называемой камерой сгорания непрерывного действия (в отличие от ДВС), и, как тепловая машина, работает в соответствии с термодинамическим циклом Брайтона .

Схема работы базового (идеального) цикла Брайтона.

В этом цикле на участке Н-Кад происходит адиабатное сжатие воздуха сначала во входном устройстве (воздухозаборнике Н-В), затем в компрессоре. Затем на отрезке Кад-Г происходит подвод тепла к газовому потоку в камере сгорания. Это процесс изобарический , то есть давление в камере сгорания остается постоянным.

Затем на участке Г-Сад газ адиабатно раширяется, сначала в турбине (Г-Т), а затем в реактивном сопле (Т-Сад). Участок Сад-Н соответствует изобарному процессу отвода тепла в атмосферу. То есть это тот самый холодильник, без которого не обходится не одна тепловая машина.

Соотношение идеального и реального циклов Брайтона.

Однако, описываемые процессы соответствуют идеальному циклу . В реальности в двигателе в качестве рабочего тела представлен не воздух, а газ, теплоемкость которого непостоянна. К тому же в реальном двигателе обязательно имеют место потери: гидравлические, механические и тепловые .

Поэтому реальный рабочий цикл несколько отличается от идеального. На участках Н-К и Г-С процессы протекают не по адиабатам, а по более крутым политропам из-за того, что присутствуют ощутимые гидравлические потери, которые способствуют нагреву газа.

А интересующий нас участок К-Г , то есть тот, на котором, собственно, работает камера сгорания в реальном цикле уже не горизонтален. Он принимает вид нисходящей линии.

То есть подвод тепла в камере сгорания ГТД происходит не при постоянном, а при падающем давлении. Это происходит из-за тех же гидравлических потерь , без которых, к сожалению, не обойтись и сокращению которых при создании камеры сгорания и доводке ее на стенде приходится уделять немало внимания. Кроме того в реальной КС имеет место некоторое увеличение скорости потока газа, так же влекущее за собой определенное падение давления.

Таким образом камера сгорания ГТД работает на повышение энергоемкости газового потока через двигатель. Чем выше температура газов, выходящих из КС, тем выше, в конечном итоге, скорость их истечения из сопла двигателя (или же располагаемая мощность турбовального двигателя).

Возможно предположение, что не менее эффективно на скорость истечения (мощность ТВаД ) может повлиять повышение степени сжатия воздуха, поступающего в КС (то есть степени сжатия в компрессоре ), однако это не совсем так.

Повышение степени сжатия в компрессоре означает увеличение срабатывания энергии газового потока на турбине. То есть турбина должна совершать большую работу для вращения компрессора с целью достижения большей степени сжатия воздуха в нем.

В этом случае газ, выходящий из камеры сгорания в большей степени расширяется на турбине и давление в нем падает, что вызывает снижение скорости истечения газа из сопла двигателя (или же доли энергии, срабатываемой на свободной турбине турбовального двигателя).

На практике, таким образом, получается, что при увеличении степени повышения давления в компрессоре скорость истечения газа из сопла увеличивается незначительно либо не увеличивается совсем или даже может уменьшиться.

Поэтому основной целью увеличения степени сжатия в компрессоре является улучшение работы камеры сгорания в плане уменьшения расхода топлива по отношению к тяге, то есть повышение экономичности двигателя или повышения его КПД . А для увеличения скорости истечения газа из сопла двигателя (и в конечном счете тяги двигателя) используется более понятный путь — увеличение температуры газа, то есть температуры в камере сгорания двигателя .

Однако, повышение температуры газа — путь очень непростой, потому что напрямую отражается на условиях работы камеры сгорания ГТД, и условия эти, мягко говоря, весьма специфичны и непросты, несмотря на кажущуюся иногда простоту устройства этого узла. Вот, к примеру, несколько цифр и фактов на этот счет.

