Текст
Процессы в камерах
сгорания
гтд
GAS
TURBINE
COMBUSTION
Arthur H. Lefebvre
Thermal Sciences and Propulsion Center
School of Mechanical Engineering
Purdue University
West Lafayette, Indiana
Hemisphere Publishing Corporation
Washington New York London
McGRAW-HILL BOOK COMPANY New York St. Louis San Francisco
Auckland Bogota Hamburg Johannesburg London Madrid Mexico
Montreal New Delhi Panama Paris Sao Paulo Singapore Sydney Tokyo
Toronto
А.Лефевр
Процессы
в камерах
сгорания
ГТД
Перевод с английского
канд.техн. наук
С. О. АПЕЛЬБАУМА,
А. А. ГОРБАТКО,
A. Д. РЕКИНА,
B. И. ЯГОДКИНА
под редакцией
д-ра техн. наук, проф.
В. Е. ДОРОШЕНКО
МОСКВА
«МИР»
1986
ББК 39.55
Л 53
УДК 621.452.3
Лефевр А.
Л53 Процессы в камерах сгорания ГТД: Пер. с англ. —
М.: Мир, 1986. —566 с, ил.
В книге известного английского специалиста по авиационным газотурбинным
двигателям (ГТД) рассмотрены физические и химические процессы,
сопровождающие горение в ГТД, принципы организации горения при ламинарном и
турбулентном режимах, приведены данные по кинетике химических реакций, по определению
условий воспламенения и стабилизации пламени. Анализируются свойства жидких
и газообразных топлив и экологические проблемы при их сжигании.
Для широкого круга специалистов по авиации, двигателестроению, горению,
а также студентов и аспирантов соответствующих специальностей.
Редакция литературы по новой технике
by Hemisphere Publishing Corporation
перевод на русский язык, «Мир», 1986
Предисловие редактора перевода
Горение в камере газотурбинного двигателя (газовой
турбины) обычно происходит в условиях трехмерного
турбулентного двухфазного течения. Сложность и недостаточная
изученность процессов в таких течениях не позволяют рассчитывать
характеристики процесса горения и определять оптимальную
конструкцию камеры сгорания на стадии ее проектирования.
В связи с этим при проектировании и доводке камер, а также
при анализе результатов испытаний приходится пользоваться
эмпирическими данными, полученными в процессе разработки
предыдущих образцов камер сгорания и при
экспериментировании с упрощенными модельными камерами и их узлами.
Однако эти данные содержатся главным образом в
многочисленных периодических изданиях и нередко носят частный
характер. Поэтому предлагаемая читателю книга, в которой, по
нашему мнению, впервые сделана удачная попытка собрать
воедино, обобщить и проанализовать современные представле
ния о рабочем процессе в камере газотурбинного двигателя,
является весьма полезной. Автор в значительной мере достиг
поставленной цели — описать и объяснить основные физические,
химические, газодинамические и тепловые процессы,
протекающие при горении в газотурбинных двигателях, и
продемонстрировать их связь с характеристиками работы и конструкцией
камеры.
Книга отличается инженерной направленностью,
тщательностью подбора материала, хорошим его оформлением,
ясностью и последовательностью изложения. В конце книги для
каждой главы приведены обширные списки литературы по
рассматриваемой теме.
i Вызывает сожаление отсутствие в книге аналогичных
материалов о вибрационном горении, которое часто с большими
трудностями приходится устранять для обеспечения
работоспособности как самой камеры, так и других узлов двигательной
установки. Необходимо также отметить почти полное
отсутствие ссылок на работы советских специалистов, что,
естественно, обедняет научно-технический арсенал автора. Тем не
менее книга представит значительный интерес для инженеров,
конструкторов, научных работников, аспирантов и студентов,
специализирующихся в области авиационных двигателей и
газотурбинных установок.
Предисловие редактора перевода
Перевод гл. 1, 5, 9 выполнен С. О. Апельбаумом, гл. 2, 6, 7,
11—А. А. Горбатко, гл. 3, 4, 10 —В. И. Ягодкиным, гл. 8 —
А. Д. Рекиным. Ниже приведен краткий перечень некоторых
отечественных работ по тематике книги А. Лефевра.
В. Е. Дорошенко
Литература
1. Я. Б. Зельдович, Г. И. Баренблатт, В. Б. Либрович, Г. М. Махвиладзе.
Математическая теория горения и взрыва. — М.: «Наука», 1980.
2. Е. С. Щетинков. Физика горения газов. — М.: «Наука», 1965.
3. Д. А. Франк-Каменецкий. Диффузия и теплопередача в химической
кинетике.— М.: «Наука», 1967.
4. Ю. М. Пчелкин. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. — М.:
«Машиностроение», 1984.
5. Г. Ф. Кнорре, К. М. Арефьев А. Г. Блох, Е. А. Нахапетян, И. И. Палеев,
В. Б. Штейнберг. Теория топочных процессов. — М. — Л.: «Энергия», 1966.
6. Ю. Ф. Дитякин, Л. А. Клячко, Б. В. Новиков, В. И. Ягодкин. Распылива-
ние жидкостей. — М.: «Машиностроение», 1977.
7. К. И. Щелкин, Я. К. Трошин. Газодинамика горения. — М.: изд-во АН
СССР, 1963.
8. А. С. Соколик. Самовоспламенение, пламя и детонация в газах. — М.:
изд-во АН СССР, 1960.
9. Б. В. Раушенбах, С. А. Белый, И. В. Беспалов, В. Я. Бородачев, М. С.
Волынский, А. Г. Прудников. Физические основы рабочего процесса в
камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. — М.: «Машиностроение»,
1964.
10. Теория турбулентных струй. Под ред. Г. Н. Абрамовича. — М.: «Наука»,
1984.
И. С. М. Ильяшенко, А. В. Талантов. Теория и расчет прямоточных камер
сгорания. — М.: «Машиностроение», 1964.
12. Г. Н. Абрамович. Прикладная газовая динамика. — М.: Гостехиздат, 1953.
13. А. Н. Михайлов, Г. М. Горбунов, В. В. Борисов, Л. А. Квасников,
Н. И. Марков. Рабочий процесс и расчет камер сгорания газотурбинных
двигателей. — М.: Оборонгиз, 1959.
Предисловие
Газовую турбину можно с полным основанием назвать
двигателем двадцатого века. Потенциальные возможности ее как
практичного источника энергии были оценены еще в начале
1900-х гг., однако бурное развитие газотурбинной техники под
влиянием надвигавшейся войны началось только в 1930-х гг.
Высокий темп развития сохранился и в послевоенные годы,
главным образом из-за огромных преимуществ, которые
ожидались от авиационных газотурбинных двигателей в отношении
дальности и скорости полета, экономии топлива и комфорта
пассажиров. Поэтому газотурбинные двигатели уже в течение
нескольких десятилетий являются основным источником
движущей силы в авиации и находят постепенно все большее
применение в качестве силовых установок на судах, тепловозах,
грузовых автомашинах и автобусах. Вследствие этого производство
газотурбинных двигателей стало одной из ведущих отраслей
промышленности в наиболее развитых индустриальных странах
мира и приобретает все более важное значение во многих
развивающихся странах.
Возникшая в последнее время необходимость оценить
возможность применения топлив, отличающихся по качеству от
нефтяных топлив высокой очистки, а также озабоченность все
возрастающим уровнем загрязнения атмосферы заставили
обратить внимание на недостаточную изученность процессов горения
и отсутствие исчерпывающего для современного уровня знаний
руководства по рабочим процессам в камерах сгорания
газотурбинных двигателей. В какой-то степени необходимость
в этом удовлетворялась отличной книгой The Design and
Development of Gas Turbine Combustors, выпущенной Northern
Research and Engineering Corporation (Уоберн, шт. ]М.ассачусетс).
К сожалению, книга эта доступна лишь весьма
ограниченному числу организаций, по заказу которых эна была
составлена. Следует отметить также, что, как свидетельствует
название книги, основное внимание уделено в ней
опытно-конструкторским работам над камерами сгорания и лишь в малой
степени — вопросам, связанным с протекающими в них
процессами.
Задача предлагаемой книги состоит в разъяснении сущности
основных физических, химических и аэротермодинамических
процессов при горении в газотурбинном двигателе и в показе
Предисловие
их прикладного значения по отношению к характеристикам
и конструкции камер сгорания. Она предназначена прежде
всего аспирантам, специализирующимся в области авиационной
и моторостроительной техники, однако может быть
использована также учеными и инженерами различных организаций,,
занимающихся исследованием, проектированием, доводкой и
эксплуатацией газотурбинных двигателей. Хотя содержание ее
охватывает различные области науки и техники, все они
излагаются и трактуются с чисто инженерной точки зрения.
Надеюсь, что эта книга окажется полезной и как учебное пособие,,
и как руководство при разработке камер сгорания
газотурбинных двигателей и стационарных газовых турбин.
При написании этой книги автором был использован
многолетний опыт преподавания курса горения в газотурбинных
двигателях, в частности материалы интенсивного однонедельного
курса лекций, который читается ежегодно в Кренфилдском
технологическом институте (Великобритания) и в Лафайетском
университете (США). Этот короткий курс лекций был прочитан
автором в ряде университетов и моторостроительных
организаций Бельгии, Бразилии, Египта, Индии, Италии, КНР, Норвегии,
Франции и Швеции. Материалы этих лекций постоянно
обновлялись результатами собственных исследований, а также
данными, полученными благодаря тесным связям с
промышленными предприятиями, в работе которых автор принимал
активное участие в качестве проектанта и консультанта.
Книга не требует привлечения каких-либо дополнительных
пособий; читателю достаточно владеть ц&сьма скромными
знаниями в области физики и химии. Автор надеется, что в ней
содержится вся информация, необходимая для проектирования
и анализа характеристик камер. В соответствии с
существующей тенденцией в книге используется Международная система
единиц (СИ).
В гл. 1 приведены основные требования к характеристикам
камер сгорания и дано описание особенностей их конструкции,,
а также рассмотрены различные типы и конструктивные схемы
камер. В гл. 2 изложены некоторые вопросы теории горения,
в частности понятия о ламинарных и турбулентных пламенах»
суммарной скорости реакций, влиянии состава смеси и
адиабатической температуры пламени.
В гл. 3 рассматриваются конструкция и характеристики
конических, плоских и кольцевых диффузоров. Гл. 4 посвящена
характеристикам течения в камере сгорания и анализу
взаимосвязей между размерами проточной части, потерями полного
давления, полями температуры, гидравлическими
характеристиками отверстий, глубиной проникновения и смешением
воздушных струй с потоком газа, характеристиками завихрителей
и расположением отверстий на жаровой трубе.
Предисловие
В гл. 5, 6 и 7 изложены основы и ключевые проблемы
процессов горения. Возможности достижения высокой полноты
сгорания топлива рассматриваются в гл. 5. Представлены три
модели процесса горения, в которых скорости протекания
лимитируются скоростью смешения, испарения или химической
реакции. Механизм стабилизации пламени и методы, используемые
для расширения диапазона устойчивого горения, описаны в
гл. 6. Приведены результаты исследования влияния типа
топлива, внешних условий и размеров стабилизатора на
устойчивость процесса горения. На основании этих данных выведена
зависимость, позволяющая прогнозировать _г?аницы области
устойчивой ?а&оты реальных камер сгорания. Теория искрового
зажигания и методы, применяемые для осуществления
зажигания в камерах ГТД, излагаются в гл. 7. Рассмотрены вопросы,
связанные с влиянием конструктивных особенностей камер,
характеристик факела распыленного топлива и системы
искрового зажигания на условия воспламенения топлива. Особое
внимание уделяется важной проблеме высотного запуска камеры.
Процессы теплообмена, определяющие тепловое состояние
жаровой трубы, обсуждаются в гл. 8, где представлены также
методы расчета температуры охлаждаемых и неохлаждаемых
стенок жаровых труб. Заключает эту главу обзор
перспективных методов охлаждения стенок.
Гл. 9 и 10 посвящены топливам и методам их подачи в
камеру. Хотя в гл. 9 приведены в основном данные о свойствах
и характеристиках горения обычных жидких углеводородных
топлив, некоторое внимание уделено в ней и газообразным топ-
лнвам, а также влиянию, которое могут оказать альтернативные
и синтетические топлива на конструктивный облик и
характеристики камер сгорания. Проявляющаяся в последнее время
тенденция к использованию топлив пониженного качества вновь
усилила интерес к изучению процесса впрыскивания, методов
измерения и определения различных характеристик топливного
факела: корневого угла, кривых распределения, среднего
диаметра капель. Все эти вопросы обсуждены в гл. 10, где
приведены также формулы для определения среднего диаметра
капель, образующихся при распыливании топлива
центробежными, пневматическими и вращающимися форсунками. Глава
завершается разделом, в котором сравниваются различные
методы подачи топлива, включая систему с испарительными
трубками.
I В настоящее время общепризнано, что загрязнения, генери-
i руемые в процессе горения, представляют серьезную угрозу для
окружающей среды. В гл. И обсуждаются проблемы, связанные
с механизмом образования загрязняющих веществ в камерах
газотурбинных двигателей, и методы снижения их
концентрации. Рассмотрены различные подходы к проектированию камер
10 Предисловие
с низким уровнем вредных выбросов, например камеры с
регулируемым расходом воздуха, с двухзонным горением и с
использованием предварительно подготовленных «бедных»
горючих смесей.
Мой интерес к проблемам горения в газотурбинных
двигателях возник около трех десятилетий назад в годы приятной
и плодотворной работы с Ф. (Даном) Джонсоном и его
коллегами в отделе процессов горения фирмы «Роллс-Ройс» в г.
Дерби. Позднее я перешел в Инженерно-механический институт
(г. Кренфилд), где нашел чрезвычайно благоприятную
обстановку для проведения исследований процессов горения. Я весьма
обязан тамошним своим коллегам, и особенно аспирантам,
усилиями которых были получены результаты, во многом
определяющие качество этой книги. Мне приятно также отметить
влияние, которое в годы совместной работы оказали на меня
коллеги из Детройтского отделения фирмы «Дизел Аллисон»,
особенно Сэм Рейдер, Боб Салливен и Джерри Томлинсон,
ставившие передо мной ряд интересных проблем.
Многие друзья и коллеги, владеющие специальными
знаниями, любезно согласились просмотреть и прокомментировать
соответствующие главы этой книги. К ним относятся д-р Е. Гуд-
жер и проф. Р. Флетчер из Кренфилда, проф. Р. Фокс из Ла-
файетского ун-та, м-р А. Льюис, работавший ранее в компании
«Шелл» в Тортоне, д-р А. Новик из Управления исследований
министерства обороны и м-р Н. Симмонс из корпорации «Паркер
Хэннифэн». Приношу всем им глубокую благодарность, а также
проф. Дж. Чину из Пекинского института авиации и
космонавтики, который во время пребывания в Лафайетском ун-те в
качестве приглашенного профессора внимательно просмотрел всю
рукопись книги и сделал много полезных замечаний.
Я весьма признателен м-с Аманде Нимантсвердрит за ее
весьма искусное печатание рукописи. Наконец, мне бы очень
хотелось поблагодарить свою жену Салли за ее моральную
поддержку и терпение, которое она проявила во время
написания книги.
Артур Лефевр
Основные сведения
о камерах сгорания
газотурбинных двигателей
ВВЕДЕНИЕ
Эта глава посвящена, в основном, обсуждению основных
требований к камерам сгорания газотурбинных двигателей,
а также описанию, в общих чертах, конструкций различных
камер сгорания, используемых в авиационных и стационарных
ГТД. Некоторые важные конструктивные особенности и
проблемы, затронутые здесь, наряду с другими важными вопросами
более подробно рассматриваются в соответствующих главах
этой книги.
В течение последних сорока лет хотя и постепенно, но
непрерывно продолжался процесс совершенствования камер
сгорания. Тот факт, что многие камеры сгорания ГТД, находящиеся
сейчас в эксплуатации, сходны по размерам, форме и общему
виду с теми, которые разрабатывались много лет назад, не
следует рассматривать как свидетельство недостаточного
прогресса в этой области. Близкое внешнее сходство камер
сгорания ГТД различных поколений обусловлено, в основном,
требованием, чтобы их габариты — длина и площадь поперечного
сечения— укладывались в заданные пределы, связанные с
размерами других основных узлов двигателя, а также
требованиями снижения до минимума потерь полного давления в
диффузоре и обеспечения устойчивого горения в широком
диапазоне изменения отношения топливо/воздух. Несмотря на
усложнение условий работы — повышение рабочих давлений,
температур и скоростей воздуха при входе, — камеры сгорания
современных ГТД по-прежнему имеют близкую к 100 % полноту
сгорания топлива во всем диапазоне рабочих режимов при
меньших потерях полного давления, сниженном уровне выброса
В?едных продуктов сгорания и при ресурсах, превышающих
ресурсы многих других узлов двигателя.
Однако стремление к дальнейшему совершенствованию
конструкции камер сгорания проявляется в настоящее время даже
в большей степени, чем прежде. Разработка новых схем и
конструкций необходима по-прежнему хотя бы для того, чтобы
удовлетворить все более возрастающим требованиям к выбросу
вредных веществ, а также к использованию в газотурбинных
двигателях топлив ухудшенного качества. Выдвижение этих
дополнительных условий не сопровождается, однако, каким-
12 Глава 1
либо ослаблением традиционных требований к ресурсу, полям
температуры и высотному запуску. Фактически в связи с
необходимостью повышения температур в горячей части двигателей
эти традиционные требования, за исключением высотности
запуска, все более ужесточаются [1]. С другой стороны,
требования к высотному запуску изменились за это время очень мало;
до введения ограничений на выбросы вредных веществ именно
они определяли наиболее форсированный режим, по которому
выбирались размеры (объем) камеры сгорания. Однако
требования к полноте сгорания топлива, которые выдвигаются
в связи с законами о защите окружающей среды,
подразумевают, по-существу, увеличение степени форсирования на режиме
малого газа [1]. В тех довольно частых случаях, когда условия
на режиме малого газа становятся более тяжелыми, чем на
режиме высотного запуска, выбор размеров камеры приходится
производить, исходя из ограничений по выбросам вредных
веществ. Помимо этих требований, налагаемых извне, существует
также внутренняя необходимость в улучшении характеристик
камер сгорания, обусловленная развитием и
совершенствованием других узлов двигателя. По-прежнему, очевидно, сохранит
свою важность требование уменьшения размеров и массы камер.
Чрезвычайно большие ресурсы, которые имели некоторые
камеры сгорания, сконструированные в начале 1960-х гг., будет
трудно превзойти при повышенных значениях рабочих
температур, хотя в новых камерах используются более совершенные
материалы и методы охлаждения. Настоятельная
необходимость в улучшении таких характеристик двигателя, как его
удельная масса и удельный расход топлива, требуют
повышения температуры газа перед турбиной и большего, чем в
настоящее время, соответствия фактического и расчетного полей
температуры газа перед турбиной [2].
В будущем все возрастающую роль, по-видимому, будут
играть требования более высокой надежности, большей
долговечности и меньших производственных и эксплуатационных за-
/грат. С целью достижения таких характеристик ведутся поиски
и исследования новых идей, которые позволили бы
усовершенствовать не только конструкцию, но и технологию изготовления
камер сгорания. В результате этого были разработаны более
совершенные системы охлаждения и более широкое
распространение получили теплозащитные покрытия на внутренних
стенках жаровых труб [1].
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КОНСТРУКЦИИ
Интересно хотя бы вкратце проанализировать соображения,
которыми обычно руководствуются при выборе конфигурации
и основных размеров традиционных камер сгорания. Такого
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
13
Воздух
рода данные позволяют понять, как определяются основные
конструктивные характеристики, обеспечивающие работу
камеры сгорания. Эти данные определяют также пределы
возможных изменений конфигурации и размеров камеры, при
которых наилучшим образом топлиш
могли бы быть удовлетворены |
весьма разнообразные
требования к их рабочим
характеристикам, различным в зависи- воздух-
мости от конструкции
двигателя.
На рис. 1.1, а показана
схема простейшей камеры
сгорания — прямой цилиндрический
канал, соединяющий
компрессор с турбиной. К сожалению,
такое простое устройство
непригодно из-за недопустимо
больших потерь давления.
Потери давления, обусловленные
подводом тепла (горением), в
общем пропорциональны
квадрату скорости воздушного
потока. Поскольку скорость воз- Воздух
духа на выходе из компрессора
близка к 150 м/с, потери
давления при этом могут
достигать четвертой части общего
повышения давления в
компрессоре. Для снижения
потерь давления до приемлемого
уровня используют, как пока- воздух
зано на рис. 1.1,6, диффузор,
с помощью которого скорость
воздуха уменьшают
приблизительно В 5 раз. Однако ОДНОГО рис. \L Стадии развития схемы тра-
ЭТОГО недостаточно, так как диционной камеры сгорания газотур-
для предотвращения срыва бинного двигателя,
пламени и поддержания
устойчивого процесса горения необходимо с помощью обратных
токов создать зону малых скоростей. На рис. 1.1, в показано,
как этого можно достичь посредством простой пластины. Такое
устройство имеет, однако, один недостаток, который
заключается в том, что необходимое для получения заданной
величины повышения температуры отношение топливо/воздух,
обычно близкое к 0,02, существенно превышает предел
воспламеняемости смесей углеводородов с воздухом. В идеаль-
14 Глава 1
ном случае коэффициент избытка топлива ср (equivalence ratioI}
близок к 0,8, хотя, например при желании снизить уровень
выброса окислов азота, эта величина может быть снижена
до ~0,6. Указанный недостаток может быть устранен, если
простой стабилизатор заменить, как показано на рис. 1.1, г,
перфорированной жаровой трубой. В жаровой трубе создается
зона малых скоростей, в которой процесс горения
поддерживается циркуляционным течением продуктов сгорания,
непрерывно поджигающим поступающую в камеру свежую топливо-
воздушную смесь. Избыточная (ненужная для горения) часть
воздуха вводится в жаровую трубу за зоной горения, где она
перемешивается с горячими продуктами сгорания, понижая
таким образом их температуру до приемлемого для турбины
уровня. На практике между первичной зоной горения и зоной
разбавления часто предусматривают так называемую
промежуточную зону, предназначаемую для устранения потерь,
связанных с диссоциацией продуктов сгорания в первичной зоне. Это
достигается путем локального подвода небольшого количества
воздуха.
Таким образом, рис. 1.1 иллюстрирует логическое развитие
принципа организации рабочего процесса в камере сгорания
наиболее распространенной схемы. Существует соответственно
большое число вариантов основной схемы, приведенной на
рис. 1.1, г. Однако в общем случае конструкция любой камеры
сгорания ГТД всегда имеет следующие основные элементы:
корпус, диффузор, жаровую трубу, топливную форсунку.
Выбор схемы и конкретного типа камеры сгорания
определяется в основном требованиями к двигателю, однако в
немалой степени зависит также от размеров отведенного для
камеры пространства, которое необходимо использовать с
максимальной эффективностью. В крупных авиационных двигателях
почти без исключения применяются камеры сгорания
прямоточной схемы, в которых воздух течет параллельно оси камеры.
В случае двигателей меньшей мощности более компактными
оказываются кольцевые камеры с противоточным течением
воздуха, которые позволяют существенно уменьшить расстояние
между компрессором и турбиной. Обычно топливо подается
в зону горения в хорошо распыленном виде. Распыливание
топлива производится либо при подаче его под большим давлением
через точно выполненное отверстие (сопло), либо с помощью
струи воздуха, которая, втекая с большой скоростью в зону
горения, попутно дробит топливо на мелкие капли. Для
создания такой струи воздуха используется перепад давления на
жаровой трубе.
l) Equivalence ratio — величина, обратная принятому в отечественной
литературе коэффициенту избытка воздуха (окислителя). Часто переводится как
«эквивалентное отношение». — Прим. ред.
Основные сведения о камерах сгорания ГТД 15
ТРЕБОВАНИЯ К КАМЕРАМ СГОРАНИЯ
Камера сгорания газотурбинного двигателя должна
удовлетворять широкому кругу требований, относительная важность
которых зависит от типа двигателя. Общими для всех камер
сгорания являются следующие требования:
1. Высокая полнота сгорания топлива (топливо должно
сгорать так, чтобы вся его химическая энергия превращалась
в тепло).
2. Надежный и плавный запуск в земных условиях
(особенно при низких температурах окружающей среды), а для
авиационных двигателей — и на больших высотах (в случае
срыва пламени).
3. Широкие пределы устойчивого горения (пламя не должно
погасать в широком диапазоне изменения давления, скорости
и отношения топливо/воздух).
4. Отсутствие пульсаций давления и других проявлений
нестабильности, вызванных процессом горения.
5. Низкие потери полного давления.
6. Выходное поле температуры газа (т. е. степень
неравномерности температуры по поперечному сечению камеры) должно
удовлетворять условию максимальной долговечности рабочих
и сопловых лопаток турбины.
7. Низкий уровень выбросов дыма, несгоревшего топлива
и газообразных веществ, загрязняющих атмосферу.
8. Минимальная стоимость конструкции и простота ее
обслуживания при эксплуатации.
9. Конфигурация и размеры камеры должны быть
совместимы с контуром двигателя.
10. Большой ресурс.
11. Способность работы на различных топливах.
Для авиационных двигателей важнейшими дополнительными
требованиями являются малые размеры и масса; в
стационарных газотурбинных двигателях большее внимание уделяется
таким требованиям, как ресурс и возможность работы на
различных топливах.
ТИПЫ КАМЕР СГОРАНИЯ
Двумя основными типами камер сгорания являются
трубчатые и кольцевые камеры. Широко применяются также так
называемые трубчато-кольцевые камеры, в которых жаровые трубы
трубчатой конструкции располагаются равномерно по
окружности внутри кольцевого корпуса.
Трубчатые камеры сгорания
Трубчатая камера сгорания состоит из цилиндрической
жаровой трубы, расположенной концентрично внутри
цилиндрического корпуса. Трубчатые камеры характерны для большинства
16 Глава 1
турбореактивных двигателей ранних конструкций: число камер
в двигателях варьировалось обычно в пределах от 7 до 16.
В газотурбинных двигателях малой мощности применение
одиночной трубчатой камеры сгорания может оказаться выгодным
и в настоящее время. Однако для большинства авиационных
двигателей трубчатые камеры сгорания неприемлемы из-за
большой длины и массы, а также потому, что при их
использовании существенно возрастают площадь поперечного сечения
и лобовое сопротивление двигателя.
Кольцевые камеры сгорания
К камерах такого типа кольцевая жаровая труба
располагается концентрично внутри кольцевого корпуса. Такая
«гладкая» в аэродинамическом отношении конфигурация позволяет
создавать компактные конструкции с меньшими потерями
давления, чем в камерах других типов. К сожалению, отличные
аэродинамические характеристики этой схемы приводят к
одному нежелательному последствию — небольшие
неравномерности поля скорости во входном сечении могут вызвать
существенные возмущения в поле температур газа в выходном
сечении камеры.
Другая проблема, важная для кольцевых камер больших
размеров, связана с большими изгибными нагрузками,
действующими на внешнюю обечайку жаровой трубы. Деформация
жаровой трубы приводит к нарушению течения охлаждающего
воздуха и искажению поля температуры газа за камерой
сгорания.
Стендовые испытания кольцевых камер сгорания требуют
больших расходов воздуха, высоких уровней давления и
температуры для воспроизведения режимов максимальной
мощности.
Трубчато-кольцевые камеры сгорания
В трубчато-кольцевых камерах сгорания цилиндрические
жаровые трубы устанавливаются, как показано на рис. 1.2,
внутри общего кольцевого корпуса. Такая схема представляет
собой попытку сочетать компактность кольцевой камеры с
достоинствами трубчатой. По сравнению с кольцевой трубчато-
кольцевая камера имеет одно важное преимущество, состоящее
в возможности при экспериментальной доводке использовать
сегменты (отсеки), содержащие одну или несколько жаровых
труб, и вследствие этого обходиться относительно небольшими
расходами воздуха. Основная проблема при конструировании
трубчато-кольцевых камер состоит в организации
удовлетворительного безотрывного обтекания жаровых труб; серьезные
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
17
трудности, в частности, могут возникнуть при проектировании
диффузора.
Трубчато-кольцевые камеры сгорания до сих пор находят
довольно широкое применение, хотя большинство камер для
а
Рис. 1.2. Различные типы прямоточных камер сгорания.
а —трубчатая (одиночная); б—трубчатая (с большим числом труб); в — трубчато-кольцевая;
г —кольцевая.
современных двигателей большой мощности выполняется по
кольцевой схеме. Достоинства и недостатки трубчатых,
кольцевых и трубчато-кольцевых камер сгорания указаны в табл. 1.1.
ДИФФУЗОР
Одним из требований к камерам сгорания является
требование снижения до минимума суммарных потерь полного
давления ДР3-4- Суммарные потери складываются из двух
2 Зак. 761
18
Глава i
Таблица L1 Достоинства и недостатки различных типов
камер сгорания ГТД
Тип камеры
Трубчатая
Кольцевая
Трубчато-
кольцевая
Достоинства
1. Хорошая механическая
прочность
2. Хорошее согласование
полей течения топлива и
воздуха
3. Небольшой расход
воздуха при стендовых
испытаниях
1. Минимальные длина и
масса
2. Минимальная лобовая
площадь двигателя
3. Минимальные потери
полного давления
4. Быстрое распространение
пламени
1. Хорошая механическая
прочность
2. Хорошее согласование
полей течения топлива и
воздуха
3. Небольшой расход
воздуха при стендовых
испытаниях
4. Малые потери полного
давления
5. Меньшие, чем у трубчатой
камеры, длина и масса
Недостатки
1. Большие габариты и масса-
2. Значительные потери
полного давления
3. Требуются соединительные
патрубки
4. Трудности с
осуществлением переброса пламени
1. Большие напряжения во
внешней обечайке жаровой
трубы
2. При стендовых испытаниях
камеры требуется расход
воздуха, равный расходу в
двигателе
3. Трудно согласовать поля
течения топлива и воздуха
4. Трудно обеспечить
стабильность поля температуры на
выходе
1. Меньшая, чем у кольцевой,
компактность камеры
2. Требуются соединительные
патрубки
3. Трудности с
осуществлением переброса пламени
составляющих — гидравлических потерь АРхол, возникающих при
течении воздуха по тракту камеры, и потерь ДРГОр,
обусловленных подводом тепла к движущемуся с большой скоростью газу.
Таким образом, имеем
A.1)
АРз_4 =
АР
Г0Р.
Гидравлические потери представляют собой сумму потерь в
диффузоре и жаровой трубе. Для оценки общих характеристик
двигателя распределение потерь между диффузором и жаровой
трубой не имеет значения. Однако в отношении камеры
сгорания это важно, так как потери давления в диффузоре
представляют собой прямые потери энергии, тогда как перепад давле-
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
19
ния на стенке жаровой трубы преобразуется в энергию
турбулентного движения, которая благоприятным образом влияет
на процессы горения и перемешивания. Таким образом, в
идеальной камере сгорания потери в диффузоре должны быть
равны нулю, а суммарные гидравлические потери должны быть
близки к перепаду давления на стенках жаровой трубы. В
современных камерах сгорания гидравлические потери составляют
обычно от 2 до 6 % полного
давления за компрессором.
Потери полного давления,
обусловленные подводом тепла
к потоку газа, определяются
выражением
Отношение
температур
3,0
0,05 0,10 0,15 0?0
Число Маха но входе
Рис. 1.3. Потери давления, связанные
с подводом тепла.
A-2) |
Здесь Г3— температура
воздуха перед камерой, а Г4 —
температура газа за камерой
сгорания. На рис. 1.3 приведены
зависимости потерь полного
давления, связанных с
подводом тепла, от числа Маха
потока для различных значений
отношения Г4/Г3.
Для уменьшения скорости воздуха, поступающего в камеру,
и снижения потерь давления до приемлемого уровня обычно
применяются диффузоры. Назначение диффузора не
ограничивается только снижением скорости; он должен также
обеспечить преобразование скоростного напора в давление с
минимальными потерями и создать устойчивое равномерное поле
скорости перед жаровой трубой. Рис. 1.4 иллюстрирует два
принципиально различных подхода к проектированию
диффузора. Целью одного из них является создание безотрывного
(хотя и относительно длинного) диффузора, обеспечивающего
максимальную степень преобразования скоростного напора
в давление, а другого — создание короткого кольцевого
диффузора, за которым следует резкое расширение сечения со
срывом потока. Срывной диффузор значительно короче
безотрывного и, как считается, менее чувствителен к изменению поля
скорости за компрессором. Существенным его недостатком
являются повышенные потери давления; кроме того, для него
характерен низкий перепад статического давления на стенке
фронтового устройства жаровой трубы, что обусловлено резким
ускорением потока, обтекающего фронтовое устройство. Это
2*
20
Глава 1
Диффузорное
течение
препятствует использованию завесы для охлаждения стенок
фронтового устройства. В настоящее время широко
используются диффузоры обоих типов. Однако постепенно все большее
предпочтение конструкторы начинают отдавать срывным
диффузорам. Это объясняется, в основном, технологическими
трудностями, связанными с изготовлением безотрывных диффузоров.
На рис. 1.4 показана также интересная конструкция
диффузора, управляемого с помощью вихря, предложенная в работе
[3]. По существу это диффузор
с «внезапным расширением»,
в котором для предотвращения
отрыва потока используется
эффективная система отсоса
воздуха. Испытания кольцевых
моделей с симметричным
профилем скоростей в начальном
сечении показали, что при
числах Маха до 0,3 такой
диффузор обеспечивает высокий
коэффициент восстановления
давления и быстрое выравнивание
профиля скорости по длине.
При отсосе из потока,
например, 5 % воздуха коэффициент
восстановления давления
может достигать 0,95 на длине, не
превышающей удвоенной
высоты начального сечения.
Диффузор такого типа можно
использовать, конечно, только
в двигателях, в которых
существует или допустим
постоянный отсос воздуха. Однако,
принимая во внимание все
возрастающие потребности в воздухе для охлаждения лопаток,
а также разработки перспективных схем двигателей, следует
заключить, что это ограничение вряд ли помешает широкому
использованию таких диффузоров в будущем.
в
Рис. 1.4. Типы кольцевых диффузоров,
а —плавный; б —с внезапным расширением;
0 —управляемый с помощью вихря.
ПЕРВИЧНАЯ ЗОНА ГОРЕНИЯ
В первичной зоне горения должны быть созданы условия
для стабилизации пламени, а также обеспечены необходимые
время пребывания, температура и интенсивность
турбулентности, при которых может быть получена достаточно высокая
полнота сгорания топлива.
Основные сведения о камерах сгорания ГТД 21
Первичные зоны бывают двух типов — «коробчатые», в
которых образуется крупномасштабная циркуляционная зона,
и многощелевые («перечница») с вихрями существенно
меньшего масштаба. Характерные особенности соответствующих
устройств достаточно подробно описаны в работе [4].
Крупная зона обратных токов может быть создана с
помощью малого числа крупных струй. В такой зоне смешение
Таблица 1.2. Значения параметра топливной нагрузки,
соответствующие максимальному тепловыделению
в различных устройствах для сжигания топлива [2]
Устройство для сжигания топлива
Сферический реактор Лонгвелла с
гомогенной горючей смесью и высокими
G0 %) потерями давления на смешение
Тот же реактор, гомогенная смесь, низкие
E %) потери давления на смешение
Первичная зона обычного типа при подаче
гомогенной горючей смеси
Первичная зона обычного типа при
непосредственном впрыскивании жидкого
топлива
Параметр топливной
нагрузки, кг/м'-с-кПа2
3812
937
937
250
горючей смеси с продуктами сгорания протекает медленно,
вследствие чего относительно невелика и максимальная
скорость объемного тепловыделения. Рассматриваемый процесс
горения устойчив в широком диапазоне изменения расходов
топлива, а также при низких значениях давления в камере.
Мелкие зоны обратных токов могут быть созданы
посредством большого числа мелких струй. Достигаемая в этом
случае высокая интенсивность перемешивания приводит к большим
скоростям объемного тепловыделения в смесях стехиометриче-
ского состава. Однако при этом, по сравнению с зоной обратных
токов большого размера, сужается диапазон устойчивого
горения и снижается экономичность при низких давлениях.
Рассматриваемая система в сочетании с регулированием
распределения расхода воздуха весьма перспективна в отношении
снижения выбросов вредных веществ.
Если бы процесс горения лимитировался только скоростями
химических реакций, то объем первичной зоны можно было бы
существенно уменьшить. Продемонстрирована возможность
достижения чрезвычайно высоких скоростей тепловыделения [5].
Однако в исследованном устройстве топливо предварительно
испарялось и перемешивалось с воздухом вне камеры, а
хорошее смешение горючей смеси с продуктами сгорания
достигалось благодаря очень большому перепаду давления, под
22
Глава 1
которым горючая смесь подавалась в камеру [2]. Если бы вис-
следованном сферическом реакторе [5] перепад давления был
существенно снижен, то скорость тепловыделения в нем заметно
упала бы и стала сравнимой со скоростью тепловыделения
в обычной первичной зоне камеры сгорания, когда в нее
подается такая же
предварительно испаренная и
перемешанная топливовоздушная
смесь. Естественно, что если
жидкое топливо подавать
непосредственно в первичную
зону, то скорость
тепловыделения снизится еще в несколько
раз. В табл. 1.2 для сравнения
приведены значения нагрузок,
соответствующих
максимальным скоростям
тепловыделения, которые могут быть
достигнуты в различных
устройствах для сжигания топлива.
Скорости тепловыделения в
работе [2] были рассчитаны
для давления и температуры
воздуха, соответствующих
условиям окружающей среды. Из
табл. 1.2 следует, что в
реальных устройствах для сжигания
топлива не могут быть
достигнуты скорости тепловыделения,
полученные в работе [5], и что
ожидать какого-либо успеха в
этом отношении можно,
вероятно, только при использовании
систем с предварительным
испарением и смешением
топлива. Однако в этом случае
сужается диапазон отношений
топливо/воздух х, при которых обеспечивается устойчивое
горение, и, следовательно, необходимо использование какого-либо
устройства для регулирования распределения расхода воздуха,
поступающего в первичную зону.
Методика определения диаметра или высоты проточной
части жаровой трубы, учитывающая требования к полноте
сгорания топлива и потерям полного давления, изложена в гл. 5.
После того как эти размеры установлены, перед конструктором
встает вопрос о выборе длины первичной зоны. Зону обратных
токов необходимого размера можно образовать, используя про-
Рис. 1.5. Структуры течений в
первичной зоне.
а —встречные струи; б —закрученный
поток; в — закрученный поток и встречные
струи.
Основные сведения о камерах сгорания ГТД 23
тивоположно направленные струи, подаваемые радиально
внутрь жаровой трубы (рис. 1.5, а), или закрученный
воздушный поток {воздушные завихрители) (рис. 1.5,6). Наиболее
благоприятные результаты получаются при использовании
комбинированного струйно-завихрительного устройства (рис. 1.5, в),
которое получило широкое распространение. Во всех указанных
случаях движение воздуха в первичной зоне близко к круговому,
что способствует уменьшению требуемой длины камеры
сгорания. В связи с этим для большинства камер сгорания
характерны близкие по значениям отношения L/D, что позволяет в
небольших камерах сгорания получать высокие теплонапряженно-
сти, определяемые так, как показано в гл. 5.
Если требуется высокая скорость тепловыделения в камере
сгорания больших размеров, то приходится создавать большое
число зон обратных токов и соответственно большое число мест
подвода топлива. Наглядным примером такого конструктивного
решения может служить двухъярусная кольцевая камера
сгорания, показанная на рис. 1.16, а. При этом можно существенно
укоротить жаровую трубу, но ценой значительного увеличения
числа топливных форсунок.
ПРОМЕЖУТОЧНАЯ ЗОНА
В любой камере сгорания достаточную по длине область
должна занимать промежуточная зона, предназначенная для
выполнения двух основных функций. На малых высотах полета
в промежуточной зоне должно происходить возмещение потерь,
связанных с диссоциацией, а также догорание плохо
перемешанных переобогащенных топливом газовых «молей» в
локальных объемах. Потери из-за диссоциации обусловлены
химической нестабильностью продуктов сгорания (двуокиси углерода
СО2 и паров воды Н2О) при высоких температурах. Если даже
предположить, что топливо сгорает полностью, то следует
учитывать, что при температурах 2200—2400 К в первичной зоне
происходит диссоциация СО2 до окиси углерода СО, а также
диссоциация кислорода и в меньшей степени Н2О. В
равновесной стехиометрической смеси при давлении 2 МПа и
температуре 2350 К содержится около 1,5% СО. Если такой
диссоциированный горячий газ попадет непосредственно в зону
разбавления и будет быстро охлажден большим количеством
подмешиваемого к нему воздуха, то состав газа окажется «замороженным»
и окись углерода СО покинет камеру с истекающими газами,
не успев окислиться до СО2 и выделить при этом
соответствующее количество тепла. Постепенное снижение температуры
газов до некоторого промежуточного уровня, которое достигается
добавлением небольших количеств воздуха, позволяет завершить
24 Глава 1
окисление СО и процесс дожигания несгоревшей части
топлива.
На больших высотах полета (т. е. при низких давлениях
окружающей среды) скорости реакций в первичной зоне
становятся меньше и процесс горения не успевает завершиться
к моменту выхода газов из первичной зоны. При этом
промежуточная зона становится как бы продолжением первичной
зоны и позволяет увеличить время пребывания газов при
высокой температуре, прежде чем произойдет их охлаждение и
возможное замораживание реакций в зоне разбавления.
Длина промежуточной зоны определяется в результате
компромисса между увеличением длины камеры и снижением
полноты сгорания топлива. Характерная величина ее составляет от
0,5 до 0,7 диаметра или высоты проточной части жаровой трубы.
В авиационных двигателях, предназначенных для длительной
работы на высотных крейсерских режимах, длина
промежуточной зоны может быть равна высоте проточной части жаровой
трубы. Длина этой зоны должна определяться минимальной
длиной, необходимой для перемешивания промежуточного
воздуха с потоком газа, и минимальным временем пребывания,
необходимым для завершения процесса горения.
ЗОНА РАЗБАВЛЕНИЯ
Избыточный воздух, который не участвует в горении
топлива и охлаждении стенок, подается внутрь жаровой трубы
в зоне разбавления с тем, чтобы получить среднюю
температуру и профиль (эпюру) температуры по поперечному сечению,
приемлемые для турбины. Этот воздух вводится через один или
несколько рядов отверстий в стенках жаровой трубы. Размер
и форма этих отверстий оптимизируются по глубине
проникновения струй и эффективности смешения их с основным потоком
газа. Глубина проникновения струй зависит от соотношения
между количеством движения струи и количеством движения
основного потока. При обычных для жаровых труб значениях
перепада давления максимально возможная глубина
проникновения составляет около пяти начальных диаметров струи.
Поскольку струи должны внедряться в поперечный основной поток,
минимальный их размер должен быть соотнесен с высотой
проточной части жаровой трубы.
Количество воздуха, которое обычно подается в зону
разбавления, варьируется между 20 и 40 % суммарного расхода
воздуха через камеру сгорания. Теоретически считается, что
путем удлинения зоны разбавления или существенного
увеличения перепада давления на стенке жаровой трубы можно
достичь любой заданной степени перемешивания. В
действительности, однако, при удлинении зоны разбавления качество сме-
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
25
шения улучшается существенно только вначале. При
дальнейшем увеличении длины влияние ее постепенно уменьшается
[6]. Таким образом, длина зоны разбавления определяется в
основном диаметром струй, который в свою очередь связан с
высотой проточной части жаровой трубы. Вследствие этого
отношение L/D для зон разбавления различных камер изменяется
в узких пределах — от 1,5 до 1,8.
В современных высокосовершенных газотурбинных
двигателях поле температуры газа должно удовлетворять следующему
Рис. 1.6. Основные элементы камеры сгорания газотурбинного двигателя.
/ — воздушный завихритель; 2 — воздухозаборник; 3—диффузор; 4—топливная!форсунка;
5 — головка (фронтовое устройство); 6 — отверстия первичной зоны; 7 —жаровая труба;
8—щель для охлаждающей завесы; 9 — внешний кольцевой канал; 10 — внутренний
кольцевой канал; // — отверстия зоны разбавления; 72—корпус; 13—отверстия промежуточной
зоны.
основному требованию: температура должна быть минимальной
у корня лопаток турбины (в месте наибольших напряжений)
и у вершины лопаток (с целью защиты материалов,
используемых для уплотнения). Создание нужной радиальной эпюры
температуры на выходе из камеры сгорания является задачей
первостепенной важности, поскольку она влияет как на
допустимое значение средней температуры газа перед турбиной, так
и на ресурс всей горячей части двигателя. В связи с важностью
и сложностью этой задачи доводка температурного поля газа
обычно составляет значительную часть объема работ,
затрачиваемых на создание камеры сгорания.
Расположение рассмотренных выше трех основных зон,
а также других конструктивных элементов камеры сгорания
и отверстий для подвода воздуха показано на рис. 1.6.
ВПРЫСКИВАНИЕ ТОПЛИВА
Чрезвычайно важное влияние на характеристики камеры
газотурбинного двигателя оказывают процессы распыливания и
испарения жидкого топлива. Обычно применяемые в ГТД топлива
26 Глава 1
не обладают высокой летучестью, поэтому для того, чтобы
обеспечить их испарение в количествах, достаточных для
воспламенения и горения, необходимо дробить (распыливать) топливо
на большое число капель, увеличивая тем самым во много раз
поверхность испарения. Чем меньше размер капель, тем больше
скорость их испарения. Особенно сильное влияние размер капель
оказывает на характеристики воспламенения топлива, поскольку
даже небольшое снижение качества распыливания требует
существенного увеличения энергии источника поджигания.
Качество распыливания оказывает также влияние на пределы
устойчивого горения, полноту сгорания топлива на режиме
малого газа, а также уровни выбросов дыма, окиси углерода и
несгоревших углеводородов.
Центробежная форсунка
Наиболее распространенный метод механического
распыливания топлива заключается в продавливании его под большим
перепадом давления через специальные отверстия. В1 камерах
сгорания угол факела распыленного топлива обычно близок
к 90°, что обусловлено необходимостью минимизации длины
жаровой трубы. Получить угол распыла такой величины с помощью
струйной форсунки не представляется возможным, поэтому
большое распространение получили центробежные форсунки, в
которых топливная струя предварительно закручивается. Основная
проблема при этом заключается в обеспечении хорошего
распыливания в широком диапазоне изменения расходов топлива,
например когда максимальный расход в 40 раз превышает
минимальный. Если сопло в форсунке имеет малый диаметр, что
обеспечивает хорошее распыливание при небольших расходах
топлива, то перепад давления при большом расходе топлива
возрастет до недопустимо высокого уровня. С другой стороны, в
случае большого диаметра сопла форсунки топливо будет рас-
пыливаться неудовлетворительно при малых расходах,
характерных для высотных режимов, на которых полнота сгорания
обычно снижается из-за низкого давления окружающей среды.
Проблема эта была решена путем применения форсунок с
двумя концентрично расположенными соплами. Внутреннее
цилиндрическое сопло малого диаметра в такой форсунке
охватывается основным кольцевым соплом большого диаметра. При
небольших расходах топливо хорошо распыливается потому, что
подается только через пусковое (дежурное) сопло малого
диаметра. По мере увеличения давления подачи расход топлива
возрастает. При некоторой заданной величине давления
открывается клапан и топливо начинает поступать также через
основное сопло форсунки. Такое устройство обеспечивает при
относительно умеренных давлениях подачи удовлетворительное рас-
Основные сведения о камерах сгорания ГТД 27
пыливание топлива в широком диапазоне изменения его
расходов. Форсунку обычно проектируют так, чтобы угол конуса
основного факела распыленного топлива был меньше угла
топливного факела пусковой ступени. Благодаря этому обе
топливные струи сливаются у самого выхода из форсунки. Наихудшие
условия для распыливания возникают сразу после открытия
клапана второй ступени, когда на распыливание основного
топлива затрачивается значительная часть кинетической энергии
струи пусковой ступени.
К основным достоинствам центробежных форсунок относятся
их высокая механическая надежность и способность
поддерживать процесс горения очень бедных смесей. К их недостаткам
следует отнести возможность засорения узких форсуночных
каналов содержащимися в топливе посторонними включениями,
а также склонность к сажеобразованию при высоких давлениях
в камере сгорания.
Форсунка с перепуском топлива
Интересной разновидностью центробежной форсунки
является форсунка с перепуском топлива, у которой в центре
задней стенки камеры закручивания располагается отверстие для
перепуска топлива. Установленный в перепускной линии клапан
позволяет регулировать расход топлива таким образом, чтобы
через распыливающее сопло в камеру подавалось заданное
количество топлива, а остальное топливо перепускалось по этой
линии обратно в топливный бак. Важным достоинством такой
системы является то, что она позволяет поддерживать высокое
давление подачи топлива при любых, даже самых низких
расходах топлива и на всех режимах обеспечивает высокое
качество распыливания. К другим ее достоинствам относятся
отсутствие движущихся частей, а также сравнительно большие сечения
проточных каналов, рассчитанные на постоянный
максимальный расход топлива и вследствие этого не подверженные
опасности засорения.
Основной недостаток форсунок с перепуском заключается
в повышенных .затратах мощности на привод топливного
насоса, а также в изменении корневого угла топливного факела
при изменении расхода топлива.
Вращающаяся струйная форсунка
Вращающиеся форсунки не нашли широкого применения в
газотурбинных двигателях, если не считать одного
примечательного исключения, а именно форсунки, разработанной
французской фирмой «Тюрбомека» (это устройство используется в
радиально-кольцевой камере сгорания, показанной на рис. 10.26).
28 Глава 1
Топливо под низким давлением подается по внутреннему
каналу основного вала двигателя, а затем через радиальные
отверстия в стенках вала впрыскивается в камеру. Обычно эти
отверстия для впрыска топлива располагают в одной плоскости;
однако в некоторых случаях для того, чтобы улучшить
равномерность распределения топлива и избежать излишнего
ослабления полого вала, используют два пояса отверстий.
Основное преимущество системы фирмы «Тюрбомека»
заключается в ее простоте и дешевизне. Низконапорный
топливный насос, по утверждению фирмы, обеспечивает
удовлетворительное распыливание топлива даже при очень низких (вплоть
до 10 % от максимальных) частотах вращения вала. Влияние
вязкости топлива практически не сказывается, поэтому такая
система может быть использована для распыливания любых
топлив. К основным недостаткам этой системы следует,
по-видимому, отнести трудности, связанные с выбором
местоположения свечи зажигания, плохие характеристики высотного запуска
и инерционность топливной системы, медленно реагирующей на
изменение расхода топлива, что обусловлено большой длиной
топливных коммуникаций. Сложной проблемой может стать и
охлаждение стенок камеры, если такую систему топливоподачи
использовать в двигателях с высокой степенью повышения
давления.
Пневматическая форсунка
Принцип действия такой форсунки весьма прост и состоит
в том, что топливо подается при низком перепаде давления на
некоторую поверхность, край которой находится в
высокоскоростном потоке воздуха. Топливо, стекающее с этого края,
дробится воздушным потоком на капли, которые вносятся
потоком в зону горения. Размеры капель тем меньше, чем
совершеннее контакт между жидкой пленкой и воздушным потоком.
В' частности, очень важно, чтобы жидкая пленка, стекающая с
края поверхности, обтекалась воздухом с обеих сторон. В этом
случае образующиеся капли жидкости остаются взвешенными
в потоке воздуха и жидкость не осаждается на твердой
поверхности.
Применение пневматических форсунок в камерах сгорания
газотурбинных двигателей создает ряд преимуществ. Так,
распределение топлива определяется в основном направлением
воздушных потоков, и поэтому поля температуры газа на выходе
из камеры не зависят от расхода топлива. При горении не
образуется твердого углерода, вследствие чего снижается
температура стенок жаровых труб, а также уровень дымления
двигателя. Кроме того, поток воздуха, поступающего из компрессора,
предохраняет от перегрева некоторые теплонапряженные эле-
Основные сведения о камерах сгорания ГТД 29
менты форсунки. К основным недостаткам такой конструкции
следует отнести довольно узкие пределы устойчивого горения
и низкое качество распыливания топлива при запуске
вследствие малых скоростей воздуха на режимах запуска. Оба этих
недостатка могут быть устранены, если пневматическую
форсунку сочетать с пусковой центробежной форсункой. При малых
расходах все топливо поступает через пусковую центробежную
форсунку, обеспечивающую хорошее распыливание на режимах
запуска и малой мощности. На рабочих режимах топливо
подается обеими форсунками, причем доля топлива, подаваемого
пневматической форсункой, постепенно возрастает и становится
доминирующей при максимальных расходах топлива. Таким
образом удается использовать достоинства центробежной
форсунки при малых расходах топлива, а именно легкий запуск и
широкие пределы устойчивого горения, и преимущества
пневматической форсунки при больших расходах топлива.
Форсунка с подачей вспомогательного воздуха
Это, по существу, центробежная форсунка, в которой для
повышения качества распыливания при низких давлениях
подачи топлива используется высокоскоростной поток воздуха.
Такая форсунка отличается от пневматической главным
образом тем, что воздух в нее поступает периодически (в основном
при запуске), тогда как в пневматической форсунке —
постоянно. Обе эти форсунки работают с малыми относительными
расходами воздуха (составляющими около половины расхода
топлива), однако скорость вспомогательного воздушного потока в
рассматриваемой форсунке выше скорости воздуха в
пневматической форсунке. Для создания высокоскоростного воздушного
потока требуется внешний источник снабжения воздухом или
паром. В этом состоит основной недостаток форсунок с
вспомогательным подводом воздуха, особенно при их использовании
в авиационных двигателях.
Испарительная система топливоподачи
Принципиально отличается от рассмотренных ранее методов
другой метод подготовки жидкого топлива к сгоранию, который
заключается в предварительном нагреве его до температуры,
превышающей температуру кипения самого тяжелого из
входящих в его состав углеводородов, и в полном его испарении
до начала процесса горения. Этот метод применим, конечно,
только к таким высококачественным топливам, которые при
полном испарении не дают твердых остатков. При использовании
более тяжелых, чем керосин, топлив возникает необходимость
30 Глава 1
довольно часто производить очистку элементов испарительной
системы.
Вообще говоря, испарительные системы топливоподачи
появились раньше распылительных форсунок. Действительно, еще
в первых конструкциях камер сгорания, созданных Уитллом,
топливо нагревалось в трубках, расположенных в зоне горения.
В этих трубках поддерживалось высокое давление, вследствие
чего процесс испарения мог начаться только после
впрыскивания топлива через жиклер и снижения его давления до уровня
давления в камере сгорания. Такой метод, связанный с
мгновенным вскипанием и быстрым испарением топлива при резком
понижении давления, в настоящее время применяется редко,
как из-за проблем, связанных с крекингом топлива и
отложением кокса в нагревательных трубках, так и вследствие
трудностей с регулированием расхода топлива.
В другой, более простой испарительной системе жидкое
топливо вместе с некоторым количеством воздуха подается в
трубки, находящиеся в пламени. Топливовоздушная двухфазная
смесь нагревается от стенок трубки и вытекает из нее в виде
газовой смеси полностью испаренного (в идеальном случае)
топлива и воздуха. Остальной необходимый для горения воздух
вводится через отверстия в головной части жаровой трубы и
реагирует с топливовоздушной смесью, вытекающей из
испарительных трубок. При запуске камеры, когда вследствие низкой
температуры трубок топливо не испаряется, для поджигания
смеси используется простейший факельный воспламенитель.
Испарительные системы обладают рядом преимуществ, к
которым относятся низкая стоимость, умеренные давления подачи
топлива, малое сажеобразование. К недостаткам следует
отнести возможность прогара испарительных трубок и
чувствительность системы к виду топлива.
Отметим, что термин «испарительная система», по существу,
не отвечает действительности, так как из-за низкой
интенсивности теплоподвода к трубкам в них испаряется лишь небольшая
часть подаваемого топлива. Такую систему можно считать
испарительной только при очень малых расходах топлива.
Рассмотренная система топливоподачи применяется в
некоторых современных двигателях. Выбор ее обусловлен,
по-видимому, тем, что она обеспечивает равномерное распределение
топлива по объему первичной зоны.
Предварительное испарение и смешение топлива
с воздухом
Камеры со сжиганием предварительно подготовленной
бедной смеси применяются в тех случаях, когда требуется получить
очень низкий уровень выбросов вредных веществ. Тонко распы-
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
31
Топливо —*-
ленное топливо впрыскивается в высокоскоростной поток
воздуха, поступающего затем в зону горения. Основное назначение
такого устройства состоит в полном испарении топлива и
тщательном перемешивании его с воздухом до вступления в
процесс горения. При достаточно бедной смеси и отсутствии в
реакционной зоне горящих
капель удается резко уменьшить
образование окислов азота. Это
обусловлено двумя
обстоятельствами — снижением
температуры пламени и отсутствием в
зоне горения особо горячих
локальных объемов.
Недостатками такой системы являются
неполное испарение и
смешение топлива, возможность
самовоспламенения или проскока
пламени в смесительное
устройство, плохие срывные
характеристики, трудность
запуска. Некоторые из этих
трудностей могут быть преодолены
путем зонного распределения
топлива или регулирования
распределения воздуха, что,
конечно, приведет к
возрастанию стоимости и сложности
камеры.
Основные типы форсунок
для впрыскивания жидкого
топлива схематично
представлены на рис. 1.7.
Пусковое
топливо -
Основное-
топливо
Основное
топливо -
Пусковое_
топливо
Топливо
Воздух
Топливо—-,—^
Подача газообразного
топлива
Рис. 1.7. Основные типы форсунок.
а —одноступенчатая центробежная;
б-двухступенчатая (двухканальная); в — двухсопло-
вая; г — пневматическая; д — с
предварительным смешением и испарением.
Сжигание
высококалорийных газообразных топлив в
ГТД не вызывает каких-либо
серьезных трудностей. При
использовании низкокалорийных газообразных топлив расход
топлива может достигать 1/5 суммарного расхода газа через
камеру сгорания; это может привести к существенному
рассогласованию характеристик компрессора и турбины, особенно в
двигателях, предназначенных для работы на разных топливах.
Другая проблема, возникающая при использовании
низкокалорийных газообразных топлив, связана с малой скоростью реакции
32
Глава 1
их окисления и необходимостью дополнительного увеличения
объема зоны горения (и без того большой вследствие большого
объемного расхода газообразного топлива). Газообразные
топлива могут вводиться в камеру через круглые отверстия, щели,
завихрители, трубки Вентури. В некоторых случаях трудно
подобрать оптимальную скорость смешения в зоне горения. При
слишком большой скорости смешения ухудшаются
характеристики срыва пламени на бедных смесях; при низкой скорости
смешения может возникнуть «жесткое» горение.
1955 1960
1965 1970
Годы
1975 1980
ОХЛАЖДЕНИЕ СТЕНОК
Жаровая труба используется для локализации процесса
горения топлива, а также для распределения воздуха в заданных
пропорциях по отдельным ее
зонам. Современные жаровые
трубы обычно изготавливаются
из листовых металлических
заготовок посредством пайки или
сварки [7]. Конструкция
жаровой трубы должна быть
достаточно жесткой, чтобы
противостоять изгибным нагрузкам,
создаваемым перепадом
давления на ее стенках. Она должна
также обладать высокой
термостойкостью, чтобы
противостоять постоянному и
циклическому воздействию высоких
температур. Это достигается
применением жаропрочных и
жаростойких материалов в
сочетании с использованием эффективных систем воздушного
охлаждения. В современных камерах сгорания ГТД на
охлаждение стенок жаровых труб может использоваться до 50 % общего
расхода воздуха. Температура стенки жаровой трубы
определяется балансом тепловых потоков к стенке конвекцией и
радиацией от горячего газа, с одной стороны, и тепловых потоков
от стенки конвекцией в поток воздуха в кольцевом канале и
радиацией в корпус камеры сгорания — с другой.
Проблема охлаждения стенок стала особенно острой в связи
с возрастанием степени повышения давления в газотурбинных
двигателях (рис. 1.8). Следует иметь в виду, однако, что это не
обусловлено непосредственно высоким давлением; само по себе
возрастание степени повышения давления является
благоприятным фактором, позволяющим уменьшить удельную поверхность
жаровой трубы [8]. Трудности возникают вследствие того, что
Рис. 1.8. Изменение общей степени
повышения давления в турбореактивных
двигателях [8].
одноконтурные двигатели; двух-
контурные двигатели.
основные сведения о камерах сгорания ГТД
одновременно с ростом давления повышается температура
воздуха на входе в камеру. Повышение температуры воздуха
приводит, с одной стороны, к возрастанию температуры горения и
как следствие к увеличению теплового потока в стенку жаровой
трубы, а с другой стороны, к снижению хладоресурса
охлаждающего воздуха. Эффект уменьшения удельного расхода топлива
при увеличении степени повышения давления возрастает при
одновременном повышении температуры газа перед турбиной.
Это также оказывает заметное влияние на температуру стенок
жаровой трубы, особенно в ее хвостовой части. Увеличение
расхода охлаждающего воздуха по сравнению с и без того высокими
его значениями в современных двигателях недопустимо из-за
возможного ухудшения радиальной эпюры температуры газа
на выходе из камеры и снижения вследствие этого ресурса
рабочих лопаток турбины. Таким образом, единственной
практически значимой альтернативой следует считать повышение
эффективности использования охлаждающего воздуха.
Методы охлаждения стенок
Во многих камерах сгорания ГТД ранних конструкций
использовалось пленочное (заградительное) охлаждение стенок;
<
1Z50
iooo
750
500
-
-—
1955
ТРЗЭ
f I
7560 7965
F100
I
7970
Годы
F101
|
7975
?
1980
|
7955
П00
F101
1 20
I 10
1"
TF39
' F100
F101
500 750 7000 72Ш 7500
Рис. 1.9. Тенденции развития кольцевых камер сгорания [7].
поэтому жаровые трубы изготовлялись из отдельных
штампованных цилиндрических секций с кольцевыми щелями в местах
соединений [7]. Из этих щелей пелена охлаждающего воздуха
вводится вдоль стенки с горячей стороны жаровой трубы,
защищая таким образом ее от воздействия горячих газов.
Ширина такой кольцевой щели поддерживается постоянной с
помощью гофрированной ленты. При такой конструкции сложной
проблемой является обеспечение точного дозирования расхода
3 Зак. 761
34
Глава 1
I
I
'5
Рис. 1.10. Типы системы
жаровых труб [9].
Простое пленочное охлаждение.
Конвективно-пленочное
оросительно-пленочное
Транспирацуонное
охлаждающего воздуха. В этом отношении более совершенной
следует считать оросительную систему охлаждения, при
которой охлаждающий воздух вводится в жаровую трубу через ряд
отверстий малого диаметра. Воздушные струйки натекают на
охлаждаемую стенку и растекаются по ней, образуя сплошную
пелену. В1 настоящее время для этой цели широко используются
не штампованные, а точеные
кольцевые секции, которые
отличаются повышенной
прочностью и обеспечивают точное
дозирование расхода
охлаждающего воздуха.
К современным методам ох-
лаждения следует отнести
также конвективно-пленочное
охлаждение, при котором
конвективное охлаждение
интенсифицируют, создавая на внешней
поверхности жаровой трубы
неровности, а на внутренней
(горячей) поверхности защитную
пелену холодного воздуха [9].
Для высокотемпературных
камер сгорания больше подходит
оросительная система
охлаждения, однако она намного
сложнее простой конвективно-пленочной системы, и ее
применение осложняется рядом трудностей изготовления и
ремонта.
Наиболее прогрессивным методом охлаждения стенок,
который весьма активно разрабатывается в последнее время,
является транспирационное охлаждение. В идеальном случае оно
позволяет снизить расход охлаждающего воздуха на 50%.
В1 такой системе воздух, проходя сквозь пористую стенку
жаровой трубы, охлаждает ее, а затем на внутренней ее поверхности
образует теплозащитную завесу, отделяющую стенку от горячих
продуктов сгорания топлива.
На рис. 1.9 видно, что основная тенденция
совершенствования камер сгорания ГТД заключается в повышении
температуры, уменьшении длины и применении более эффективных
методов охлаждения. Рис. 1.10 иллюстрирует ход развития систем
охлаждения, который вначале привел к разработке жаровых
труб с двойными стенками и улучшенной системой
конвективного теплоотвода с «холодной» стороны, а очередной целью
имеет создание транспирационной системы охлаждения [9].
Альтернативой методам повышения эффективности
охлаждения является применение теплозащитных покрытий или мате-
охлаждения
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
35
риалов, которые могут противостоять более высоким
температурам. Теплозащитные покрытия применяются в ограниченных
масштабах в особо напряженных зонах современных камер сго-
Рис. 1.11. Ранние конструкции камер сгорания ГТД.
а —двигатель М209 конструкции А. А. Микулина; б —ЮМО-004; в — БМВ-003; г—«Хейнкель-
Хирт».
рания. В качестве возможных высокотемпературных
материалов в настоящее время рассматриваются углерод или
композитные материалы на основе углерода, керамики, а также
сплавы на основе таких высокотемпературных металлов, как ниобий.
Методы использования этих материалов находятся на
различных этапах развития, однако ни один из них не продвинут
настолько, чтобы его можно было внедрить в современных
камерах сгорания.
3*
36
Глава 1
КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ КАМЕР СГОРАНИЯ
Определенное представление о большом разнообразии
конструктивных схем камер сгорания, применявшихся в
газотурбинных двигателях, дает рис. 1.11. На нем показано несколько
Рис. 1.12. Ранние конструкции камер сгорания ГТД.
а — «Бристоль-Сиддли»; б —«Пратт-Уитни»; в—«Бристоль-Сиддли» с испарительной
системой; г —«Ровер» ТР90.1.
схем, рассматривавшихся еще при первых попытках создания
газотурбинного двигателя. Важность обеспечения хорошего
перемешивания была установлена на ранней стадии разработки
камер сгорания. Об этом свидетельствует тот факт, что в трех
из четырех приведенных схем в зоне разбавления использовались
направляющие устройства. Отношения L/D, вообще говоря,
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
37
были значительно больше, чем это приемлемо в настоящее
время, хотя следует отметить, что камера сгорания двигателя
«Хейнкель» по этому параметру не сильно отличается от
современных. Характерной особенностью камеры двигателя ЮМО-004
является подача топлива в противоположном по отношению к
\
Рис. 1.13. Кольцевая камера сгорания двигателя CF6-50 (публикуется с
разрешения фирмы «Дженерал электрик»).
1 — диффузор; 2 —форсунка; 3 — свеча; 4 — корпус; 5—внешняя обечайка жаровой трубы;
б —внутренняя обечайка жаровой трубы; 7 —обтекатель (воздухозаборник).
Рис. 1.14. Схема кольцевой камеры сгорания двигателя F101 (публикуется с
разрешения фирмы «Дженерал электрик»).
потоку воздуха направлении. Такой способ подачи топлива
применялся и в других двигателях, например в двигателе «Джай-
рон-Джуниор» фирмы «Бристоль-Сиддли» (рис. 1.12). Основное
преимущество противоточной подачи топлива заключается в
увеличении времени пребывания его в зоне горения, а суще-
38
Глава 1
ственный недостаток — необходимость помещать такой важный
узел, как форсунку, в пламенной зоне. Корпус форсунки может
быть оборудован системой охлаждения, однако полностью4
устранить отложение нагара на торце форсунки не удается. На
5
Рис. 1.15. Камера сгорания двигателя RB211 (публикуется с разрешения
фирмы «Роллс-Ройс»).
/ — пневматическая форсунка; 2 — внутренний корпус; 3 —спрямляющий аппарат
компрессора; 4 — жаровая труба; 5 —внешний корпус; 6 — отверстия зоны разбавления; 7 —отверстия
первичной зоны; 8 — топливный коллектор.
рис. 1.12 показаны также камера сгорания фирмы «Пратт-Уит-
ни» с восемью кольцевыми жаровыми трубами, в каждой из
которых размещается по шесть форсунок, одна из ранних
конструкций кольцевой камеры сгорания с испарительными
трубками фирмы «Бристоль-Сиддли» и оригинальная по конструкции
трубчатая камера сгорания для автомобильного газотурбинного
двигателя «Ровер» ТР 90.1, разработанная фирмой «Лукас».
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
39
На рис. 1.13—1.15 схематически представлены три камеры
сгорания, конструкции которых соответствуют более
современному уровню проектирования. Это камеры сгорания двигателей
CF6-50 и F101 фирмы «Дженерал электрик» и RB211 фирмы
«Роллс-Ройс». Во всех указанных камерах используется
принцип пневматического распыливания топлива. Интересной
особенностью камеры сгорания двигателя RB211 является
отсутствие в ней завихрителей
воздуха. Зона обратных токов,
необходимая для стабилизации
пламени, образуется в
результате взаимодействия струй
вторичного воздуха и потока
воздуха, который подается из
щелей фронтового устройства
вдоль стенок жаровой трубы.
КОРОТКИЕ КАМЕРЫ
СГОРАНИЯ
Установление
количественных взаимосвязей между
размерами камер сгорания,
потерями давления, полнотой
сгорания топлива и такими
рабочими параметрами, как
давление, температура и скорость
потока, позволяет в настоящее
время конструктору создавать
камеры сгорания,
удовлетворяющие специфическим
требованиям к их характеристикам.
Некоторые возможные
варианты, отличающиеся от
традиционной схемы камеры
сгорания, показаны на рис. 1.16. На
верхней схеме показана
двухъярусная камера сгорания, в
которой используются две кон-
центрично расположенные жаровые трубы, каждая из которых
имеет обычное значение отношения L/D. Очевидным
преимуществом такой схемы является возможность уменьшить
приблизительно на 30 % длину камеры. К числу недостатков не
в последнюю очередь следует отнести необходимость в
четырехкратном увеличении числа топливных форсунок. Уменьшение
длины возможно также при использовании камеры сгорания с
односторонним подводом воздуха (за счет диффузора), которая
Рис. 1.16. Варианты конструкции
короткой кольцевой камеры сгорания.
а — двухъярусная; б — с односторонним
подводом воздуха; в —с системой вихревых
горелок (модулей).
40 Глава 1
изображена на рис. 1.16. Ее достоинством является слабая
зависимость распределения воздуха от изменения поля скорости
на входе. Близкую к изображенной схему с односторонним
подводом воздуха и пневматическими форсунками имеет камера
сгорания подъемного двигателя RB 162 фирмы «Роллс-Ройс»
[10]. На рис. 1.16, в представлена интересная схема,
разработанная в NASA [11]. В этой камере используется 120
отдельных вихревых горелок — модулей, расположенных равномерно
по трем концентричным окружностям. В такой камере сгорания
не существует сколько-нибудь определенных границ между
первичной и вторичной зонами, как это имеет место в камерах
традиционного типа, поскольку почти весь воздух (за исключением
той его части, которая затрачивается на охлаждение стенок)
проходит через модули или вокруг них. Возможность
существенного уменьшения длины камеры связана с быстрым
перемешиванием и сгоранием горячей смеси за каждым из модулей.
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ С НИЗКИМ УРОВНЕМ
ВРЕДНЫХ ВЫБРОСОВ
Камера сгорания, изображенная на рис. 1.16,6, является
примером необычной и остроумной конструкции. Еще более
значительные конструктивные изменения могут потребоваться для
того, чтобы удовлетворить вводимым ныне весьма жестким
ограничениям на выбросы вредных веществ. Основной проблемой
разработки камер сгорания было и остается получение хороших
пусковых характеристик, широкого диапазона устойчивого
горения, высокой полноты сгорания, минимального сажеобразова-
ния, что должно быть обеспечено ограниченной по объему зоной
горения, в одно из мест которой впрыскивается топливо.
Поскольку некоторые из перечисленных требований противоречивы,
получаемые характеристики неизбежно являются результатом
того или иного компромисса. В последнее время эта ситуация
осложняется требованиями снижения выбросов вредных
веществ; однако снижение выбросов окиси углерода и несгорев-
ших углеводородов достигается ценой увеличения дымности и
содержания окислов азота в выхлопных газах. С учетом
вышесказанного становится очевидной настоятельная необходимость
в радикальных изменениях конструкции камеры сгорания.
Один из возможных подходов заключается в использовании
в той или иной форме «изменяемой геометрии», т. е.
регулирования проходных сечений и, следовательно, количества воздуха,
поступающего в первичную зону горения. При высоких
давлениях для снижения до минимума образования дыма и окислов
азота воздух подается в больших количествах. При низких
давлениях первичный воздух дросселируется, вследствие чего
повышается величина отношения топливо/воздух и уменьшается ско-
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
41
рость воздушного потока в первичной зоне. При этом возрастает
полнота сгорания топлива (а также уменьшаются выбросы
окиси углерода и несгоревших углеводородов) на режиме малого
газа и улучшаются характеристики запуска.
Другой подход связан с использованием двух отдельных зон
горения, каждая из которых оптимизируется для работы
соответственно на режимах малой и большой мощности. Типичная
Рис. 1.17. Камера сгорания типа «Ворбикс» (публикуется с разрешения
фирмы «Пратт-Уитни»).
1 — дежурное топливо; 2 —дежурная трубчатая зона горения; 3 — воздушные завихрители;
4 — основная кольцевая зона горения; 5 —основное топливо.
двухзонная камера сгорания должна иметь слабо
форсированную первичную зону горения, которая при коэффициенте
избытка топлива ф « 0,8 обеспечивала бы высокую полноту сгорания
топлива и низкий уровень выбросов окиси углерода и
несгоревших углеводородов. Такая первичная зона должна
обеспечивать повышение температуры газа, достаточное для режимов
малой мощности, и служить источником горячего газа для
расположенной вниз по потоку основной зоны горения, в которую
можно было бы подавать полностью перемешанную смесь
топлива с воздухом. При работе на полной мощности топливо
должно подаваться в обе зоны, причем величина ф в них
должна поддерживаться на достаточно низком уровне, близком к 0,6,
обеспечивающем снижение до минимума выброса окислов азота
и дыма.
На рис. 1.17 в схематическом виде показана двухступенчатая
камера сгорания типа «Ворбикс», сконструированная фирмой
«Пратт-Уитни» по контракту с NASA. Первая ступень
представляет собой традиционную конструкцию кольцевой камеры
сгорания с 30 завихрителями и центробежными форсунками,
подающими топливо в зону горения. В1 основную зону горения
камеры воздух, необходимый для полного сгорания при ма-
42
Глава 1
лом значении <р, подается через 60 вихревых горелок,
расположенных по обе стороны жаровой трубы. Высокий уровень
турбулентности, генерируемой этими вихревыми горелками,
обеспечивает интенсивное перемешивание топлива с горячими
продуктами сгорания, поступающими из первичной зоны, и
быстрое завершение процесса горения.
На рис. 1.18 приведен эскиз двухзонной двухъярусной
кольцевой камеры сгорания, разработанной фирмой «Дженерал
Рис. 1.18. Кольцевая двухступенчатая камера сгорания [12].
1—дежурное топливо; 2 — основное топливо; 3 — канал для предварительного смешения.
электрик» также для NASA. Эта камера сгорания имеет две
кольцевые зоны горения. Внешняя зона — ступень малого
газа— предназначена для работы при условиях, характерных для
режима малого газа. Эта ступень служит одновременно
дежурной зоной горения для внутренней основной зоны, которая
используется на всех других режимах работы двигателя [12].
Однако наибольшими потенциальными возможностями в
отношении снижения уровня выброса окислов азота обладает, по-
видимому, так называемая каталитическая камера сгорания.
В такой камере топливо предварительно испаряется и
перемешивается с воздухом, образуя гомогенную смесь с малым
коэффициентом избытка топлива ф. Эта смесь затем поступает
в проточный каталитический реактор (каталитическую
решетку). В' присутствии катализатора процесс горения может
протекать в очень бедных смесях, которые в нормальных условиях
не воспламеняются. В связи с этим реакция протекает при очень
низкой температуре, чем и обусловлен низкий уровень
образования окислов азота. Варьируя тремя параметрами — расходом
воздуха через каталитический реактор, длиной и потерями
давления,— можно спроектировать камеру сгорания, отвечающую
заданным требованиям. Однако, прежде чем такого рода си-
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
43
стема найдет практическое применение, необходимо решить ряд
серьезных проблем, к которым относятся: высокая начальная
стоимость, отравление и эрозия катализатора, большие
гидравлические потери и трудности поддержания заданного
температурного режима в каталитическом реакторе.
противоточная
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДЛЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
В малоразмерных двигателях вследствие высокой частоты
вращения вала и проблем, связанных с его колебаниями,
расстояние между компрессором и турбиной должно быть
минимальным. Это требование, а также необходимость уменьшения
лобовой площади привели к
почти повсеместному
использованию противоточных
кольцевых или кольцевых радиально-
осевых камер сгорания. В
качестве исключения следует
отметить двигатель «Аллисон» Т63
с трубчатой камерой сгорания,
расположенной в концевой
части двигателя. При таком
расположении облегчаются осмотр
и обслуживание камеры.
Противоточная кольцевая
камера изображена на рис.
1.19. К основным
преимуществам такой камеры сгорания
помимо возможности применения очень короткого вала
относятся также высокая эффективность использования отведенного для
камеры пространства и удобство обслуживания, обусловленное
свободным доступом к форсункам. Основной недостаток
противоточных камер сгорания связан с большой величиной
отношения поверхности жаровой трубы к ее объему, вследствие чего
возникают трудности с ее охлаждением.
В1 противоточных кольцевых камерах сгорания воздух,
втекающий в зону горения через отверстия во внешней и
внутренней стенках жаровой трубы, приходится подводить к этим
стенкам с противоположных сторон. Тем не менее, как это видно
из рис. 1.19, потери полного давления во внутреннем кольцевом
канале больше (из-за большей его длины), чем во внешнем.
Вследствие этого практически невозможно сбалансировать
воздушные струи, втекающие через отверстия во внешней и
внутренней стенках жаровой трубы, в отношении начального угла
наклона, глубины проникновения и количества движения. По-
Рис. 1.19. Кольцевая
камера сгорания.
/ — вход воздуха; 2 — внешний корпус; 3 —
жаровая труба; 4 — топливная форсунка;
5 —сопловой аппарат турбины.
44 Глава 1
этому вместо обычного для первичной зоны течения с парой
вихрей часто применяют односторонний подвод воздуха, в
результате чего возникает одиночный вихрь, обеспечивающий
циркуляционное течение в первичной зоне. В создании такого рода
циркуляционного течения принимают участие как воздушные
струи, так и поток воздуха, вводимого вдоль стенки жаровой
трубы. Этот воздух вначале служит в качестве защитной
охлаждающей пелены, а затем, поступая в первичную зону,
принимает участие в процессе горения.
Основные проблемы разработки камер малоразмерных
двигателей связаны с системой зажигания, охлаждением стенок и
подачей топлива. Размеры и вес системы зажигания всегда
привлекают внимание конструктора, так как их труднее
оптимизировать по сравнению с габаритами и весом двигателей в
целом. Проблема <эта осложняется еще и тем обстоятельством, что
в малоразмерных двигателях система зажигания по объему и
весу составляет большую долю, чем в крупных двигателях.
К сожалению, обычно условия эксплуатации малоразмерных
двигателей таковы, что они требуют большего числа запусков,
чем крупные двигатели. Поэтому попытки уменьшить габариты
и вес системы зажигания могут привести к усложнению
конструкции, снижению надежности и ресурса. Таким образом, в
отношении улучшения надежности электрических свечей,
снижения потребной энергии и миниатюризации оборудования
перёд конструкторами имеется широкое поле деятельности.
В1 малоразмерных кольцевых камерах сгорания возникают
трудности и с охлаждением стенок жаровых труб, что
обусловлено относительно большой площадью поверхности, которую
необходимо охлаждать [13]. Эта проблема осложняется
невысокими скоростями воздуха в кольцевых каналах и, следовательно,
малыми интенсивностями внешнего конвективного теплосъема
со стенок жаровой трубы, связанными с применением
центробежных компрессоров. Несмотря на широкое использование
оросительного охлаждения, в малоразмерных двигателях
применяются также дорогостоящие высокотемпературные сплавы и
наблюдается тенденция к увеличению толщины стенок жаровых
труб. Существует потребность в разработке новых методов
охлаждения, обеспечивающих снижение до минимума расхода
воздуха на единицу поверхности жаровой трубы. Для
малоразмерных двигателей идеальной была бы транспирационная
система охлаждения.
До настоящего времени не разработано достаточно
удовлетворительного метода впрыскивания топлива в кольцевые
камеры сгорания малых размеров. Суть проблемы заключается
в том, что требования к высокой полноте сгорания топлива,
низкому уровню выбросов вредных веществ и хорошей
равномерности поля температуры газа диктуют применение большого
Основные сведения о камерах сгорания ГТД 45
числа топливных форсунок. Однако чем больше форсунок, тем
меньше их размеры; опыт же показал, что центробежные
форсунки малых размеров подвержены эрозии и засорению. В
испарительных системах могут быть использованы каналы
больших размеров, вследствие чего влияние перепада давления для
подачи топлива менее существенно, однако в этом случае
серьезным недостатком становится необходимость в применении
факельного зажигания.
В настоящее время, вероятно, наиболее эффективное
решение задачи впрыска применительно к малоразмерным ГТД дает
вращающаяся форсунка фирмы «Тюрбомека», показанная
схематически на рис. 10.26. Форсунки такого типа применяются
с большим успехом на двигателях с малой степенью повышения
давления, однако проблемы, связанные с утечками газа через
зазоры у вала двигателя и охлаждением стенок, могут оказаться
серьезным препятствием для их использования в двигателях с
высокой степенью повышения давления.
Другое новое устройство для впрыска топлива,
разработанное фирмой «Солар», представляет собой одну из
разновидностей пневматической форсунки; она устанавливается на внешней
стенке жаровой трубы и впрыскивает топливо в зону горения
в тангенциальном направлении. Сообщается, что эта форсунка
обеспечивает хорошее распыливание топлива даже на пусковом
режиме.
Усовершенствование конструкции компрессоров и
охлаждаемых воздухом турбин, несомненно, позволит увеличить степень
повышения давления и температуру газа перед турбиной.
Понадобятся дальнейшие исследования методов пленочного и транс-
пирационного охлаждения, улучшенных способов подготовки и
распределения топлива, систем зажигания и новых материалов,
включая керамику. Несомненно, что кольцевые камеры сгорания
малых размеров являются интереснейшим объектом
исследований и проектирования.
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ПРОМЫШЛЕННЫХ
ГАЗОТУРБИННЫХ УСТАНОВОК
Многочисленные и разнообразные авиационные
газотурбинные двигатели используют весьма ограниченный ассортимент
близких по своему составу топлив, причем режимы их работы
регламентируются приблизительно одними и теми же
требованиями 114]. Этим объясняется, почему камеры сгорания
большинства авиационных ГТД весьма сходны между собой. Нужно
также отметить, что вследствие важности, придаваемой
гражданской и военной авиации, значительные средства и время
были затрачены на детальное изучение процессов горения в
специфических условиях авиационных двигателей.
46
Глава 1
В то же время от стационарных газотурбинных двигателей
требуется, чтобы они работали на жидких и газообразных топ-
ливах самых различных сортов. Процессы горения в этих
двигателях исследовались мало, так что конструкторы стационарных
двигателей располагают значительно меньшей информацией для
проектирования камер, чем конструкторы авиационных
двигателей. Следует иметь в виду, однако, что камеры стационарных
Рис. 1.20. Стационарный ГТД с отдельной трубчатой камерой [151.
двигателей значительно проще по конструкции, так как к ним
не предъявляется требований, связанных с запуском и горением
при низких (субатмосферных) давлениях.
Большинство стационарных газотурбинных установок может
быть отнесено к одной из двух категорий:
1. Системы, представляющие собой, по существу, «стациони-
рованные» авиадвигатели или двигатели, близкие им по
конструкции. В них, как правило, используются газообразные
топлива или легкие и промежуточные дистилляты жидких
топлив.
2. Системы, спроектированные для сжигания газообразных
топлив, тяжелых дистиллятов и мазутов и существенно
отличающиеся по конструкции от авиационных камер сгорания ГТД.
Основные сведения о камерах сгорания ГТД
47
Приведенные ниже данные относятся исключительно к этому
последнему типу камер.
Многие фирмы, выпускающие стационарные двигатели,
отдают предпочтение крупногабаритным одиночным камерам
сгорания, расположенным вне двигателя, как это показано на
рис. 1.20. При таком расположении проектирование камеры
может быть полностью подчинено требованиям, связанным с
обеспечением наивысшей полноты сгорания топлива. В1 этом случае
облегчается также проблема
обеспечения прочности
внешнего корпуса установки,
подвергающегося воздействию
высокого давления газа [16].
Важным преимуществом такой
конструкции является ее
доступность для осмотра,
обслуживания и ремонта, что может
производиться без демонтажа
крупных узлов корпуса.
Используются два основных
конструктивных типа
жаровых труб стационарных
газотурбинных установок:
1. Цельнометаллическая
конструкция жаровой трубы,
которая изготавливается из
высококачественных сплавов и
снабжается системой
конвективного и пленочного
охлаждения. К такому типу
относится камера сгорания фирмы
«Браун-Бовери», изображенная
на рис. 1.21.
2. Жаровая труба из про-
Рис. 1.21. Камера сгорания
стационарного ГТД фирмы «Браун-Бовери»
[HI.
стой углеродистой стали,
облицованная изнутри
жароупорным кирпичом. Для такой
жаровой трубы требуется меньше охлаждающего воздуха, чем
Для цельнометаллической.
Для впрыска жидких топлив часто применяют форсунки с
перепуском. Обычно предпочтение отдается конструкции с
большим числом форсунок, так как при этом уменьшается длина
зоны пламени и достигается хорошая равномерность поля
температуры газа, поступающего в зону разбавления. В этом случае
одни и те же форсунки могут быть использованы в двигателях
различной мощности; изменяться будет лишь число
форсунок.
48 Глава 1
ТОПЛИВА
По мере возрастания стоимости топлива и снижения его
доступности все больший интерес проявляется к возможности
получения углеводородных топлив не нефтяного
происхождения. В качестве такой альтернативы рассматриваются жидкие
водород и метан, однако их применение в авиации может быть
оправданно, по-видимому, лишь для больших самолетов [7].
Наиболее вероятным сырьем для производства углеводородных
топлив в будущем станут каменный уголь, горючий сланец и
нефтеносные пески. Ожидается, что топлива, полученные из
этого сырья, будут отличаться пониженным содержанием
водорода.
Временной мерой увеличения объема возможных поставок
топлива для авиационных двигателей может быть изменение
существующих технических условий в направлении
расширения допустимого фракционного состава топлив. Это позволит
использовать топлива с меньшим содержанием водорода и
повышенным содержанием ароматических соединений. Оба этих
фактора увеличивают склонность топлив к сажеобразованию.
Таким образом, все проблемы, связанные с ростом сажеобра-
зования, — отложение нагара на форсунках, повышенная
интенсивность излучения пламени на стенки жаровой трубы, эрозия
сопловых и рабочих лопаток турбины, дымление двигателя —
приобретут в будущих камерах сгорания ГТД даже большее
значение, чем в настоящее время.
2
Элементы теории горения
ВВЕДЕНИЕ
Предмет горения охватывает широкий спектр процессов и
явлений. Даже краткая сводка огромного количества
материалов, опубликованных по вопросам теории и практики горения,
вышла бы далеко за пределы целей, намеченных для данной
главы. Вместо этого основное внимание будет сосредоточено на
нескольких ключевых аспектах горения, важных для анализа
процесса в камерах газотурбинных двигателей, но не
рассматриваемых в остальных главах книги.
Вероятно, наиболее просто охарактеризовать горение как
экяотермичргкую р^якпию между топливом и окислителем. При-
менительно к газовым турбинам и газотурбинным двигателям
топливо может быть газообразным или жидким, но окислителем
во всех случаях является воздух. Горение происходит в
различных формах, не все из которых сопровождаются пламенем или
свечением. Можно выделить следующие режимы горения [1].
Предпламенное горение
Предпламенное горение — это медленный процесс, для
завершения которого на 80 % в нормальных условиях требуется от
1 до 100 с. Реакция протекает в протяженной зоне в диапазоне
температур от 600 до 800 К. Продукты сгорания содержат в
высоких концентрациях частично окисленные органические
соединения; следовательно, выделяется только часть теплоты
сгорания.
Дефлаграция
Дефлаграция — это быстрый процесс, требующий менее 1 мс
для завершения на 80%. Для него свойственно наличие
пламени, распространяющегося по свежей смеси. Пламя можно
определить как быстрые химические изменения, которые
происходят в очень тонком слое, характеризующемся значительными
градиентами температуры и концентраций, и сопровождаются
свечением. Макроскопически фронт пламени можно
рассматривать как поверхность, разграничивающую продукты сгорания и
4 Зак. 761
50 Глава 2
свежую топливовоздушную смесь. По сравнению со свежей
смесью продукты сгорания занимают больший объем и имеют
значительно более высокую температуру и существенно
меньшую плотность. Дефлаграционные волны обычно
распространяются со скоростями менее 1 м/с. Все пламенные процессы,
происходящие в камере сгорания газотурбинного двигателя,
относятся именно к данной категории.