Воздушный поток, поступающий на вход в камеру сгорания, может иметь температуру до 700°С и давление до 45 атм. Внутри нее (в факеле) температура может достигать величины порядка 2200°С а на выходе из него — 1650°С . Тут уместно вспомнить, что температура плавления материалов, из которых изготовлены узлы, где происходит непосредственное горение топлива (так называемая жаровая труба) имеет величину около 1300-1350°С .

Эта величина, правда, при нормальных условиях работы не достигается в результате правильно используемых методов охлаждения . Тепло передается элементам конструкции камеры сгорания ГТД двумя основными путями: конвективным (при непосредственным соприкосновении горячих газов со стенками КС) и способом непосредственного излучения факела пламени . В процессе работы температуры корпусов КС достигают величин порядка 350- 400°С, а жаровых труб — 750-950°С.

Разделение потока на отдельные струи при прохождении различных элементов конструкции КС, работа форсунок, различного рода завихрителей и смесителей в сочетании с определенной неравномерностью поля температур и нагрева отдельных деталей способствует возникновению коробления (как крайний случай даже прогаров ) элементов КС.

Перед создателями камер сгорания ГТД стоит также задача обеспечения так называемого устойчивого горения в потоке (а значит надежности работы). Это приходится делать в условиях, которые для нормального горения и надежного распространения пламени, мягко говоря, малопригодны. Скорости потока очень высоки (иной раз больше скорости распространения пламени), а состав топливо-воздушной смеси часто может находиться вне концентрационной зоны распространения пламени.

При всех этих экстремальных условиях нагреваемые узлы (особенно жаровые трубы) ощутимо меняют свои размеры (ведь тела, как известно, при нагревании расширяются) как в радиальном, так и в осевом отношении. Это заставляет конструкторов принимать специальные меры для компенсации теплового расширения этих узлов во избежание их деформации и потери надежности и корректной работоспособности (чаще всего что-то типа скользящего соединения).

Кроме того при таких высоких температурах создаются отличные условия для газовой коррозии металлов , из которых изготовлены теплонапряженные детали. Ведь они постоянно омываются химически активными газами под большим давлением (до 40 атм) и с большой скоростью потока. Этот неприятный факт может существенно сократить ресурс и надежность КС.

Короче говоря, условия работы камеры сгорания ГТД очень тяжелы и сложно организованы. Для надежности и эффективности работы в ней как бы поддерживается определенный, достаточно тонкий баланс между происходящими процессами, их параметрами и конструктивными особенностями ее элементов. В случае изменения какой-либо составляющей этого баланса могут, в конечном итоге, измениться все характеристики работы КС. Поэтому при ее разработке практически всегда имеет место определенный консерватизм.

Реальная камера сгорания ГТД должна удовлетворять следующим требованиям.

Высокая эффективность сгорания топлива . Характеризуется специальным коэффициентом полноты сгорания, который для современных двигателей достигает на орасчетных режимах достигает величин 0,98-0,99 и более.

Малые гидравлические потери полного давления . Для современных камер сгорания авиационных эти потери равны в среднем 3-5% (хотя могут быть и больше 10%).

Быстрый и надежный запуск, устойчивая работа на различных режимах и во всем предусмотренном диапазоне изменения состава топливо-воздушной смеси (максимальное расстояние между так называемыми бедным срывом и богатым срывом в соответствии с коэффициентом избытка воздуха α, характеризующим соотношение количеств топлива и воздуха в топливо-воздушной смеси), а также в различных погодных условиях (например попадание воды, града с входящим потоком).

Высокая теплонапряженность КС . Это параметр, характеризующий полноту использования объема камеры для процессов горения и получения тепловой энергии. Чем выше теплонапряженность, тем меньше размеры и, соответственно, вес камеры.