Детонация
Характерная особенность детонации — ударная волна,
связанная с зоной химической реакции и поддерживаемая ею.
Детонационные волны распространяются со сверхзвуковыми
скоростями, составляющими от 1 до 4 км/с. Скорости
распространения могут быть вычислены из общих уравнений газовой
динамики и термодинамики без привлечения кинетики реакций.
В топливовоздушных смесях, характерных
ГТД
у , рр 4lg_gg
ГТД, детонационные волны ^1е,_возникают,но_могут возникнуть
при использовании доОавшГ^кислорода для*"облегчения запуска
и раскрутки двигателя.
КЛАССИФИКАЦИЯ ПЛАМЕН
Большинство исследований горения в пламенах проводят с
использованием газовых или испаренных топлив. Кроме того,
хотя пламя (т. е. волна горения) способно распространяться по
неподвижной газовой смеси, принято стабилизировать пламя
в некотором фиксированном месте и питать его непрерывным
потоком горючей смеси: При этих условиях пламена могут быть
разделены на два основных класса — диффузионные пламена и
пламена в топливовоздушных смесях — в зависимости от того,
смешиваются ли топливо и воздух до горения или же
непосредственно в зоне пламени путем диффузии. Соответственно
преобладающему уровню скоростей потока оба типа пламени
можно дополнительно классифицировать как ламинарные или
турбулентные.
Еще одна сложность появляется при сжигании в технических
устройствах жидких топлив: если топливо не испаряется
полностью еще до зоны пламени, то может возникнуть гетерогенное
горение распыленного топлива. Этот процесс, включая
диффузионное горение отдельных испаряющихся капель топлива,
может накладываться на зону турбулентного
распространяющегося по смеси пламени. Если оба реагента находятся в
одинаковом агрегатном состоянии, процесс рассматривается как
гомогенный.
Горение свечи представляет собой простой пример
диффузионного пламени. Испаряющееся с фитиля топливо сгорает по
Элементы теории горения 51
мере смешения его с кислородом воздуха. Для пламени этого
типа скорость процесса горения часто лимитируется именно
скоростью смешения топлива с окислителем. Только для
ламинарных пламен в газовых топливовоздушных смесях химические
процессы в пламени наряду с локальными процессами тепло- и
массообмена, а также такими макроскопическими параметрами
системы, как давление, температура, отношение расходов
топлива и воздуха, определяют скорость процесса горения в целом;
при этом газодинамические процессы и процессы массо- и
теплообмена в масштабе всей системы влияют слабо.
В случае заранее перемешанных газов горючая смесь
существует с самого начала. Как только пламя инициировано в
некоторой точке (с помощью нагретой поверхности,
электрической искры или любого другого источника поджигания), оно
распространяется по всему объему горючей смеси. Скорость
распространения пламени и факгоры, влияющие на нее,
представляют непосредственный интерес для конструкторов технических
устройств горения. Первостепенную роль играет турбулентность,
поскольку поток горючей смеси большей частью является
турбулентным и известно, что именно турбулентность в
значительной мере определяет скорость распространения
пламени.
ФИЗИКА ИЛИ ХИМИЯ?
Горение относится как к области физики, так и к области
химии. В данном контексте физика — это теплообмен, массооб-
мен, термодинамика, газовая динамика и механика жидкости.
В прошлом горение считалось ответвлением химии, но в
последние годы ведущая роль в нем физических процессов получает
все возрастающее признание. Причина такого смещения
акцентов очевидна. Во многих технических устройствах горения
физические процессы в большей степени лимитируют
характеристики устройства, чем химические.
Вообще говоря, химические процессы существенны в
условиях низких температур и давлений, например при определении
пределов воспламенения и стабилизации пламени при полете на
больших высотах. Но для большинства случаев интерес
представляют не столько пределы горения, сколько структура,
скорость выделения тепла, продукты сгорания и излучательные
свойства высокотемпературных пламен. Процесс высвобождения
I энергии в химической реакции — безусловно существенная ста-
I дия всего процесса горения, но в высокотемпературных
пламенах он протекает настолько быстро по сравнению с остальными
процессами, что не может быть лимитирующим.
Для диффузионных пламен взаимная диффузия топлива и
воздуха и крупномасштабное перемешивание (для больших
4*
52
Глава 2
пламен) являются теми стадиями процесса, которые
определяют его скорость в целом. Аэродинамика системы (т. е. уровни
турбулентности, скорости массообмена для воздуха и продуктов
сгорания) наиболее важна для определения размеров и
устойчивости пламени. Для ламинарных пламен в топливовоздушных
смесях скорости химических реакций имеют существенно более
важное значение, хотя скорость пламени сильно зависит и от
процессов тепло- и массообмена, протекающих во фронте
пламени и вблизи него.
ПРЕДЕЛЫ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ
(РАСПРОСТРАНЕНИЯ ПЛАМЕНИ)
Не все топливовоздушные смеси могут гореть или
взрываться; пламя может распространяться только в смесях, состав
которых находится в определенных концентрационных пределах.
Если постепенно добавлять в воздух малыми порциями
газообразное или испаренное топливо, то в некоторый момент будет
достигнут состав смеси, по которой станет возможным
распространение пламени. Процентное содержание газообразного
топлива, соответствующее этому моменту, называют нижним
концентрационным пределом распространения пламени или
«бедным» пределом. Если продолжать добавлять топливо, то
неизбежно будет получен состав, при котором смесь перестанет
гореть, т. е. станет невозможным распространение пламени по
смеси. Соответствующее процентное содержание газообразного
топлива называют верхним концентрационным пределом
распространения пламени или «богатым» пределом.
Определение концентрационных пределов распространения
пламени (пределов воспламенения) для газовых или
испаренных топлив при фиксированных давлении и температуре
выполняют с помощью стандартного экспериментального
оборудования. Исследуемая смесь заключается в вертикальную
стеклянную трубу диаметром не менее 5,08 см и длиной не менее
1,37 м. Сверху труба закрыта; нижний конец трубы при
испытаниях открывают и вводят в него открытое пламя длиной от
1,9 до 2,5 см. Если после этого происходит распространение
пламени на всю длину трубы, смесь считается горючей (воспламе-
нимой). Концентрационные пределы распространения пламени
для ряда топлив при стандартных давлении и температуре
приведены в табл. 2.1.
Анализ экспериментальных данных показывает, что как
«бедный», так и «богатый» пределы распространения пламени
соответствуют минимальной температуре пламени для
рассматриваемого топлива. В случае метана это примерно 1400 К
(отметим, что температура пламени в стехиометрической смеси
Элементы теории горения
53
для метана составляет около 2200 К). Установлено, кроме того,
что для многих топлив
«Бедный» предел (% топлива) X Теплотворная способность (ккал/моль) =
= ПСО.
Отсюда следует, что концентрационные пределы для любого
топлива связаны с температурой пламени. Эмпирические
наблюдения свидетельствуют также о том, что для многих топлив
Таблица 2.1 Концентрационные пределы распространения
пламени для различных топлив
Топливо
Водород
Метан
Пропан
Этилен
Природный газ
Каменноугольный газ
Окись углерода
Этан
я-Бутан
я-Пентан
/г-Гексан
/г-Гептан
я-Октан
Пропилен
Бутилен
я-Пентен
Бензол
Толуол
Ацетилен
Нафталин
Газолин
AVTUR
AVTAG-JP4
AVCAT
Метиловый спирт
Этиловый спирт
/г-Пропиловый спирт
Аммиак
Пределы по объемной концентрации
топлива, %
«Бедный»
Воздух
4,0
5,0
2,2
2,7
4,8
5,3
12,5
3,0
1,86
1,4
1,25
1,0
0,95
2,0
1,98
1,8
1,35
1,27
2,5
0,9
1,4
1,2
1,1
1,4
7,4
4,3
2,1
15,0
Кислород
4,0
5,0
2,9
15,0
«Богатый»
Воздух
75,0
15,0
11,2
36,0
13,5
32,0
75,0
12,5
8,41
7,8
7,0
6,0
3,2
П,1
9,65
9,0
6,65
6,75
81,0
5,9
7,6
7,1
6,8
7,5
36,0
19,0
13,5
28,0
Кислород
95,0
61,0
80,0
94,0
«бедный» предел соответствует величине коэффициента избытка
топлива примерно 0,5, а «богатый» — примерно 3.
Увеличение давления сверх атмосферного обычно
расширяет концентрационные пределы распространения пламени. Это
в особенности справедливо для углеводородовоздушных смесей.
Расширение происходит в основном в сторону «богатого»
54
Глава 2
предела. В практически важном диапазоне давлений от 10 кПа
до 5 мПа «бедный» предел не обнаруживает сильной
зависимости от давления.
Область распространения пламени расширяется также с
повышением температуры [3, 4]. Такое расширение- обычно
приписывают повышению температуры пламени и, следовательно,
мощности диффундирующих в свежую смесь источников
поджигания, обеспечивающих процесс распространения пламени.
Одним из соотношений, описывающих влияние температуры на
нижний концентрационный предел, является модифицированный
закон Бёрджеса — Уилера [5]
Г 0,75G-298I
Lr-L298|_l L298Atf, J'
B.1)
где Lt — «бедный» предел (объемное процентное содержание
топлива), АНС — низшая теплота сгорания, ккал/моль.
/Смесь воздуха и
насыщенных пирон
топливи ^ -^
Температура
Рис. 2.1. Влияние температуры и состава смеси на пределы
самовоспламенения.
I — точка вспышки; 2 — минимальная температура самовоспламенения.
Для жидких топлив образование горючих смесей возможно
в определенных температурных пределах. В качестве нижнего
предела температуры принимается минимальная температура,
при которой давление паров топлива достаточно для
достижения в воздухе концентрации паров, соответствующей «бедному»
пределу. При охлаждении ниже этой температуры такая смесь
становится слишком бедной для воспламенения. Верхний
температурный предел соответствует концентрации «богатого»
предела распространения пламени; дальнейшее повышение темпе-
Элементы теории горения
55
ратуры обогащает смесь до такой степени, что делает ее
негорючей. Предельные температуры существования горючих смесей
показаны на рис. 2.1.
Нижний температурный предел Гн представляет собой
наинизшую температуру, при которой помимо жидкой фазы может
образоваться горючая смесь. Этот предел называют
температурой вспышки (при атмосферном давлении). Легкость
образования количества паров, достаточного для формирования горючей
смеси, зависит от давления паров топлива. Летучие топлива
создают более высокое давление паров, что соответствует более
низким значениям Гн, т. е. меньшей температуре вспышки.
При температурах, значительно превышающих температуру
вспышки, внутри концентрационных пределов находится
область, в которой происходит самовоспламенение паров топлива.
В этом самопроизвольном процессе посторонний источник
зажигания для инициирования распространения пламени не
требуется. Самая низкая температура, при которой может
происходить самовоспламенение, называется минимальной
температурой самовоспламенения; она соответствует обычно стехиоме-
трической или несколько более богатой смеси. При более
высоких температурах область самовоспламенения расширяется.
Влияние инертных разбавителей и обогащения
кислородом на пределы распространения пламени
Если горючую смесь разбавлять инертным газом, таким, как
СО2 или N2, область воспламенения сужается [2]. В пределе
окажется возможным воспламенить смесь только единственного,
оптимального состава (см. рис. ^
2.2). Этот состав, вообще го-
воря, не является стехиометри-
ческим; для топлив,
коэффициент диффузии которых
больше, чем для кислорода, смесь
будет беднее стехиометриче-
ской, а для топлив с коэффи-
0 10 20 30 40 50
Концентрация разбавителя в смеш,%
циентом диффузии, меньшим,
чем для кислорода (т. е. для
большинства углеводородов), Рис. 2.2. Пределы распространения
оптимальная смесь будет бо- пламени пропановоздушной смесиг
о разбавленной СО2 и N2-
Гаче СТеХИОМетриЧеСКОИ. Знатная температура, атмосферное да-
ПрИ КОНЦеНТраЦИИ КИСЛО- вление.
рода ниже некоторой
предельной распространение пламени невозможно. В табл. 2.2
приводятся максимальные концентрации кислорода, безопасные (в
отношении самовоспламенения) при атмосферном давлении и
нормальной температуре для любой смеси неизвестного состава, состоя-
56
Глава 2
Таблица 2.2 Максимальное безопасное содержание
кислорода в топливовоздушных смесях
при атмосферном давлении и комнатной температуре
и разбавлении смеси азотом или углекислым газом
Топливо
Метан СН4
Этан СгНб
Пропан С3Н8
Бутан С4Ню
Пентан С5Н12
Гексан C6Hi6
Газолин
Бензол СбНб
Этен С2Н4
Пронен С3Нб
Бутадиен С4Нб
Циклопропан С3Н6
Водород Н2
Окись углерода СО
Этилен С2Н4
Пропилен СзНб
Максимальное безопасное
содержание Ог, %
Разбавление
азотом
12,1
11,0
11,4
12,1
12,1
11,9
11,6
11,2
10,0
11,5
10,4
11,7
5,0
5,6
10,0
11,5
Разбавление
углекислым
газом
14,6
13,4
14,3
14,5
14,4
14,5
14,4
13,9
11,7
14,1
13,9
13,9
5,9
5,9
11,7
14,1
щей из топлива и воздуха и разбавленной азотом или двуокисью
углерода. Эта характерная особенность может быть
использована как мера предосторожности при хранении емкостей с
топливом путем разбавления воздуха над поверхностью топлива
двуокисью углерода или продуктами сгорания.
ХИМИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ ГОРЕНИЯ
На большей части рабочих режимов скорость химических
реакций в камере сгорания газотурбинного двигателя очень
высока. Степень завершенности горения лимитируется не
химической кинетикой, а физическими процессами — испарением
топлива и смешением его с воздухом. В последнее время
вследствие ряда взаимосвязанных причин интерес к химическим
аспектам горения вновь возрос [6].
1. Исследования высокофорсированных камер сгорания, а
также камер, работающих в широком диапазоне изменения
давления, показали, что при определенных условиях (например, при
низком давлении) именно химическая кинетика налагает
предел достижимой скорости тепловыделения или полноте сгорания
юплива.
2. В современных авиационных газотурбинных двигателях
высокая степень повышения давления обусловливает высокую
Элементы теории горения 57
температуру воздуха на входе в камеру и, следовательно,
высокую температуру пламени. Диссоциация в таких
высокотемпературных пламенах значительна, поэтому скорость реакций
рекомбинации существенно влияет на суммарную полноту
сгорания топлива и полезное тепловыделение.
3. Большинство применяемых камер сгорания выбрасывает
незначительные количества несгоревшего, частично сгоревшего
или разложившегося топлива. Хотя потери в тепловыделении,
возникающие вследствие этого, могут быть пренебрежимо
малыми, снижение выброса продуктов неполного сгорания,
включающих сажу, несгоревшие углеводороды, окись углерода, а
также выброса окислов азота желательно в интересах
уменьшения загрязнения окружающей среды. Рациональный подход к
уменьшению вредных выбросов базируется на понимании
механизма процесса горения и, в частности, механизма
образования загрязняющих веществ и скорости их исчезновения.
4. В ряде камер принципиально новых схем, таких, как
каталитические камеры сгорания, пламя вообще отсутствует.
Создание высокоэффективных камер такого рода во многом зависит
от уровня знаний процесса каталитического горения.
Химическая кинетика
Хотя процесс горения включает такие подготовительные
физические процессы, как впрыск топлива, его распыливание,.
испарение и смешение с воздухом, в конечном счете он все же
представляет собой химическую ракцию. Для конструктора
камеры сгорания важно знать, что является лимитирующим
в данных конкретных условиях — химическая реакция или
один из физических процессов. Поэтому необходимы по
возможности полные сведения о скоростях химических реакций и о
влиянии на них температуры, давления и состава реагирующей
смеси, а также наличия или отсутствия поверхностей твердых
тел в зоне реакции или введения в реагирующую систему
источников энергии.
«Элементарная реакция» характеризуется ее порядком.
Реакции первого порядка представляют собой трансформацию
молекулы в продукты реакции. К реакциям второго порядка, или
бимолекулярным реакциям, относят взаимодействие между
двумя молекулами или между молекулой и атомом, в результате
которого образуются продукты реакции. Реакциями третьего
порядка называют одновременное взаимодействие между тремя
компонентами. Реакций третьего порядка между молекулами
немного.
Скорость реакции. Теоретической основой для представления
' скорости химической реакции является закон действия масс,.
устанавливающий зависимость скорости реакции (или времени
58 Глава 2
изменения концентраций реагирующих компонентов) от
концентраций компонентов. Это может быть проиллюстрировано с
помощью общего уравнения реакции
в которой а молей вещества А взаимодействуют с Ъ молями
вещества В, чтобы образовать с молей продукта Cud молей
продукта D. Закон действия масс устанавливает, что для
гомогенной системы скорость химической реакции пропорциональна
произведению концентраций реагирующих компонентов,
возведенных в степени, равные стехиометрическим коэффициентам
(т. е. коэффициентам а и & в приведенном выше уравнении).
В рассматриваемом примере скорость г\ прямой реакции была
бы равна
rf = kf[A]a[B]b. B.2)
В соответствии с законом действия масс, если реакция
обратима, скорость обратной реакции равна
rr = kr[C]c[D]d. B.3)
Коэффициент kf называют константой скорости прямой
реакции, а коэффициент kr — константой скорости обратной реакции.
Молярные концентрации [Л], [В], [С], [D] могут быть
выражены в виде отношения числа молей компонента / к
суммарному объему, отношения числа молей компонента / к
суммарному числу молей или парциального давления pi.
Порядок реакции. С помощью порядка реакции
классифицируются различные законы для скорости реакции, т. е.
нулевой порядок ^r- = kf; B.4)
первый порядок -^р- = kf ([Л]о — [х]); B.5)
второй порядок Jp- = fcf([i4]0 — MJ B-6)
или - '^р- = kf ([А]о - М ) ([В]о - [х]); B.7)
третий порядок - ^г = kf( [А]о - [х] K, B.8)
где [Л] о и [В] о—начальные концентрации реагентов. Таким
образом, порядок реакции — это сумма показателей степени при
концентрациях в уравнениях для скорости реакции.
Зависимость скорости реакции от температуры. Для многих
реакций, представляющих интерес в системах с горением,
величина kf сильно зависит от температуры. Если концентрации
б реагирующей системе поддерживаются постоянными, а темпе-
Элементы теории горения
ратура системы возрастает, то обычно наблюдается заметное
увеличение константы скорости и, следовательно, скорости
реакции, что легко может быть обнаружено экспериментально.
Согласно Аррениусу, температурная зависимость выражается
следующим соотношением:
kf = Zexp(-E/RT), B.9)
или In kf = — E/RT + const, B.10)
где Е — энергия активации; ее можно рассматривать как некий
энергетический барьер, который необходимо преодолеть, чтобы
столкновение двух молекул А и В оказалось продуктивным, т. е.
Таблица 2.3 Влияние температуры и энергии активации
на скорость реакции
Температура,
500
1000
2000
Величина kf/Z=exp(-E/RT)
?=20 000 кал/моль
Абсолютная
величина
2-Ю""9
4-10"
6-Ю
Относительная
величина
1
2-Ю4
3-Ю6
?=40 000 кал/моль
Абсолютная
величина
4-Ю-18
2-Ю"9
4-Ю"
Относительная
величина
1
5-108
МО13
привело к образованию конечных продуктов С и D. Если
энергия активации невелика, то реакция происходит легко.
Большинство реакций с участием углеводородов имеет энергии
активации от 40 до 50 ккал/моль, но некоторые цепные реакции
протекают с очень низкой энергией активации. Влияние
температуры на, скорость химических реакций проиллюстрирована
табл. 2.3.
Концепция суммарной реакции
Хотя горение углеводородного топлива представляет собой
чрезвычайно сложный процесс, он может быть проанализирован-
в предположении, что горение полностью описывается
единственной суммарной реакцией, в которой топливо и воздух
реагируют с определенной скоростью, и в результате получаются
продукты сгорания. Кроме того, предполагается, что топливо^
. и воздух, поступающие в зону горения, мгновенно смешиваются
со всеми находящимися там веществами и что продукты
сгорания покидают эту зону с температурой и составом, идентичными
температуре и составу в ней.
Жесткие требования, предусматривающие низкие
гидравлические потери, а также невысокий уровень скорости газа, не
60 Глава 2
позволяют в обычной камере сгорания обеспечить достаточно
быстрое смешение, которое гарантировало бы гомогенность зоны
горения. Довольно близкие к этому условия создаются в
реакторе Лонгвелла [7], в котором хорошее смешение свежей смеси
с продуктами сгорания достигается сообщением втекающим в
реактор струям значительной энергии ценой больших потерь
полного давления.
Согласно работе [8], скорость реакции между топливом и
воздухом может быть определена из уравнения материального
баланса
( ^) »*да-« B.11)
При этом делаются следующие предположения:
1. Израсходованные в реакции вещества образуют
равновесную смесь СО2, СО, Н2, Н2О при температуре Т. В бедных
смесях топливо сгорает только до СО2 и Н2О.
2. Остающиеся топливо и кислород, доли которых равны
1—г\с и 1— т]сф соответственно, являются единственными
продолжающими реагировать веществами.
В работах Лонгвелла установлены уравнения для суммарной
реакции горения октана в воздухе. Соответствующие уравнения
для керосина рассматриваются в следующем разделе.
Бедные смеси. Для бедной смеси (ф < 1) уравнение
суммарной реакции может быть записано в следующем виде:
фС12Н24 + 18О2 + 67,68N2 =
= 12Лсф(СО2+ Н2О) + A -т!с)фС12Н24 +
+ 18(l-rb<P)O2 + 67,68N2.
Таким образом,
~_ О — Лс)ф /о 1О\
лг "" 85,68 + ф
и Y __ 18A — T]ccp)
и *° 85,68 +
В работе [8] для тип использовались значения 1 и 2, что
соответствовало реакции второго порядка. Введение этих
значений в B.11) и подстановка уравнений B.12) и B.13) в B.11)
дают
т
_А_оэ — : 11 ^ !?IL. B.14)
VP2 Tu*exp(E/RT) ч)с
В последующем было установлено, что экспериментальные
данные лучше всего обобщаются при значении п, несколько
меньшем 2. В соответствии с этим величина п в работе [7]
была изменена на 1,8. Дальнейшие исследования подтвердили,
Элемеыы теории горения
61
что влияние^давления соответствует именно этому порядку
реакции [9, 10]. Если для пят взять значения 1,75 и 0,75, то
уравнения будут согласовываться с параметром скорости горения
(см. гл. 5). В этом случае уравнение B.14) преобразуется к виду
Tl>25exv(E/RT) <p0'25
B.15)
Богатые смеси. Для богатых смесей керосина с воздухом
(ф > 1) уравнение суммарной реакции имеет следующий вид:
фС12Н24 + 18О2 + 67,68N2 =18A- т]сФ) О2 +
+ A-т1с)фС12Н24+12т]сф(СО2 или СО) +
+ 12т]сф(Н2 или Н2О) + 67,68N2.
Использование тех же преобразований, что и для бедных
смесей, дает при п = 2 и т =--1
оэ
VP2 TU5exp(E/RT) r\c
„а при n = 1,75 и m = 0,75
\l-75
VPlJ5 ]
CO -
r\c
B.16)
B.17)
Зависимость скорости тепловыделения, выражаемая величинами
в правых частях соотношений B.16) и B.17), от Цс показана
на рис. 2.3. При низких
значениях Цс скорость
тепловыделения мала, поскольку низка
температура. По мере развития
горения температура растет и
скорость тепловыделения
увеличивается до тех пор, пока не
достигается ее максимум при
значении цс, находящемся в
диапазоне 0,7—0,9 в
зависимости от величины
коэффициента избытка топлива ф и
начальной температуры смеси Го.
При дальнейшем росте у\с
увеличение скорости реакции,
обусловленное повышением
температуры, не может
компенсировать уменьшения скорости
О 7,0
Доля сгоревшего топлива
горения и срыва
Рис. 2.3. Механизм
пламени.
/—линия нагрузки; 2 — предельная линия
нагрузки; 3 — линия тепловыделения; 4 —
рабочая точка.
реакции из-за снижения
концентрации кислорода и несгоревшего топлива. Поэтому скорость
62 Глава 2
тепловыделения уменьшается и становится равной нулю при
достижении максимальной температуры, что соответствует 100%-
ной полноте сгорания топлива.
Линия нагрузки —^ или 175 на рис. 2.3 характеризует
количество тепла, необходимое для нагрева свежей смеси до
температуры в реакторе Т. Точка, в которой линия нагрузки
пересекает кривую тепловыделения, соответствует режиму
работы реактора (камеры сгорания). При увеличении расхода
смеси через реактор наклон линии нагрузки увеличивается до
тех пор, пока она не перестанет пересекаться с кривой
тепловыделения, что соответствует срыву пламени.
ЛАМИНАРНЫЕ ПЛАМЕНА В ОДНОРОДНОЙ СМЕСИ
Скорость распространения пламени, т. е. скорость, с которой
плоская волна горения распространяется по горючей смеси,
определяется как скоростью химической реакции в тонкой зоне
пламени, так и переносом тепла и массы от пламени к свежей
смеси. Происходящие при этом процессы рассмотрены в работе
[11]. Нагрев свежей смеси теплопроводностью и излучением
инициирует в ней реакции по тепловому механизму, а диффузия
активных веществ из зоны пламени способна инициировать
реакции химическим путем. Таким образом, скорость
распространения пламени зависит от его излучательной способности и,
следовательно, от температуры пламени, от локальных свойств
газа, таких, как вязкость и коэффициент диффузии, и от
внешних параметров — давления, температуры и отношения
топливо/воздух. Скорость распространения пламени может быть
определена как скорость, с которой плоский фронт пламени
перемещается по нормали к его поверхности относительно несгорев-
шего газа. Эта скорость является фундаментальной
характеристикой горючей смеси и имеет важное практическое значение
как для стабилизации пламени, так и для определения скорости
тепловыделения.
Как показывает опыт, для любого топлива скорость
распространения пламени при фиксированных внешних параметрах
представляет собой постоянную и хорошо воспроизводимую
величину. Интересно также отметить, что скорости
распространения пламени в стехиометрических смесях различных
углеводородных топлив с воздухом близки к одной и той же величине —
примерно 0,43 м/с при атмосферном давлении и комнатной
температуре. Возможной причиной этого является то, что
большинство топлив сложного состава в результате процессов пиролиза
почти полностью разлагается на метан и другие углеводороды
с одним или двумя углеродными атомами, а также на водород
Элементы теории горения
63
еще до вступления в зону реакции в пламени. Следовательно,
состав газа, входящего в зону пламени, практически не зависит
от типа первоначального топлива.
Измерения скорости распространения пламени
Одной из основных трудностей измерения скорости
нормального распространения пламени является то, что плоский фронт
пламени можно наблюдать только при весьма специфических
условиях. Почти во всех
случаях, имеющих практическое
значение, фронт пламени либо
искривлен, либо не распола-
t гается перпендикулярно
направлению скорости газового
потока. Вообще говоря,
существуют два основных способа
измерения скорости
распространения пламени: в одном из
них используются пламена,
перемещающиеся по неподвиж-
" ной смеси, в другом — пламе-
Рис. 2.4. Схема элемента фронта
пламени.
Uг~скорость газа на радиусе г; 5^
—скорость нормального распространения пла"
мени; 2а —угол при вершине конуса
пламени.
на, которые удерживаются в
пространстве в стационарном
положении встречным потоком
свежей смеси.
Метод горелки Бунзена. При использовании для измерения
скорости распространения пламени горелки Бунзена трубка
должна быть достаточно длинной для того, чтобы в ней могло
установиться полностью развитое ламинарное течение с
параболическим распределением скорости по поперечному сечению
трубки. Для получения плоского профиля скорости в зоне
горения желательно, чтобы сопло горелки имело отношение
площадей не менее 5:1. Основная проблема в эксперименте — точно
зафиксировать фотографированием положение зоны пламени.
Обычно коническая поверхность пламени в этом случае с
достаточной точностью соответствует поверхности наибольшей
светимости, т. е. линии максимальной плотности на негативе.
Элемент фронта пламени схематически показан на рис. 2.4.
Скорость распространения пламени Sl определяется как
SL = VT/Af, B.18)
где Vr — объемный расход газа, Af — общая площадь фронта
пламени. Таким образом, для определения скорости
нормального распространения пламени необходимо только измерить
расход газа и площадь поверхности фронта пламени (по
фотоснимку). Другой способ состоит в измерении угла наклона
64
Глава 2
фронта пламени (желательно на радиусе, равном 0,7 радиуса
горелки, где для параболического профиля скорости локальная
скорость газа равна средней скорости) [11]. Скорость
распространения пламени Sl определяется в этом случае как
SL = f/rsina, B.19)
где Uг — локальная скорость газа на радиусе г, a — угол
наклона фронта пламени по отношению к оси (половина угла при
вершине конуса пламени, см.
рис. 2.4).
Большая часть ошибок в
методе с использованием
горелки Бунзена возникает при
измерении площади
поверхности пламени, что связано с
пониженной скоростью
распространения пламени вблизи
среза горелки и трудностью
точного определения положения
основания конуса пламени.
Некоторых погрешностей,
свойственных трубчатым
горелкам с коническими
пламенами, можно избежать,
используя горелки с «плоским
пламенем» [12]. Они особенно
удобны для измерений в предельно бедных или предельно богатых
смесях и исследований пламен при низких давлениях смеси,
когда значительная толщина зоны пламени не позволяет точно
измерить площадь поверхности в случае конического пламени.
Метод измерения скорости распространения пламени в трубе.
Метод определения величины Sl по измерениям скорости
распространения пламени в трубе выглядит очень заманчиво,
особенно при исследовании влияния давления, так как изменять и
контролировать уровень давления в трубах достаточно просто.
Дополнительным преимуществом является невозможность
подмешивания газа из окружающей среды к свежей смеси.
Скорость перемещения пламени в трубе может быть
определена, например, посредством регистрации свечения пламени
на кинопленке. Затем, используя шлирен-фотоснимки для
определения площади поверхности фронта пламени, скорость
нормального распространения пламени можно получить из
соотношения
-з-
Рис. 2.5. Влияние давления на
скорость нормального распространения
пламени в пропановоздушных смесях
[13].
= UfAt/Af,
B.20)
где Uf — скорость перемещения пламени, At — площадь
поперечного сечения трубы, Af — площадь поверхности пламени.
Элементы теории горения
65
Площадь сечения трубы и скорость перемещения пламени могут
быть измерены с высокой точностью, и, таким образом, точность
определения Sl целиком зависит от погрешности, с которой
может быть определена площадь поверхности пламени.
В работе [13] измерения в трубе были применены при
исследовании влияния давления на скорость нормального
распространения пламени. Условие горения при постоянном давлении
обеспечивалось тем, что открытый конец трубы был присоединен к
достаточно большой емкости, в которой поддерживалось
постоянное давление и в которую поступали продукты сгорания.
Площадь поверхности пламени определялась по
крупномасштабным отпечаткам, полученным с мгновенных шлирен-фотоснимков
пламени в начальный период его перемещения в трубе
(квадратного сечения со стороной 2,5 см), когда это перемещение было
равномерным. Соответствующие результаты для пропановоздуш-
ных смесей приведены на рис. 2.5.
Факторы, влияющие на скорость распространения
ламинарного пламени
Наиболее важными факторами, определяющими скорость
распространения ламинарного пламени, являются величина
отношения топливо/воздух и, температура Т и давление Р смеси.
/
0,3
0,2
0}
п
/ 2^
т т
T T
0,6 0,8 1,0 7,2 7/f. 1J5
9
Рис. 2.6. Скорости распространения
пламени в углеводородо-воздушных
смесях при нормальных температуре и
давлении [5].
1 — метан; 2—«-гептан; 3 — этан; 4—пропан.
100 200 3QQ 400 500 600
Начальная температура смеси^к
Рис. 2.7. Влияние начальной
температуры смеси на максимальную
скорость распространения пламени [14].
— • — С2Н4 с воздухом; С3Н8 с воздухом;
СН4 с воздухом.
Отношение топливо/воздух. Рис. 2.6 иллюстрирует изменение
скорости распространения ламинарного пламени в зависимости
от величины коэффициента избытка топлива ф для ряда углево-
дородовоздушных смесей. Зависимость скорости
распространения от состава смеси приблизительно соответствует изменению
температуры пламени. Почти во всех случаях максимум
скорости наблюдается при 1,05 s^ ф^ 1,10. Исключениями из
Зак. 761
66 Глава 2
этого общего правила являются водород и окись углерода. Для
них скорости распространения достигают максимума при ф « 2.
Начальная температура смеси. Влияние начальной
температуры смеси в диапазоне ее изменения от 141 до 617 К на
скорость распространения пламени в смесях метана, пропана и
этилена с воздухом исследовалось в работе [14]. Полученные
результаты свидетельствуют о том, что с повышением
температуры скорость распространения пламени возрастает (рис. 2.7).
Экспериментальные данные обобщаются следующими
эмпирическими уравнениями:
метан: SL = 0,08+ 1,60- 1ОГо'и; B.21)
пропан: SL = 0,10 + 3,42 . Ю~6Т20; B.22)
этилен: SL = 0,10+ 25,9 • КГ6^'74. B.23)
В работе [15] аналогичным исследованиям подвергались
смеси паров бензола, n-гептана и изооктана с воздухом в
диапазоне изменения температуры от 300 до 700 К. Использовалась
горелка Бунзена; скорость распространения определялась по
измерениям полной площади поверхности пламени. Были
получены следующие эмпирические уравнения для скорости
распространения:
бензол: SL = 0,3 + 7,91 • 1О~9Го'92; B.24)
n-гептан: SL = 0,198 + 2,49 . 1ОГо'39; - ^ B.25)
изооктан: SL = 0,121 + 8,36 . 10Г?Л9. " B.26)
Давление. В теории горения давление является важным
параметром, влияние которого может быть связано с порядком
химической реакции соотношением вида
Следовательно, при бимолекулярной реакции скорость
распространения пламени не должна зависеть от давления. Однако
похоже, что это справедливо только для обогащенных кислородом
высокотемпературных пламен. В целом для быстрогорящих
(Sl > 0,6 м/с) смесей скорость распространения пламени либо
не зависит от давления, либо слегка возрастает при его
увеличении. Для медленногорящих (SL < 0,6 м/с) смесей скорость
распространения пламени уменьшается с повышением давления.
Таким образом, влияние давления, наблюдаемое в опытах,
может быть аппроксимировано простой зависимостью
SL со р*9
где х изменяется от 0 до —0,5 для медленногорящих смесей и
равен нулю или небольшой положительной величине для
быстрогорящих смесей. Изучением влияния давления на скорость
Элементы теории горения 67
распространения ламинарного пламени занимались многие
исследователи [13, 16—19]. Результаты, полученные в трубе для
пропановоздушных смесей [13], показаны на рис. 2.5.
Теория распространения ламинарного пламени
Теоретическое рассмотрение процесса распространения
пламени требует привлечения уравнений газовой динамики в
совокупности с уравнениями для диффузии и скорости химической
реакции. Они включают: 1) уравнение состояния, обычно для
идеального газа, 2) уравнение движения, 3) уравнение
сохранения энергии и 4) уравнение неразрывности с членами,
обусловленными диффузией и химической кинетикой, для каждого
химического компонента [20]. Среди разработанных к
настоящему времени теорий распространения ламинарного пламени
имеются: 1) чисто тепловые теории (распространение
лимитируется теплопередачей); 2) диффузионные теории
(распространение лимитируется переносом вещества, в частности диффузией
активных центров, инициирующих цепные реакции); 3)
диффузионно-тепловые теории.
Первая теория распространения пламени была предложена
Маляром и Ле Шателье [21]. Она целиком базировалась на
тепловой концепции. Предполагалось, что зона пламени находится
при постоянном давлении и состоит из двух частей,
обозначаемых как зона 1 и зона 2. В зоне 1 смесь нагревается от своей
начальной температуры Го до температуры воспламенения 7Y
Эта зона может быть названа зоной подогрева. В зоне 2, зоне
реакции, образуются продукты сгорания с температурой Tf.
Точка воспламенения отделяет зону подогрева от зоны реакции.
Из рассмотрения процесса теплообмена между зонами
подогрева и реакции получается выражение для скорости
распространения ламинарного пламени
SL = -ф—т- -г-. B.27)
При этом толщина зоны реакции равна
6 = SLt = SL/r, B.28)
где t — время реакции и г — скорость реакции. Далее, имеем
г = Z ехр (- ^г-) [А]а [В]\ B.29)
где [А], [В] —мольные доли, Е — энергия активации, R —
универсальная газовая постоянная, Z, a, b — константы.
Предполагается, что реакция идет при температуре Tf. Тогда
{^v^(^)f- B-30)
5*
68 Глава 2
Введение величины Г; является не более чем удобством с
точки зрения математика, поскольку реакция в действительности
идет даже при начальной температуре Го, поэтому разделение
на зоны подогрева и реакции представляет собой
схематизированное упрощение процесса. Величина 7\ неизвестна, и ею
может быть любая температура между То и Tf. Следовательно, из
уравнения B.30) вычислить скорость распространения пламени
невозможно. Однако из рассматриваемой теории следует
важный результат, который дают и более сложные тепловые
теории [22, 23]:
SL оо (а • гH'5, B.31)
где а — коэффициент температуропроводности.
В теории Зельдовича и др. [22] важным результатом было
исключение из рассмотрения температуры воспламенения 7Y
В1 предположении, что температура воспламенения, выше
которой все реакции начинают идти с заметной скоростью, близка
к температуре пламени Tfi было выведено следующее
уравнение для реакции второго порядка [22, 23]:
SL = [2аС0 [^) {Tf-TQf \—J J • B'32)
Заметим, что предсказываемая этим уравнением зависимость от
давления нулевая, так как
а со 1/р0 со 1/р, Со со р0 со р,
и, следовательно,
SLcoP°.
ТУРБУЛЕНТНЫЕ ПЛАМЕНА В ОДНОРОДНОЙ СМЕСИ
Хотя уже давно признано, что турбулентность значительно
увеличивает скорость распространения пламени, о чем
свидетельствуют высокие скорости сгорания топлива в поршневых
и газотурбинных двигателях, тем не менее характер и степень
влияния турбулентности все ещь выяснены не полностью.
Первый вклад в изучение природы турбулентных пламен был
сделан Дамкёлером [24]. Он предположил, что турбулентное
пламя имеет ту же структуру, что и ламинарное, и связал
наблюдаемое увеличение скорости горения с вызываемым
турбулентностью искривлением фронта пламени, что увеличивает площадь
его поверхности по сравнению с гладким ламинарным фронтом
и, следовательно, способность «перерабатывать» свежую смесь.
Дамкёлер предложил для скорости распространения
турбулентного пламени при крупномасштабной турбулентности следующее
Элементы теории горения 69
выражение:
ST = SL + u', B.33)
где иг—среднеквадратическое значение пульсаций скорости.
В дальнейшем появился ряд теорий, использующих
концепцию искривленного фронта пламени и отличающихся от теории
Дамкёлера (и одна от другой) главным образом способом
увязывания характеристик турбулентности с результирующим
увеличением поверхности пламени. Так, в подходе, развитом Щел-
киным [25], выражение для St приобрело следующую форму:
5r = SL[l + S(^75LJf5, B.34)
• где В — константа порядка 1. При больших скоростях турбу-
' лентного потока уравнения B.33) и B.34) сводятся к
ST = u'. B.35)
Подробное изложение этих и других, более современных теорий
турбулентного пламени содержится в работах [26, 27].
Серия экспериментов с закрытыми турбулентными пламена-
ми в однородных смесях была проведена в работах [28, 29].
"Турбулентность с определенными характеристиками в зоне
горения задавалась турбулизирующими поток решетками,
располагавшимися на входе в рабочую часть установки. Изменяя
надлежащим образом геометрию этих решеток и скорость
потока, можно было создавать в зоне горения области, в которых
интенсивность турбулентности оставалась примерно постоянной,
но масштаб турбулентности мог изменяться в очень широких
пределах. Таким образом создавались условия, которые
позволяли раздельно определять влияние интенсивности и масштаба
турбулентности на скорость распространения и структуру пла-
. мени. На начальном участке, непосредственно за решеткой,
интенсивность турбулентности следует зависимости
где U — средняя скорость потока смеси, х — расстояние от ре-
щетки, Ъ — размер прутка в решетке, п\ — постоянная величина,
составляющая от 0,5 до 0,7.
Интегральный масштаб турбулентности определяется из со-
отношения
)Я^ B-37)
где Reb = Ub/v — число Рейнольдса для решетки, п2 —
величина, равная 0,5.
70 Глава 2
Масштаб Колмогорова определялся из выражения
Л = МеH-25. B.38)
Сквозь прозрачную боковую стенку рабочей части делались
шлирен-фотографии пламени. Интенсивность турбулентности
изменялась от 2 до 14 %, скорость потока — до 80 м/с. Скорость
распространения турбулентного пламени определялась как
произведение средней скорости потока на синус угла между
направлением потока и средним положением поверхности пламени.
Изучение шлирен-фотоснимков в совокупности с измерениями
скорости распространения турбулентного пламени показало, что
физическая структура пламени и влияние масштаба
турбулентности на скорость горения зависят от уровня интенсивности
турбулентности. Для обобщения результатов этих наблюдений
была предложена концепция трех характерных областей.
Область 1
Область У, в которой ur < 2SL, представляет собой в целом
область слабой турбулентности и малых скоростей потока. Даже
наименьшие величины т] превышают толщину ламинарного
пламени 6l. В соответствии с этим турбулентные вихри еще не
создают шероховатостей на поверхности фронта пламени,
который сохраняет гладкий, ламинарный вид. Однако вследствие
искривления пламени турбулентностью и увеличения из-за этого
площади его поверхности скорость распространения пламени
возрастает. Свой вклад в искривление пламени вносят как пуль-
сационная скорость, так и масштаб турбулентности, и их
совместное влияние на скорость распространения пламени
описывается соотношением
Следует отметить, что в этой области слабой турбулентности
величина отношения St/Sl возрастает при увеличении
масштаба турбулентности.
Область 3
В области 3, где и' > 2SL, увеличение интенсивности
турбулентности обычно сопровождается уменьшением ее масштаба.
Поэтому при очень высоком уровне турбулентности все вихри
слишком малы, чтобы вызвать заметное искривление
поверхности фронта пламени. Тем не менее достигается высокая скорость
горения благодаря образованию пламенной поверхности очень
большой площади на границах раздела между многочисленными
Элементы теории горения 71
малыми вихрями смеси и окружающими их продуктами
сгорания. Для данной области концепция непрерывной односвязной
поверхности фронта пламени становится нереалистической, и
зону горения можно представить как довольно толстую
матрицу, заполненную продуктами сгорания вперемежку с вихрями
свежей смеси.
Отношение скоростей распространения турбулентного и
ламинарного пламен в области 3 выражается следующим образом:
/-=0,5^. B.40)
Следовательно, в области 3 для сильно турбулизованных смесей
величина St уменьшается при увеличении масштаба
турбулентности.
Область 2
В области 2. и! & 2SL- Принципиальное различие областей /
и 3 состоит в относительном размере турбулентных вихрей: в
области / они велики по сравнению с толщиной зоны пламени,
в области 3 — малы. Между этими предельными областями
существует довольно широкая область, в которой вихри
соизмеримы с толщиной зоны пламени. В' этой области одновременно
действуют два механизма увеличения площади поверхности
пламени: 1) фронт пламени искривляется вихрями, большими, чем
толщина пламени; 2) площадь поверхностей контакта между
продуктами сгорания и свежей смесью значительно возрастает
благодаря вовлечению вихрей смеси внутрь зоны пламени. Оба
механизма способствуют увеличению St, но St при этом
практически не зависит от масштаба турбулентности, так как любое
изменение масштаба автоматически изменяет вклад каждого из
двух механизмов, причем в противоположном направлении.
Таким образом, между областями 1 и 3 существует переходная
область 2, в которой скорость распространения турбулентного
пламени, по существу, не зависит ни от скорости ламинарного
пламени, ни от масштаба турбулентности и следует соотношению
ST = 2u'. B.41)
Структура турбулентного пламени
Рис. 2.8 и 2.9 иллюстрируют, как изменяются вид и
структура пламени при изменении пульсационной скорости
турбулентного потока. Рассматривая рис. 2.8 слева направо, можно
видеть, что вначале, в области 7, пульсационная скорость мала
и, поскольку т], L > 6l, вся турбулентная энергия идет на
деформацию фронта пламени. Верхний фотоснимок на рис. 2.9
12
Глава 2
типичен для этих условий. Пламя имеет гладкую ламинарную
поверхность, представляющую собой агломерат округлых
вздутий, которые постепенно увеличиваются в размерах по мере
того, как пламя распространяется вниз по потоку. Вторая
диаграмма на рис. 2.8 соответствует наибольшей деформации
пламени, которая наблюдается при ц = SL. Третья диаграмма
иллюстрирует стадию при r\ < 6l, когда часть турбулентной
энергии содержится уже в вихрях внутри зоны пламени и меньшее
-* Область \ >- ~е— область 2->- -^г-Обпасть 3-*~
Е(п)
E(n)
E(n)
О V=$
S L
Свежая
смесь -=
^Сгоревший"
*. газ
Увеличение интенсивности турбулентности а-
Рис. 2.8. Влияние распределения энергии турбулентности по частотам на
структуру пламени [29].
количество ее участвует в процессе деформации зоны пламени
как целого. В этих условиях деформация зоны пламени в целом
менее выражена, но возмущения, вносимые вовлечением
многочисленных малых порций смеси в зону пламени и их сгоранием,
проявляются в развитии неровностей («шероховатости»)
поверхности пламени.
При еще более высокой интенсивности турбулентности, в
области 3, деформация зоны пламени как целого продолжает
уменьшаться и почти вся располагаемая энергия турбулентности
сосредоточена в многочисленных малых вихрях. Как видно из
рис. 2.8 (четвертая, крайняя справа диаграмма), горение уже
невозможно рассматривать как процесс, происходящий вблизи
достаточно четко определенных границ в зоне пламени. Горение
скорее представляет собой процесс в растянутой и размытой
зоне реакции, где весьма энергично внедряются и сгорают
вихри свежей смеси. В каждом вихре скорость горения
определяется потоком тепла из активных центров от охватывающего
вихрь фронта пламени. При определенных условиях, зависящих
от свойств смеси и масштаба турбулентности, химическая
реакция внутри 'отдельных вихрей ускоряется до такой степени,
Элементы теории горения
73
Рис. 2.9. Пламена в стехиометрической пропановоздушной смеси при малой
и большой пульсационных скоростях.
Вверху и'=3,1 м/с; внизу и'=30,5 м/с.
что горение возникает почти одновременно во всем объеме
вихря. Вызываемые этим пульсации давления разрывают
поверхность зоны пламени, как это можно видеть на нижнем
фотоснимке рис. 2.9.
ЛАМИНАРНЫЕ ДИФФУЗИОННЫЕ ПЛАМЕНА
Для ламинарных пламен в однородных смесях скорость
процесса лимитируется скоростями химической реакции и
теплопередачи. Даже в системах с не перемешанными заранее
компонентами, в которых смешение происходит быстро по сравнению
с химическими реакциями, скорость горения может
рассматриваться целиком с позиций горения однородных смесей. Однако
существуют системы, в которых смешение идет медленно по
сравнению с химическими реакциями, так что скорость горения
лимитируется временем смешения. Это справедливо для так
74 Глава 2
называемых диффузионных пламен, в которых топливо и
окислитель поступают совместно в зону реакции посредством
молекулярной и турбулентной диффузии. Топливо при этом может быть
струей газа, жидкой или твердой поверхностью. Соответственно
существуют два вида лимитируемого диффузией горения,
отличающихся первоначальным физическим состоянием топлива
и/или окислителя. Если топливо и окислитель находятся
первоначально в газообразном состоянии, то пламя называют
диффузионным или (иногда) струйным. Если топливо и окислитель
вначале имеют разные
агрегатные состояния, т. е. жидкое
и газообразное или твердое и
топливо ^ # ">> газообразное, то, хотя горение
по-прежнему лимитируется
диффузией, процесс обычно
называют гетерогенным горением.
Рис. 2.10. Свободное струйное диффу- Примерами этого могут слу-
зионное пламя [30]. жить горение капель углеводо-
^l-n^SSSSSSrSro Ж 2~пла' родного топлива и горение угля
в воздухе.
В отличие от пламен в однородной смеси, имеющих очень
тонкую зону реакции, для диффузионного пламени характерна
широкая зона физико-химических превращений. Это отличие
имеет причиной исключительно взаимодиффузию реагентов и
продуктов реакции, так как сама реакция, очевидно, происходит
быстро и в очень тонкой зоне. В1 таких условиях имеются, па
существу, две диффузионные скорости, и представление о
скорости распространения пламени теряет свой смысл. Поэтому
обобщение обычно проводят, используя массовый расход сжигаемого
топлива или высоту пламени, связанную с указанным расходом.
При исследованиях ламинарных диффузионных пламен две
разновидности их представляют непосредственный интерес.
Первая— это свободный струйный факел пламени, образованный
струей топлива или воздуха, вытекающей из трубы
соответственно в неподвижный воздух или среду газообразного
топлива, как показано на рис. 2.10. Топливо, втекающее в покоящийся
воздух, и воздух, втекающий в среду газообразного топлива,
создают одну и ту же картину горения, поскольку она
определяется только диффузией или смешением.
Вторая разновидность ламинарного диффузионного пламени
связана с несколько иной схемой смешения: топливо и
окислитель подводятся по двум концентрическим цилиндрическим
трубам раздельно (рис. 2.11). В этом случае топливо и окислитель
также можно поменять местами без каких-либо изменений во
внешнем виде'пламени. В' зависимости от отношения расходов
топлива и окислителя возникает «прямой» или «обращенный»
факел пламени. В том конкретном варианте, который изображен
Элементы теории горения
75
на рис. 2.11, т. е. с подачей топлива по внутренней трубе,
прямой факел соответствует отношению расходов меньше стехио-
метрическогс.
В работе 130] проводились измерения концентрации
водорода, кислорода и азота на различных расстояниях по высоте
г
Воздух
Топливо -
Воздух-
Рис. 2.11. Закрытое диффузионное пламя.
/ — прямое пламя; 2 — обращенное пламя.
и радиусу диффузионного пламени. Предложенная авторами
структура пламени, показанная на рис. 2.12, может
рассматриваться как типичная для ламинарных газовых диффузионных
пламен. На рисунке видно, что концентрация газового топлива
Фронт пламени
Фронт пламени
Продукты сгорания
^Радиус
Рис. 2.12. Профили концентрации в свободном струйном диффузионном
пламени на определенном расстоянии от сопла [30].
падает от ее значения на осевой линии до нуля во фронте
пламени, а концентрация кислорода от нулевого значения во
фронте увеличивается до ее значения в окружающей пламя среде
(или во внешнем по отношению к пламени потоке).
Концентрация продуктов сгорания максимальна во фронте пламени.
Считается, что топливо и окислитель достигают фронта пламени
в стехиометрическом отношении и реагируют мгновенно с
образованием продуктов сгорания. Заметим, что зона пламени
тонкая. Это означает, что скорости химических реакций
чрезвычайно велики по сравнению со скоростью диффузии. Вне пламени
76
Глава 2
не обнаруживается топлива, а внутри его — кислорода. Отметим
также, что в результате диффузии продукты сгорания
обнаруживаются по обе стороны пламени, чего не бывает в случае
ламинарных пламен, распространяющихся в смесях.
Действительная структура пламени сложнее, чем это
предполагает изложенная концепция, поскольку кроме
молекулярных компонентов, определяемых обычным отбором и химическим
анализом проб газа, в пламени присутствуют также свободные
атомы и радикалы.
ТУРБУЛЕНТНЫЕ ДИФФУЗИОННЫЕ ПЛАМЕНА
Хаусорн и др. C0, 31] изучали, как меняются видимая длина
факела и поле концентраций для струйных пламен при
истечении горючего газа через круговые сопла в неподвижный воздух
в зависимости от объемного расхода газа. Наблюдавшееся в
опытах изменение высоты пламени показано на рис. 2.13. Пока
Ламинарное Переходная Развитое турбулентное
пламя область пламя
Увеличение скорости на выходе из горелки-
Рис. 2.13. Эволюция диффузионного пламени при увеличении скорости газа
на срезе сопла [30].
1 — огибающая длин пламени; 2 — огибающая точек перехода.
режим истечения оставался ламинарным, высота пламени
увеличивалась с увеличением объемного расхода газа. При
числах Рейнольдса для холодной струи около 8000 вблизи вершины
пламени начинался переход к турбулентному режиму течения.
Переходное значение числа Рейнольдса в диффузионном
пламени сильно за'висит от чрода топлива. Кроме того, если турбу-
лизовать либо поток топлива, либо поток воздуха, результатом
будет турбулизация факела пламени. При параметрах потоков,
близких к критическим (переходным от ламинарного режима к
Элементы теории горения 77
турбулентному), только верхняя часть пламени турбулентна;
ближе к устью горелки факел сохраняет вид ламинарного
пламени. При дальнейшем увеличении объемного расхода общая
высота пламени несколько уменьшается, но высота ламинарного
участка уменьшается при этом значительно больше. При
достижении определенного расхода обе характерные высоты
приобретают свои предельные значения и дальше уже почти не
меняются. Точка (линия), отделяющая ламинарную часть
факела от турбулентной, называется точкой перехода. Для
больших объемных расходов точка перехода находится очень близко
к устью горелки. При увеличении объемного расхода вблизи
устья горелки возрастает шум пламени и уменьшается его
свечение. В конце концов из-за чрезмерно большого расхода газа
становится невозможно обеспечить стабилизацию пламени.
Аналитическое описание турбулентных диффузионных
пламен находится в значительно более завершенномvсостоянии по
сравнению с пламенами в смесях, поскольку в диффузионных
пламенах скорость горения лимитируется процессом смешения
в свободной изобарической турбулентной струе, который
достаточно хорошо изучен. Кроме того, сам по себе процесс горения
несуществен для описания явления в целом, поскольку скорости
химических реакций предполагаются бесконечно большими.
Смешение в струе
При истечении жидкости из сопла она во взаимодействии
с окружающей средой формирует струю. На рис. 2.14 показаны
Сопло
Рис. 2.14. Характерные участки струи.
1 — потенциальное ядро; 2 — начальный участок; 3 — переходный участок; 4 — основно
часток.
характерные участки свободной турбулентной струи.
Непосредственно за соплом находится потенциальное ядро струи, внутри
которого сохраняются те же значения скорости и концентрации,
что и на срезе сопла. Вне ядра формируется свободный
пограничный слой, в котором обмен количеством движения и массой
происходит в направлении, перпендикулярном оси струи. Вниз
по течению от ядра после переходного участка
начинается-участок полностью развитой струи. Потенциальное ядро имеет
длину 4—5 диаметров сопла, а переходный участок — около 10
диаметров сопла. Основные участки турбулентных струй, т. е.
участки полностью развитой струи, подобны. Следовательно, осевые
78
Глава 2
и радиальные профили скорости и концентрации в струях могут
быть описаны универсальными и достаточно простыми
соотношениями.
Скорость в любой точке на оси струи дается выражением
-- = 0,16-* -1,5, B.42)
где и0 — начальная скорость на срезе сопла, Um —
максимальная скорость при некотором значении х, х — расстояние от среза
сопла. Поскольку механизм
переноса количества движения и
массы один и тот же,
соотношение для распределения
концентрации по оси
аналогично:
Щп
-?l=0,22-?- -1,5. B.42а)
г/х-
Рис. 2.15. Безразмерные профили
скорости и концентрации в свободной
струе [31].
профиль скорости; профиль
концентрации.
Здесь Со — начальная
концентрация на срезе сопла, Ст —
максимальное значение
концентрации при некотором
значении х.
. Благодаря подобию профилей скорости величина отношения
U/Um — отношения скорости в любой точке струи к скорости
на оси при том же значении х — остается постоянной, если ее
выражать как функцию r/х, где г — радиальная координата. Это
справедливо и для распределения концентраций. Безразмерные
профили скорости U/Um и концентрации С/Ст покаааны на
рис. 2.15. В предположении гауссовского закона распределения
для U/Um и С/Ст получаются следующие выражения:
(здесь значение Ки находится в диапазоне между 84 и 92) и
B.44)
где Кс составляет от 54 до 57. Эти профили имеют
непосредственное отношение к изучению пламен.
Используя теорию свободной турбулентной струи, Хаусорн
и др. [31] получили следующее простое соотношение для длины
турбулентных струйных пламен:
B.45)
Элементы теории горения 79
где L — видимая длина пламени, d — диаметр сопла, Tf —
адиабатическая температура пламени, TN — температура на срезе
сопла, Ms, MN — молекулярные массы вещества окружающей
среды и вещества струи соответственно, Ст—мольная доля
вещества струи в стехиометрической смеси с веществом
окружающей среды, ат — отношение количества молей реагентов к
количеству молей продуктов в стехиометрической смеси.
РАСПРОСТРАНЕНИЕ ПЛАМЕНИ
В ГЕТЕРОГЕННЫХ СМЕСЯХ
Исследований распространения пламени в гетерогенных топ-
ливовоздушных смесях проведено очень немного. Одной из
первых опубликованных работ в этой области был классический
анализ Бургойна и Коэна [32]. К числу сравнительно недавних
публикаций относятся работы [33—36]. Малочисленность
публикаций неудивительна, если принять во внимание сложность
эксперимента. Главная трудность состоит в создании
однородной и воспроизводимой газокапельной взвеси. Непроста и
проблема точного определения размеров капель, распределения их
по размерам, суммарного коэффициента избытка топлива и
концентрации паров топлива. Еще одной трудной задачей в таких
экспериментах является измерение скорости распространения
пламени по смеси; при этом серьезные ошибки возможны из-за
того, что продукты сгорания вследствие действия подъемной
силы могут перемещаться относительно пламени вверх, а капли
топлива под действием силы тяжести — вниз. Эти эффекты
особенно существенны в медленногорящих смесях, поскольку
соответствующие скорости оказываются того же порядка, что и
скорость распространения ламинарного пламени.
В работе [36] была предложена модель распространения
пламени по неподвижной горючей смеси, содержащей топливо
в виде капельной взвеси, пара или того и другого. Модель
основывалась на предположении, согласно которому скорость
распространения пламени через топливную взвесь в нормальных
стационарных условиях всегда такова, что время вырождения
зоны реакции равно сумме времени испарения и времени
химической реакции. Из модели получается следующее выражение
для скорости распространения пламени:
rcf (I -Q)p»D?9 a;:!0'5
S = a _!i ^J!+_L , B.46)
где ar — коэффициент температуропроводности для смеси
полностью испаренного топлива с воздухом, Q — исходная доля
испаренного топлива, В — параметр массообмена, С\, С3 —
параметры распределения капель по размерам.
80
Глава 2
Из уравнения B.46) следует, что в случае, когда время
испарения велико по сравнению со временем химической реакции,
скорость распространения пламени возрастает при увеличении
плотности газа, летучести топлива, концентрации паров топлива
и при уменьшении среднего размера капель. Но если скорость
распространения пламени лимитируется временем химической
реакции, то эта скорость становится равной обычной скорости
распространения пламени в однородной смеси.
Правомерность предложенной модели проверялась с
помощью измерений скорости распространения пламени, прове-.
денных с тремя различными топливами в широком диапазоне
изменения размера капель,
концентрации паров топлива,
коэффициента избытка топлива и
давления. Погрешности из-за
подъемной силы и оседания
капель топлива под действием
силы тяжести были сведены к
минимуму тем, что измерения
скорости пламени выполнялись
в вертикальной трубе при ее
свободном падении под
действием силы тяжести. Точность
получаемых данных
дополнительно повышалась благодаря
использованию различных
акустических устройств,
устанавливавшихся в трубе для того,
Рис. 2.16. Влияние Q и среднего зау-
теровского диаметра капель на
скорость распространения пламени по
стехиометрической смеси изооктана с
воздухом [36].
чтобы сформировать «плоское» пламя вместо пламени
нормальной полуэллипсоидной формы. ,
Результаты измерений удовлетворительно согласуются с
рассчитанными величинами, как это видно из рис. 2.16, на котором
сплошными линиями обозначены результаты вычислений по
уравнению B.46). Результаты измерений на рис. 2.16 относятся
к стехиометрической смеси изооктана с воздухом при
атмосферном давлении. Эти и подобные им экспериментальные данные,
полученные с дизельным топливом и мазутом, показали, что
скорость распространения пламени в газокапельной взвеси
топлива и воздуха существенно возрастает при уменьшении
размера капель. Установлено также, что присутствие паров топлива
в капельной взвеси способствует распространению пламени,
особенно в случаях крупных капель.
ИСПАРЕНИЕ
При попадании капель топлива в зону горения температура
и концентрация паров вблизи их поверхности малы, и в
начальный период диффузия топлива от капли незначительна
Элементы теории горения 81
[27, 37]. По мере подвода тепла от горячего газа к капле
температура жидкости повышается и диффузия топлива от капли
увеличивается. Температура внутри капли минимальна в ее
центре и возрастает по направлению к поверхности. С течением
времени распределение температуры по объему капли
становится более равномерным и приближается к температуре кипения.
В конце концов достигается стадия, когда все тепло,
подводимое от газа к капле, расходуется на испарение топлива. На
этой стадии температура жидкой капли равна температуре
кипения топлива [37].
Время испарения
Время, необходимое для полного испарения одиночной капли
или монодисперсно№ взвеси капель, определяется как отношение
массы жидкого топлива к массовой скорости его испарения.
Таким образом, согласно работе [36],
B 47)
) '
где ReD = u'D/vT и
Для полидисперсной взвеси уравнение B.47) имеет вид
/ 2 49
h C{Skr In (I + В) A + 0,25Cf 5Re?352) ' ^™>
где С\, С2 и С3— параметры распределения капель по размерам.
В1 камерах сгорания, где топливо распыливается пневмофорсун-
ками и центробежными форсунками с завихрителями, можно
принять Ci = 0,31, С2 = 0,21 и С3 = 0,46 [38].
Из уравнений B.47) и B.49) следует, что te ~ Dn, где п
имеет наибольшее значение, равное 2, в покоящихся смесях
(ReD = 0), и наименьшее, равное 1,5, в сильно турбулизованных
смесях (Re?>^>l). Давление оказывает на te слабое влияние,
так как проявляется только через величину Re^ в знаменателе
уравнений B.47) и B.49). Температура воздуха влияет на te
через параметр массообмена В. Влияние среднего размера
капель топлива, давления газа и его температуры на время
испарения te показано на рис. 2.17. Представленные на графике
величины получены для керосина Jet А при трех значениях
температуры и трех значениях среднего размера капель. Влияние
интенсивности турбулентности иллюстрирует рис. 2.18, на
котором время испарения представлено в безразмерном виде, как
отношение действительного времени испарения к времени
6 Зак. 761
82
Глава 2
испарения в покоящейся смеси. На основании приведенных
данных можно заключить, что увеличение пульсационной скорости не
1
Ira-
70""
-
-
-
-
_
-
I
- ж
ж
1
—
.
То,К
600
800
1000
i i i
D32 ,мкм
700
50
30
¦ I
Ж
-ж
I
ж
I
— ж
---ж
1 111
/о2
ю3
Давление,кПа
W
\0,8
0A
=50mkm,
ur, м/с
0
0,25
0,625
— - 125
X
103
Давление,кПа
Рис. 2.17. Влияние давления, темпера- Рис. 2.18. Влияние пульсационной ско-
туры и среднего заутеровского диа- рости и давления на время испарения
метра капель на время испарения для факела распыленного топлива Jet A
топлива Jet A [43]. [43].
только уменьшает te, но также усиливает зависимость te от
давления.
ЗАДЕРЖКА САМОВОСПЛАМЕНЕНИЯ
Самопроизвольное воспламенение, или самовоспламенение,
представляет собой процесс, при котором в горючей смеси
инициируются химические реакции, ведущие к ускоренному
выделению тепла в отсутствие какого-либо источника воспламенения
типа пламени или искры. В1 камерах сгорания с
предварительным испарением и смешением топлива с воздухом и с бедной
смесью в первичной зоне (такие камеры интенсивно
разрабатываются в настоящее время для перспективных двигателей)
самовоспламенения смеси необходимо избегать любой ценой,
так как оно приведет к повреждению конструкции камеры и к
неприемлемо высокому уровню выброса загрязняющих
атмосферу веществ [39, 40].
Задержка самовоспламенения может быть определена как
промежуток времени между моментом впрыска топлива в
газовую окислительную среду, имеющую высокую температуру, и
моментом появления пламени. Ввиду практической важности ха-
. Элементы теории горения 83
рактерйстик самовоспламенения измерения задержки
самовоспламенения проводились с самыми разнообразными топливами
в широком диапазоне изменения внешних условий и при
использовании различных испытательных установок, включающих
бомбы постоянного объема, устройства быстрого сжатия,
поршневые двигатели, ударные трубы и устройства проточного типа.
Применяемые методы и полученные с их помощью результаты
рассмотрены в обзорных работах [41, 42].
Уже давно признано, что задержка самовоспламенения
является результатом как физических, так и химических
процессов [42]. Для жидких топлив физическая задержка
воспламенения определяется временем, необходимым для нагрева и
испарения капель топлива и для смешения паров топлива с окру-
,жающим воздухом в горючих пропорциях. Химическая задержка
воспламенения представляет собой отрезок времени между
моментом образования горючей смеси и моментом появления
пламени. Таким образом, на начальных стадиях самовоспламенения
доминируют физические процессы, а на заключительных
стадиях — химические.
В работе J43] предложена модель процесса
самопроизвольного воспламенения, которая учитывает как химические, так и
^физические процессы и благодаря этому может применяться и
к гомогенным, и к гетерогенным (в том числе с наличием пара
и капель топлива) смесям. Из модели следует, что для хорошо
распыленных летучих топлив, особенно при низких давлении и
температуре, время испарения топлива пренебрежимо мало по
сравнению со временем химической реакции. Однако доля
времени испарения в общей задержке самовоспламенения быстро
возрастает с повышением давления и температуры, и может
оказаться лимитирующим самовоспламенение в случае некоторых
топлив, характеризующихся низкими скоростями испарения
вследствие их большой вязкости (что приводит к
неудовлетворительному распыливанию) и малой летучести.
Время задержки самовоспламенения определяется как
сумма времен, необходимых для испарения топлива и протекания
химических реакций:
_ Cl9pcpAD\2 {1 - [A - /)/(! - Q)]2/3} 4,66 ¦ 1(Г8 ехр (9160/Гда)
• * "" CfikA In (I + В) (l + 0,25C%25Re^2) + рл/ср
B.50)
где Q — исходная доля паров в общем количестве топлива, а
/ — доля топлива (включающая Q.), которая должна быть
превращена в пар, чтобы стало возможным протекание быстрой
химической реакции. Если величина / неизвестна, ее следует
выбирать таким образом, чтобы произведение f и коэффициента
избытка топлива ф было не менее 0,5. Такой выбор связан с
обычно делаемым предположением, что при ф < 0,5 химические
84
Глава 2
реакции, ведущие к возникновению пламени, практически не
идут.
Уравнение B.50) применимо и к жидким топливам, и ктазо-
образным. В последнем случае первый член в правой части
обращается в нуль.
Следует заметить, что Тт в уравнении B.50)—это не
начальная температура 70, а температура смеси после испарения
топлива и повышения
температуры паров до температуры
смеси Тт. Степень охлаждения
воздуха, в котором испаряются
капли топлива, очевидно,
зависит от коэффициента избытка
топлива и от доли испаренного
топлива. Она не очень велика,
но, поскольку скорости
химических реакций зависят от
температуры экспоненциально,
понижением температуры воздуха
вследствие теплоотдачи
топливу пренебрегать нельзя.
Метод вычисления Тт
описывается в литературе (см.,
например, [42, 43]).
Вычисленные по уравнению
B.50) величины U
свидетельствуют о том, что влияние
скорости испарения пренебрежимо
ю2
Давление, кПа
Рис. 2.19. Зависимость задержки
воспламенения от давления и
температуры [43].
мало при самой низкой из рассмотренных температур F00 К),
но. становится все более значительным с повышением
температуры. Это переменное влияние величины te отражается и на
зависимости U от давления, которая также меняется с
температурой. Если зависимость от давления выразить соотношением
ti со p-wy то максимально возможная величина w оказывается
равной 1,0. Это значение w соответствует газовым смесям и
факелу распыленного жидкого топлива в условиях, когда давление
и/или температура малы и когда инициирование горения
лимитируется исключительно скоростью химических реакций.
Изменение величины w с давлением может быть проиллюстрировано
кривой на рис. 2.19, представляющей U при То = 1000 К. Наклон
этой кривой, соответствующий величине —w, уменьшается с
ростом давления, отражая тем самым уменьшение влияния
кинетики реакций на процесс самовоспламенения
ПРОСКОК ПЛАМЕНИ
Явление проскока пламени свойственно всем устройствам
горения, использующим топливо, перемешанное с воздухом. Меха-
Элементы теории горения 85
низм проскока в бунзеновских горелках детально исследован
в работах [44—46]. Для камер сгорания проскок пламени
можно определить как быструю химическую реакцию,
происходящую в зоне впрыска и сопровождающуюся значительным
выделением тепла, что вызывает распространение пламени от
основной зоны горения вверх против потока.
Различают два типа проскока пламени: 1) проскок,
происходящий в свободном потоке, и 2) проскок, происходящий в
низкоскоростной части потока, — в пограничном слое вдоль
поверхности стабилизатора, различных стоек, опор или тяг и вдоль
стенок смесительного устройства камеры. Механизм проскока
может включать как гомогенные, так и гетерогенные реакции
[39].
Наиболее очевидный механизм проскока в свободном потоке
связан с возникновением возвратных течений в общем потоке
газа через камеру. Эти течения могут быть результатом срыва
потока в компрессоре двигателя, значительных возмущений
потока, вызванных попаданием в двигатель посторонних
предметов, а также результатом вибрационного горения. Проскок
может также возникнуть и при отсутствии возвратных течений,
если скорость распространения турбулентного пламени в
смесительном устройстве превысит местное значение скорости газа.
При использовании бедных смесей в зоне горения происходит
снижение скорости распространения пламени, а остальные
факторы, связанные с улучшением характеристик
термодинамического цикла перспективных двигателей, такие, как высокие
температуры и давления, высокие уровни турбулентности,
протекание в газе предпламенных реакций из-за больших времен
пребывания в высокотемпературных зонах, вызывают увеличение
скорости распространения турбулентного пламени.
Следовательно, скорость пламени может оказаться достаточно большой,
чтобы это вызвало необходимость повышения скоростей в зоне
впрыска и испарения до неприемлемо высокого уровня ради
того, чтобы избежать нежелательных возмущений процессов
горения.
К параметрам, влияющим на проскок пламени в
пограничном слое через заторможенную трением часть потока, относятся
температура стенки, структура пограничного слоя, его толщина,
•уровень турбулентности и распределение температуры газа по
толщине пограничного слоя.
СТЕХИОМЕТРИЯ
Для того чтобы углеводородное топливо сгорело полностью
(т. е. превратилось в двуокись углерода и водяной пар),
требуется значительное количество воздуха. Так как в горении
принимает участие только кислород, составляющий в воздухе 23 %
86 Глава 2
по массе B1 % по объему), стехиометрическое отношение
воздух/топливо может быть вычислено по уравнению реакции.
Например, один моль гептана C7Hi6 требует для полного сгорания
11 молей кислорода:
C7Hi6 + 11О2 = 7СО2 + 8Н2О.
Подставляя соответствующие атомные массы (С ^ 12, Н = 1,
О =16), получаем
100 г + 352 г = 308 г + 144 г.
Таким образом, для полного сгорания 1 г топлива необходимо
3,52 г кислорода, или 3,52-100/23 = 15,3 г воздуха. Отсюда
следует, что для CjHie стехиометрическое отношение
воздух/топливо равно 15,3. Нередко эту величину выражают в обратной
форме, т. е. как стехиометрическое отношение топливо/воздух х.
Для С7Н16 стехиометрическое отношение топливо/воздух хСТех,
равно 1/15,3 = 0,06535. Для керосина Ci2H24 эта величина
составляет 0,0676.
Стехиометрические смеси по определению содержат
достаточно воздуха для завершения горения, так что в хорошо
организованном процессе при хСТех выделяется вся скрытая в топливе
теплота сгорания. Если топливо сжигается при меньших
значениях х, смесь считается бедной. Горение при х > хстех
характеризуется дефицитом кислорода, поэтому горение не
завершается, и частично сгоревшее топливо, преимущественно в виде окиси
углерода и несгоревших углеводородов, покидает зону горения.
При сравнении характеристик горения различных топлис
иногда удобно выражать состав смеси через коэффициент
избытка топлива ф, равный х/хстех. Таким образом, для всех топ-
лив ф = 1 означает стехиометрическую смесь; значения ф < 1
соответствуют бедным смесям, а значения ф > 1 — богатым.
АДИАБАТИЧЕСКАЯ ТЕМПЕРАТУРА ПЛАМЕНИ
д
Температура пламени является, вероятно, наиболее важной
характеристикой горения, поскольку она определяющим
образом влияет на скорость химической реакции. Термин
«температура пламени» может означать как измеренную величину, так и
вычисленную. В последнем случае это обычно адиабатическая
температура пламени, т. е. температура, которой пламя
достигло бы, если бы вся'энергия, высвобождаемая в химической
реакции превращения свежей смеси в продукты сгорания,
полностью расходовалась на нагрев этих продуктов. На практике
тепло из пламени теряется излучением и конвекцией, так что
адиабатическая температура достигается сравнительно редко.
Тем не менее она играет важную роль в определении полноты
сгорания топлива и в тепловых расчетах. В высокотемператур-
Элементы теории горения 87
ных (выше — 1800 К) пламенах происходящая в значительных
масштабах диссоциация продуктов сгорания поглощает много
тепла. Можно было бы ожидать, что сгорание стехиометриче-
ской или бедной смеси при низких температурах даст только
СО2 и Н2О, но при высоких температурах эти вещества сами
по себе нестабильны и частично превращаются в более простые
молекулы, атомы и радикалы: СО, Н2, О, Н, ОН. Энергия,
заключенная в продуктах диссоциации, значительна, и это
приводит к существенному снижению максимальной температуры
пламени.
Явление диссоциации заметно усложняет вычисления
температуры пламени. Так, чтобы вычислить уменьшение
температуры из-за диссоциации, надо знать действительную
температуру пламени, но она как раз и определяется величиной
указанного уменьшения. Поэтому приходится решать большое число
балансных уравнений, что делает вычисления громоздкими;
однако они легко программируются для ЭВМ.
Факторы, влияющие на адиабатическую
температуру пламени
Наиболее важными факторами, влияющими на
адиабатическую температуру пламени, являются величина отношения
топливо/воздух, начальная температура, давление и степень
загрязнения воздуха на входе продуктами сгорания.
Отношение топливо/воздух. Изменение величины
адиабатического подогрева газа в пламени при изменении величины к
показано на рис. 2.20—2.22. Расслоение кривых, относящихся к
разным давлениям, в области составов, близких к стехиометрии,
происходит главным образом из-за влияния диссоциации при
высоких температурах. Кроме того, диссоциация вызывает
небольшое смещение максимума температуры в сторону богатых
смесей; для углеводородов типичным следует считать положение
максимума при ф = 1,10.
Начальная температура. Повышение начальной температуры
воздуха лриводит к повышению температуры пламени. Но, как
видно из рис. 2.23, соответствующий прирост температуры
пламени составляет только половину прироста начальной
температуры [47]. Рис. 2.23 иллюстрирует связь между температурой
пламени и начальной температурой для стехиометрической
смеси. В рассматриваемых условиях диссоциация продуктов
сгорания является существенной. Меньшее по сравнению с
начальной температурой повышение температуры пламени
объясняется тем, что часть энергии топлива остается в продуктах
диссоциации, главным образом в СО и Н2.
Давление. Зависимость температуры пламени от давления
и от начальной температуры важна в инженерном плане,
88
Глава 2
поскольку испытания камер сгорания часто проводятся при
параметрах, отличающихся от натурных. Давление в испытаниях
может быть как ниже, так и выше моделируемого, а темпера-
2000-
1500-
• WOO -
500-
0
T0,K
300
500
750
1000
f 1
P= Ю0кПаAатм)
р-2000кПаB0агпм)
J0
^^^^ "
-
i i i i
0,01
0.02 0,03 0,0k- 0,05 0,06 0,07 0,08
Рис. 2.20. Зависимость адиабатического подогрева газа в пламени от
величины отношения топливо/воздух.
Топливо JP4, низшая теплотворная способность 43,53 МДж/кг.
2000
1500
— Р к 700 кПа Оагпм)
-— Р-2000кПа B0 am)
Рис. 2.21. Зависимость адиабатического подогрева газа в пламени от величины
отношения топливо/воздух.
Топливо JP5, низшая теплотворная способность 43,08 МДж/кг.
тура воздуха на входе в камеру также может быть ниже, чем
в натурном двигателе.
Влияние давления на температуру пламени показано на
рис. 2.24. С ростом давления при неизменной начальной
температуре происходит повышение температуры пламени. Эту зави-
Элементы теории горения
89
симость можно объяснить, анализируя уравнения диссоциации
Н2О и СО2:
1
2 К \^\J "T" ~~ ^-'2»
ti2\J < * Г12 Т—JT" W2,
НЛ ^_ * TJ I ЛЦ
2W '< ^- — О2 ~"Г vJaI
и т. п. Во всех случаях при диссоциации происходит увеличение
суммарного количества молей продуктов реакции. Физика тер-
2000П
7500 -
500'
0
JO0
500 s
750 .
_ WOO. -
/
Г 1
Р = ЮОкПа
-__ Р=2000кПа
. ^
i i i __ \__ i
Aатм) ^^^^^^^^ ~
B0атм) ^^^^ ~ ~~ ^
1 1 1 Г Т
0,01 0,02
003
0,05 0,06 0,07 0,08
Рис. 2.22. Зависимость адиабатического подогрева газа в пламени от
величины отношения топливо/воздух.
Топливо DF-2, низшая теплотворная способность 42,85 МДж/кг.
3000
Ш 600 800 1000 7200
,3000
0,1 0,5 7,0 7,5 2.Q
Давление, МПа
Рис. 2.23. Зависимость температуры Рис. 2.24. Влияние давления на темпе-
пламени стехиометрической смеси от ратуру пламени стехиометрической^
температуры на входе в камеру f47| смеси [47].
Топливо Jet А, Р=2,5 МПа.
модинамического равновесия такова, что повышение давления
вызывает сдвиг реакции в сторону меньшего- числа молей, т. е..
90
Глава 2
уменьшает степень диссоциации. Увеличение содержания
и Н2О в продуктах сгорания означает меньшие потери тепла на
диссоциацию и, следовательно, более высокую температуру
пламени.
Балластирование воздуха продуктами сгорания. Еще одним
важным фактором, влияющим на температуру пламени,
является концентрация кислорода в смеси. Углеводородные топлива
дают более высокую температуру пламени, когда горят в чистом
кислороде (по сравнению со
сгоранием в воздухе). Чем
выше концентрация кислорода,
тем выше максимальная
температура пламени.
В то же время испытания
камер сгорания газотурбинных
двигателей нередко проводят
с использованием воздуха,
балластированного продуктами
сгорания (требуемый высокий
уровень температуры воздуха
на входе в камеру
обеспечивается посредством предвари-
0 20 40 60 80 100
Балластирование, %
Рис. 2.25. Влияние балластирования
воздуха на температуру пламени сте-
хиометрической смеси [47].
тельного сжигания в нем
некоторого количества топлива),
что приводит к аномально
высоким концентрациям в нем
НгО и СОг и к пониженной
концентрации Оз. Другим приме-
ром являются форсажные камеры, горение в которых всегда
происходит с использованием воздуха, балластированного
продуктами сгорания в основной камере двигателя. В обоих случаях
количество топлива, которое могло бы быть сожжено в расчете
на единицу массы смеси, уменьшается из-за меньшего
содержания кислорода в этой сгйеси. Дополнительный эффект, также
понижающий температуру пламени, связан с увеличением
теплоемкости продуктов сгорания вследствие более высокого
содержания в них СО2 и Н2О. На рис. 2.25 показано влияние
балластирования воздуха на температуру пламени стехиометрической
смеси при начальной температуре 900 К и давлении 1 атм. Если
в испытаниях необходимо получить реальную температуру
пламени, то должно быть воспроизведено и действительное
содержание кислорода.
Углеводородные топлива и их молекулярная структура. На
температуру пламени влияют молекулярная структура топлива
и отношение углерода к водороду в нем, так как при этом
меняются низшая теплотворная способность топлива и удельная
теплоемкость продуктов сгорания. В принципе при прочих рав-
Элементы теории горения
91
ных условиях чем больше содержание в топливе водорода, тем
ниже температура пламени. Величины адиабатического
подогрева в пламени для топлив JP5, JP4 и дизельного топлива DF-2
приведены на рис. 2.20—2.22. Графики даны для двух уровней
Отношение
топливо /воздух
0,10
0,08
0,06
0,04
0,02
Воздух
I [ I I I I I I I I I I
200 400 600 800 Ю00 1200 /400 1600 1800 Z000 2200 2400
Т,К
Рис. 2.26. Удельная теплоемкость при постоянном давлении для продуктов
сгорания смеси (СН2)Л с воздухом.
давления, 100 кПа A атм) и 2 МПа B0 атм), и для
начальных температур от 300 до 1000 К. Значения удельной
теплоемкости продуктов сгорания (СН2) «-воздушных смесей приведены
на рис. 2.26 в зависимости от температуры.
ОБОЗНАЧЕНИЯ
Af — площадь поверхности пламени;
В—параметр массообмена;
С — концентрация;
Ccf — фактор соударений;
С\ D2o/Dz2',
С2 — D\o/Dz2',
Ср — удельная теплоемкость при постоянном давлении;
и — диаметр капли топлива;
D32 — средний заутеровский диаметр;
Ао — средний диаметр;
^20 — средний по площади поверхности диаметр;
?>зо~~~ средний по объему диаметр;
d0 — диаметр сопла;
Е — энергия активации;
92 Глава 2
— доля паров в общем количестве топлива;
с — низшая теплота сгорания;
k — коэффицент теплопроводности;
kf — константа скорости прямой реакции;
kr — константа скорости обратной реакции;
L — интегральный масштаб турбулентности;
LT — нижний предел воспламеняемости, процентное
содержание топлива в смеси по объему;
th —- массовый расход;
т — показатель степени при концентрации топлива;
п — порядок реакции;
Р — давление;
р — парциальное давление;
R — газовая постоянная;
Re^ — u'D/va]
Reo32 — u'DZ2/va;
rf — скорость прямой реакции;
rr — скорость обратной реакции;
5 — скорость распространения пламени;
SL -— скорость нормального распространения пламени;
ST — скорость распространения турбулентного пламени;
Г— температура;
Те — температура испарения (кипения);
Tf — температура пламени;
Tt — температура воспламенения;
Тт — температура смеси;
Го—начальная температура;
t — время реакции;
te — время испарения;
ti — задержка воспламенения;
U — скорость;
и' — среднеквадратическое значение пульсационной
скорости;
V — объем зоны горения;
VT — объемная скорость газа;
w — показатель степени в зависимости ti от давления;
х — концентрация реагента, расстояние от сопла вниз по
потоку;
xF -— концентрация топлива;
х0—концентрация кислорода;
а = k/cpp — коэффициент температуропроводности;
6 — толщина зоны реакции;
6/, — толщина ламинарного пламени;
8 — коэффициент диссипации турбулентной энергии;
г] — колмогоровский масштаб турбулентности;
г\с— коэффицент полноты сгорания топлива;
х — отношение топливо/воздух;
Элементы теории горения 93
v — коэффициент кинематической вязкости;
р — плотность;
Ф — коэффициент избытка топлива (эквивалентное
отношение);
Q*— доля топлива, поступающего в зону горения в виде
пара.
Индексы
J* — газ;
А — воздух;
F — топливо;
О — начальное значение.
3
Диффузоры
ВВЕДЕНИЕ
Повышение давления воздуха в ступени осевого компрессора
сильно зависит от величины осевой составляющей скорости
потока. Для получения расчетной степени повышения давления
воздуха при наименьшем числе ступеней компрессора
необходимо, чтобы эта скорость была велика. Во многих авиационных
двигателях скорость воздуха на выходе из компрессора может
достигать 150 м/с, а иногда и большей величины. Сжигание
топлива в потоке воздуха с такой скоростью нецелесообразно не
только ввиду больших трудностей в осуществлении процесса
горения, но и вследствие чрезмерно больших потерь полного
давления. При скорости 150 м/с и повышении температуры газа
в камере сгорания в 2,5 раза потери полного давления
вследствие горения составили бы ~ 20 % прироста давления,
полученного в компрессоре. Таким образом, до начала процесса
горения величину скорости потока воздуха существенно (обычно
примерно в 5 раз) уменьшают, для чего между компрессором и
жаровой трубой камеры сгорания устанавливают диффузор.
Диффузор представляет собой расширяющийся канал, в
котором происходит торможение потока, а уменьшение
скоростного напора сопровождается повышением статического
давления. Эффективность 'этого процесса преобразования энергии
имеет большое значение, так как любые потери в диффузоре
приводят к уменьшению полного давления. Потери в
диффузорах обусловлены трением газа о стенки и отрывом
пограничного слоя (образованием застойной зоны). В длинных
диффузорах с малым углом раскрытия потери давления вследствие
трения газа о стенки велики (рис. 3.1). Такие диффузоры не
применяются ввиду их большой длины (в авиационных двигателях,
где длина имеет первостепенное значение, важно, чтобы
расширение потока происходило на возможно меньшем расстоянии).
С увеличением угла раскрытия диффузора его длина и потери
на трение уменьшаются, но зато становятся существенными
потери, связанные с отрывом потока. Ясно, что при любой
заданной степени расширения проходного сечения диффузора
существует оптимальное значение угла раскрытия, при котором
общие потери давления минимальны. Значение этого угла
обычно находится в интервале от 7 до 12°.
Диффузоры 95
В авиационных двигателях для уменьшения длины
диффузора желательно увеличивать угол его раскрытия до
наибольшей допустимой величины. Таким образом, оптимальная
конструкция диффузора выбирается в результате компромисса
между длиной и потерями давления.
С точки зрения конструктора идеальным является такой
диффузор, в котором требуемое уменьшение скорости потока
достигается на самой малой длине при минимальных потерях
полного давления'и равномерном и устойчивом течении на
выходе из диффузора. В настоящее время имеется достаточное
количество экспериментальных
данных для проектирования
такого диффузора, однако
профиль скорости на его входе
должен быть симметричен и не
слишком неравномерен/ К
сожалению, в большинстве
авиационных двигателей профиль
скорости на выходе из ком-
прессора является неравномер- ' ~~ игол разрытия
ным и несимметричным и, кро- г г
ме ТОГО, заметно изменяется В Рис 3.1. Влияние угла раскрытия
зависимости от высоты и ско- Й^^^^'-^Г-«р»;
рОСТИ ПОЛета. В ЭТИХ УСЛОВИЯХ з —полные потери.
нельзя обеспечить стационар-
устройств возникают различные недостатки в аэродинамике ка-
ность течения, вследствие чего в отсутствие специальных
меры сгорания и, что особенно важно, неравномерность и
нестабильность распределения температуры газа в выходном сечении
камеры. Поэтому должно быть обеспечено однородное и
устойчивое течение на входе в диффузор.
В литературе есть много данных о характеристиках
конических, плоских и кольцевых диффузоров, но следует проявлять
большую осторожность при интерпретации этих данных. К
счастью, почти все наиболее надежные экспериментальные
характеристики собраны в нескольких важных статьях, которые
могут служить основой для обобщений, обеспечивающих
удовлетворительный подход к проектированию диффузора.
Пока не существует универсального и точного метода расчета
характеристик диффузора. Однако разрабатываются полезные
численные процедуры, обеспечивающие, как утверждается [1],
хорошую точность применительно к параболическим течениям.
ФОРМА ДИФФУЗОРА
Форму диффузоров с прямолинейными образующими стенок
"можно характеризовать тремя геометрическими параметрами
(рис. 3.2). Основным параметром, очевидно, является отношение
96
Глава 3
площадей AR на выходе и входе диффузора, поскольку он
непосредственно связан с главной функцией диффузора,
заключающейся в получении заданного уменьшения скорости.