Малая величина показателя неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания. Этот показатель очень важен для определения условий работы турбины. Его делят на две составляющие — окружную неравномерность, которая более важна для лопаток соплового аппарата и радиальную неравномерность, актуальную для вращающихся рабочих лопаток. В камерах сгорания авиационных ГТД этот показатель достигает 15-20% (и более) и может быть задан определенной величиной (для правильного формирования величины нагрузок на лопатки).

КС должна иметь хорошее охлаждение , обеспечивающее низкую температуру элементов. Она также должна быть максимально проста по конструкции и в эксплуатации, иметь достаточный ресурс и обладать высокой технологичностью производства.

На стенках КС не должно быть нагарообразования и коксовых отложений. Величина вредных выбросов и образование дыма должны быть минимальны. Для этих характеристик предусмотрены специальные показатели: индексы эмиссии, параметры эмиссии и число дымности SN.

Основная цель при разработке и создании перспективных КС — это рост температуры и теплонапряженности, снижение гидравлических потерь и количества вредных выбросов.

В общем случае камера сгорания ГТД представляет собой кольцеобразный узел, передняя часть которого соединена с компрессором, а задняя переходит в турбину, перенаправляя на нее газовый поток.

Это так называемая встроенная камера . Входной ее диаметр обычно не превышает диаметр компрессора, а выходной — турбины. Бывают еще и выносные камеры , однако применяются они практически только на стационарных ГТУ (то есть неавиационного назначения).

Внутренний корпус (кожух) этого кольца (для современных двигателей) опоясывает (и отделяет от горячей части) вал, соединяющий турбину и компрессор, подшипниковые опоры, коммуникации систем и т.д. (в зависимости от конкретной конструкции).

Внешний корпус является по сути дела внешним корпусом двигателя. А между этими корпусами (внутри) расположены жаровые трубы. Жаровая труба – это конструктивный узел в котором непосредственно и происходит процесс горения. По форме она на самом деле напоминает трубу.

Внешний и внутренний корпусы в сочетании с некоторыми другими элементами на входе в камеру сгорания формируют диффузор , в котором происходит торможение воздушного потока с повышением его давления.

Все камеры сгорания в принципиальном плане похожи друг на друга, однако существует их деление по определенным, достаточно существенным признакам. Один из принципов классификации камер сгорания ГТД — это деление их по общей компоновке . Сегодня существует три типа компоновок: трубчатая (или индивидуальная), трубчато-кольцевая и кольцевая.

Конструктивные схемы камер сгорания. а - трубчатая, б - трубчато-кольцевая, в - кольцевая.

Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания несколько выбивается из приведенного выше определения ее как кольца с двумя корпусами, потому что состоит из нескольких отдельных секций, каждая из которых имеет свой собственный трубообразный корпус и расположенную внутри него жаровую трубу.

Жаровые трубы соединены между собой так называемыми пламяперебрасывающими патрубками , служащими для передачи факела пламени в соседние трубы при запуске и в случае погасания одной из труб. Живучесть двигателя с такой камерой достаточно высока. Плюс такая конструкция облегчает эксплуатацию и ремонт двигателя. Каждую индивидуальную КС можно снять для ремонта, не разбирая весь двигатель.

Трубчатая камера сгорания двигателя Rolls-Royce RB.41 Nene.

Из-за небольшого объема доводка такой КС при ее разработке достаточно легка. Такая камера хорошо компонуется с центробежным компрессором . Это одна из главных причин ее использования на ранних ТРД, имеющих ЦБ компрессор.

Примером может служить британский двигатель Rolls-Royce RB.41 Nene , устанавливаемый на самолет Hawker Sea Hawk и его последователь советский двигатель ВК-1 (или РД-45, с форсажем — ВК-1Ф/РД-45Ф) для самолетов МИГ-15, МИГ-17, ИЛ-28, ТУ-14 . Или же чехословацкий Motorlet M-701 , устанавливавшийся на массовом учебно-тренировочном самолете Aero L-29 Delfín .