Логически обоснован выбор безразмерной длины диффузора в
качестве другого определяющего параметра, так как в
комбинации с отношением площадей этот параметр определяет
величину градиента давления и, следовательно, развитие
пограничного слоя [2]. В качестве характерной длины обычно
принимают длину стенки L или осевое расстояние N, выраженные в
виде их отношения к ширине входа в диффузор.
Рис. 3.2. Формы диффузоров [2].
а —плоский; б —конический; в—осесимметричный кольцевой с коническим центральным
телом; г—кольцевой с цилиндрическим центральным телом.
Третьим параметром служит угол раскрытия диффузора 20,
который не является независимым, так как связан с двумя
другими параметрами формулой
AR= 1+2-J- sine . C.1)
в случае плоского диффузора и
AR = 1 + 2-^ sin 6 + (-?¦ sin б)
C.2)
в случае конического диффузора.
В работе [2] рекомендуется использовать в качестве
определяющей относительной длины кольцевых диффузоров отноше-
Диффузоры
97
ние L/ARi, где L—среднее значение длины стенок, a A#i —
высота кольцевого канала на входе в диффузор. Тогда выражение
для отношения площадей определяется формулой, которая
сводится к C.2), если отношение внутреннего и наружного
радиусов на входе в диффузор стремится к 0, и к C.1), если
отношение радиусов стремится к 1. Следовательно, рабочие
характеристики диффузоров всех трех типов можно представить,
как это будет показано на рис. 3.13, в одинаковых координатах.
Выражение для отношения площадей в случае кольцевых
диффузоров включает два дополнительных параметра:
отношение радиусов кольцевого канала на входе и угол наклона стенки
[3]:
L smBi + (RilR)smQ .
Г
1 +
(L2/ Л/?2) A - Ri/R0) (sin2 8; - sin2 6O)
1 + Ri/Ro
C.3)
где Rt — внутренний радиус кольцевого входа, Ro — наружный
радиус, A/?i=/?o — Rt — высота кольцевого зазора, 8; — угол
наклона стенки внутреннего тела, 8о — угол наклона стенки
наружного тела диффузора.
РЕЖИМЫ ТЕЧЕНИЯ
Первое систематическое исследование структуры течения в
диффузорах было выполнено в работе [4]. В плоских
диффузорах наблюдались различные режимы течения, сменяющие друг
Рис. 3.3. Режимы течения [4].
друга при постепенном увеличении угла раскрытия диффузора
и при сохранении постоянными условий потока на входе, длины
стенки и высоты самого узкого сечения (горла диффузора). Эти
режимы характеризуются в работе [4] следующим образом:.
7 Зак. 761
98
Глава 3
I. Заметные застойные области отсутствуют, течение
развивается плавно и безотрывно.
II. Существует значительная нестабильная застойная
область, в которой положение, размер и интенсивность отрывного
течения изменяются по времени. Это — режим течения с
большими пульсациями параметров.
III. Появляется полностью развитая застойная область,
занимающая значительную часть диффузора, с циркуляционным
700
, 50
! 60
^-—-
-
I
ж
*^
ш
| 20
h
§ 6
Рис. 3.4. Границы областей режимов
течения в плоских диффузорах [4].
возникновение отрыва и появление
застойной области; —«-образование
значительной застойной области. / — безотрывное
течение; // — значительная нестационарная
застойная область; ///—развитая
двумерная стационарная область; IV — зона
гистерезиса; V — область струйного течения.
I
у^ ^
2 Ч 6 810 20 40 60
1
0,8
6 8 10 20 406050
N/Rj или N/ARj или H/W
Рис. 3.5. Линии возникновения
отрыва потока.
/ — кольцевой диффузор с одинаковыми
углами наклона стенок; 2 — плоский
диффузор; 3 — кольцевой диффузор с
цилиндрическим центральным телом; 4 — конический
диффузор.
течением в зоне треугольной формы от выхода до сечения,
близкого к горлу диффузора. Основной поток, направленный вдоль
одной из стенок диффузора, является стационарным и
сравнительно плавным.
IV. Образуется струйное течение с отрывами от
противоположных стенок диффузора. Отрывы начинаются чуть дальше
горла и не присоединяются к стенкам внутри диффузора. Этот
режим течения возникает лишь при больших углах раскрытия
диффузора.
Указанные выше четыре режима схематично представлены
на рис. 3.3. Области их существования изображены на рис. 3.4
в координатах угол раскрытия — характеристическая длина.
Следует отметить, что приведенные на рис. 3.4 данные справед-
ли! ы лишь в идеализированных условиях течения при
равномерном профиле скорости с тонким пограничным слоем на входе
в диффузор.
Диффузоры 99
Свойства застойных областей в кольцевых диффузорах
исследовались в работе [3] методом шелковинок. На рис. 3.5
сравниваются условия возникновения отрыва потока,
полученные в этих диффузорах, с аналогичными условиями для
конических [5] и плоских диффузоров [6]. Наилучшие рабочие
характеристики конических диффузоров объясняются тем, что
отрыв течения в них затягивается, поскольку отсутствуют
угловые точки на стенках [5]. Из рис. 3.5 также видно, что
застойные области в кольцевых диффузорах могут существовать при
ivfeHee жестких геометрических характеристиках, чем в
конических диффузорах.
КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ
Назначение диффузора состоит в уменьшении скорости и
преобразовании части кинетической энергии (скоростного
напора) потока в прирост статического давления, как это
схематически показано на рис. 3.6. Для оценки эффективности этого
дифф
Рис. 3 6. Преобразование энергии в диффузоре.
преобразования необходимо дать определение величины
располагаемого динамического давления. Обычно оно определяется
по величине средней скорости пу которая находится
непосредственно из уравнения неразрывности
п = т/рА. C.4)
Тогда динамическое давление в потоке несжимаемой жидкости
равно
q = рй2/2, C.5)
а в случае сжимаемой жидкости
q = P-p. C.6)
Потери, давления в диффузоре определяются выражением
А^дифф = Р1-Р2, C.7)
7*
100 Глава 3
где величина ДРдифф включает в себя как потери внутренней
энергии, так и влияние различия скоростей во входном и
выходном сечениях диффузора. Величины Р\ и Рг равны
Pl=Pl + Pl-y И Р2 = Р2 + Р2^--
Подстановка этих значений в формулу C.7) для несжимаемой
жидкости дает
Поскольку из уравнения неразрывности следует, что т=рА iui =
= pA2U2, то
«2=="^4Г = Ж- C-9)
При подстановке этого выражения в формулу C.9) получается
Р2 — Р\ ="у" (l — д^
или
Р2 - Pi = Чх A - -щг) - АРдифф. (ЗЛО)
Это соотношение может быть использовано для вывода
нескольких важных параметров, характеризующих эффективность
расширения потока.
Коэффициент восстановления давления
Коэффициент восстановления давления Ср выражается
формулой
Ср = -^^. C.11)
Общий коэффициент полезного действия
Эта величина, обозначаемая через г\, равна отношению
действительного увеличения статического давления к максимально
достижимому теоретическому (идеальному) значению, т. е.
"Л == ^р изм/^р ид
ИЛИ
П = (р2 — pO/qn (I — 1/AR2). C.12)
Таким образом, величина ц связана с величиной Ср формулой
ц==Ср/A-ЦАЯ2). (ЗЛЗ)
Диффузоры 101
Ради упрощения расчетов величина т| вычисляется при
нереалистичном предположении о равномерных распределениях
•скорости на входе и выходе диффузора [7] и поэтому не имеет
большого физического смысла и не является мерой эффектив-
лости работы диффузора.
Коэффициент потерь давления
Эта величина определяется формулой
' Л = 1 - (р2 - Pi)lqx(\ - 1/AR2). C.14)
Если в C.14) подставить выражение для ръ— Р\ из формулы
•*.C.10), то можно получить
C.15)
или
C.16)
Коэффициент потерь X является удобной на практике
характеристикой эффективности диффузора, так как позволяет
выразить потери полного давления в безразмерном виде как
функцию легко определяемых величин. Более того, он просто связан
с коэффициентом восстановления давления и величиной
коэффициента полезного действия:
Я = 1 - т) = 1 -Ср/A - 1/AR2). C.17)
Для диффузоров с плавными стенками типичное значение X
равно 0,30, а для диффузоров с внезапным расширением и
трубчато-кольцевых к = 0,45.
РАБОЧИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДИФФУЗОРОВ
В настоящее время не существует удовлетворительного
метода расчета рабочих характеристик диффузора с
произвольными формой канала и свойствами потока на входе. На
практике это означает, что конструктор обычно использует
результаты испытаний на моделях, соответствующих данному типу
диффузора. Однако существует один важный класс
диффузоров, которые можно рассчитывать с удовлетворительной
точностью и который в работе [8] назван «классом А». Этот класс
характеризуется следующими свойствами:
1) поток является дозвуковым, но жидкость не обязательно
несжимаема;
2) число Рейнольдса на входе превышает 2,5-104, и поэтому
отсутствуют проблемы, связанные с переходом от ламинарного
течения к турбулентному;
3) профиль скорости на входе симметричен;
102
Глава 3
4) поток внутри диффузора не имеет области застоя;
5) поток внутри диффузора состоит из потенциального ядра,
окруженного снаружи турбулентным пограничным слоем;
6) сам диффузор симметричен и не имеет поворотов;
7) диффузор может быть плоским, коническим или
кольцевым.
Конические диффузоры
Большинство исследований конических диффузоров
рассмотрено в обзоре [5]. Данные об их характеристиках приводятся
на рис. 3.7 в виде зависимостей коэффициента восстановления
?*,0
2,0
0,25
/
'К
-0,2
,/
'А
/
с*
у/
@,8
10 20
Рис. 3.7. Характеристики конических Рис. 3.8. Характеристики конических
диффузоров [б]. диффузоров, В\ = 0,02 [2].
линия максимальных значений
коэффициента восстановления давления.
давления Ср от отношения площадей AR и безразмерной длины
N/Ri. Видно, что линия максимальной эффективности
диффузоров располагается ниже линии, которой соответствует
появление застойной области. Таким образом, конический диффузор,
спроектированный так, чтобы его эффективность была
максимальной, не имеет значительной области застоя потока.
Диаграмма характеристик конических диффузоров,
показанная на рис. 3.8, построена в работе [2] по экспериментальным
данным [9]. Здесь также изображены линии максимальных
значений коэффициента восстановления давления на плоскости с
координатами AR и N/R\ при одном значении толщины
пограничного слоя на входе.
На рис. 3.8 нанесены также две линии, полезные для
проектирования диффузора. Одна из них (линия С*) является геоме-
Диффузоры
103
Jd
t
трическим местом точек, определяющим значения отношения
площадей AR при максимальном восстановлении давления и
при данном значении безразмерной длины; другая (линия
Ср*)„—- геометрическим местом точек, определяющим
безразмерную длину диффузора при максимальном восстановлении
давления и заданном значении отношения площадей. Угол
раскрытия диффузора изменяется вдоль линии С*, но остается близким
к 7° вдоль всей линии С**.
- Плоские диффузоры
Характеристики плоских диффузоров типа показанного на
рис. 3.9 интенсивно изучались на факультете инженерной
механики Стенфордского
университета. В рамках продолжительной
программы исследований была
проведена серия испытаний плоских
диффузоров с углами раскрытия,
изменяющимися от 5 до 30°, при
соответствующих изменениях
величины N/Wi от 1,5 до 25 [6]. На рис.
3.10 показаны кривые общего
коэффициента полезного действия в
зависимости от отношения площадей и
безразмерной длины при значении Рис 3.9. Плоский диффузор [61
толщины вытеснения 28*/Wu равном
0,015 (т. е. при степени вытеснения потока на входе, равной
1,5%). Аналогичные графики, построенные при других
условиях входа потока, указывают на снижение эффективности
работы диффузора с ростом толщины пограничного слоя на входе.
Анализ данных работы [6] показывает [2], что
расположение линии С*р остается неизменным и независимым от степени
вытеснения потока на входе. Это показано на рис. 3.11, где
видно, что геометрическое место точек для AR при наибольшем
восстановлении давления на заданной длине хорошо
описывается одной прямой линией. Этот результат означает, что, хотя
толщина вытеснения пограничного слоя на входе в диффузор
влияет на восстановление давления, оптимальная форма
диффузора может быть выбрана независимо от характеристик
пограничного слоя на входе в широком диапазоне изменения
отношения площадей.
Кольцевые диффузоры
Диффузоры кольцевой формы широко используются в
газотурбинных двигателях. Изучению их характеристик посвящены
работы [2, 3, 10—12].
104
Глава 3
26,#/JV,
¦ 0,007
" • 0.015
а 0,030
о 0.050
У
г*
./1
d
20
12 5 10 20 40
NtW%
Рис. 3.11. Геометрические
характеристики оптимальных плоских
диффузоров при различных значениях
толщины пограничного слоя [2].
Рис. 3.10. Характеристики плоских
диффузоров, ?i = 0,015 [6].
экстраполированные участки кривых»
Рис. 3.12. Характеристики кольцевых диффузоров при степени вытеснения
потока на входе, равной 2 % [2].
Диффузоры
105
В работе [2] проведены испытания более 100 диффузоров,
у которых отношения радиусов кольцевого входа изменялись в
диапазоне от 0,55 до 0,70. Испытания производились при числе
Маха на входе, меньшем 0,30, числах Рейнольдса от 4,8-105 до
8,5-105 и одном профиле скорости на входе. По этим данным
построены линии постоянных значений ц (рис. 3.12) при
степени вытеснения на входе, равной 2%. Установлено [2], что
оптимальная форма кольцевых диффузоров определяется
главным образом величинами отношения площадей и безразмерной
дл-йны стенки. Таким образом, при фиксированной длине стенки
оптимальная форма диффузора соответствует определенной
величине отношения площадей, которая фактически не зависит от
.комбинации значений углов стенок и отношения радиусов входа.
Это обстоятельство, очевидно, облегчает выбор формы
кольцевого диффузора.
Сопоставление диффузоров
различных типов
Путем обобщения имеющихся данных для конических и
плоских диффузоров по длине стенки была построена диаграмма
оптимальных значений
коэффициента восстановления
давления для трех основных типов
диффузоров [2]. Эта
диаграмма показана на рис. 3.13. Из
относительно близкого
расположения этих линий можно
сделать вывод о том, что такие
общие геометрические
характеристики, как отношение
площадей и безразмерная длина,
являются главными факторами,
которые определяют
оптимальную форму диффузора
независимо от его типа.
5,0
^ 2,о
0.5
0,5 1 2 5 10
L /Д г? или L /lA/,
Рис. 3.13. Оптимальные рабочие
характеристики диффузоров различных
типов [2].
кольцевой; плоский;
([конический.
С
w
ТА,
4
ЗАВИСИМОСТЬ РАБОЧИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДИФФУЗОРОВ
ОТ УСЛОВИЙ ТЕЧЕНИЯ НА ВХОДЕ
Еще в ранних исследованиях диффузоров было установлено,
что условия течения на входе оказывают существенное влияние
на последующее его развитие в диффузоре. В 1911 г.
обнаружена зависимость эффективности работы диффузора от длины
прямого участка трубы, устанавливаемой перед его входом
[13]. В работе [14] отмечено также некоторое влияние условий
лотока на входе на характеристики диффузора. Впоследствии
106
Глава
авторы статьи [15] приписали это влияние эффекту утолщения
пограничного слоя в трубе, а другие исследователи подтвердили,
что толщина пограничного слоя является определяющий
параметром. Способ создания пограничного слоя на входе, а также
значение числа Рейнольдса и характеристики турбулентности на
входе оказывают значительное влияние. Следовательно,
толщина пограничного слоя не является единственным влияющим
параметром. Тем не менее часто используются только величины,
характеризующие толщину пограничного слоя [7].
Число Рейнольдса
Влияние числа Рейнольдса наиболее заметно в случаях*.
когда пограничный слой ни входе в диффузор не полностью
развит. При этом с увеличением числа Рейнольдса
характеристики диффузора улучшаются вследствие уменьшения толщины
пограничного слоя. При числах
Рейнольдса, превышающих
величину 8-Ю4, коэффициент
восстановления давления в
диффузоре и режим течения не
зависят от числа Рейнольдса [5]
(рис. 3.14).
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0,1
О
20
40 60
ReX 10"
80
100
Рис. 3.14. Зависимость коэффициента
Число Маха
Обычно восстановление
давления не зависит от числа Ма-
восстановления давления для кониче- ха еСЛИ ОНО меньше 0,25 [16].
снка7х0^ФФУ30Ра°ТЧИСЛаРеинольдса В диапазоне 0,25 < М к 0,6
возможно некоторое
улучшение характеристик, так как восстановление давления
происходит в основном вблизи входа, благодаря чему обеспечивается
более плавное изменение характеристик потока в остальной
части диффузора. Однако при М > 0,6 градиент давления во
входной части диффузора со стенкой, имеющей прямую
образующую, становится чрезмерно большим, и характеристики
диффузора начинают ухудшаться. При М « 0,7 может возникнуть
большая отрывная зона, что приводит к резкому ухудшению
характеристик [17]. Такое явление иногда ошибочно называют
«запиранием».
Турбулентность
Влияние турбулентности входящего потока на режимы
течения в плоских диффузорах исследовано в работе [18]. Была
обнаружено, что ее влияние на границу возникновения застой-
Диффузоры
107
ной области несущественно, но значение угла раскрытия
диффузора, при котором застойная область полностью развита,
с ростом интенсивности турбу- J00
лентности сильно увеличивает- 200
сп (рис. 3.15).
Крутка потока
Поток на выходе из комп-
рессрра обычно немного
закручен,' что, как правило,
оказывает вредное влияние на
структуру течения и рабочие
характеристики диффузора, хотя
имеется предположение, что в
диффузорах с большими
углами раскрытия крутка иногда
может предотвратить отрыв по-
80
ъ 60
§ U0
ю
и
—
- —
с
-с/
\ь
}а
Ж
Ш
Ж
Ж
1
8 16 25
L/Щ
Рис. 3.15. Области режимов течения в
сильно турбулизованный поток на
входе; слабо турбулизованный поток на
входе; / — безотрывное течение; // —
значительная нестационарная застойная область;
/// — развитая двумерная стационарная
застойная область; IV — зона гистерезиса;
V — область струйного течения.
тока и оказаться полезной [19]. плоском диффузоре* [18].
Крутку также можно
использовать для улучшения
неудовлетворительного
распределения скорости потока на входе
в диффузор. Подробные
данные о влиянии крутки содержатся в теоретическом и
экспериментальном исследовании [19].
Толщина пограничного слоя на входе
Если угол раскрытия диффузора непрерывно увеличивается,
то градиент давления также возрастает до тех пор, пока в
некоторой точке на стенке не произойдет отрыв пограничного слоя.
Следовательно, толщина пограничного слоя на входе в
диффузор оказывает сильное влияние на эффективность работы
диффузора, и поэтому эта величина часто выбирается
исследователями в качестве главного параметра. Так, установлено, что
максимальное значение коэффициента восстановления давления
прямоугольных и конических диффузоров выражается
следующей формулой [20, 21]:
С;=1~" (AW0'434' (ЗЛ8)
где б* — толщина вытеснения пограничного слоя на входе в
диффузор.
ПАРАМЕТРЫ НЕРАВНОМЕРНОСТИ ПРОФИЛЯ СКОРОСТИ
Предложены различные методы анализа течений в
диффузорах, которые основываются на теории потенциальных течений,
решении уравнений движения вязкой жидкости либо на маршевом
108 Глава 3
решении уравнений пограничного слоя, определяющем рост
пограничного слоя в потоке с положительным градиентом
давления. Обзор этих методов содержится в работе [7].
Приближение пограничного слоя, как отмечалось выше, может дать
наилучшее согласие с экспериментом в тех случаях, когда
пограничный слой на входе в диффузор тонок, т. е. при б* < 0,004А^,.
и становится менее удовлетворительным при его утолщении-
Ввиду такого ограничения метода расчета и его сложности в
работе [2] был предложен эмпирический метод, который
считается достаточно удовлетворительным для большинства
практических задач.
Степень стеснения потока
Предполагается, что максимальные величины скорости на
входе и выходе диффузора можно связать друг с другом,
используя понятия геометрической, эффективной и затененной
площадей. Эффективная площадь поперечного сечения Аэфф
определяется как такая площадь, через которую мог бы пройти
данный расход жидкости, если бы профиль скорости в
поперечном сечении потока был равномерен, а скорость равна ее
максимальному значению. Если скорость постоянна по всему
поперечному сечению, то эффективная площадь совпадает с
геометрической. Если же действительный профиль скорости не
равномерен, то эффективная площадь меньше геометрической.
Затененная площадь Ав определяется как разность геометрической
и эффективной площадей. Эффективную и затененную площади
можно представить как доли геометрической площади А
следующим образом:
C.19)
C.20>
Е=\-В. C.21)
Если использовать обозначения и и й для величин средне-
массовой и максимальной скоростей соответственно, то
распределение скорости в любом сечении диффузора можно
охарактеризовать профилем, показанным на рис. 3.16. Массовый расход
через какое-либо сечение равен
. C.22)
Следовательно,
Е = п/й. C.23>
Соотношения C.22) и C.23) показывают, что параметр
профиля скорости Е можно определить без длительных измерений,,
если известны величины массового расхода и максимальной ско-
Диффузоры
109
рости в данном сечении. Соотношение C.23) вместе с
уравнением неразрывности дает следующий результат:
Ei/E2
й2
AR
C.24)
Таким образом, максимальные значения скоростей на входе и
выходе диффузора можно выразить через соответствующие
значения геометрических и эффективных площадей. Полное давле-
Рис. 3.16. Замена действительного профиля скорости эквивалентным
прямоугольным профилем [2].
а — действительный профиль; б—эквивалентный профиль.
ние в точке максимума скорости в любом поперечном сечении
потока равно
P = p + q. C.25)
Если статическое давление в каждом поперечном сечении потока
постоянно, то рост давления вдоль линии, проходящей через
точки максимумов скоростей, будет таким же, как и для
диффузора в целом, т. е.
2 — у2 ~Т~ 42 — Pi i ^рЧ\ I Ч2Ш V<5.ZOJ
Выражения C.24) и C.26) с учетом определений величин
коэффициента восстановления давления Ср и полного КПД дают
следующие формулы для расчета доли эффективной площади в
выходном сечении:
AR2A -
C.27)
или
?2=t1 + AR21A~t1)- C'28)
После нахождения величины Е2 остальные характеристики
течения на выходе диффузора легко определяются из выражений
C.24) и C.26).
110 Глава 3
Коэффициент кинетической энергии профиля скорости
Эта , величина, обозначаемая через а, представляет собой
отношение среднемассового значения скоростного напора к
скоростному напору, соответствующему средней скорости,
вычисляемой из массового расхода в предположении одномерности
течения, т. е.
а = J 1 и*ри Aа/\ п2т. C.29)
Величина а изменяется от значения 1,0 для равномерного
течения до значения, приблизительно равного 2,0 для потока
вблизи точки отрыва. В случае полностью развитого
турбулентного течения в круговой цилиндрической трубе эта величина
равна примерно 1,05.
Коэффициент кинетической энергии можно использовать для
преобразования, соотношения C.7) к виду
Р\ + «1?1 =Р2 + «2?2 + Д^дифф- C.30)
Тогда соответствующие параметры эффективности работы
диффузора примут вид
(ЗЛ7а)
УПРАВЛЕНИЕ ТЕЧЕНИЕМ
Установлено [20], что максимальное значение коэффициента
восстановления давления не зависит от угла раскрытия
диффузора. Таким образом, диффузоры одинаковой длины с углами
раскрытия 10 и 40° будут иметь одно и то же максимальное
значение Ср, если обеспечено безотрывное течение [7].
Существует много способов предотвращения отрыва потока от стенки
и повышения равномерности течения в диффузоре при всех
режимах работы. Здесь будут упомянуты лишь устройства,
имеющие прямое отношение к газотурбинным двигателям. Более
полное и детальное изложение этого вопроса можно найти в
обзорах [7,22].
Разделительные лопатки
Короткие разделительные лопатки, располагаемые вблизи
входа диффузора, успешно применялись в работе [23]. Эти
лопатки (рис. 3.17) устанавливались симметрично относительно
Диффузоры
оси диффузора, а их длина и направление выбирались такими,
чтобы характеристики течения в каждом канале, образованном
лопатками, были близки к границе возникновения первой
застойной области. Разделительные лопатки позволили получить
почти оптимальное значение
коэффициента восстановления
давления при безотрывном
течении в диффузорах с общим
углом раскрытия до 42°. Кроме
того, было обнаружено, что
лопатки улучшают профиль
скорости на выходе диффузора,
делая его более равномерным.
"Последующие испытания
диффузоров с тремя лопатками
показали возможность получения
удовлетворительных характеристик
50° [22].
Рис. 3.17. Диффузор с
разделительными лопатками.
при значениях углов до
Генераторы вихрей
Устройства такого рода служат для предотвращения или
затягивания наступления отрыва потока путем увеличения
кинетической энергии течения в пограничном слое. Генераторы
вихрей обычно представляют собой тонкие металлические полосы
Рис. 3.18. Влияние генератора вихрей на профиль скоростей потока.
(ребра), выступающие в поток со стенки. Как показано на
рис. 3.18, их действие состоит в увеличении переноса количества
движения от основного потока в пограничный слой.
Сведений для выбора оптимальных размеров и мест
расположения генераторов вихрей очень мало, поскольку их применение
первоначально не планируется, а используются они в случае
возникновения затруднений в доводке диффузоров. При этом
оптимальное число, размер и расположение генераторов вихрей
обычно определяются путем подбора при испытаниях диффузора
или его модели на стенде с визуализацией потока. Особенно
тщательно подбирается высота генераторов, чтобы, обеспечивая
достаточный перенос количества движения, они тем не менее
не вызывали отрыва.
112 Глава 3
Обнаружено [24, 25], что генераторы вихрей в
криволинейных диффузорах приводят к уменьшению потерь давления и
улучшению профиля скорости на выходе.
Управление пограничным слоем посредством отсоса
Прандтль впервые предложил использовать отсос
пограничного слоя для уменьшения его толщины в качестве средства
предотвращения отрыва потока в диффузорах с большими
углами раскрытия, а в работе [26] эта идея была успешно
реализована. Было показано, что в плоских диффузорах с углами
раскрытия 15 и 30° можно вдвое уменьшить потери давления
при отсосе через щель на стенке от 4 до 10 % расхода массы
основного потока. Обнаружено [27], что при отсосе 4%
расхода воздуха в плоском диффузоре с углом раскрытия 35°
потери давления могут'быть уменьшены до такого же уровня, как
в обычном диффузоре с углом 12°.
Щели для отсоса воздуха лучше всего было бы располагать
непосредственно перед ожидаемой точкой отрыва потока.
Однако так как положение точки отрыва изменяется с изменением
условий течения на входе в диффузор, щели обычно
располагают у входа. Испытания конических диффузоров с таким
расположением щелей [28] показали, что поток устойчив, а
коэффициент восстановления давления высок при углах раскрытия
до 30°.
В работах [29, 30] изучалось течение в трубе кругового
сечения с внезапным расширением при отсосе через кольцевой
зазор непосредственно перед уступом. Было обнаружено, что
увеличение расхода отсасываемого воздуха выше некоторой
пороговой величины приводит к резкому расширению потока до
большого диаметра. Если полная длина диффузора меньше
некоторой предельной величины для данной степени расширения,
то такое устройство обеспечивает более высокое восстановление
давления, чем в обычных конических диффузорах.
Управление пограничным слоем посредством вихря
Другой способ быстрого и эффективного расширения потока
в диффузоре путем отсоса пограничного слоя в сечении
внезапного расширения подробно изучен в работе [31].
Конструктивная схема диффузора показана на рис. 3.19. Однако суть
механизма управления потоком при помощи вихря еще не
полностью выяснена. В работе [31] предложен механизм процесса
расширения потока (рис. 3.20). Установлено [32], что отсос
уменьшает давление в вихревой камере по сравнению с
давлением в основном потоке так, что поток /, засасываемый в вихрь,
сильно ускоряется. В то же время поток //, остающийся в диф-
Диффузоры
113
фузоре, сильно замедляется. Разность скоростей между этими
потоками создает сдвиговый слой, что приводит к турбулизации
потока и ликвидации зоны отрыва.
Как показали эксперименты, расширение потока в этом
случае происходит на весьма малой длине, а эффективность этого
Вихрь типа Коанда
Рис. 3.20. Гидродинамический
механизм управления вихрем [32].
Рис. 3.19. Трубчатый диффузор,
управляемый с помощью вихря [31].
/ — отсос воздуха; 2— перегородка; 3-вихрь;
4 — первичная труба; 5 — вторичная труба.
процесса близка к идеальной, что, очевидно, представляет
интерес в авиационных приложениях. Проведенные испытания
показали также, что этот способ управления пригоден для
конических, кольцевых и плоских диффузоров. Расход отсасываемого
воздуха зависит, главным образом, от отношения площадей
входного и выходного сечений диффузора. В диффузорах камер
сгорания обычно достаточно отсасывать около 4 % расхода
воздуха основного потока. Часто такая величина приемлема,
поскольку отсасываемый воздух может быть использован для
охлаждения лопаток турбины без дополнительных потерь в
экономичности двигателя. Как и в большинстве других
диффузоров, при этом возможны условия, когда течение может стать
неустойчивым. В работе [33] показано, что, действительно,
с увеличением отношения площадей выше оптимального
значения возникает неустойчивость потока. Для величины
оптимального отношения площадей диффузора получено эмпирическое
соотношение, связывающее ее с величинами коэффициента
восстановления давления и расхода отсасываемого воздуха при
заданной степени неравномерности профиля скорости на входе
в диффузор. В большинстве авиационных приложений
отношение площадей, равное 2, является достаточно большим. Тем не
менее, оказалось возможным получить высокое восстановление
давления в кольцевых диффузорах даже при отношении пло-
8 Зак. 761
114
Глава 3
щадей, равном 5, если допустить некоторую неравномерность
профиля скорости на выходе диффузора [34—36].
Ряд вопросов проектирования диффузоров, управляемых
вихрем, еще не решен; например, не ясны принципы выбора
размеров перегородки, подпирающей вихрь, и щелей для отсоса
воздуха. Кроме того, необходимо дальнейшее изучение с целью
определения оптимального соотношения между длиной
диффузора и расходом отсасываемого воздуха и их влияния на
величины статического давления, потери полного давления и
устойчивость потока на выходе. Тем не менее применение таких
диффузоров в газотурбинных двигателях, особенно
высокотемпературных, когда из камеры сгорания требуется отбирать
воздух для охлаждения горячих секций двигателя ниже по потоку,
выглядит многообещающим. Так, при этом можно значительно
уменьшить длину и массу двигателя и увеличить
располагаемый перепад давления на жаровой трубе, что благоприятно
сказывается на характеристиках камеры сгорания.
Гибридные диффузоры
Можно значительно уменьшить расход воздуха,
отсасываемого из диффузора, управляемого вихрем, путем создания
Отсос
воздуха
0,8
0,1
0,6
0,5
Ч),4
0,3
0,2
OJ
Отсос
воздуха X
2
7
О
Рис. 3.21. Гибридный диффузор [32].
1 — турбулентный сдвиговый слой; 2—>обыч-
ный диффузор с большим углом раскрытия;
3 — диффузор, управляемый с помощью
вихря.
L/R,
Рис. 3.22. Сравнение характеристик
гибридного и обычного диффузоров
[32].
-гибридный диффузор, ARo6u;=2,0;
AR
вихр
AR=2,0.
='1,2; обычный диффузор»
плавно расширяющихся участков на его входе или выходе.
Продемонстрирована успешная работа гибридных систем [33, 34,
35, 37]. Пример гибридного диффузора, предложенного в ра-
Диффузоры 115
боте [32], показан на рис. 3.21. В этой конструкции
управляемое вихрем расширение потока за уступом представляет собой
небольшую часть всего расширения, и поэтому достаточен очень
слабый отсос. Образующийся за уступом турбулентный
пограничный слой способствует затягиванию отрыва от стенок
расширяющейся секции диффузора, обеспечивающей большую
часть увеличения площади поперечного сечения. На рис. 3.22
показаны результаты измерений коэффициента восстановления
давления в диффузоре с АИобщ = 2,0 при Мвх = 0,25. На этом
рисунке также приведены данные, относящиеся к обычному
коническому диффузору с тем же отношением площадей. Видно,
что гибридный диффузор обладает лучшей характеристикой.
Замечательной особенностью гибридного диффузора яв-
лй'ется то, что он дает более высокое, чем обычно, значение
коэффициента восстановления давления даже без отсоса
(рис. 3.22). Таким образом, гибридная конструкция диффузора
позволяет либо получить коэффициент восстановления
давления на 25 % больший, чем в обычном диффузоре той же длины,
либо значительно уменьшить длину при том же коэффициенте
восстановления давления. Например, Ср = 0,52 достигается в
гибридном диффузоре с относительной длиной, равной 1,0, а в
обычном диффузоре — 2,0.
КОНСТРУИРОВАНИЕ ДИФФУЗОРОВ
Плавные диффузоры
Требования, обусловливаемые общей схемой двигателя,
и обычные ограничения объема вынуждают при проектировании
камер сгорания авиационных ГТД применять диффузоры
сложной формы. Во многих прямоточных камерах сгорания
используются диффузоры аэродинамического, или плавного, типа,
основное назначение которых состоит в получении постепенного
уменьшения скорости потока без образования зон отрыва и при
минимальных потерях давления. Пример такого диффузора
показан на рис. 3.23. Видно, что непосредственно за
компрессором имеется секция с постоянным проходным сечением для
успокоения потока. Ее роль состоит отчасти в том, чтобы
уменьшить влияние аэродинамических возмущений в диффузоре на
работу компрессора, а главным образом в том, чтобы
обеспечить диссипацию следов за лопатками компрессора и
спрямляющего аппарата. Процессы на успокоительном участке еще не
полностью ясны, однако экспериментами установлено, что его
длина должна быть равна удвоенной ширине хорды лопатки
компрессора или спрямляющего аппарата.
В диффузоре имеются три отдельные области торможения.
Первая область расположена вблизи выхода из компрессора
8*
116
Глава
и предназначена для предварительного уменьшения скорости
перед воздухозаборником. Вблизи воздухозаборника большая
часть потока воздуха изменяет направление движения и
попадает в наружный и внутренний кольцевые каналы. Важно,
чтобы это изменение направления движения потока
происходило с постоянной скоростью во избежание отрыва у входа
в воздухозаборник. Полезно некоторое скругление кромок
воздухозаборника, особенно если профиль скорости на выходе из
компрессора зависит от режима работы двигателя. При этом
следует избегать резких местных изменений угла входа потока,.
Рис. 3.23. Кольцевой плавный диффузор.
/ — успокоительный участок; 2 — области торможения потока; 3 — воздухозаборник.
вызывающих его отрыв. За сечением разделения потока
расположена вторая область торможения. Из нее поток поступает
в криволинейный участок с постоянной скоростью течения,
а затем в третью область торможения в кольцевом пространстве
между жаровой трубой и корпусом камеры сгорания. За этой
областью дальнейшее торможение потока происходит в
результате втекания воздуха в жаровую трубу. Необходимо, чтобы
течение в области торможения было безотрывным, т. е.
соответствовало значениям параметров на диаграмме режимов ниже
линии а—а (рис. 3.7, 3.10 и 3.12). Потери давления на каждом
участке диффузора можно рассчитывать при помощи диаграмм,
полученных в работах [2—8, 21, 22, 38] и показанных на
рис. 3.7, 3.10 и 3.12.
Диффузор с плавным контуром имеет большое число диффу-
зорных участков с весьма малыми высотами проходных
сечений. По этой причине размеры указанных участков, а
следовательно, и эффективные значения отношения площадей особенно
подвержены изменениям, 'происходящим при изготовлении
камер, при отличающихся термических расширениях жаровой
трубы и корпуса, а также при термических деформациях камеры
на различных режимах работы двигателя. Другим недостатком
плавного диффузора является большая чувствительность
распределения воздуха между внутренним и наружным
кольцевыми каналами к изменениям профиля скорости на входе в диф-
Диффузоры 117
фузор, от чего в свою очередь зависит распределение подачи
воздуха через стенки жаровой трубы. Этот эффект несуществен
при малой скорости потока на входе, поскольку скоростной
напор составляет столь малую долю полного давления, что
распределение расхода воздуха определяется падением
статического давления вдоль камеры сгорания. В результате картина
течения остается не зависящей от изменений профиля скорости
на входе. При высокой скорости потока на входе значительную
часть полного давления составляет скоростной напор, и падение
статического давления в камере сгорания соответственно
уменьшается. При этих условиях распределение скоростного напора
на входе контролирует распределение расходов воздуха по
длине камеры сгорания. В случаях плоского или симметричного
профилей скорости это не приводит к особым трудностям, так
как увеличение скорости потока лишь соответственно
увеличивает потери давления в диффузоре. Однако на самом деле
увеличение скорости на выходе из компрессора почти всегда
сопровождается таким искажением профиля скорости, что
сбалансированное распределение воздуха по жаровой трубе становится
по существу невозможным. Сбалансированность
аэродинамической картины течения в жаровой трубе означает симметрию
потоков массы противоположных струй воздуха, глубины их
проникновения и количества движения. Если профиль скорости
на входе в камеру сгорания равномерен, то можно добиться
симметрии всех трех этих характеристик. Для неравномерных
профилей, у которых максимум скорости смещен к наружной
или внутренней стенке диффузора, только две из указанных
характеристик можно сделать симметричными. Путем
соответствующих изменений площадей проходных сечений и отверстий
в жаровой трубе конструктор может обеспечить симметрию
выбранной пары величин, но картина течения в целом все же
останется несбалансированной.
Форма несимметричного профиля скорости различна для
разных режимов работы двигателя, а также разных
экземпляров компрессора одной и той же конструкции. Проектирование
диффузора для нового двигателя обычно основано на расчетном
или предполагаемом виде профиля скорости на его входе.
Однако при доводке двигателя и его серийном производстве
этот профиль может изменяться. Таким образом, серьезным
недостатком плавного диффузора является его чувствительность
к таким изменениям.
Описанные выше трудности до некоторой степени можно
уменьшить путем установки преддиффузора, за которым
располагается короткий успокоительный участок. Другим решением
является перепуск воздуха из воздухозаборника на жаровой
трубе в наружный и внутренний кольцевые каналы (рис. 3.24).
В этом случае воздухозаборник выполняет роль ресивера, из
118
Глава 3
которого воздух поступает в кольцевые каналы, причем с
большим расходом в тот канал, где в результате искажения профиля
скорости расход воздуха уменьшился.
Диффузор с внезапным расширением
Существующая тенденция к увеличению скорости на выходе
из компрессора усугубляет многие трудности в работе плавных
диффузоров. Ввиду этого возник интерес к разработке так
называемых диффузоров с внезапным расширением проходного
Рис. 3.24. Диффузор со щелями для Рис. 3.25. Кольцевой диффузор с вне-
балансировки давления [39]. запным расширением.
1 — диффузорный канал; 2—успокоительная / — успокоительный участок; 2— участок
полость. диффузорного течения.
сечения (рис. 3.25). Начальный участок такого устройства
представляет собой короткий обычный диффузор, в котором
происходит уменьшение скорости воздуха до уровня, приблизительно
равного 60 % ее начальной величины. Затем, в
противоположность обычным принципам проектирования диффузоров, поток
воздуха «сбрасывается» в широкую полость, где он разделяется
на потоки воздуха, обтекающие жаровую трубу. Зоны
циркуляции течения, возникающие в этой полости вблизи выступающих
стенок диффузора, способствуют равномерному и устойчивому
распределению потока вокруг жаровой трубы. Диффузор с
внезапным расширением дает существенный выигрыш в длине
и массе, правда ценой увеличения потерь давления
приблизительно на 50 % по сравнению с плавным диффузором. Кроме
того, обеспечивается меньшая чувствительность профиля
скорости на выходе из диффузора к изменениям профиля скорости
на его входе, что, очевидно, является важным преимуществом
в случаях, когда профиль скорости на .выходе из компрессора
либо неизвестен, либо зависит от режима работы двигателя.
В работе [40] исследовано влияние формы такого
диффузора, расстояния между диффузором и головной частью
жаровой трубы и отношения расходов воздуха во внутренний и
наружный кольцевые каналы на эффективность и устойчивость
Диффузоры
119
работы диффузора. Обнаружено, что повышение статического
давления происходит главным образом в плавной части
диффузора, а уменьшение полного давления в основном при
внезапном расширении и в зонах выравнивания потока. Кроме того,
отмечено, что расположение жаровой трубы оказывает
заметное влияние на потери давления и устойчивость течения в
диффузоре.'Этот вывод согласуется с известными данными о
влиянии на поток тела, помещенного на выходе диффузора, и
указывает на необходимость тщательного подбора формы
диффузора, жаровой трубы и кольцевых каналов для получения
оптимальной эффективности и обеспечения устойчивости потока.
Таблица 3.1 Достоинства и недостатки диффузоров различных типов
Тип диффузора
Плавный
(аэродинамический)
С внезапным
расширением
Управляемый
вихрем
Гибридный
Достоинства
1. Низкие потери
давления
1. Относительно малая
длина
2. Нечувствительность к
изменениям потока на
входе
1. Высокая
эффективность
2. Малая длина
3. Низкие потери
давления
1. Высокая
эффективность
2. Малая длина
3. Низкие потери
давления
Недостатки
1. Относительно большая
длина
2. Чувствительность
характеристик к термическим
деформациям и допускам в
производстве
3. Чувствительность
характеристик к изменениям
профиля скорости на входе
1. Потери давления
приблизительно на 50 % выше, чем:
в обычном диффузоре
1. Необходим отсос не менее
4 % расхода воздуха
2. Недостаточно отработана
методика проектирования
1. Недостаточно отработана
методика проектирования
В табл. 3.1 приводится сравнение достоинств и недостатков
различных диффузоров: плавного, с внезапным расширением,.
, управляемого вихрем и гибридного.
Диффузор для противоточных камер сгорания
Камеры противоточного типа почти всегда используются
с центробежными компрессорами. Их диффузоры должны не
только уменьшать скорость воздушного потока, но также устра-
120 Глава 3
нять его остаточную крутку. Эта цель достигается
использованием короткого кольцевого диффузора обычного типа с довольно
большим отношением площадей, дающего малую скорость на
выходе. В случаях когда допустима довольно большая длина
диффузора, между выходом из компрессора и входом в
кольцевой диффузор располагают успокоительный участок длиной
около двух длин хорды лопаток компрессора.
Диффузоры для трубчатых и трубчато-кольцевых
камер сгорания
В случае трубчатых камер сгорания диффузор одновременно
служит переходником между кольцевой секцией на выходе из
компрессора и передней частью корпуса камеры. Такой
диффузор почти всегда имеет сложную форму и значительные потери
давления. У входа в головную часть жаровой трубы обычно
устанавливают полый воздухозаборник, обеспечивающий
плавное замедление потока в кольцевом канале вокруг жаровой
трубы.
В случае трубчато-кольцевых камер сгорания наилучшим
конструктивным решением диффузора является комбинация
успокоительного участка с обычным кольцевым диффузором,
имеющим умеренное значение отношения площадей (~1,6),
после которого предусматриваются либо внезапное расширение,
если требуется уменьшить общую длину диффузора, либо
воздухозаборники камер, если требуется большая степень диффу-
зорности при малых потерях полного давления. Более
подробные данные о характеристиках течения и эффективности
диффузоров такого типа имеются в работе [41].
Испытания диффузоров
Очень важно испытания диффузора провести заранее, пока
проектирование двигателя находится на ранней стадии.
Водяные установки с визуализацией течения являются наиболее
подходящими для этой цели и при правильном использовании
позволяют выявить любые нерегулярности в потоке. Важно, чтобы
условия истечения из компрессора воспроизводились в таких
испытаниях по возможности наиболее точно как по профилю
скорости, так и по углу закрутки. На входе в диффузор полезно
установить лопатки спрямляющего аппарата компрессора.
Наличие крутки потока на выходе из компрессора не позволяет
использовать отсеки камер в большинстве испытаний, что
означает необходимость проведения исследований с визуализацией
потока в диффузорах кольцевых камер на полноразмерных
моделях.
Диффузоры 121
ОБОЗНАЧЕНИЯ
А — площадь поперечного сечения;
А в — А — ЛЭфф — затененная площадь;
^эфФ ~ эффективная площадь;
AR— отношение площадей (А2/А\)\
В = АВ/А;
Ср — коэффициент восстановления давления;
С* —максимальный коэффициент восстановления
давления на заданной длине;
С** — максимальный коэффициент восстановления давления
при заданном отношении площадей поперечных
сечений;
L — длина стенки;
т — массовый расход;
N — длина вдоль оси;
Р — полное давление;
АРдифф — потери полного давления в диффузоре;
р — статическое давление;
q = ри2/2 — скоростной напор (динамическое давление);
q — скоростной напор по п\
q — скоростной напор по й;
/? — радиус в коническом диффузоре;
Д/? — высота канала кольцевого диффузора;
и — скорость;
п —- среднемассовая скорость;
й — максимальная скорость;
W — высота входа в плоском диффузоре;
а — коэффициент кинетической энергии;
р — плотность;
6* — толщина вытеснения пограничного слоя на входе
в диффузор;
х\ — общий коэффициент полезного действия;
6 — половина угла раскрытия диффузора;
Я — коэффициент потерь
Индексы
1 —входное сечение диффузора;
2 — выходное сечение диффузора.
Аэродинамика камеры сгорания
ВВЕДЕНИЕ
Понимание аэродинамических процессов имеет весьма
важное значение для проектирования камер сгорания
газотурбинных двигателей и достижения заданных характеристик.
Вероятно, не будет большим преувеличением утверждать, что при
правильном сочетании хороших аэродинамических решений
и способов подачи топлива понадобится лишь небольшая
доводочная работа для получения вполне удовлетворительной
конструкции камеры.
Разработано большое число типов камер сгорания,
существенно различающихся по размерам, схемам и способам
подачи топлива. Тем не менее при внимательном рассмотрении
оказывается, что всем камерам свойственны общие
аэродинамические черты. Так, в диффузорах и кольцевых каналах
следует уменьшать скорость потока и распределять воздух по
всем зонам горения в заданных количествах, поддерживая
одинаковые условия течения без паразитных отрывных зон и
связанных с ними потерь давления. Внутри жаровой трубы нужно
обеспечить существование большой циркуляционной зоны для
стабилизации пламени, эффективное разбавление продуктов
сгорания и экономичное использование воздуха, охлаждающего
стенки.
Процессы смешения играют особо важную роль в зонах
горения и разбавления. Хорошее смешение топлива с воздухом
в первичной зоне горения необходимо для обеспечения
высоких скоростей горения и минимизации образования сажи и
окислов азота, а хорошее смешение продуктов горения с воздухом
в зоне разбавления существенно для обеспечения равномерности
температуры газов в выходном сечении камеры. К
сожалению, хорошее смешение газов требует значительных длины
камеры и потерь давления. Следовательно, главной целью
конструктора камеры сгорания является достижение
удовлетворительного перемешивания в жаровой трубе и устойчивого
течения во всей камере с минимальными потерями давления и при
минимальной длине камеры.
Для успешного аэродинамического расчета камер
необходимо знать структуру циркуляционной зоны, глубину проникно-
Аэродинамика камеры сгорания 123
вения струй и коэффициенты расхода для всех типов отверстий,
через которые подается воздух, включая щели охлаждения.
В настоящей главе дается обзор состояния этих вопросов и
вывод соотношений, определяющих размеры камеры сгорания,
потери давления и равномерность параметров потока, которые
служат рациональной основой аэродинамического
проектирования.
ХАРАКТЕРНЫЕ ВЕЛИЧИНЫ
С целью облегчения анализа течения в камере сгорания и
сопоставления аэродинамических характеристик камер
различных конструкций были введены несколько параметров, в том
числе характерная средняя скорость ?7, соответствующая
площади максимального поперечного сечения (миделя) камеры,,
т. е.
По этой скорости определяются величины
ПАРАМЕТРЫ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ ПОТЕРИ ДАВЛЕНИЯ
Наиболее важными при проектировании камер являются
два безразмерных параметра, характеризующих потери
давления: отношение падения полного давления в камере к полному
давлению на ее входе (APz-a/Рз) и отношение падения полного
давления к характерному скоростному напору (ДР3-4/д). Они
связаны между собой следующим соотношением:
D.1)
Величину ДРз-4/^з обычно называют общими потерями дав-
ления и выражают в процентах. Типичные значения этих
потерь составляют 4—10 % (без учета так называемых тепловых
потерь, неизбежно возникающих вследствие процесса горения).
Величину APz-i/q называют коэффициентом потерь
давления. Она представляет наибольший интерес для конструктора
камеры сгорания, так как определяет сопротивление потоку
газов на участке двигателя между компрессором и турбиной.
В аэродинамическом отношении эту величину можно
рассматривать как эквивалент «коэффициента сопротивления». В
отличие от общих потерь давления, которые зависят от режима
работы камеры, коэффициент потерь является постоянной ха-
124 Глава 4
рактеристикой и учитывает 1) падение давления в диффузоре
и 2) падение давления на стенках жаровой трубы.
Следовательно,
ДР3_4 _ ДРдифф KPL
—f~ —— + —¦ С4-2)
Важно, чтобы величина АРдифф была минимальной,
поскольку потери давления в диффузоре бесполезны для процесса
.горения. На практике, однако, возможности уменьшения потерь
в диффузоре весьма ограничены и сводятся лишь к соблюдению
принятых принципов проектирования диффузоров. Также
важно уменьшить потери на жаровой трубе, хотя следует иметь
в виду, что высокий перепад давления на стенках жаровой
трубы способствует улучшению процессов горения и
перемешивания в камере, поскольку при этом увеличиваются скорость
и углы вытекания струй воздуха и повышается интенсивность
турбулентности, что способствует хорошему перемешиванию
и позволяет уменьшить длину жаровой трубы.
Коэффициент потерь давления в жаровой трубе зависит
главным образом от суммарной гффективной величины площади
отверстий в ее стенках Ао, эфф- Таким образом,
D-3)
или
APL/P3 = W) (Л^Я. эффР3)*. D.4)
Подставляя выражение D.4) в D.1), получим
APJq = (A/A0,^f. D.5)
Следовательно, полную эффективную площадь отверстий в
стенках жаровой трубы выбирают_ по величинам площади миделе-
вого сечения корпуса камеры А и располагаемого перепада
давления на жаровой трубе APi. Преобразуя соотношение D.5),
можно получить
Ао, эфф = Л/(ДРз-4/<7 - A/W<7)°'5- D.6)
Эффективную площадь отверстий можно вычислить по формуле
i = n
Ло.эфф=Е CDtiAo.o D.7)
где CD,iA0,i — эффективная площадь /-го отверстия, п — число
отверстий.
При заданной величине общих потерь полного давления
желательно, чтобы отношение потерь в жаровой трубе к общим
потерям было максимальным. Обозначим это отношение
Аэродинамика камеры сгорания 12 5
Увеличение р способствует увеличению устойчивости течения,
т. е. распределение потоков воздуха в различные зоны камеры
сгорания и неравномерность поля температур становятся менее
чувствительными к изменениям отношения топливо/воздух и
профиля скорости на выходе из компрессора [1]. В этой
связи следует отметить, что увеличение скорости на выходе
из компрессора всегда приводит к падению величины |3,
т. е. снижению аэродинамического качества камеры
сгорания.
Величина (/?/2)(т3Гз0'5ДР3J в соотношении D.1) является
мерой характерной скорости в камере сгорания, так как она
может быть представлена в виде U2/2RT^ Поскольку величина
т3Г^5/Р3 определяется лишь конструкцией компрессора, то
единственным параметром, который конструктор может
варьировать, является максимальная площадь миделя А. Таким
образом, соотношение D.1) приводит к серьезной проблеме выбора.
С одной стороны, при малом расходе топлива общие потери
давления должны быть малы, но если, с другой стороны,
камера должна иметь малые размеры и обеспечивать хорошее
леремешивание газов, то оба сомножителя в правой части D.1)
должны быть велики. Этим противоречивым требованиям можно
удовлетворить только путем компромисса, позволяющего
получить оптимальное решение для двигателя в целом в
зависимости от его назначения. Например, для подъемного двигателя
можно допустить большие общие потери давления и
соответственно увеличенный расход топлива в обмен на уменьшение
размеров двигателя (т. е. возможны малые значения А). Для
двигателя самолета большой дальности полета достижение
низкого расхода топлива является задачей первостепенной
важности, и поэтому предпочтение следует отдать камере большого
диаметра с низкими потерями полного давления.
В табл. 4.1 приводятся некоторые типичные значения потерь
давления для реальных камер сгорания в отсутствие горения.
Из второго столбца таблицы видно, что коэффициент потерь
давления в кольцевой камере имеет наименьшее значение. Это
обстоятельство, казалось бы, противоречит тому факту, что для
хорошего перемешивания необходимы большие потери давления.
Однако в кольцевых камерах большая часть потерь давления
приходится на жаровую трубу, что способствует
перемешиванию, а меньшая часть — на диффузор и подводящие
тракты. В результате, хотя общие потери давления (первый
столбец) почти одинаковы, величина ап3Г^5Дрз для кольцевых
камер обычно значительно больше, чем для трубчатых (третий
столбец), и поэтому при заданной величине аэродинамической
нагрузки камеры для них возможны меньшие значения Л, т. е.
меньшие размеры камеры сгорания.
126
Глава 4
Из табл. 4.1 видно, что коэффициент потерь давления,
который следует использовать для определения площади миделевого
сечения камеры, может изменяться от ~20 для прямоточных
кольцевых камер до почти 40 для трубчатых камер (второй
столбец). На практике значение ДР3-4/<7 выбирается из других
соображений, например требований получения равномерного
поля температуры или низкой токсичности выхлопных газов,
Таблица 4.1 Потери давления в камерах сгорания
Тип камеры
Трубчатая
Тр> бчато-кольцевая
Кольцевая
ДР3-4
0,07
0,06
0,06
^3-4
Q
37
28
20
тз з
АР,
0,0036
0,0039
0,0046
а также в зависимости от условий течения на выходе из
компрессора и типа применяемого диффузора: с внезапным
расширением, аэродинамически плавного или гибридного.
Приведенные в табл. 4.1 значения общих потерь давления
связаны лишь с процессами трения и турбулентного обмена
и измерены при «холодных» продувках камер. В условиях
горения потери возрастают вследствие подвода тепла. Из закона
сохранения количества движения для течения однородной
горючей смеси при малых М в трубе постоянного сечения можно
вывести формулу
1> D.9)
где р3 и р4 — значения плотности газа на входе и выходе трубы,
соответствующие температурам Г3 и Т^ т. е.
AProp/q~TjT3-\. D.10)
Анализ результатов измерений позволяет представить это
выражение в виде
№„>*/<! = Kx(TjT3-K2). D.11)
Значения величин К\ и /С2 можно найти в работах [2—5]. При
не очень больших степенях подогрева газа величина АРгор
обычно составляет 0,5—1,0 % Рг-
СООТНОШЕНИЕ МЕЖДУ РАЗМЕРАМИ
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ПОТЕРЯМИ ДАВЛЕНИЯ
Площадь поперечного сечения
В случае прямоточных камер_сгорания оптимальное значение
площади поперечного сечения А определяется с учетом общих
Аэродинамика камеры сгорания 127
потерь давления и нагрузки процесса горения (степени форси-
рованности), о чем будет идти речь в гл. 5. Однако для
большинства камер сгорания промышленных установок и некоторых
авиационных двигателей площадь поперечного сечения,
необходимая для'получения высокой полноты сгорания топлива,
оказывается настолько малой, что потери давления_ становятся
непомерно большими. Вследствие этого величина А полностью
•определяется общими потерями давления в соответствии с
формулой D.1):
у^итт-
Площадь поперечного сечения жаровой трубы
На первый взгляд кажется, что максимальное увеличение
площади поперечного сечения жаровой трубы является
благоприятным, поскольку приводит к уменьшению скорости и
увеличению времени пребывания газа в жаровой трубе, что
улучшает воспламенение, повышает устойчивость пламени и полноту
сгорания топлива. К сожалению, при фиксированном значении
площади сечения корпуса камеры увеличение поперечного
размера жаровой трубы может быть достигнуто лишь за счет
уменьшения площади кольцевых каналов. При этом скорость
в кольцевых каналах растет, а статическое давление
уменьшается, что приводит к уменьшению перепада статического
давления на стенке жаровой трубы. Это нежелательно,
поскольку для хорошего перемешивания необходимо обеспечить
достаточно глубокое проникновение струй воздуха внутрь
жаровой трубы и высокую интенсивность турбулентности.
Удовлетворительным критерием смешения может служить отношение
перепада статического давления на стенке жаровой трубы АРь
к динамическому давлению потока в зоне горения qn, з- Если
через k обозначить отношение площадей поперечных сечений
жаровой трубы и камеры, то оптимальное значение k
соответствует наибольшему значению величины АРь/^п.з- В работе [6]
лолучено следующее выражение для АРь/qu. з:
ЛЯ, г. k2
Гп.з тр
ЛРз-4
k
—х
тр
\] ]
Г
Это выражение можно использовать для оценки величины
APL/qu. з, зная k и соответствующие значения величин Г3, Тп. 3,
АР3_4/^, пгР9 rrisn, X и г, которые известны по предварительным
опенкам. Оптимальное значение k находится из графика
зависимости APL/qn.3 от k (рис. 4.1). Как видим, увеличение коэф-
128
Глава 4
фициента потерь оказывает благоприятное влияние на АРь/qn. з.
Выбор правильного значения k существенно связан с потерями
давления. Поперечный размер жаровой трубы следует
увеличивать с ростом коэффициента потерь давления таким образом,
Рис. 4.1. Влияние общих потерь давления в камере сгорания на оптимальный
размер жаровой трубы.
=2400 К.
тр=0,20, г=6,0, Л=0,5,
чтобы обеспечить наибольшее улучшение характеристик
перемешивания.
Вместо использования графика на рис. 4.1 удобнее
вычислять оптимальное значение кОпт по формуле
_ j _ Г О-"*,„)*-Я-и/3
получаемой путем дифференцирования зависимости D.13).
Следовательно,
AL = komA. ' D.15)
Соотношения D.12) — D.15) применимы для трубчатых,
трубчато-кольцевых и кольцевых камер сгорания.
ТЕЧЕНИЕ В КОЛЬЦЕВОМ КАНАЛЕ
Условия течения в кольцевом канале оказывают
существенное влияние на поле течения внутри жаровой трубы, а также
на температуру ее стенки. Среднее значение скорости в кольце-
Аэродинамика камеры сгорания 129
вом канале связано с величинами характерной скорости в
камере и отношения площадей сечений жаровой трубы и корпуса.
На практике, кроме этого, на величину скорости влияют
изменения профиля скорости на входе в камеру и характеристики
истечения "воздуха в жаровую трубу через ряды отверстий
и щелей охлаждения.
Хотя высокие значения скорости в кольцевом канале
способствуют усилению конвективного охлаждения стенок жаровой
трубы, более предпочтительно уменьшение этой скорости по
следующим причинам:
1) при малых изменениях скорости и статического давления
в кольцевом канале через отверстия жаровой трубы,
находящиеся в одном ряду, проходит одинаковое количество
воздуха;
2) коэффициенты расхода отверстий имеют более высокие
значения;
3) углы втекания струй воздуха увеличиваются;
4) потери давления на трение уменьшаются;
5) потери давления при внезапном расширении потоков за
отверстиями и щелями охлаждения в жаровой трубе
уменьшаются.
Для большинства камер сгорания наиболее критичными
являются участки кольцевого канала в головной части жаровой
трубы и вблизи отверстий подвода разбавляющего воздуха.
Воздушный поток из диффузора нередко имеет в головной части
жаровой трубы толстый пограничный слой, что не позволяет
использовать щели охлаждения, работающие на перепаде
статических давлений. Трудности возникают и в случае
использования воздушных щелей полного напора вследствие Отрыва
потока, часто возникающего в месте стыка диффузора с
кольцевым трактом. Профиль скорости потока в кольцевом канале
постепенно выравнивается по мере истечения воздуха через
отверстия в стенках жаровой трубы, но если воздух в
кольцевом канале может проходить без сопротивления в полость за
отверстиями зоны разбавления, то могут возникнуть
возмущения потока, которые вызовут его циркуляцию с
перемежающимся и случайным режимами течения. Особенно склонны
к этому явлению трубчато-кольцевые камеры сгорания. При:
этом в наиболее неблагоприятных случаях воздух в отверстия
жаровой трубы поступает с различных направлений. Это не
только нарушает нормальную структуру потока в полости
жаровой трубы, но и приводит к нерегулярному ее изменению во
времени.
Одним из методов решения этой проблемы является
установка препятствий за отверстиями, выполняемых в виде
перегородки между внутренним и наружным корпусами камеры.
В перегородке имеются большие отверстия, через которые
9 Зак. 761
130
Глава 4
проходят жаровые трубы и протекает часть воздуха для
охлаждения горячих выходных секций камеры. Устройства такого типа
эффективно предотвращают возникновение случайных
циркуляционных течений в кольцевом канале.
На жаровых трубах кольцевых камер препятствие часто
выполняется в виде непрерывного выступа, расположенного
непосредственно за отверстиями для подвода разбавляющего
воздуха. Степень загромождения кольцевого канала выступом
в
Рис. 4.2. Управление течением воздуха через отверстия зоны разбавления.
/—разделительная пластина; 2 — отверстия для ввода разбавляющего воздуха; 3—выступ.
обычно составляет около 2/3. Другим способом воздействия на
поток в этой части кольцевого канала является коническое
расширение жаровой трубы, что уменьшает чрезмерное торможение
потока вблизи отверстий.
Если шаг между отверстиями для подвода разбавляющего
воздуха больше высоты кольцевого канала, то при входе
воздуха в отверстие возможно образование вихря, изменяющего
глубину проникновения струи и скорость перемешивания.
Интенсивность вихря зависит от отношения площади отверстий
к площади кольцевого канала в плоскости отверстий. При
малом значении этого отношения вихри не образуются, что
является еще одним аргументом в пользу проектирования
жаровых труб, обеспечивающих достаточно большой перепад
давления.
Средством устранения этих вихрей, которые могут возникать
как в трубчатых, так и в кольцевых камерах сгорания, является
постановка продольных разделительных пластин в каждом
отверстии. Такие пластины, укрепленные либо на жаровой трубе,
либо на наружном корпусе, особенно эффективны в сочетании
с перегородкой или выступом (рис. 4.2).
Аэродинамика камеры сгорания 131
ТЕЧЕНИЕ ЧЕРЕЗ ОТВЕРСТИЯ В ЖАРОВОЙ ТРУБЕ
Течение воздуха через отверстие зависит не только от
размера отверстия и перепада давления, но также от формы
канала и условий течения в окрестности отверстия, которые могут
сильно влиять на величину эффективного проходного сечения.
Коэффициент расхода
Уравнение, определяющее истечение через отверстие, имеет
вид
т0 = CDA0, ;еом [2Рз (Л - Pl)f'\ D.16)
где Pi — полное давление перед отверстием, р} — статическое
давление за отверстием.
.' 1 ' \1
\riin
Рис. 4.3. Схема течения воздуха через отверстие в жаровой трубе.
/—корпус; 2 —жаровая труба.
* = ™о/™ап> Аг=Ао, геом/W K=1 + A/>L/W CD = a/(Ar-K0*).
Для большинства отверстий в стенках жаровой трубы
направление потока в канале параллельно плоскости отверстий
(рис. 4.3). Поэтому выражение D.16) можно представить в виде
о, геом
то Аап _„ , , , rL , DЛ8)
^о,геом
ПЛИ
a/Ar = CDK°'5, D.19)
где
а = пго/таПУ АТ = Ао% TQoJAan, K=\+ hpL/<lan-
Замечено, что в окрестности отверстий происходит некоторое
искривление линий тока, зависящее от размеров канала,
скорости набегающего потока и перепада давления на жаровой
трубе [7]. Таким образом, на величину коэффициента расхода
отверстия оказывают влияние следующие факторы:
9*
132
Глава 4
1) тип отверстия (например, плоское или отбортованное);
2) форма отверстия (например, круглое или прямоугольное);
3) отношение шага отверстий к высоте кольцевого канала;
4) перепад давления на жаровой трубе;
20 30 40 60 80
Рис. 4.4. Влияние относительного перепада давления К и формы отверстия на
коэффициент расхода CD [8].
? —овальные отверстия; А — прямоугольные щели; О~круглые отверстия;
формула D.20) при а=0,25.
w
0,9
0,8
0,7
0,6
04
0,3
0,2
0J
0
//
/
/
1
/
/
/
/
.—
—-
~~-—
2 3 4
6 8 10
К
20 30 40 60 80100
Рис. 4.5. Влияние типа отверстия и относительного перепада давления К на
коэффициент расхода Cd [9].
плоские отверстия, формула D.20); отбортованные отверстия, формула D.21).
5) распределение статического давления вокруг отверстия
с внутренней стороны жаровой трубы;
6) наличие вращения в набегающем потоке;
7) местное значение скорости в кольцевом канале.
Влиянием последнего из перечисленных факторов
объясняется уменьшение коэффициента расхода отверстий первого
Аэродинамика камеры сгорания
133
ряда по сравнению с отверстиями последующих рядов при
одинаковых условиях входа потока в отверстия.
Из детального анализа данных о течении струй через
отверстия в жаровсГй трубе получена следующая формула для
коэффициента расхода круглых, овальных и прямоугольных
отверстий при истечении несжимаемой незакрученной жидкости
(газа) [8]:
1,25 (К - 1)
[4К2 -К B- аJ]0'5 '
D.20)
Рис. 4.4 свидетельствует о вполне удовлетворительном согласии
между зависимостью D.20) и экспериментальными данными.
Последующими экспериментальными исследованиями [9]
установлено, что для отбортованных отверстий в формуле D.20)
следует увеличить численный коэффициент (рис. 4.5):
CD =
1,65 (/С — 1)
[4/С2 - К B - аJ]0'5
D.21)
Обобщений по коэффициентам расхода для отверстий
с воздухозаборником или в виде жалюзи не сделано. Однако
в работах [10—16] имеются экспериментальные данные для
этих и других отверстий.
Угол ввода струи
Ясно, что уменьшение угла ввода струи 0 (рис. 4.3) снижает
эффективное значение площади отверстия. Следовательно,
20 30 АО 60 80100
Рис. 4.6. Влияние относительного перепада давления К и формы отверстия
на угол ввода струи 0
D—овальные отверстия; А —прямоугольные щели; О —круглые отверстия,
экспериментальные данные работы [8]; формула D.22) при CD> „ = 0,625.
134 Глава 4
угол 9 должен быть связан с коэффициентом расхода CD.
В работе [17] установлено, что
sin*Q = CD/CD,ni D.22)
где CD} n — предельное значение величины CD при К-+оо.
Зависимость D.22) использована для сравнения с результатами
опытов [8] на рис. 4.6.
Траектории струй
Экспериментальные исследования проникновения одиночных
струй. Для определения характеристик течения в жаровой трубе
и обеспечения правильного распределения воздуха по всем
ее зонам необходимы сведения о том, какие факторы
определяют форму струй воздуха и глубину их проникновения в поток.
Во многих работах проводились исследования проникновения
струй, вытекающих из круглых отверстий под прямым углом
к сносящему потоку воздуха. Например, в работе [18]
исследовалась струя нагретого воздуха в потоке холодного воздуха
и были получены значения глубины ее проникновения по
координате точки, в которой превышение температуры над
температурой холодного воздуха равнялось 1° F @,55 К). В случае
изотермической системы [19] глубина проникновения
определялась по геометрическому месту точек максимума полного
давления при измерении полного давления поперек струи
(скоростная ось). Определены поля температур при внедрении струй
холодного воздуха в сносящий поток горячего газа на
различных расстояниях от места ввода струи [20]. Температурная ось
струи определялась по положению точек наименьшей
температуры в ее поперечном сечении, а за глубину проникновения
принималось такое расстояние от стенки, на котором ось струи
приобретала направление, близкое к направлению основного
потока. Данные работы [20] хорошо соответствуют условиям
в зоне разбавления камер сгорания газотурбинных двигателей.
Траектория оси струи в сносящем потоке (рис. 4.7) по этим
данным представлена зависимостью
Y/YuaKc = 1 - Вехр (-Ау^) , D.23)
где В составляет 1,0, 0,9 и 0,7 при углах ввода струи 0,
равных соответственно 51, 71 и 90°. Величина А является
функцией отношения скоростей струи и сносящего потока, а также
угла ввода.
Из анализа исследований, в которых ось круговой струи
определялась по измерениям температуры, получена следующая
Аэродинамика камеры сгорания
135
аппроксимационная формула [17]:
0,85 / X \0.32
^=°-87Ш (it)
D24)
Для условий течения в камерах газотурбинных двигателей более
точной является корреляция данных, основанная на
относительных величинах количества движения и расстояния [21]:
| '33, D.25)
где
Траектория одиночной струи, втекающей в сносящий поток под
углом 0<9О°, определяется формулой D.25) при умножении
ее правой части на sin 0.
Основной
поток
Рис. 4.7. Струя в сносящем потоке.
/—отклоненная струя; 2 — скоростная ось струи; 3 — местное эжектирование газа в струю.
Для случая цилиндрической струи, втекающей в
цилиндрическую трубу, получено следующее выражение для
максимальной глубины проникновения [20]:
0'5
sin9- D-26)
Y
Экспериментальные данные, по которым получена эта
зависимость, представлены на рис. 4.8.
Проникновение ряда струй. Исследования глубины
проникновения различных групп струй были выполнены в работах
[22—26]. Для круговой цилиндрической трубы обнаружено
[22], что глубина проникновения ряда струй меньше, чем
136
Глава 4
одиночной струи, что было объяснено эффектом загромождения
основного течения струями, приводившего к локальному
увеличению его скорости. Из анализа этих данных в работе [27]
получена следующая формула для максимальной глубины
проникновения струй из круглых отверстий в жаровую трубу трубчатой
камеры сгорания:
= 1,25/
¦0,25
тт
D.27)
Согласие между результатами расчета по этой формуле и
измерениями иллюстрирует рис. 4.9.
Эксперименты [24], выполненные на трубе прямоугольного
сечения при скорости основного потока до 40 м/с и температуре
Диаметр
сопла,см
д 2,54
о 1,93
п 7,27
• 0,95
Jt°
4 6 8 Ю -20 30 40
?/2
2 -
-*
d
1 1
D
7,25 [тг
3 4
Рис. 4.9. Обобщение данных о
глубине проникновения ряда струй [22].
? —одиночные струи; О—ряд струй при
6 = 90°; Д —ряд струй при 0 = 130°.
Рис. 4.8. Данные о максимальной
глубине проникновения струи [20].
до 750 К с отверстиями диаметра от 0,63 до 2,54 см, показали,
что основным параметром, влияющим на глубину
проникновения струй, является отношение потоков р(/2 струй и
основного потока. Кроме того, оказалось, что глубина
проникновения возрастает с увеличением шага между отверстиями.
Близкое расположение отверстий, как правило, не способствует
проникновению струй, хотя при некоторых условиях двойной ряд
обеспечивает более эффективное проникновение, чем одиночный
Аэродинамика камеры сгорания
137
ряд струй, вытекающих из отверстий той же суммарной
площади. В работе [24] подтвердилось наблюдение [22] о влиянии
взаимодействия соседних струй на форму их температурных
осей.
Эти и другие результаты работ, выполненных по программам
NASA, были использованы для создания эмпирического метода
расчета распределения температуры за рядом струй холодного
воздуха, втекающих под прямым углом в поток горячего газа
Рис. 4.10. Скоростные оси струй [28].
О — одиночная струя, взаимодействующая с противоположной стенкой; А—две встречные
струи; положение противоположной стенки канала или плоскости симметрии.
[25]. Диапазоны параметров, в которых этот метод
обеспечивает хорошую точность, составляют по отношению потоков
количества движения от 6 до 60, по отношению плотностей — от 1,6
до 2,8, по отношению высоты канала к диаметру
отверстий— от 4 до 16, по отношению шага между отверстиями к его
длине — ;от 2 до 6. В этой работе утверждается, что результаты,
полученные при односторонней подаче струй, справедливы и для
симметричного течения, в котором плоскость симметрии
совпадает с противоположной струям стенкой канала. Это
утверждение подтверждается данными работы [28], в которой изучалось
влияние противоположной стенки канала на характеристики
турбулентных струй в сносящем потоке. Для одиночной струи
влияние стенки сравнительно невелико, если отношение потоков
количества движения не настолько большое, чтобы струи
проникали до противоположной стенки. С уменьшением расстояния
между струями, вытекающими перпендикулярно сносящему
потоку, влияние противоположной стенки становится сильнее,
а течение становится похожим на течение с плоской струей.
С увеличением этого расстояния течение по своим
характеристикам приближается к течению с одной струей.
В работе [28] проводились эксперименты с двумя
направленными навстречу друг другу струями в целях сравнения такого
течения с течением, возникающим при взаимодействии струи
138
Глава
= 1,025
и - 1,025
с противоположной стенкой (рис. 4.10). Из рисунка следует, что
при выбранном относительном расстоянии между стенками
и нескольких значениях отношений потоков количества
движения скоростные оси струй в обоих случаях одинаковы.
Следовательно, в отношении скоростных траекторий плоскость
симметрии и стенка эквивалентны. Однако нужно отметить, что это
справедливо лишь в случае
когда скорости противоположно
направленных струй равны.
На рис. 4.11 показаны
распределения скоростей для
рассмотренных выше случаев
течения на одном расстоянии от
места подачи струй и при
одинаковых отношениях потоков
количества движения.
Распределения скоростей
оказываются почти одинаковыми, как и
формы осей струй. Конечно, в
сечениях ниже по потоку эти
распределения должны
несколько различаться, так как.
скорость на стенке равна нулю,
а на плоскости симметрии
отлична от нуля.
В работе [28] проводилась
также визуализация течений
дымом в случаях
взаимодействия струй, вытекающих из
одного ряда и нескольких
рядов отверстий. Для двух
последовательных близко
расположенных струй обнаружено, что
струя, находящаяся в тени
первой, почти не отклоняется, пока
не достигнет границы первой'
струи, после чего обе струи сливаются. Глубина
распространения такой объединенной струи немного больше, чем для одной
струи, вытекающей из отверстия с площадью, равной сумме
площадей двух отверстий.
Рис. 4.11. Линии постоянных
скоростей одиночной и двух встречных
струй [28].
а — две струи, / = 32, %/dj = 12, u = U/U;
б —одна струя, взаимодействующая с
противоположной стенкой.
Смешение струй
Процесс струйного перемешивания важен для достижения
удовлетворительных характеристик горения. Улучшение
перемешивания в первичной зоне камеры сгорания способствует
повышению эффективности горения и уменьшению образования вред-
Аэродинамика камеры сгорания
139
ных веществ. В промежуточной зоне интенсивное перемешивание
струй воздуха с поступающими из первичной зоны горячими
газами ускоряет окисление сажи и преобразование
диссоциированных продуктов в конечные. Наконец, получение
удовлетворительных профилей температуры в выходном сечении
камеры также зависит от того, насколько тщательно перемешаны
воздух и продукты сгорания в зоне разбавления.
Рис. 4.12, Влияние длины перемешивания струи S/dj и ее угла ввода 0 на
параметр перемешанности АТ/Т0 [20].
В общем случае на процесс перемешивания между струями
и горячими газами в жаровой трубе влияют следующие
факторы:
1) форма отверстия, из которого вытекает струя;
2) угол ввода струи;
3) отношение скоростей Uj/UT\
4) отношение плотностей р//рг;
5) протяженность струи S/dj\
6) характеристики турбулентности струи;
7) наличие других струй, как соседних, так и встречных;
8) близость стенок;
9) профиль скорости струи на выходе из отверстия и
в потоке горячих газов.
Не все указанные факторы одинаково важны. На практике
основными являются отношения скоростей и плотностей, угол
ввода струи и длина перемешивания струи. Эти факторы
определяют скорость процесса перемешивания.
Одиночные струи. Характеристики перемешивания
одиночных струй с потоком изучались в ряде экспериментальных
работ. Среди них работа [20] имеет наибольшее отношение к
камерам сгорания газотурбинных двигателей. В ней исследовано
влияние скоростей газа и струи, температуры газа, диаметра
и угла ввода струи. Степень перемешанности оценивалась
140
Глава 4
величиной параметра
АГ/АГо = (Тг - Т1ш МИН)/(ТГ - Г;), D.28)
где Тг — температура газа основного потока, Г/ — начальная
температура струи, Г/, МИн — местное значение температуры на
оси струи. В экспериментах были получены значения этого
параметра при истечении струй из отверстий различного
диаметра, направленных под различными углами по отношению к
основному потоку. Оказалось, что наиболее подходящей
характерной длиной для обобщения данных по АГ/ДТо является
длина струи вдоль ее оси 5. На рис. 4.12 приведены
зависимости АГ/АГо от S/dj для углов подачи струй, равных 51
120
2,5
Рис. 4.13. Влияние расположения отверстий и расхода разбавляющего
воздуха на среднеквадратическое отклонение температуры о> [22].
Lpa36/0? = 1,O, 0 = 90°. О —8 отверстий 0 3,2 см; X—4 отверстия 0 3,2 см; Л —б отверстий
0 3,2 см; ?— 6 отверстий 0 2,5 см; О —6 отверстий 0 1,9 см.
и 90 °. Показана также зависимость степени перемешанности в
случае осесимметричной струи воздуха (из работы [29]).
Очевидно, что с ростом угла подачи от 0 до 90 ° скорость
перемешивания сильно увеличивается.
Ряды струй. В работе [22] исследовалось перемешивание-
струй воздуха с потоком горячих газов в широком диапазоне
изменения определяющих параметров — температуры и
скорости потоков горячего и холодного газа, диаметра отверстий,
угла ввода струй и длины смесителя. Типичный пример
полученных результатов показан на рис. 4.13 для трубы диаметра 17 см^.
Изменения температуры проводились в плоскости, отстоящей
на 17 см от сечения ввода струй. Видно, что во всех случаях
расположения отверстий увеличение расхода в струях сначала
повышает степень перемешивания, а затем снижает
равномерность распределения температуры. Из этого рисунка также
видно, что для достижения более равномерного распределения;
Аэродинамика камеры сгорания 141
температуры следует увеличивать число отверстий, что,
по-видимому, объясняется увеличением количества областей, в
которых происходит процесс перемешивания.
Результаты проведенных в NASA исследований
перемешивания в прямоугольной трубе при изменении расстояния между
отверстиями и отношения потоков количества движения
изложены в работах [23, 25]. Измеренные профили температур на
различных расстояниях от отверстий представлены в этих
работах параметром GГ—- 7\)/(Гг —Г/), где Г, — местное
значение температуры. Этот параметр по существу совпадает с
параметром, определяемым формулой D.28). Общий вывод
исследований состоял в том, что основное влияние на перемешивание
оказывают те же самые гидродинамические и геометрические
параметры, которые определяют глубину проникновения струй.
Самым важным параметром, влияющим на перемешивание,
оказалось отношение потоков количества движения струй и
основного течения. С увеличением этого отношения и расстояния от
плоскости ввода струй эффективность перемешивания
повышается.
Эти же выводы были независимо получены авторами работ
[20, 22] для труб кругового сечения. Одним из недостатков
вышеупомянутых работ NASA является односторонняя подача
струй в канал. Двусторонняя подача изучалась в работе [30],
где отверстия в противоположных стенках располагались как
по одной оси, так и со смещением, что позволяло создавать
течения с соударением или перемежающимся проникновением
струй. Испытывались отверстия различной формы, в том числе
простые отверстия в стенке, а также с наружными козырьками
и с внутренней отбортовкой. Результаты экспериментов
показали, что для отверстий прямоугольной формы с козырьками и
без них перемешивание улучшается с увеличением отверстий и
расстояния между ними. Различие полей температур газа в
выходном сечении камеры для встречных и смещенных струй
наиболее заметно в случае отверстий с внутренней отбортовкой.
Взаимосвязанными оказались влияния на перемешивание шага
между отверстиями и отношения скоростей воздуха в струях и
газа в горячем потоке. При величине шага отверстий, равном
высоте лопатки турбины, наблюдается большое изменение
радиального профиля температуры газа с образованием горячего
или же холодного центрального ядра в зависимости от
величины отношения скоростей. Если же величина шага равна
половине высоты лопатки турбины, то образуется горячее
центральное ядро при любых величинах этого отношения.
Полученные в NASA и Кренфильде результаты и
эмпирические зависимости для полей температур нельзя безоговорочно
использовать при анализе процессов в зоне разбавления
реальных камер сгорания ввиду значительного влияния на поля тем-
142 Глава 4
ператур воздуха, охлаждающего стенки жаровой трубы,
неравномерности распределения температур в потоке горячего
газа, поступающего в зону разбавления, и ускорения потока в
этой зоне [26]. Тем не менее эти результаты полезны при
проектировании жаровых труб.
В работе [31] развита полуэмпирическая модель
формирования поля температур газа на выходе кольцевых камер
сгорания. В этой модели сделана попытка учета всех аспектов
процесса подвода воздуха. Эмпирические зависимости,
описывающие процессы в зоне разбавления, используются совместно с
расчетной процедурой, учитывающей вклад пристеночной
воздушной завесы. Дополнительно учтено влияние профиля
температур газов, поступающих из первичной зоны в зону
разбавления, на поле температур газа в выходном сечении камеры
сгорания. Исходный (на выходе из первичной зоны) профиль
температуры определяется методом дедукции по результатам
экспериментального определения поля температур газа в
выходном сечении камеры. Затем этот профиль использовался для
анализа изменений поля температур на выходе в зависимости
от распределения смесительного и охлаждающего воздуха,
формы зоны разбавления и режима работы камеры сгорания.
Более полное описание модели и вычислительных процедур
приведено в работе [31], где демонстрируется также хорошее
согласие результатов экспериментов и моделирования.
АЭРОДИНАМИКА ЗАВЕРИТЕЛЕЙ
Основным требованием к камерам сгорания всех
газотурбинных двигателей является стабилизация пламени в,широком
диапазоне режимов работы двигателя. Выполнение этого
требования представляет особые трудности для камер
авиационных двигателей, работающих в тяжелых условиях пониженных
давлений и температур окружающей среды, а иногда и при
наличии влаги и льда в забираемом воздухе. На устойчивость
горения определяющее влияние оказывает структура течения
в первичной зоне камеры. При большом разнообразии
возможных типов течения в этой зоне общей чертой их является
наличие тороидального циркуляционного течения, которое
вовлекает в себя часть продуктов сгорания и перемешивает их с
поступающим в него воздухом и топливом. Это
циркуляционное течение непрерывно пополняется свежим- воздухом, который
подается в жаровую трубу через отверстия в стенках, а также
через завихритель, противонагарные щели и пневматические
форсунки.
Одним из наиболее эффективных способов создания
циркуляционного течения в первичной зоне является использование
завихрителя в головной части камеры вокруг топливной фор-
Аэродинамика камеры сгорания
143
сунки. Распад вихря в закрученных течениях — хорошо
известное явление; оно приводит к образованию зоны циркуляции в
центральной области потока, если сообщаемая закрутка
становится большой. Циркуляционная зона, создаваемая таким
образом, обеспечивает лучшее перемешивание газов, чем в
других способах (например, при помощи плохо обтекаемых
тел), так как вращательные составляющие скорости создают
области сильного сдвига течения с высоким уровнем
турбулентности и большой скоростью массообмена. Эти свойства
закрученных течений давно используются на практике для
повышения устойчивости и интенсивности горения.
Характеристики воздушных завихрителей изучались многими
авторами. Наиболее подробные данные приведены в работах
[32—42]. Работа [39] особенно интересна и важна, поскольку
в ней рассмотрены завихрители, наиболее широко применяемые
в камерах сгорания газотурбцнных двигателей.
Типы завихрителей
Завихрители воздуха используются и в трубчатых, и в
кольцевых камерах сгорания. Они бывают как однорядные, так и
двухрядные (рис. 4.14); в последних закручивание воздуха
может осуществляться либо в одном, либо в противоположных
X
\
у
Рис. 4.14. Схема двухрядного завих- Рис. 4.15. Схема обычного завихрите-
рителя. ля с плоскими лопатками на централь-
/ — топливная форсунка; 2—первичный за- ной втулке (показаны только три ло-
вихритель; 3 — вторичный завихритель. патки).
6 —угол выхода из завихрителя; с —хорда
лопатки; s — шаг; z\c — относительная
высота лопатки; s/c — относительный шаг
лопатки.
направлениях. Полезные сведения о завихрителях различных
типов для камер сгорания содержатся в работе [39]. Хотя в
некоторых специальных случаях предпочтительнее радиальные
завихрители, в большинстве камер сгорания используются
осевые завихрители. Их лопатки с целью простоты изготовленця
обычно выполняются из плоских пластин, хотя иногда для улуч-
144
Глава 4
шения аэродинамических характеристик их делают изогнутыми.
На рис. 4.15 приведены обычно используемые обозначения
характерных геометрических величин в случае завихрителей с
плоскими лопатками, угол установки которых равен
постоянной величине 6. В завихрителях с изогнутыми лопатками угол
входа равен нулю, а выхода — 6.
Структура течения
На рис. 4.16 показана область циркуляционного течения в
свободном закрученном потоке. Ввиду предполагаемой осевой
симметрии рассмотрим течение в верхней полуплоскости. Зона
Рис. 4.16. Циркуляционная зона в закрученном потоке.
Рис. 4.17. Типичные профили осевой и окружной составляющих скорости в
сильно закрученном потоке.
/ — осевая составляющая скорости; 2 — окружная составляющая скорости.
циркуляции находится внутри кривой ОАСВ. Точку В называют
точкой торможения. С внешней стороны от линии ОАСВ
находится основной поток, который поддерживает циркуляционное
движение вдоль сплошной границы АВ. Следовательно,
максимальное значение напряжения сдвига соответствует точке Л.
Аэродинамика камеры сгорания
145
На штриховой линии АВ расположены точки, где осевые
составляющие скорости равны нулю. Типичные профили осевых и
окружных составляющих скорости потока показаны на
рис. 4.17. Вдоль потока все составляющие скорости
уменьшаются. За точкой торможения возратного течения нет, а далее
по потоку происходит смещение максимума профиля осевой
скорости по направлению к осевой линии в результате
уменьшения закрутки [39].
Размеры циркуляционной зоны
В нескольких работах изучались факторы, влияющие на
размеры циркуляционной зоны, образующейся за завихрителем.
Рис. 4.18. Влияние формы лопатки на размеры циркуляционной зоны; число
лопаток 16, угол установки 60° [39].
-плоская лопатка; изогнутая лопатка.
Рис. 4.19. Влияние угла установки лопаток на размеры циркуляционной зоны
[39].
Число изогнутых лопаток 16, относительная высота 0,4.
Наиболее подробное исследование содержится в работе [39],
где раздельно изучалось влияние типа лопаток (плоских и
Ю Зак. 761
146
Глава 4
изогнутых), угла установки, относительной высоты и
относительного шага лопаток. На рис. 4.18—4.21 показаны некоторые
результаты этого исследования, демонстрирующие изменение раз-
W
Относительная
высота
Рис. 4.20. Влияние относительной высоты лопаток на размеры циркуляционной
зоны [39].
Число изогнутых лопаток 12, угол установки 60°.
Рис. 4.21. Влияние относительного шага изогнутых лопаток на размеры
циркуляционной зоны [39].
Угол установки 60°, относительная высота 0,4. 12 лопаток; 16 лопаток.
меров зоны* циркуляции в зависимости от угла, числа лопаток
(т. е. относительного шага), относительной высоты и при замене
плоских лопаток изогнутыми.
Параметр крутки
В работе [32] предложен следующий безразмерный
параметр, количественно характеризующий степень закрученности
потока:
D.29)
Аэродинамика камеры сгорания 147
где Gm — осевой поток момента количества движения, Gt —
осевой поток импульса. Эти величины можно записать в виде
Dswl2
Gm= J 2nrWrpUdr, D.30)
о
Dsw/2 Dswl2
Gt= J 2nrpU2dr + J 2nrpdr, D.31)
о о
где Uy W и p — соответственно осевая и окружная составляющие
скорости и статическое давление в любом поперечном сечении
потока.
При величине параметра крутки менее 0,4 циркуляционное
течение не возникает и такую крутку потока называют слабой.
Если начинается значительное расхождение линий тока от оси,
но циркуляции еще нет, то такую крутку называют умеренной.
Этот режим течения соответствует значениям параметра крутки
0,4—0,6. Большинство практически используемых завихрителей
работает в условиях сильной крутки, т. е. при Sn > 0,6. В
работе [32] выведены формулы для расчета параметра
крутки вихревых генераторов различного типа. Для кольцевых
завихрителей с постоянным углом установки лопаток 0
приводится формула
^ A {¦L-'BT/Usw) i-~ а (л оо\
лг = "а 1 /п щ—^г"^у- D-^2)
Циркуляционное течение
Как указывалось выше, одной из главных функций завихри-
теля является создание возвратного течения продуктов горения с
целью их перемешивания с топливом и воздухом. Циркуляция
возникает, когда достигается критическое значение параметра
крутки (SN > 0,6). При этом в центральной области потока
непосредственно за завихрителем статическое давление
уменьшается до такой величины, что возникает возвратное течение. По
измерениям скорости вдоль оси завихрителей в работе [39]
определено влияние их геометрических параметров на массовый
расход в возвратном течении. Так, завихритель с изогнутыми
лопатками индуцирует возвратное течение с большим массовым
расходом, чем завихритель, имеющий плоские лопатки;
циркуляционное течение усиливается при увеличении угла установки
лопаток и их числа, а также при уменьшении относительной
высоты лопаток (см. рис. 4.22 и 4,23, на которых показаны
результаты исследований с плоскими [38] и изогнутыми лопат-
10*
148
Глава 4
ками [39]). Видно, что угол установки лопаток и их форма
оказывают сильное влияние на массовый расход в циркуляционном
3,0
Рис. 4.22. Влияние параметра крутки
SN на относительный максимальный
расход массы в возвратном течении.
D—плоские лопатки [38]; О~изогнутые
лопатки [39].
О 50 60
в,град
Рис. 4.23. Влияние угла установки
лопаток 0 на относительный
максимальный расход массы в возвратном
течении.
? — плоские лопатки [38]; О~ изогнутые
лопатки [39].
течении. Следует подчеркнуть, что при сильной крутке этот
расход может превысить массовый расход воздуха, подаваемого
через завихритель.
Эжекция газа
Характеристики рабочего процесса камеры сгорания сильно
зависят от количества продуктов сгорания, увлекаемых
выходящим из завихрителя потоком. Это объясняется тем, что
соотношение расходов воздуха и продуктов сгорания в первичной
зоне определяет температуру и коэффициент избытка воздуха
при горении и, следовательно, скорости реакций и образования
сажи. Количество увлекаемых газов определялось
экспериментально длязавихрителей с плоскими лопатками [36].
Обнаружено, что расход этих газов линейно возрастает с увеличением
расстояния х:
те
= @,35+1,45^)^
зфф
D.33)
где
^эфф \^lw
\0.5
В работе [43] расход увлекаемого газа определялся путем
интегрирования профилей скорости на различных расстояниях
Аэродинамика камеры сгорания
149
от завихрителя. Эти данные близки к результатам работы [36]
и обобщаются формулой
= @,32 + 0,85„)^. D.34>
rils
Потери давления
Из законов сохранения энергии и количества движения в
работе [10] получено следующее выражение для величины
потерь полного давления в осевых завихрителях с тонкими
лопатками:
- Ш1 (if
где Asw — площадь поперечного сечения завихрителя, 0 — угол
установки лопаток, /CSO>=1,3 для плоских лопатЬк и 1,15 для
изогнутых. JOr
Это выражение можно
привести к виду, более удобному с
. точки зрения конструктора:
2р3
0.5
D.35а)
С целью определения
влияния типа лопатки (плоской или
изогнутой) и угла 0 в работе
[39] проведены многочислен-
ные измерения потерь
давления, результаты которых пока-
424 К
40
50 60
в, град
, ру р Рис. 4.24. Влияние угла установки ло-
заны на рис. 4.24. Как видно, паток и их типа на коэффициент по-
потери давления в завихрите- терь полного давления [391
r r Относительная высота лопаток 0,4. пло-
ЛЯХ С ИЗОГНУТЫМИ ЛОПаТКаМИ ские лопатки; изогнутые лопатки.
меньше, чем с плоскими,
причем различие возрастает с увеличением угла установки. Для
обоих типов завихрителей рост шага между лопатками (т. е.
уменьшение их числа) сопровождается уменьшением
коэффициента потерь. В особенности это относится к завихрителям
с изогнутыми лопатками, для которых характерны меньшие
потери на трение вследствие уменьшения площади поверхности
лопаток.
Выбор формы лопаток
Как следует из рис. 4.19—4.21, размеры циркуляционной
зоны можно увеличить путем увеличения числа лопаток,
уменьшения их относительной высоты или увеличения угла установки»
'150 Глава 4
Те же факторы приводят к увеличению расхода в возвратном
течении и степени эжекции газа ценой некоторого увеличения
потерь давления в завихрителе.
Из анализа данных рис. 4.18, 4.22, 4.23 ясно, что завихрители
с изогнутыми лопатками аэродинамически более эффективны.
При заданном расходе воздуха эти завихрители создают
циркуляционные течения большей интенсивности и протяженности
при меньших потерях полного давления. Кроме того, для
течений за завихрителями с изогнутыми лопатками характерны
более высокие градиенты скорости и интенсивности
турбулентности [39].
Сравнительно небольшая эффективность завихрителей с
плоскими лопатками объясняется тем, что течение воздуха в них
является отрывным в отличие от течения вдоль изогнутых
лопаток, где поток поворачивается постепенно и не отрывается от
поверхности с меньшим значением давления. В последнем
случае, кроме того, поворот потока происходит на больший угол,
что приводит к усилению крутки и радиального течения на
выходе из завихрителя, причем при меньших значениях потерь
давления.
Эти соображения о преимуществах завихрителей с
изогнутыми лопатками кажутся весьма убедительными и решающими.
Однако пониженное значение потерь не всегда является
существенным преимуществом, поскольку требуемый расход воздуха
через завихритель с плоскими лопатками можно получить,
увеличив его размеры. Более того, полосчатая структура течения,
обусловленная отрывами у каждой плоской лопатки
завихрителя, благоприятно влияет на устойчивость, процесса горения.
В ряде приложений выявляется еще одно ценное качество
завихрителя с плоскими лопатками, заключающееся в том, что
профиль скорости у его выхода более равномерен, а его
максимум менее смещен к наружным кромкам лопаток, чем для
завихрителя с изогнутыми лопатками. Вследствие этого
обеспечивается большой расход воздуха в основную зону сажеобразо-
вания, которая, как правило, располагается непосредственно
за форсункой.
Этими причинами в конечном счете объясняется
предпочтительное использование завихрителей с плоскими лопатками во
многих камерах сгорания. Однако если завихрители
используются совместно с пневматическими форсунками, то их
лопатки обязательно должны быть изогнутыми, так как следы за
плоскими лопатками неблагоприятно влияют на качество рас-
пыливания топлива.
СТАБИЛИЗАЦИЯ ВСТРЕЧНЫМИ СТРУЯМИ
Другим широко применяемым способом создания
циркуляционного течения в первичной зоне камеры сгорания является
Аэродинамика камеры сгорания
15Т
использование встречных струй. В трубчатых камерах сгорания
жаровая труба обычно имеет один ряд отверстий,
расположенный в конце первичной зоны. В кольцевых камерах чаще
делают два ряда отверстий на противоположных стенках жаровой
трубы. Размеры, число и расположение отверстий на
противоположных стенках жаровой трубы обычно одинаковы, что
обеспечивает встречную подачу струй (рис. 4.25). При
столкновении струй часть воздуха направляется вверх по потоку, в
первичную зону, способствуя созданию большой циркуляционной
зоны, что благоприятно влияет на воспламенение и пределы
устойчивого горения. Другая
часть воздуха из этих струй
направляется вниз по
потоку и участвует в процессе
дальнейшего перемешивания
газов.
Если фронтовая стенка
жаровой трубы плоская, то
отверстия для ввода вторичного
воздуха лучше всего располагать
Рис. 4.25. Циркуляционное течение в
первичной зоне камеры сгорания,
образованное течением из завихрителя
и струями, направленными навстречу
друг другу.
на расстоянии 0,5Dl от нее.
Их расположение в случаях
другой формы фронтового
устройства определяется из
условия создания устойчивого
циркуляционного течения в первичной зоне типа показанного на
рис. 4.25.
Количество циркулирующего воздуха, эжектированного
системой противоположно направленных струй в трубчатой
камере, определено в работе [44]. Для восьми отверстий в стенке
жаровой трубы оно дается зависимостью на рис. 4.26, из
которой следует, что для типичных значений отношения диаметров
ds/DL отношение массовых расходов близко к 50 %.
В работе [45] также исследовалось течение в
циркуляционной зоне трубчатой камеры сгорания. Результаты этих
исследований представляются зависимостью [46]
тп.з/пг8 = 0,5 sin 67V
-0,5
D.36)
где 6 — угол ввода струй первичного воздуха, а Тг — отношение
температур газа в первичной зоне и поступающего воздуха. Из
выражения D.36) следует, что с увеличением этого отношения
температур или уменьшением угла ввода происходит
существенное уменьшение количества воздуха, принимающего участие в
процессе горения в первичной зоне.
Подобный же анализ при использовании
дополнительных экспериментальных данных [47] в основном подтвердил
152
Глава 4
обнаруженное в работе [44] влияние ds/Db на тп. 3/riis. Кроме того,
оказалось, что число отверстий первичных струй также влияет
на отношение расходов. В трубчатых камерах оптимальное
число отверстий для достижения максимума rhu.3/ms составляет
6—8.
В настоящее время отсутствуют точные данные о
соотношениях расходов воздуха в первичной зоне камер, в которых
одновременно используется комбинация из завихрителя, сталкиваю-
0,6
0,5
0,3-
0,2-
0,1 -
1 1
1 1 1 1
! • 1
! |
0,2
0,6
ds/DL
0,8
Рис. 4.26. Зависимость расхода воздуха в циркуляционном течении от
диаметра отверстий, п = 8, р3/рп з = 6,0 [44].
щихся струй первичного воздуха, пристеночной воздушной
завесы и пневматической форсунки. Для предварительных оценок
количества воздуха, участвующего в горении, можно
использовать следующее выражение:
tin. з = fhSw + ™>at + Щс + °>5 (m-ic + tns)- D-37)
Здесь rhn. з {rhpr на рис. 4.26) —полный расход воздуха в
первичную зону, rhsw — расход воздуха через завихритель, that — расход
воздуха через форсунки, щс — расход воздуха через противона-
гарные щели, thic — расход воздуха в пристеночной завесе,
идущего на охлаждение цилиндрического участка жаровой трубы
до вторичных отверстий, ms — полный расход воздуха вторичных
струй.
СТАБИЛИЗАЦИЯ ПЛОХО ОБТЕКАЕМЫМ ТЕЛОМ
Стабилизаторы пламени в виде плохо обтекаемых тел ши-
роко применяются в форсажных камерах и в прямоточных
двигателях, но довольно редко — в основных камерах сгорания.
Аэродинамика камеры сгорания 153
Причина этого состоит в том, что в форсажных камерах
единственной функцией стабилизатора является удержание пламени,
тогда как в основных камерах кроме стабилизации пламени
требуется создать область с высоким тепловыделением. Последнее
требование совершенно невыполнимо при стабилизации плохо
обтекаемыми телами, поскольку их аэродинамика не
обеспечивает сколько-нибудь значительного внедрения воздуха в область
следа и последующего перемешивания воздуха с топливом и
продуктами горения по сравнению с завихрителями и
сталкивающимися струями. Более того, степень внедрения воздуха в
след за плохо обтекаемым телом сильно зависит от условий
работы камеры сгорания. Более полно эти, а также другие
свойства стабилизаторов пламени в виде плохо обтекаемых тел
обсуждаются в гл. 6.
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ПОДАЧИ ВОЗДУХА
ПО ЖАРОВОЙ ТРУБЕ
Одним из важных вопросов проектирования камер сгорания
является определение числа, размера, формы и расположения
отверстий в жаровой трубе, обеспечивающих внутри ее такое
распределение потоков воздуха, чтобы были хорошее
зажигание, эффективное и устойчивое горение, требуемое охлаждение
стенок и необходимый профиль температуры подаваемого в
турбину газа. Если в стенке жаровой трубы имеется ряд из п
отверстий эффективного диаметра d/, то полный расход массы
воздуха thj через эти отверстия равен
rht = (n/4)ndp3Ur D.38)
Поскольку
t/y = BAPL/p3H'5, D.39)
то
т. = {n/4)ndj Bp3 APLH'5
и
15,25т,
]—. D.40)
Чтобы определить величину d/, необходимо лишь задать
максимальную глубину проникновения струй Умакс по формуле
D.27), поскольку другие величины либо легко вычисляются,
либо известны. Тогда число отверстий п следует из формулы
D.40). Действительный (геометрический) диаметр отверстий
определяется по формуле
*o = W. D.41)
154 Глава 4
где CD берется из графиков рис. 4.4 или 4.5 (см. также [10—
16]).
Формулы D.27), D.40) и D.41) можно использовать для
нахождения оптимальных числа и размера отверстий, через
которые воздух поступает в поток за первичной зоной горения.
Формулы D.40) и D.41) применимы также к течению струй
через вторичные отверстия, однако глубина их проникновения не
может быть определена по формуле D.27) из-за очень
сложного характера течения в этой части жаровой трубы и особенно
вследствие захвата значительной доли воздуха первичной
циркуляционной зоной.
Величины df для трубчатых камер сгорания можно
определять из формул D.40) и D.41) при д = 6—8. В случае
кольцевых камер сгорания можно рекомендовать одинаковое
расположение отверстий для подвода вторичного-воздуха на
противоположных стенках жаровой трубы, а число отверстий каждого
ряда выбирать равным удвоенному числу форсунок.
Предпочтительно располагать половину отверстий на одной образующей
с форсунками, а другую половину — посередине между ними.
Для анализа процессов в камере жаровую трубу разделяют
на три основные зоны: первичную, промежуточную и зону
разбавления.
Горение происходит главным образом в первичной зоне.
В промежуточной зоне небольшое количество воздуха подается
в поток горячих газов, вытекающих из первичной зоны, что
уменьшает их температуру и этим способствует рекомбинации
диссоциированных продуктов реакции. В зоне разбавления
происходит смешение продуктов сгорания с таким количеством
воздуха, которое требуется для получения необходимой
температуры газа перед турбиной. Аэродинамические процессы во всех
трех зонах играют самую важную роль. В последующем
обсуждении главное внимание будет обращено на требования к
аэродинамике обычных камер сгорания. Специальные вопросы,
связанные с созданием камер, обеспечивающих очень низкие уровни
выброса загрязняющих веществ, рассмотрены в гл. 11.
Первичная зона
Ранее были описаны различные способы подачи воздуха в
первичную зону и организации такой структуры потока,
которая обеспечивает устойчивое горение с высокой скоростью
тепловыделения. Однако помимо способа распределения воздуха
по первичной зоне важной величиной является его
действительное количество в зоне. Поскольку расход топлива определяется
значением отношения топливо/воздух х для камеры в целом,
то единственным независимым средством управления
величиной к в первичной зоне является изменение количества воздуха,
Аэродинамика камеры сгорания
155
участвующего в первичном горении. Отношение расходов
топлива и воздуха в первичной зоне т^//йп. з, таким образом,
является важнейшим фактором, влияющим на процесс горения и
рабочие характеристики камеры сгорания. В табл. 4.2 указаны
достоинства и недостатки первичных зон со стехиометрической,
богатой или бедной смесью.
Таблица 4.2. Влияние состава смеси в первичной зоне
на характеристики камер сгорания
Состав смеси
Стехиометри-
ческая смесь
Богатая смесь
Бедная смесь
Достоинства
1. Максимальная объемная
скорость тепловыделения
2. Низкая интенсивность
излучения
3. Малое дымообразование
4. Отсутствие нагара
1. При малой скорости
циркуляции газа
обеспечиваются хороший «бедный»
предел стабилизации
пламени и легкое
воспламенение
2. Высокий коэффициент
полноты сгорания топлива в
условиях малого
газа(малой мощности)
1. Прозрачное голубое пламя
2. Отсутствие дымообразова-
ния
3. Отсутствие нагара
4. Невысокая температура
стенок жаровой трубы
5. Не требуется
промежуточная зона
6. Хорошее распределение
температуры на выходе из
камеры
Недостатки
1. Высокий тепловой поток к
стенкам жаровой трубы
2. Требуется промежуточная
зона
3. Значительное образование
окислов азота
1. Низкая объемная скорость
тепловыделения
2. Высокая интенсивность
излучения
3. Значительное
дымообразование
4. Отложение сажи на стенках
5. Зависимость температуры
стенок от рода топлива
6. Требуется протяженная
промежуточная зона
1. Большая скорость
циркуляции газа неблагоприятно
влияет на устойчивость
горения и характеристики
воспламенения
Достоинством стехиометрической первичной зоны является
высокое объемное тепловыделение и относительно малое
образование углерода, вследствие чего такая первичная зона может
иметь небольшие размеры, а процесс горения в ней протекает
без отложения нагара и образования дыма. Основные ее
недостатки— высокий тепловой поток к стенкам жаровой трубы и
образование окислов азота в значительных количествах.
Одно из преимуществ богатой первичной зоны состоит в
надежном зажигании. Кроме того, в ней достигается высокая
полнота сгорания топлива на режимах малого газа, поскольку при
156 Глава 4
этом местные значения х близки к стехиометрическому
значению. Платой за эти ценные качества являются низкая скорость
тепловыделения, обильное образование дыма и зависимость
температуры жаровой трубы от рода топлива.
Использование бедной первичной зоны обещает значительные
преимущества, связанные с равномерным распределением
температуры газа, низкими температурами стенок жаровой трубы
и отсутствием дымообразования и отложений нагара. В' этом
случае не требуется промежуточная зона, поскольку
температура газа в первичной зоне невысока и его диссоциация не
происходит. Это обстоятельство тем не менее не приводит к
уменьшению общей длины жаровой трубы, так как длина первичной
зоны должна быть увеличена ввиду малой скорости
тепловыделения. Главным недостатком бедной первичной зоны является
высокая скорость циркуляции газа, неблагоприятно влияющая
на характеристики зажигания. Это соображение препятствует
широкому применению в авиационных двигателях камер с
бедной первичной зоной.
Промежуточная зона
Если горящий газ из первичной зоны попадал бы сразу в
зону разбавления, то продукты диссоциации типа СО и Н2
«замораживались» бы и не успевали рекомбинировать за короткое
время до выхода из камеры. Вследствие этого полнота сгорания
топлива не достигала бы 100%. Эта проблема на практике
решается путем размещения промежуточной зоны между
первичной зоной и зоной разбавления. Основная функция
промежуточной зоны состоит в создании условий для рекомбинации
диссоциированных продуктов до их поступления в зону
разбавления. Процесс рекомбинации существенно зависит от
температуры. Если температура невысока, то рекомбинация протекает
медленно и не завершается в отведенное время. Если же
температура слишком высока, то продукты сгорания, поступающие
в зону разбавления, содержат диссоциированные вещества в
равновесных концентрациях. Температура ~1800 К в
промежуточной зоне дает хороший компромисс, хотя в случае высокого
значения температуры газа на входе в турбину может
понадобиться некоторое увеличение температуры в промежуточной зоне
с тем, чтобы в зону разбавления подводилось достаточное
количество воздуха.
При оценке распределения расхода воздуха по различным
зонам промежуточной зоне обычно не отдается предпочтения.
Как правило, для нее отводится то количество воздуха, которое
остается после удовлетворения требований к процессам горения,
разбавления и охлаждения стенок. Тем не менее, когда расход
воздуха в промежуточную зону определен, нетрудно рассчитать
Аэродинамика камеры сгорания 157
число и размеры отверстий в жаровой трубе для подвода этого
воздуха.
Для определения d\ необходимо знать только значение
максимальной глубины проникновения струй УМакс, входящее в
соотношение D.27). Остальные члены этого соотношения либо
уже известны, либо легко вычисляются. Требуемая глубина
проникновения струй воздуха в промежуточной зоне невелика,
поскольку большая часть газов, вытекающих из первичной зоны,
находится возле стенок. (Из простых геометрических
соотношений следует, что в трубчатых камерах сгорания такое течение
более выражено, чем в кольцевых.)
Типичные значения Умакс составляют 0yl4DL и 0,2Z)l
соответственно для трубчатой и кольцевой камер. После того как
величины п и dj определены из D.27) и D.40), по формуле D.41)
можно найти диаметр отверстий.
Длину промежуточной зоны, вообще говоря, можно оценить
по соотношениям, учитывающим химическую кинетику и время
пребывания газов, или же из соображений смешения струй;
однако, насколько известно автору этой книги, более или менее
полной теории этого вопроса не имеется. На практике
указанная длина варьируется почти от нуля в подъемных двигателях,
для которых решающее значение имеют длина и вес, а не
полнота сгорания топлива, до ~1,5Dl в маршевых двигателях
самолетов с большой дальностью полета на большой высоте, для
которых основным требованием является высокая полнота
сгорания.
Несмотря на некоторую неясность роли промежуточной зоны
и трудность ее определения, важность этой зоны для получения
заданных рабочих характеристик не следует недооценивать.
Кроме своего основного назначения уменьшать потери от
диссоциации продуктов сгорания она служит продолжением зоны
горения при уменьшении скоростей протекания химических
реакций или испарения топлива. Протяженная промежуточная
зона может заметно повысить полноту сгорания на
пониженных частотах вращения вала двигателя, например на
режиме малого газа, и обеспечить возможность использования
различных топлив. Более того, ее роль становится особенно
важной при запуске и раскрутке двигателя, особенно в
неблагоприятных условиях низких температур окружающего
воздуха.
Наконец, следует отметить, что промежуточная зона
благоприятно влияет на поле температур путем понижения общего
уровня температуры газа и увеличения времени и пути для
размывания горячих локальных объемов, которые в противном
случае могли бы пройти через зону разбавления и вызвать перегрев
лопаток соплового аппарата.
158 Глава 4
Зона разбавления
Быть может, самой важной и в то же время самой трудной
проблемой, с которой сталкиваются при проектировании и
доводке камер сгорания газотурбинных двигателей, является
достижение удовлетворительного и стабильного распределения
температуры газов, поступающих в турбину. В1 прошлом главная
роль при определении геометрических характеристик зоны
разбавления принадлежала экспериментальным методам, так что
путем проб и ошибок достигалось удовлетворительное
распределение температуры для данной конструкции камеры сгорания.
Экспериментальные исследования характеристик зоны
разбавления, выполненные на реальных камерах сгорания, дали
полезную эмпирическую информацию для конструкторов, однако
такие исследования чаще всего не позволяют выявить влияние
каждого фактора в отдельности. Вследствие этого в настоящее-
время обычно считают, что удовлетворительное поле температур
можно получить при правильном выборе глубины
проникновения и числа струй, которые образуют достаточно
локализованные зоны перемешивания, но число и размер отверстий можно
определить лишь экспериментально. К сожалению, более
фундаментальные исследования смешения струй обычно не дают
таких результатов, которые можно легко выразить в виде
параметров, применяемых в практике проектирования камер
сгорания. Тем не менее такие исследования полезны для
определения тенденций влияния конструктивных и режимных
параметров.
Температура элементарного объема газа у выхода из камеры
зависит от всей истории его движения, начиная с выхода из
компрессора. При прохождении камеры сгорания температура
и состав газа быстро меняются под влиянием процессов горения,
теплообмена и перемешивания, причем все они изучены
недостаточно хорошо. Например, на завершающий процесс
перемешивания газов сложным образом влияют размеры и форма
жаровой трубы и перепад давления на ее стенках, размеры, форма
и коэффициенты расхода отверстий, распределение воздуха по
различным зонам камеры и распределение температуры газа,
поступающего в зону разбавления. В' свою очередь для каждой
конкретной камеры сгорания это распределение температур
сильно зависит от характеристик распыливания топлива —
размеров капель, угла топливного факела и дальнобойности, так
как эти параметры определяют протекание реакций горения и,
следовательно, процесс формирования поля температуры
вытекающего из первичной зоны газа. Известно, что
характеристики распыливания в значительной мере определяются
величиной давления подачи топлива, особенно в случаях односопло-
вых и двухсопловых форсунок. Таким образом, можно ожидать,
Аэродинамика камеры сгорания 159
что поля температур также будут изменяться при изменении
давления подачи топлива, хотя для каждой камеры сгорания
степень этого изменения различна и зависит, в частности, от
конструкции камеры и особенно от ее длины. Ввиду этого
весьма желательно осуществлять доводку камеры по
температурным полям при максимальных давлениях, поскольку этот режим
работы двигателя соответствует максимальным тепловым
потокам к лопаткам соплового аппарата и рабочим лопаткам.
Другой трудностью получения требуемой степени
равномерности поля температуры является ненадежность
экспериментальных данных. Вследствие ограничения времени и затрат на
проведение испытаний построение полей температуры
выполняют по измерениям в небольшом числе точек, а даже
небольшое изменение положения зонда может привести к пропуску
горячей локальной зоны в поле температуры на выходе камеры.
Поэтому для определения типичного поля температур весьма
желательно исследовать три или четыре экземпляра камеры
ввиду присущих им индивидуальных различий.
К наиболее важным температурным параметрам относятся
те, которые влияют на мощность двигателя и ресурс его
горячих узлов. Одним из таких параметров является температура
газа перед турбиной Г4, определяемая как среднемассовое
значение температуры в выходном сечении данной камеры
сгорания. Поскольку лопатки соплового аппарата турбины
неподвижны относительно камеры, они должны выдерживать
максимальное значение температуры, имеющееся в поле. Следовательно,
наибольшее отношение к проектированию лопаток соплового
аппарата имеет такой параметр неравномерности температуры,
который характеризует это максимальное значение. Обычно этот
температурный параметр f, называемый коэффициентом
максимальной неравномерности температурного поля, определяется
следующим образом:
Т = (Тмакс-Т4)/(Т4-Т3), D.42)
где ГМакс — максимальное измеренное значение температуры,
Т3 — среднее значение температуры воздуха на входе в камеру,
Т4 — среднее значение температуры газа на ее выходе.
Для лопаток турбины наиболее важна осредненная
радиальная эпюра температур, которая получается из суммы
измеренных значений температуры на данном радиусе жаровой трубы,
деленной на число точек измерений по окружности (т. е. как
среднее арифметическое значение). Типичная радиальная эпюра
температур показана на рис. 4.27. Величиной, характеризующей
неравномерность радиального распределения температуры,
является так называемый коэффициент эпюрной
неравномерности Тк:
-Г3), D.43)
160
Глава 4
где Ттг — максимальное значение температуры, осредненной по
окружности.
Определенные выше коэффициенты неравномерности
наиболее удобны в случае, когда равномерный профиль считается
идеальным. Однако в современных двигателях с высокими
рабочими параметрами, в которых широко используется воздух для
100
1
н
i
I
L
¦=—т
<
Т
'макс
То 7
1 макс
i
d
о
Температура
Рис. 4.27. Эпюры температур по высоте лопатки Ьл.
— •— действительная эпюра; расчетная эпюра.
охлаждения лопаток соплового аппарата и рабочего колеса
турбины, желательно иметь эпюру температур с максимумом
вблизи середины высоты лопатки, как показано на рис. 4.27.
Коэффициентом неравномерности, учитывающим такую эпюру,
является величина эпюрной неравномерности ТТ:
Тч = (Г4, г - Г4, <*)макс/(Г4 - Г3), D.44)
где (Г4, г — 7\ <0макс — величина максимальной разности осред-
ненных по окружности действительной и желаемой температур,
взятых при одинаковых значениях радиуса.
Для описания распределений температуры на выходе камеры
сгорания иногда используются статистические методы. Они
предназначаются в основном для анализа факторов, влияющих на
распределение температур в данной камере при ее доводке, и
для выявления причин различий измеренных распределений в
камерах номинально одинаковой конструкции [48—50].
Проектирование участка разбавления
Количество воздуха, требуемого для разбавления, может
быть найдено из диаграмм типа рис. 4.28, а также оценок
диаметра жаровой трубы и ее коэффициента потерь давления. При
проектировании участка разбавления главными параметрами яв-
Аэродинамика камеры сгорания
161
ляются число и размер отверстий и длина зоны разбавления.
Для получения удовлетворительного поля температуры газа на
выходе из камеры проникновение струй воздуха и их число
необходимо выбрать таким образом, чтобы создавались достаточ-
30
40 -
60 U
1
-
800 / /
100 / /
600 /
i
у
i
i
1 / /
Ч/
i i
\/i
/40
1
400 500
600
700
800 900
Рис. 4.28. Влияние повышения температуры газа в камере сгорания на
располагаемое количество воздуха для охлаждения и разбавления, Тг = 1800 К [1].
но локализованные области перемешивания газа. Глубина
проникновения струи из круглого отверстия зависит от его
диаметра [см. D.27)]. Если число отверстий слишком велико, то
проникновение струй будет слабым и горячее ядро потока пройдет
через зону разбавления не затронутым. В1 другом предельном
случае малого числа больших отверстий образуется холодное
ядро (из-за чрезмерного проникновения струй), и
перемешивание оказывается неудовлетворительным. Таким образом,
определение оптимального числа и размера отверстий является первым
шагом в процессе проектирования участка разбавления.
В исследовании аэродинамики трубчатых камер сгорания
[1] установлено, что при любом данном отношении расходов
разбавляющего воздуха и газов m\/mT наиболее равномерное
поле температуры газа соответствует некоторому значению
DL/ndj. Связь между m//mr и Db/ndj показана на рис. 4.29 для
П Зак. 761
162
Глава 4
нескольких значений 7V/7Y Так как диаметр жаровой трубы Dl
известен, то легко определяется величина ndj. Зная величину
/id?, из формулы D.40) можно найти п и dj. Действительный
геометрический диаметр отверстий для разбавляющего воздуха
определяется затем из формулы D.41).
0.2 0,3 0.4 0,6 0,8 1.0 2,0 3,0 4,0
rhj /тг
Рис. 4.29. Диаграмма для проектирования зоны разбавления трубчатой
камеры сгорания.
0,6 0,8 1,0
3,0 4.0
Рис. 4.30. Диаграмма для проектирования зоны разбавления кальцевой
камеры сгорания с односторонним подводом воздуха.
Оптимальные число и размер отверстий на участке
разбавления кольцевой камеры сгорания можно установить аналогичным
способом, используя зависимости для зон разбавления с
односторонним (рис. 4.30) и двусторонним (рис. 4.31) подводом
воздуха [22]. Здесь использован параметр {2DL + DiJ/ndjDL, где
DL — высота жаровой трубы, a Dt ее внутренний диаметр.
Поскольку DL и Di известны, указанные графические зависимости
Аэродинамика камеры сгорания
163
также дают величину ndj, и по формулам D.40) и D.41)
определяются оптимальные число и размер отверстий.
Длина зоны разбавления обычно составляет ~1,5jDl. При
меньшей длине перемешивание оказывается недостаточным, а
6,0
5,0
0,3 0,4 0,6 0,8 1,0
ihj /тг
2,0 3,0 4,0
Рис. 4.31. Диаграмма для проектирования зоны разбавления кольцевой
камеры сгорания с двусторонним подводом воздуха.
при большей почти не уменьшается неравномерность поля
температур, так как дополнительный расход воздуха на
охлаждающую завесу стенок приводит к уменьшению располагаемого
количества разбавляющего воздуха.
Обобщение результатов экспериментов
Наиболее важными параметрами, от которых зависит
равномерность температурного поля газов в выходном сечении
камеры, являются длина жаровой трубы и перепад давления на
ее стенках. Первый определяет располагаемые для
перемешивания время и длину, а второй — глубину проникновения струй
разбавляющего воздуха и скорость их смешения с продуктами
сгорания.
Из анализа экспериментальных данных для трубчатых, труб-
чато-кольцевых и кольцевых камер сгорания установлено, что
т — т
макс л 4
f(LL
АР/
D.45)
где APL — перепад давления на стенке жаровой трубы, LL — ее
полная длина, DL — диаметр или высота жаровой трубы.
Обобщение данных для трубчатых и кольцевых камер
сгорания показано соответственно на рис. 4.32 и 4.33. Отметим, что
в качестве обобщающего параметра используется отношение
L/D жаровой трубы в целом, а не только участка разбавления.
11*
164
Глава 4
Для трубчатых и трубчато-кольцевых камер сгорания
получена зависимость
макс
1 л ~"~ 1 г
а для кольцевых
Т —Т
макс 4 1
тЛ —
D.46)
D.47)
Из сопоставления рис. 4.32 и 4.33 видно, что при любом
заданном значении Ll/Dl неравномерность поля температур в
20 30 40
50 60 10 80
(L/D)LAPL/q
90 W0
Phq. 4.32. Коэффициент максимальной неравномерности температуры газов в
трубчато-кольцевых камерах сгорания.
формула D.46).
20 30
50 60 10 80
(L/D)LLPjq
90 100
Рис. 4.33. Коэффициент максимальной неравномерности температуры газов в
кольцевых камерах сгорания.
формула D.47).
первом случае меньше. Это объясняется меньшими значениями
скорости воздуха в кольцевых каналах трубчато-кольцевых ка-
Аэродинамика камеры сгорания 165
мер, что приводит к лучшему проникновению и перемешиванию
струй воздуха. Более того, распределение давления в кольцевых
каналах трубчато-кольцевых камер меньше зависит от
изменений профиля скорости воздуха на входе в камеру. Это
результат влияния продольных зазоров между жаровыми трубами,
которые автоматически обеспечивают радиальное выравнивание
давления по всей длине камеры. В противоположность этому в
кольцевой камере разность давлений между внутренним и
наружным кольцевыми каналами определяется формой профиля
полного давления потока перед воздухозаборником жаровой
трубы.
Формулы D.46) и D.47) можно представить в виде
\ D.48)
где Т = (ГмаКс — Г4)/(Г4 — Г3), Л = 0,07 для трубчатых и 0,05
для кольцевых камер. Формула D.48) может быть полезной на
стадии предварительного проектирования при оценке
минимальной длины жаровой трубы, требующейся для получения
заданной степени равномерности поля температур.
Определение неравномерности поля температур
в автономных стендовых испытаниях
Достижение заданной степени равномерности поля
температур обычно является трудоемким и дорогостоящим делом,
поэтому стендовые испытания должны готовиться и проводиться
очень тщательно с тем, чтобы получить подробные и надежные
результаты при минимальных затратах. Отметим следующие
общие требования к испытаниям камер на стенде:
1. Стендовые испытания должны проводиться на
предельных режимах по температуре воздуха и продуктов сгорания, а
также по скорости потока в камере.
2. Если на камерном стенде нельзя получить
максимального давления, то окончательную доводку поля температур
следует проводить на двигателе.
3. Камерный испытательный стенд должен обеспечивать
близкую имитацию профиля скорости воздуха на входе в
камеру, а также крутку потока.
4. Должны быть устранены неконтролируемые утечки
воздуха на выходе из камеры.
5. Следует строго контролировать расход воздуха через щели
охлаждения. Это важно потому, что изменения технологии
изготовления камер могут существенно повлиять на
гидравлические характеристики щелей.
6. Испытания нужно проводить на нескольких экземплярах
камеры для определения случайного разброса данных. Если это
166
Глава 4
невозможно, то камеру следует несколько раз перебрать и после
каждой переборки провести испытания с определением поля
температур.
7. Следует проверить работу форсунок в отношении
гидравлических параметров и распределения топлива пр факелу рас-
пыливания.
МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Турбулентное течение газа с переменной плотностью,
возникающее при взаимодействии потока продуктов сгорания, струй
1 2
I I 3 A
В В В В В В—b-~pl _ 1 , с
О ¦ « ф * « « «-^А-^ ^^^-О^ *
Рис. 4.34. Линии тока в осевой плоскости зоны разбавления трубчато-коль-
цевой камеры [51].
Рис. 4.35. Поверхности тока в зоне разбавления и газосборнике трубчато-
кольцевой камеры [51].
Аэродинамика камеры сгорания
167
воздуха и пристеночной воздушной завесы, пока не удается
точно описать с помощью современных методов моделирования;
потребуется значительное усовершенствование этих методов,
прежде чем их можно будет уверенно применять в задачах
проектирования камер сгорания. Пока используются более простые
модели, основанные на комбинации принципов динамики
жидкости, надежных экспериментальных данных и прямых
математических процедур.
В работе [51] была развита модель этого типа для расчета
формы струй воздуха зоны разбавления от места их ввода до
0,6
t
0
Рис. 4.36. Траектории
одиночная
Встречные
/С
1
0,2
струй
0
—V
1
0,4
[511-
3,6
О
D _^-О——"—"
г>—¦—
^^
^о- °
1 1
0,6 0,5
—о
—а
V
—0
f
w
выхода из камеры. Учитывалась реальная форма камеры, поток
горячих газов представлялся трубками тока внутри зоны
разбавления и газосборника, а для расчета траекторий струй
использовались соотношения баланса массы и количества
движения.
Линии тока внутри зоны разбавления и газосборника
определены в предположении радиального равновесия потока в
продольной (осевой) плоскости. На рис. 4.34 показаны линии тока
в жаровой трубе трубчато-кольцевой камеры в отсутствие струй
разбавляющего воздуха. На рис. 4.35 показаны сечения
поверхностей тока, получающихся в результате преобразования
течения. Из сравнения рис. 4.34 и 4.35 ясно виден сложный
трехмерный характер течения.
Параметрами, которые следует задавать при расчете
траекторий струй разбавляющего воздуха, являются величина
начального количества движения струи (падение давления на жаровой
трубе), угол ее ввода и температура потока. Модель трехмерной
струи [51] аналогична разработанной в работе [52] для струи
из круглого отверстия в поперечном сносящем потоке. Кроме
того, модель учитывает изменения скорости бокового
расширения струи при изменении угла между струей и сносящим
потоком, а также произвольные изменения скорости и этого угла.
168
Глава 4
Метод, по-видимому, применим к зонам разбавления
различной конфигурации. На рис. 4.36 показано сравнение траекторий
одиночной и двух встречных струй с одинаковым расходом
массы и потоком количества движения при их подаче в трубу
кругового сечения. При отношении потоков количества
движения, равном 3,6, одиночная струя проникает в поток дальше
оси трубы, а встречные струи в этом случае не достигают оси и
13,9%
10,3%
13,9%
Рис. 4.37. Степень перекрытия потока струями в сечении 6 с пятью
равномерно расположенными по окружности отверстиями в зоне разбавления [51].
11,8%
10%
11,8%
16%
16%
Рис. 4.38. Степень перекрытия потока струями в сечении 6 с семью равно-
•[\q] KHHaifaegeBd эное 8 иювиюёэаю июонжЛсЬю оп ишчннэжоггопэвс! d
теоретически не должны распространяться глубже, чем на
половину радиуса.
На рис. 4.37 и 4.38 показаны положения осей струй, доля
горячего газа, эжектируемого каждой струей, и приближенно
часть площади в выходном сечении газосборника, занятой
струями, для зон разбавления с пятью и семью отверстиями.
В обоих случаях размеры отверстий, расстояние между ними и
расположение (шахматное) были одинаковыми. Поскольку
анализ не учитывал турбулентного перемешивания, то части
площади поперечного сечения на рис. 4.37 и 4.38, не перекрытые
струями, нельзя считать областями с температурой, равной
температуре набегающего потока. Эти схемы лишь иллюстрируют,
насколько эффективно спроектирована зона разбавления.
Например, в случае пяти отверстий струи эжектируют 64,1 %
расхода горячего газа, а в случае семи — 90,6%, т. е. в первом
случае перекрытие потока может оказаться недостаточным для
получения удовлетворительного поля температур на входе в
турбину.
Таким образом, описанная модель не позволяет определить
величину коэффициента неравномерности ноля температур, но
Аэродинамика камеры сгорания 169
дает полезные указания относительно оптимального
расположения отверстий для струй разбавляющего воздуха и,
следовательно, позволяет уменьшить время и стоимость доводки камеры
сгорания.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Теоретические и экспериментальные исследования
закрученных и циркуляционных течений, измерения глубины
проникновения и перемешивания струй, а также коэффициентов расхода
отверстий различного типа, включая щели охлаждения, помогли
выяснить и устранить ряд причин вредных потерь полного
давления и обеспечили достаточно надежную базу для
аэродинамического проектирования традиционных камер сгорания ГТД.
Одной из важных нерешенных проблем аэродинамики камер
является устойчивость течения, особенно в прямоточных
кольцевых камерах сгорания. Необходимы новые конструктивные
идеи для создания более устойчивых и воспроизводимых течений
без увеличения потерь давления. Возможно, полезный вклад в
решение этой проблемы могут внести конструкторы
компрессора.
ОБОЗНАЧЕНИЯ
А — площадь;
^о,геом ~~" геометрическая площадь отверстий;
^о,эфф — эффективная площадь отверстий в жаровой трубе;
Лап — площадь кольцевых каналов;
Аг = Ао, геом/Аап — отношение площадей;
CD — коэффициент расхода;
Дзт — диаметр втулки завихрителя (см. рис. 4.15);
DL — диаметр или высота жаровой трубы;
Dt—внутренний диаметр кольцевой камеры сгорания;
DSw — диаметр завихрителя;
d — диаметр;
ds — диаметр вторичных отверстий;
/ = Pyf^y/prt/r — отношение потоков количества движения;
/С = 1 + АРь/qan — отношение динамических давлений на
входе и выходе из отверстия;
^Сь ^2— константы в формуле D.11);
k — отношение площадей поперечных сечений жаровой
трубы и корпуса;
L — длина;
М — число Маха;
т — расход массы воздуха;
те — эжектируемый расход массы воздуха;
J70 Глава 4
thF — расход массы топлива;
thp — отношение расхода воздуха в первичную зону к
полному расходу в камеру;
^п.з — расход в циркуляционном течении первичной зоны;
тг —максимальный расход массы в возвратном течении;
ths — расход воздуха через вторичные отверстия;
msn — отношение расхода воздуха, поступающего в
воздухозаборник, к полному расходу в камеру;
п — число отверстий;
Р — полное давление, Па;
р — статическое давление, Па;
q— динамическое давление, Па;
R — газовая постоянная, 286,9 Нм/(кг-К);
г — радиус; отношение площади поперечного сечения
корпуса к площади входа в камеру сгорания;
5 —длина оси струи;
SN — параметр крутки;
Т — температура торможения, К;
Т — коэффициент максимальной неравномерности поля
температур;
Т—коэффициент эпюрной неравномерности температуры
газа;
U — скорость;
X — расстояние от отверстия вниз по течению;
х — расстояние вниз по течению;
Y — глубина проникновения струи;
сс = riio/than — отношение расхода воздуха через отверстия
к расходу в кольцевом канале;
Р — отношение падения давления на жаровой трубе к
падению давления в камере;
V — отношение удельных теплоемкостей;
А — разность;
9 — угол ввода струи; угол установки лопаток завихри-
теля;
Я — коэффициент потери давления в диффузоре;
р — плотность.
Индексы
О — начальное значение;
3 — плоскость входа в камеру сгорания;
4 — плоскость выхода из камеры сгорания:
г — газ;
дифф —диффузор;
к — камера сгорания;
л — лопатка;
макс — максимальное значение;
Аэродинамика камеры сгорания 1 71
мин — минимальное значение;
п. з—первичная зона;
пр — промежуточная зона;
см — смешение;
т — турбина;
опт — оптимальное значение;
an — кольцевой канал;
/ ~ локальное значение;
/ — струя;
L— жаровая труба;
о — отверстие;
sw — завихритель;
"" — среднее (характерное) значение.
5
Полнота сгорания топлива
ВВЕДЕНИЕ
Полнота сгорания топлива является одной из важнейших
характеристик камеры сгорания. Неполное сгорание — это
прежде всего непроизводительные потери топлива, которые
недопустимы ввиду быстро возрастающей стоимости топлива и
ограниченности его запасов, особенно на борту летательного
аппарата. Другое важное соображение заключается в том, что
неполнота сгорания топлива проявляется в нежелательных или
вредных выбросах загрязняющих окружающую среду веществ,
главным образом несгоревших углеводородов и окиси углерода.
Для удовлетворения нормам выброса вредных веществ (см.
гл. 11) требуется обеспечить полноту сгорания топлива,
превышающую 99 % на всех рабочих режимах. Авиационные
двигатели должны удовлетворять дополнительному требованию,
заключающемуся в том, что достаточно высокий уровень полноты
сгорания топлива, скажем от 75 до 80 %, должен быть обеспечен
и на режиме набора оборотов при повторном запуске двигателя
после срыва пламени на большой высоте. Относительно высокая
полнота сгорания топлива в этом случае требуется потому, что
на режиме авторотации двигателя давление и температура
воздуха, поступающего в камеру сгорания, близки к их значениям в
окружающей среде; на больших высотах они настолько низки,
что диапазон устойчивого горения становится очень узким.
В этом случае попытка с помощью системы регулирования
двигателя компенсировать снижение полноты сгорания подачей
большего количества топлива может привести к срыву пламени
на «богатом» пределе (гл. 6). В связи с этим важно, чтобы
размеры камеры сгорания авиационного двигателя были бы
достаточно большими и выбирались из условия обеспечения
необходимого уровня полноты сгорания топлива при запуске
двигателя на предельной высоте, для которой гарантируется
надежный запуск.
Характерная для настоящего времени тенденция к
использованию топлив пониженного качества или так называемых
альтернативных топлив, обладающих повышенной вязкостью и
более широким диапазоном температур кипения, может
существенно осложнить проблему достижения высокой полноты его-
Полнота сгорания топлива 173
рания. Это связано со снижением качества распиливания и
увеличением времени испарения таких топлив в камере сгорания.
Для решения проблемы использования указанных топлив
потребуется уделить значительно большее внимание исследованию
физических процессов горения, чем это обычно делалось в
прошлом.
ПРОЦЕСС ГОРЕНИЯ
Процесс горения в газотурбинном двигателе поддерживается
обычно путем впрыска в циркуляционную зону камеры
сгорания жидкого топлива, которое затем воспламеняется с некоторой
задержкой по времени, необходимой для частичного или
полного его испарения. Основное назначение этого процесса состоит
в том, чтобы повысить температуру воздушного потока до
заданного уровня при минимальном расходе топлива. Отсюда
следует, что при конструировании камер сгорания ГТД очень важно
знать взаимосвязи между полнотой сгорания топлива,
размерами камеры сгорания и изменяющимися по режимам
параметрами— давлением, температурой и расходом воздуха. К
сожалению, в первичной зоне камеры сгорания газотурбинногй
двигателя одновременно протекает большое число весьма,
сложных физических и химических процессов. К ним относятся рас-
пыливание и испарение топлива, смешение его с воздухом и
продуктами сгорания, химические реакции и теплообмен. Прогресс
в отношении выделения отдельных процессов из общего
комплекса и оценки значения каждого из них при различных
внешних условиях невелик, и поэтому в настоящее время не
представляется возможным создать достаточно строгую общую теорию.
В связи с этим вывод обобщающих параметров,
устанавливающих связь между характеристиками процесса горения,
размерами камеры и условиями ее работы, может быть сделан пока
только на основе упрощенных моделей зоны горения. Одна из
таких моделей базируется на хорошо известном и широко
используемом предположении о том, что суммарное время, необходимое
для сгорания жидкого топлива, представляет собой сумму
времен, необходимых для испарения топлива, смешения его паров
с воздухом и продуктами сгорания и протекания химической
реакции. Поскольку располагаемое для горения время обратно
пропорционально массовому расходу воздуха тА, то
коэффициент полноты сгорания можно представить [11] в виде
Цс = f (mAyl D- + 4- + 4Л"', E.i)
где me — массовая скорость испарения, гасм — массовая скорость
смешения, the — массовая скорость химической реакции.
174 Глава 5
В реальных устройствах для сжигания топлив максимальная
скорость тепловыделения может, в зависимости от условий,
лимитироваться скоростью испарения, скоростью смешения или
скоростью химических реакций либо, в редких случаях, всеми тремя
этими скоростями одновременно. Однако при переходах от
одного режима горения к другому вполне возможно, что
суммарный коэффициент полноты сгорания будет определяться
скоростью только двух из трех упомянутых процессов. Прежде
чем приступить к исследованию таких случаев, рассмотрим по
отдельности влияние процессов протекания химических реакций,
смешения и испарения на полноту сгорания.
ПРОЦЕССЫ ГОРЕНИЯ, ЛИМИТИРУЕМЫЕ СКОРОСТЬЮ
РЕАКЦИИ
Существуют два широко распространенных способа
приближенного описания процесса горения в камере сгорания, в основе
которых лежит предположение о том, что суммарная скорость
тепловыделения определяется скоростью протекания химических
реакций: моделирование по скорости распространения пламени
и моделирование реактором идеального смешения.
Модель по скорости распространения пламени
Здесь предполагается, что зона горения подобна по своей
структуре турбулентному фронту пламени в гомогенной горючей
смеси. Характеристики процесса горения в этом случае зависят
от величины отношения скорости распространения
турбулентного пламени к скорости подачи горючей смеси в зону горения.
Предполагается также, что скорости испарения и смешения
бесконечно велики и что топливо, вступающее в реакцию, сгорает
полностью. В этом случае неполнота сгорания может быть
связана лишь с проникновением через зону горения части топлива,
прошедшего мимо турбулентного фронта пламени (рис. 5.1).
Такая модель была использована в работе [2] для вывода
параметра, с помощью которого удалось удачно обобщить
экспериментальные значения коэффициентов полноты сгорания
топлива, полученные в широком диапазоне изменений давления,
температуры и массового расхода воздуха в камерах сгорания
различной конструкции. Краткое описание этой модели
приведено ниже. Более подробные сведения можно найти в работе
[2], а также в работе [3], посвященной дальнейшему развитию
этой модели.
Коэффициент полноты сгорания определяется отношением
Тепло, выделенное при сгорании ,~ ^\
'с Тепло, содержащееся в топливе ^ ' '
= prAfSTcpr АТ/ктАН. E.3)
Полнота сгорания топлива 175
По определению срткТ = хЯ; можно допустить также, что
поверхность фронта пламени Af пропорциональна характерной
площади поперечного сечения камеры сгорания Ах. Тогда
уравнение E.3) упрощается и приводится к виду
4cc*ST/Ux. E.4)
Если выразить Ux через тл, Рг и Лх, a St — через скорость
распространения ламинарного пламени и интенсивность турбулент-
Топливо
2
\
Воздух—~~~~~*' О
•!ллл-
3
\
«DO
ч.
Рис. 5.1. Моделирование процесса горения по скорости распространения
пламени.
/ — диффузор; 2 —жаровая труба; 3—зона турбулентного пламени.
ности, которая в свою очередь зависит от величины потерь
давления в жаровой трубе, то уравнение E.4) примет вид
Цс=f fPz\(wm"p(W)\ r^j\°5m (бвб)
Экспериментальные данные о полноте сгорания топлива,
полученные при низком давлении в камерах сгорания нескольких
типов, хорошо обобщаются при значении m = 0,75 [3].
Подставляя это значение в E.5), получим
Пв = f ^Щ^ьу^ ^у E б)
Камеры сгорания в своем большинстве мало отличаются
друг от друга значениями входной температуры воздуха,
вследствие чего уравнение E.6) не сильно зависит от величины Ь. По
данным работы [3], «идеальные» значения этой величины
составляют 300 и 150 соответственно для значений отношения
воздух/топливо, равных 60 и 120. Однако для большинства
реальных камер сгорания экспериментальные данные
удовлетворительно обобщаются при постоянном значении Ь = 300.
Необходимость включения в уравнение E.6) множителя,
учитывающего потери давления, недостаточно подтверждена
экспериментально. В связи с этим, а также из-за малой разницы в
величинах потерь давления для различных камер сгорания
таким множителем обычно пренебрегают. Тогда уравнение E.6)
176
Глава 5
упрощается и в нем появляется хорошо известный параметр 6 *):
E.7)
т,
Уравнение E.7) весьма успешно применялось для
обобщения экспериментальных данных о полноте сгорания топлива.
В результате оказалось возможным существенно сократить
объем стендовых испытаний, необходимых для оценки
характеристик вновь проектируемых камер сгорания. На рис. 5.2 по-
pi-75exp(T3/300)/mA
Рис. 5.2. Экспериментальные данные о
полноте сгорания топлива в камере
авиационного двигателя [1].
Рис. 5.3. Характеристики полноты
сгорания топлива для трех различных
камер сгорания [1].
казано, что небольшого числа экспериментальных точек
достаточно для построения полной рабочей характеристики камеры
сгорания. Такая характеристика позволяет с достаточной
степенью точности оценить величину коэффициента полноты
сгорания топлива при параметрах воздуха, которые не могут быть
воспроизведены на экспериментальном стенде (естественно, при
условии, что такая экстраполяция не приводит к нарушению
основного допущения о том, что процесс горения лимитируется
по-прежнему только скоростями протекания химических
реакций, а не испарением топлива или другими факторами).
Основное достоинство уравнения E.7) заключается в том,
что оно позволяет «моделировать» размеры и условия работы
камер сгорания, приводя их к некоторым известным и
проверенным значениям. Сохраняющиеся при этом некоторые различия
в характеристиках камер можно считать полностью обусловлен-
1) В подавляющем большинстве отечественных и зарубежных работ
используется параметр, имеющий структуру ~ 1/9, и, следовательно, г\с =
= Т7A /9). При этом в отечественной литературе полагается ч\с = Fi(Kv), где
К\ — параметр форсирования (форсированности), а в зарубежной — т^ =
= F2(Q), где Q — параметр (фактор) нагрузки. — Прим. ред.
Полнота сгорания топлива
177
60
4о
г-^Трубчагпые и
труочато-
кольцевые
г i Кольцевые
° ' l75 \75 iT
=И* A*D* exPi
7
Рис 5.4. Обобщенные характеристики
полноты сгорания в камерах тради-
ционных схем fi].
ными конструктивными отличиями этих камер. Это чрезвычайно
важно, особенно когда возникает необходимость в выборе
конструкции новой камеры сгорания из нескольких существующих
прототипов, ни один из которых не имеет заданных размеров
или не испытывался на требуемых режимах.
Методику использования параметра 0 можно
продемонстрировать примером на рис. 5.3, где изображены три
характеристики, относящиеся к трем различным по конструкции камерам
сгорания. Очевидно, что камера А лучше камеры С, поскольку
полнота сгорания топлива в ней
выше при всех значениях
параметра 8. Это значит, что при
любых значениях (тд, Р3, Г3)
камера типа А при меньших
размерах может иметь те же
характеристики, что и камера
типа С. Сравнение кривых для
камер А и В показывает, что
в некоторой области режимов
лучшими характеристиками
обладает камера Л, однако
камера типа В превосходит ее на
режимах запуска в условиях
очень больших высот.
Конструкция любой новой камеры сгорания в значительной
степени базируется на предшествующем опыте. Наиболее
удобный метод обобщения предшествующего опыта заключается в
использовании графиков, на которых характеристики всех
известных камер сгорания представлены в виде зависимостей от
важнейших переменных. Такого типа зависимость приведена на
рис. 5.4, где изображены кривые изменения полноты сгорания
топлива в зависимости от параметра 6. Заштрихованные
области на этом рисунке охватывают экспериментальные данные,
полученные при испытании большого числа современных
трубчатых, трубчато-кольцевых и кольцевых камер. Рис. 5.4 можно
использовать для определения размеров камеры, характеристики
которой должны отвечать заданным требованиям. Наиболее
неблагоприятные условия работы возникают на режимах с
минимальными значениями давления в камере. К счастью, этим
условиям всегда соответствуют «нерабочие» высотные режимы, для
которых допустима низкая (например, 80 % ) полнота сгорания
топлива. Определив по графикам рис. 5.4 параметр 6,
соответствующий некоторой точке, в которой полнота сгорания топлива
равна 80%, и подставив в выражение для него заданные
значения Рз, Тз и гпа, можно вычислить характерные размеры
камеры Лх и Dx. Расчетная точка должна выбираться на основе
разумного компромисса между необходимостью получения
12 Зак. 761
178
Глава 5
высоких рабочих характеристик и стоимостью разработки
соответствующей конструкции.
После того как основные размеры новой камеры
установлены, принимается важное решение о законе распределения
воздуха по ее зонам. Известно, в частности (см. табл. 4.2), что
доля воздуха, подаваемого в
первичную зону, оказывает
решающее влияние на все
важнейшие характеристики
процесса горения.
В большинстве практически
важных случаев трудно все же
гарантировать, что
действительный состав смеси в
первичной зоне соответствует
расчетному. Благоприятным
обстоятельством является, однако, то,
что о действительном составе
смеси в первичной зоне и
других важных характеристиках
процесса горения многое
можно узнать из рассмотрения
кривых у\с = /@I). Теоретические
зависимости, приведенные на
рис. 5.5, показывают, что
каждая из кривых tjc = /@), по
существу, представляет собой
объединенную характеристику
первичной и промежуточной
зон горения (а также зоны разбавления в случае низкого
давления). Штриховая линия, выходящая из начала координат,
является характеристикой первичной зоны. Верхний предел этой
линии соответствует израсходованию всего поданного топлива.
В этой точке полнота сгорания не достигает 100 % из-за потерь,
обусловленных диссоциацией продуктов сгорания. В
промежуточной зоне эти потери возмещаются, что достигается
локальным вводом дополнительного воздуха. Характеристика
промежуточной зоны представлена штриховым участком кривой,
выходящей из точки, соответствующей максимальному значению
коэффициента полноты сгорания в первичной зоне. Сплошной
линией на рис. 5.5 показана суммарная характеристика обеих,
первичной и промежуточной, зон; она иллюстрирует полноту
Рис. 5.5. Идеализированные
характеристики полноты сгорания топлива
1 — характеристика вторичной зоны; 2—
максимальная полнота сгорания в первичной
зоне; 3—характеристика первичной зоны;
4 — минимальное давление.
!) Приведенный анализ зависимости полноты сгорания топлива от
параметра 0 является, по меньшей мере, спорным, так как в действительности при
изменении этого параметра изменяется полнота сгорания топлива
одновременно и в первичной, и во вторичной зонах. — Прим. ред.
Полнота сгорания топлива
179
сгорания топлива, обычно определяемую в испытаниях.
Теоретически высокий уровень полноты сгорания можно было бы
поддерживать при снижении давления посредством
уменьшения массового расхода воздуха. Однако при снижении давления
газа возрастают тепловые потери и заметно снижается качество
распыливания топлива. Вследствие этого фактически всегда
существует такое минимальное значение давления газа, ниже
которого горение невозможно. Влияние плохого распыливания и
тепловых потерь
иллюстрируется на рис. 5.5 тем, что нижняя
часть суммарной
характеристики отклонена от штриховой
прямой линии и пересекает
абсциссу при некотором
конечном значении 0.
Влияние состава смеси в
первичной зоне на полноту
сгорания показывает рис. 5.6, на
котором представлены
типичные кривые для первичных зон
со стехиометрической, бедной и
богатой смесями. В стехиомет-
рических смесях как скорость
распространения пламени, так
и диссоциация близки к
максимальным значениям.
Поэтому левая часть
соответствующей кривой на рис. 5.6 очень
круто поднимается вверх и
постепенно становится более
пологой при полноте сгорания топлива, близкой к 80%. При
бедной смеси в первичной зоне нижняя часть кривой
смещена вправо относительно кривой для стехиометрической смеси
в сторону больших значений 6, а наклон ее менее крут. Переход
ее к более пологому участку происходит при более высоком
(около 85 % ) уровне полноты сгорания топлива, что объясняется
меньшими потерями тепла из-за диссоциации.
Нижняя часть кривой для богатой смеси расположена ближе
к началу координат, и крутизна ее вследствие относительно
низкой скорости распространения пламени также не очень
велика. Поскольку в этом случае существенная доля тепла
выделяется в промежуточной зоне, то менее четко разделяются на
кривой участки, соответствующие первичной и промежуточной
зонам; кривая монотонно, без видимого перелома поднимается
по мере увеличения 6.
Возможность достижения при больших значениях 6 100 % -
ной полноты сгорания топлива частично зависит от длины
Рис. 5.6. Влияние состава смеси в
первичной зоне на полноту сгорания
[1].
стехиометрическая первичная зона;
|богатая первичная зона; бедная
первичная зона.
12*
180 Глава 5
жаровой трубы, но в большей степени — от количества воздуха,
расходуемого на завесу для охлаждения ее стенок. Несгоревшее
или частично сгоревшее топливо может быть увлечено этими
пристеночными потоками воздуха, перенесено вдоль жаровой
трубы к ее выходу и вынесено из камеры сгорания. Поскольку
температура охлаждающего воздуха невелика, незначительны
также и скорости химических реакций; следовательно, мала
также вероятность дальнейшего протекания реакции и в несго-
ревшей смеси, увлеченной потоком охлаждающего воздуха.
Таким образом, можно сказать, что чем меньше количество
воздуха, используемого для охлаждения стенок камеры, особенно
в первичной зоне, тем больше вероятность достижения 100 %-ной
полноты сгорания топлива.
«Реакторная» модель
По другому упрощенному методу количественного описания
процесса горения в камере сгорания газотурбинного двигателя
первичная зона горения уподобляется реактору с идеальным
смешением, в котором топливо и воздух, поступающие с
некоторой постоянной массовой скоростью, мгновенно смешиваются со
всеми другими газообразными компонентами, находящимися в
этой зоне. Продукты сгорания вытекают из этой зоны также с
постоянной массовой скоростью. Их состав и температура
идентичны составу и температуре смеси внутри зоны.
Возможность применения простой теории скорости реакции
к реальным устройствам горения рассматривалась в работах
[4—6]. Это приближение основывается на предположении, что
суммарная скорость горения лимитируется скоростью одной из
реакций. Исследования кинетики процесса горения показывают,
что справедливость этого предположения далеко не доказана.
Оправданием служит только большая простота этой теории и
возможность тем не менее удовлетворительно объяснить
результаты экспериментальных исследований.
Основной недостаток моделирования первичной зоны
реактором идеального смешения заключается в том, что скорость
тепловыделения зависит от температуры среды внутри реактора.
Очевидно, что это серьезно затрудняет расчетное определение
полноты сгорания, поскольку для определения температуры
среды (газов) в реакторе необходимо заранее знать величину
коэффициента полноты сгорания топлива. В работе [6], однако,
удалось представить суммарные скорости тепловыделения для
стехиометрических смесей в зависимости от температуры
входящего воздуха. В дальнейшем было установлено, что это
приближение справедливо также и для других значений отношения
топливо/воздух [2]. На рис. 5.7 показано, как изменяется
максимальная скорость тепловыделения при различных температу-
Полнота сгорания топлива
181
рах входящего воздуха. Из этого рисунка следует, что
зависимость скорости тепловыделения от температуры можно учесть,,
если в выражение для скорости реакции включить множитель
ехр(Г3/6), в котором величина Ъ изменяется в зависимости от
коэффициента избытка топлива ф так, как показано на рис. 5.8..
з -
2 -
1
Ac/
7
1
<с~ехрA^/зЬ0)
7 -
О
ОЛ 0,6 0,5 7,0
,4оля сгоревшего топлива
Рис. 5.7. Зависимость доли сгоревшего
топлива для стехиометрической смеси
от параметра нагрузки [21.
400
300
200
то
0
i
- Ыа
-
-
1
IV?
I i i 1,
! 1-1 •!
Ofi
0,8
Рис. 5.8. Зависимость температурной
постоянной Ь от коэффициента избыт-
ка топлива ф в первичной зоне [21.
Таким образом, уравнение B.14), например, может быть
представлено в виде
44 ^ — л } A — Т| (гЛ
'С/ V'C'/ /г" Q\
—^ . E-8)
ург
'exPlir
либо в более удобной форме
P23Vcexp(T3lb)
ИЛИ У\с
=/(ф,
ехр (Га/ft)
при п =
при п= 1,75.
E.9)
E.10)
(В опытах Лонгвелла и Вейсса [7] с реактором идеального
смешения было определено п= 1,8, что находится в хорошем
согласии с величиной п= 1,75, полученной в результате анализа
экспериментальных данных о полноте сгорания топлива в
камерах газотурбинных двигателей [2] ).
Уравнение E.10) представляет особый интерес, так как
показывает, что теория, основанная на лимитирующей скорости
182 Глава 5
элементарной реакции, приводит к обобщающему параметру,
очень похожему на параметр 6, который выводится из теории,
построенной по скорости распространения пламени [см.
уравнение E.7)].
Сравнение модели по скорости распространения
пламени с «реакторной» моделью
Нет ничего удивительного в том, что оба этих приближения
приводят к аналогичным обобщающим параметрам, так как в
обоих случаях использовались одни и те же зависимости от
температуры и давления. Во многих практически важных случаях,
например при обобщении экспериментальных значений
коэффициентов полноты сгорания в некоторой конкретной камере
сгорания или геометрически подобных камерах, оба этих
параметра по существу равноценны. Различие между ними
появляется при сравнении камер сгорания, существенно
различающихся по конструкции. В модели по скорости распространения
пламени подчеркивается важность площади поперечного сечения
зоны горения в отличие от модели по скорости реакции, в
которой важную роль играет объем. Это является важным
достоинством, поскольку создает уверенность, что любая новая камера
сгорания, при конструировании которой использовался параметр
8, не только удовлетворит требованиям по полноте сгорания
топлива, но и будет иметь необходимый диапазон устойчивой
работы. Другая благоприятная особенность параметра 0
заключается в том, что он учитывает потери полного давления в
жаровой трубе. Несмотря на то что влияние фактора APl/<7x,
учитывающего потери полного давления, недостаточно изучено
экспериментально, недавно было установлено, что уменьшение
перепада давления в жаровой трубе отрицательно сказывается
на полноте сгорания топлива. Моделирование по скорости
распространения пламени предпочтительнее также и с
теоретической точки зрения, так как приводит к результатам, в полной
мере согласующимся с критериями моделирования,
предложенными в работах [8, 9].
Малоразмерная модель может быть использована для
определения характеристик полноразмерной камеры сгорания в том
случае, когда топливо, отношение топливо/воздух, скорость и
температура в них одинаковы, а давление газа обратно
пропорционально линейному размеру [9]. Такой вид моделирования,
который оказался весьма успешным при разработке форсажных
и прямоточных камер сгорания, обычно принято называть
PD^моделированием. По существу, этот критерий моделирования
утверждает, что в геометрически подобных камерах сгорания
характеристики процессов горения будут одинаковы, если
произведения Рз?>х Для них равны.
Полнота сгорания топлива 183
Подставляя в уравнение E.7) выражение ша = рз^х^х,
имеем
Отсюда при постоянных температуре и скорости получаем
хH'75. E.12)
Уравнение E.12) свидетельствует о том, что изменение размера
камеры сгорания не оказывает влияния на величину полноты
сгорания топлива, если произведение давления газа на
характерный линейный размер остается постоянным. Это находится в
полном согласии с критерием PD-моделирования. Однако если
такую же подстановку Ша = pzAxUx сделать в уравнении E.10),
то получим выражение
которое заметно отличается от критерия PD-моделирования.
ПРОЦЕССЫ ГОРЕНИЯ, ЛИМИТИРУЕМЫЕ СКОРОСТЬЮ
СМЕШЕНИЯ
/ Массовая скорость смешения тр \
'с ' \ Массовый расход воздуха тА ) ' '
Если скорости испарения и химических реакций бесконечно
велики, то из уравнения E.1) следует
- Массовая скорость смешения mF
Массовый расход воздуха тА
Скорость смешения турбулентной воздушной струи с
окружающей газообразной средой определяется произведением
турбулентной вязкости, площади смешения и градиента плотности.
Если принять, что турбулентная вязкость пропорциональна
произведению пути смешения / и пульсационной скорости в
воздушной струе и\ то окажется, что
тР со lUiP(p/l) или
тр со pUjl2. E.15)
Подставляя в E.15) выражение ?//oo(APL/p)°>5, получим
E.16)
В тех случаях, когда процесс сгорания топлива лимитируется
смешением, коэффициент полноты сгорания зависит от
величины отношения массовой скорости смешения к расходу воздуха.
Тогда в предположении /2ооЛх из уравнения E.16) следует
184 Глава 5
Важным примером устройства, в котором процесс горения
лимитируется скоростью смешения (а при некоторых условиях
также и скоростью испарения), является камера сгорания
стационарного газотурбинного двигателя. Такого рода камерам не
приходится работать при давлениях ниже атмосферного,
поэтому как параметр 9, так и основные размеры, определенные
по этому параметру, не имеют практического смысла. Ввиду
этого иногда используют полуэмпирическое соотношение,
предложенное в работе [10]:
Здесь С — величина, зависящая от нескольких переменных,
к которым относятся вид топлива, тонкость распыливания, угол
факела распыленного топлива, отношение топливо/воздух и тип
камеры сгорания. Уравнение E.18) можно использовать для
определения диаметра жаровой трубы, необходимого для
эффективного сжигания топлива с заданным массовым расходом
при заданной величине суммарных потерь полного давления. Из
практических соображений длину зоны горения рекомендуется
делать на 50% больше диаметра жаровой трубы [10].
Интересно отметить, что формула E.18) очень похожа на
выражение E.17), полученное при учете лишь скоростей
смешения.
ПРОЦЕССЫ ГОРЕНИЯ, ЛИМИТИРУЕМЫЕ СКОРОСТЬЮ
ИСПАРЕНИЯ
Рассмотрим теперь случай, когда скорости смешения и
химических реакций настолько велики, что лимитировать процесс
горения начинает скорость испарения топлива. Если в объеме
воздуха V содержится п капель топлива с начальным диаметром
D, то средняя скорость испарения топлива описывается
уравнением
(^) E.19)
где В — параметр массообмена. Число Рейнольдса в E.19)
определяется не по средней скорости основного потока ?/, а по
пульсационной скорости и', т. е. Re = u'D/vr. Использование
числа Re в такой форме объясняется тем, что, как показывает
опыт, большая часть капель очень быстро принимает скорость
окружающего воздуха. После этого они подвержены
воздействию только пульсационной составляющей скорости.
Отношение топливо/воздух в зоне горения равно
Полнота сгорания топлива
185
откуда следует, что
л рр Dd c
Подставляя п из уравнения E.21) в E.19), получим
+ 0,25 Re*5).
E.21)
E.22)
Предполагается, что топливо мгновенно смешивается с
окружающим воздухом и сгорает по мере его испарения. Отсюда
Щ
12
Рис. 5.9. Влияние времени пребывания Рис. 5.10. Влияние среднего размера*
на полноту сгорания, лимитируемую
скоростью испарения по уравнению
E.24).
Гг=2300 К, ?>32 = 60 мкм' «'=0.
/ — бензин; 2 — керосин; 3 — дизельное
топливо; 4—легкое котельное топливо.
капель топлива на полноту сгорания,
лимитируемую скоростью испарения по>
уравнению E.24).
Дизельное топливо, «'=0.
следует, что полноту сгорания топлива можно представить
отношением массы топлива, испарившегося в первичной зоне, к массе
топлива, поданного в камеру:
E.23>
Лее =
Подставляя mF из E.22) в уравнение E.23), получим
_ S(k/cp)r In (I + В) (l + 0,25Re0/) *np
Лее —
E.24>
Уравнение E.24) можно использовать для вычисления или:
обобщения данных о коэффициентах полноты сгорания топлива
в тех случаях, когда заведомо известно, что суммарная скорость
процесса лимитируется испарением топлива. Из уравнения
E.24) следует, что полнота сгорания топлива повышается с
увеличением летучести топлива, интенсивности турбулентности,,
186
Глава 5
объема зоны горения и давления газа (через Re^) и
понижается с увеличением массового расхода воздуха и среднего
размера капель.
Формально величина х\се может быть больше единицы; это
означает лишь, что испарение топлива более не лимитирует
эффективность горения иг]се= 1.
На рис. 5.9 представлены рассчитанные по E.24) значения
Цсе в зависимости от времени пребывания tUp для бензина,
керосина, дизельного топлива и для легкого котельного топлива.
Таблица 5.1. Некоторые
Топливо
Бензин (JP4)
Керосин (Jet A)
Дизельное топливо
(DF-2)
Легкое котельное
топливо
Мазут
свойства ряда
Плотность,
кг/м3
692
775
900
930
970
топлив
Параметр
массообмена,
R
стех
6,10
3,75
2,80
2,50
1,50
Необходимые для расчетов свойства этих топлив приведены
в табл. 5.1. Из рис. 5.9 следует, например, что при температуре
газа 2300 К и заутеровском среднем диаметре капли D32 =
=¦ 60 мкм для испарения распыленного бензина в неподвижной
воздушной среде требуется менее 2 мс. Влияние диаметра
капель на г\се показано на рис. 5.10. Данные, приведенные на этом
рисунке, наглядно демонстрируют важность хорошего распыли-
вания топлива. Соответствующие данные для движущихся сред
показаны на рис. 5.11, который иллюстрирует положительное
влияние турбулентности на уменьшение времени испарения
топлива. Влияние турбулентности становится особенно заметным
при увеличении давления. Это следует из сравнения рис. 5.11, а,
б и в, на которых представлены результаты расчетов,
проведенных по уравнению E.24) для трех различных значений
давления. Рис. 5.11,а показывает, например, что при нормальном
атмосферном давлении и величине пульсационной скорости
5 м/с время, необходимое для испарения распыленного топлива,
при заутеровском среднем диаметре капель D32 = 60 мкм
составляет приблизительно 2 мс. Увеличение давления в 30 раз
приводит к уменьшению этого времени до 1 мс (см. рис. 5.11, в).
Некоторый практический интерес представляет определение
критического среднего размера капли DKP, выше которого
испарение становится лимитирующей стадией процесса. Это не-
Полнота сгорания топлива
187
трудно сделать, полагая в E.24) т)се = 1 и ReD < 1:
Зависимость DKP от времени пребывания показана на
рис. 5.12 для бензина, керосина, дизельного топлива и легкого
котельного топлива. Графики на этом рисунке, рассчитанные
^0,5-
в
-
//
л
/У/
/,/
i
Р=ЗМ11а
i
tnp,MC
Рис. 5.11. Влияние турбулентности на полноту сгорания, лимитируемую
скоростью испарения, для трех значений давления.
Топливо —керосин, ?>32=60 мкм.
м'=5 м/с; м'=10 м/с; и' = 15 м/с.
при значениях kTi срг и В, соответствующих температуре 2300 К,
показывают, что средний критический диаметр капли, начиная
с которого испарение начинает лимитировать процесс горения,
возрастает с увеличением располагаемого времени пребывания.
Эти графики показывают также, что на величину начального
диаметра капли существенно влияет вид топлива, его плотность
Pf и параметр массообмена В. Например, при времени пребы-
188
Глава 5
вания 2 мс для керосина (В = 3,75) и легкого котельного
топлива (В = 2,5) ?>кр составляет 53 и 43 мкм соответственно.
Отсюда следует, что одинаковые характеристики испарения этих
топлив можно обеспечить, если качество распыливания легкого
котельного топлива на 20 % выше, чем керосина. В
действительности качество распыливания легкого котельного топлива
в той же камере вследствие
большей его вязкости будет,
конечно, ниже, чем керосина.
Если предположить, что для
всех топлив может быть
получено одно и то же значение
^32, то для испарения менее
летучих топлив потребуется
большее время. Например, при
D32 = 40 мкм время,
необходимое для испарения легкого
котельного топлива, будет на
44 % больше, чем для
керосина.
Автор не располагает
экспериментальными данными,
которые позволили бы проверить
справедливость уравнения
E.24). Это уравнение
устанавливает зависимость полноты
сгорания топлива в камере
сгорания от ее размеров (через
?Пр), конструкции (и! и АЯь), режимов работы (&г, срт и рг),
характеристик распыливания (Ь) и вида топлива (pF и В).
Однако влияние вида топлива на полноту сгорания может быть также
установлено по значению отношения коэффициента полноты
сгорания на альтернативном топливе а к коэффициенту полноты
сгорания на эталонном топливе 6, если, конечно, оба этих
топлива сжигаются при одинаковых условиях в одной и
той же камере. Из уравнения E.24) при малых Re?>
следует
E.26)
Рис. 5.12. Влияние вида топлива и
времени пребывания на величину
критического среднего диаметра капли.
Гг = 2300 К, иг = 0.
1—бензин; 2 — керосин; 3 — дизельное
топливо; 4 — легкое котельное топливо.
Это соотношение имеет важное практическое значение, так как
позволяет независимо от типа камеры или режима ее работы
оценивать влияние, которое может оказать на коэффициент
полноты сгорания замена, например, авиационного керосина
каким-либо другим топливом. Соотношение E.26) может быть
использовано и в более общем случае, а именно для сравнения
Полнота сгорания топлива
189
характеристик полноты сгорания топлива при работе на любых
двух жидких топливах (если известно, что испарение является
лимитирующей стадией процесса горения). Если полнота
сгорания в интересующем нас случае достаточно высока, например
больше 90 %, то более точную оценку дает не уравнение E.26),
а уравнение, полученное из
E.26):
E.27)')
При распыливании топлива
центробежными форсунками
средний диаметр капель
зависит от поверхностного
натяжения и вязкости топлива.
Поскольку обычные топлива мало
отличаются друг от друга по
поверхностному натяжению, то
при оценке заутеровского
среднего диаметра капли следует
учитывать только вязкость
топлива. Из уравнения A0.31)
имеем
0 20 40 60 80 100
Относительная величина мощности, %
Рис. 5.13. Прогнозирование с
помощью уравнения E.30) полноты
сгорания различных топлив по данным
испытаний на эталонном топливе
(экспериментальные данные из работы
[11]).
О —топливо JP4; Л—топливо Jet А; П —то
пливо DF-2; V—нефть; эталонное
топливо; расчеты по уравнению E.30).
Подставляя значение D32 из E.28) в уравнения E.26) и E.27),
получим соответственно
E.29)
E.30)
Возможность использования уравнения E.30) для оценки
влияния вида топлива на полноту сгорания убедительно
демонстрируется графиками на рис. 5.13. Экспериментальные данные,
приведенные на этом рисунке, были получены на камере
сгорания Т63 [11]. Если в качестве эталонного топлива принять Jet A
и использовать значения величин В и р^, приведенные в
1) Соотношение E.27) ошибочно; кроме того, оно не может быть
получено из уравнения E.26). Поэтому следует пользоваться уравнением E.26).
То же относится к уравнению E.30). — Прим. ред.
190
Глава 5
табл. 5.1, то коэффициенты полноты сгорания для других топ-
лив могут быть легко определены из уравнения E.30). Из-за
отсутствия достаточно подробных данных о характеристиках
распиливания не удалось учесть разницы в значениях средних
диаметров капель для различных топлив. Результаты расчетов
приведены на рис. 5.13. Штриховой линией показано изменение
коэффициентов полноты сгорания, значения которых были
определены экспериментально при работе на эталонном топливе.
Сплошными линиями представлены результаты расчетов по
уравнению E.30) для других топлив. Несомненно, что степень
согласия между расчетными и экспериментальными данными
весьма удовлетворительна.
ПРОЦЕССЫ ГОРЕНИЯ, ЛИМИТИРУЕМЫЕ СКОРОСТЬЮ
РЕАКЦИИ И ИСПАРЕНИЕМ
В некоторых случаях, например при сжигании малолетучего
топлива при низком давлении, скорость тепловыделения может
ограничиваться одновременно как скоростью химической
реакции, так и скоростью испарения. При этом коэффициент
полноты сгорания топлива может быть представлен произведением
двух коэффициентов, один из которых определяется скоростью
испарения х\се, а другой — скоростью химической реакции x\cq-
В уравнении E.31) множитель цсе представляет собой долю
топлива, испарившегося в
первичной ЗОНе. ЕСЛИ Цсе = 1, ТО
Цс = Цсе, и уравнение E.31)
обращается в уравнение E.7),
которое определяет долю
паров топлива, превращающихся
в результате химической
реакции в продукты
сгорания.
hF/l/Pz
Рис. 5.14. Зависимость полноты его-
ПОЛНОТА СГОРАНИЯ
В ПЕРВИЧНОЙ ЗОНЕ
При выполнении некоторых
расчетов камер сгорания
необходимо знать температуру пла-
рания топлива в первичной зоне от мени в первичной зоне. В ка-
параметра нагрузки [12]. честве примера таких расчетов
можно привести определение
концентрации загрязняющих веществ, образующихся в этой
зоне, или определение тепловых потоков от пламени к стенкам
Полнота сгорания топлива
191
фронтового устройства. Если коэффициент полноты сгорания в
первичной зоне известен, то соответствующая температура
пламени может быть определена по формуле
Тп.з = Тг + Чс,п.зЬТая. E.32)
К сожалению, из-за трудностей, возникающих при измерении
температуры газа в этой зоне, сведения о полноте сгорания
в первичной зоне весьма скудны. Наиболее известной в этой
области является работа [12]. На рис. 5.14 представлены
в обобщенном виде результаты приведенной в ней обработки
экспериментальных данных для нескольких современных камер
сгорания авиационных газотурбинных двигателей.
Предполагается, что погрешность этих результатов не превышает ±7%.
КРИТЕРИИ ТЕПЛОВЫДЕЛЕНИЯ
Обобщая, можно сказать, что полнота сгорания топлива при
низких давлениях лимитируется кинетикой химических реакций
или скоростью испарения, а при высоких давлениях —
скоростью смешения. В связи с этим нельзя сравнивать
характеристики двух различных камер сгорания, если соответствующие
Таблица 5.2 Критерии тепловыделения для камер сгорания
газотурбинных двигателей
Давление
Характерный параметр
(величина, обратная
параметру нагрузки)
Источник
Критерий
теплонапря-
женности
Низхое
(ниже
100 кПа)
Высокое
(выше
300 кПа)
P\AXDX exp (Г/300)
ЛЯ \°«5
Модель по скорости
распространения
пламени и модель
реактора идеального
смешения, ур. E.7) и
E.10)
Параметр скорости
смешения, ур. E.17)
Вт/(м3 • Па2)
Вт/(м2. Па)
экспериментальные данные для одной из них были получены
при низких, а для другой — при высоких давлениях.
В литературе используется ряд различных параметров,
характеризующих уровень нагрузки (степень форсированности)
камеры сгорания. Иногда возникает некоторая путаница с
определением смысла и важности этих параметров. С целью
устранения возможных недоразумений соответствующие критерии
тепловыделения для двух крайних уровней давления приведены
в табл. 5.2.
192 Глава 5
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
По материалам настоящей главы можно сделать следующие
выводы:
1. Параметр 0 для модели процесса горения, основанной на
скорости распространения пламени в первичной зоне, позволяет
весьма удовлетворительно связать полноту сгорания топлива
с основными режимными параметрами— давлением,
температурой и расходом воздуха, а также с размерами камеры
сгорания. Обобщенные по параметру 0 зависимости представляют
большую ценность при конструировании и доводке новых камер
сгорания.
2. При низких давлениях процесс горения в современных
камерах сгорания авиационных ГТД, в которых обеспечено
высокое качество распыливания топлив керосинового ряда, не
зависит от процессов испарения и смешения; имеющиеся
экспериментальные данные о полноте сгорания для них
обобщаются по параметру 0:
1G\,/3001
3. При низких давлениях экспериментальные данные о
полноте сгорания топлива хорошо обобщаются также по параметру,
основанному на модели реактора идеального смешения:
4c = i
тА
4. Если скорость тепловыделения лимитируется скоростью
испарения, то коэффициент полноты сгорания определяется из
соотношения
_ 8(fc/cp)rln(l + В) A + 0,25 Re?5) /пр
Л
5. Если процесс горения в камере определяется скоростью
испарения, то по найденным из эксперимента значениям
коэффициента полноты сгорания на эталонном топливе b можно
определить коэффициент полноты сгорания на другом топливе
а, для этого в соотношение
следует подставить соответствующие значения pF, В и D.
6. При относительно высокой полноте сгорания,
превышающей, например, 90 %, оценку экономичности камеры при
переходе на альтернативное топливо целесообразнее производить
Полнота сгорания топлива 193
по формуле1)
7. Если процесс горения лимитируется скоростями
химической реакции и испарения одновременно, то коэффициент
полноты сгорания топлива может быть представлен в виде
произведения двух коэффициентов, определяемых скоростями
соответствующих процессов:
8. При высоких давлениях процесс горения лимитируется
скоростью смешения, и полнота сгорания топлива определяется
следующим параметром:
9. При высоких давлениях скорость тепловыделения (тепло-
напряженность) удобно определять в единицах Вт/м2-Па, а при
низких давлениях (ниже атмосферного) — в Вт/м3-Па2.
ОБОЗНАЧЕНИЯ
Af — площадь поверхности пламени;
Ах — площадь характерного поперечного сечения камеры
сгорания;
В— параметр массообмена;
Ъ — характеристическая температура для скорости реакции;
Ср — удельная теплоемкость при постоянном давлении;
и — средний заутеровский диаметр капли;
РкР — критическое значение среднего заутеровского диаметра
капли;
Z)x — максимальный диаметр или высота проточной части
камеры;
Я — низшая теплотворная способность топлива;
k — коэффициент теплопроводности;
/ — масштаб турбулентности;
т — константа в уравнении E.5);
т — массовый расход;
п — число капель, порядок реакции;
Р — давление;
ДР?— перепад давления на жаровой трубе;
qx — характерный скоростной напор;
ReD = w/^/vr— число Рейнольдса для капли;
!) См. примечание к выражению E.27). — Прим. ред.
13 Зак. 761
194 Глава 5
ST — скорость распространения турбулентного пламени;
Т — температура;
AT — повышение температуры в процессе сгорания;
/пр— время пребывания в зоне горения;
U — скорость;
Uj — скорость струи;
их — характерная скорость в камере сгорания;
U' — среднеквадратическая пульсационная скорость;
V — объем;
г\с — коэффициент полноты сгорания;
цсе — коэффициент полноты сгорания, лимитируемого
скоростью испарения;
Леем"" коэффициент полноты сгорания, лимитируемого
скоростью смешения;
т)се — коэффициент полноты сгорания, лимитируемого
скоростью химической реакции;
к — отношение топливо/воздух (по массе);
li — динамическая вязкость;
v — кинематическая вязкость;
р — плотность;
Ф — коэффициент избытка топлива (эквивалентное
отношение).
Индексы
ад — адиабатический;
г — газ;
п. з — первичная зона;
стех — стехиометрический;
х — характерное значение;
А — воздух;
F — топливо;
а — альтернативное топливо;
Ь — исходное (эталонное) топливо;
с — значение в зоне горения;
О — начальное значение;
3 —- вход в камеру.
6
Стабилизация пламени
ВВЕДЕНИЕ
При проектировании камеры сгорания газотурбинного
двигателя должны быть приняты меры, гарантирующие, что
горение в камере будет поддерживаться во всем диапазоне
эксплуатационных режимов, включая переходные режимы быстрого
набора и сброса оборотов ротора. Для промышленных
газотурбинных установок это не представляет особой проблемы, так
как низкие скорости воздуха и высокий уровень потерь
давления, свойственные таким установкам, способствуют
устойчивому горению. В отличие от них авиационные камеры сгорания
предназначены для эксплуатации при очень низких
температурах и давлениях воздуха на входе и при величинах
отношения расходов топлива и воздуха х, далеко выходящих за
нормальные пределы горения углеводородовоздушных смесей.
Эффективное горение должно обеспечиваться в сильно турбу-
лизованных воздушных потоках, скорости которых значительно
превосходят нормальную скорость распространения пламени
в топливовоздушной смеси. Более того, пламя не должно
гаснуть и в разного рода необычных условиях, которые иногда
встречаются в полете, например при попадании в двигатель
атмосферной влаги или льда.
Основные принципы стабилизации пламени очень просты.
1 Если горение в потоке газа инициировано и скорость потока U
выше скорости распространения пламени 5, то пламя будет
сноситься вниз по потоку со скоростью U — S. Если выше
скорость пламени, то оно будет перемещаться против потока со
скоростью 5—U. Только при U = S пламя будет занимать
стационарное положение. Следовательно, на практике зона
пламени представляет собой геометрическое место точек, в
которых скорость распространения пламени равна скорости потока
газа. Согласно краткому определению, данному в работе [1],
«условием стабилизации пламени в поле течения с
неравномерными распределением скорости является наличие в этом поле
точки, в которой скорость течения равна и противоположна по
направлению скорости волны горения».
Назначение стабилизатора пламени состоит, следовательно,
в том, чтобы создать в высокоскоростном газовом потоке
13*
196
Глава 6
0,25 0,5 0,75
Расход воздуха, кг/с
W
область со скоростью, меньшей, чем скорость распространения
пламени в топливовоздушной смеси. Срыв пламени происходит
тогда, когда скорость распространения пламени по смеси
оказывается меньше скорости газа во всех точках поля течения.
Таким образом, в любом техническом устройстве с горением
первостепенная задача при проектировании состоит в том,
чтобы обеспечить, для надежной стабилизации пламени, максимум
величины отношения скорости распространения пламени к
скорости течения. Это, по случайному совпадению, является также
и ключевым требованием для
достижения высокой полноты
сгорания топлива. Для
решения этой задачи обычно в
головной части жаровой трубы
камеры сгорания формируется
зона с низкой скоростью
течения, в которой скорость
распространения пламени
существенно увеличена благодаря
высокой интенсивности
турбулентности, генерированной
струями первичного воздуха, и
организуются циркуляция
горячих продуктов горения и их
смешение с воздухом и
топливом, поступающими в
указанную зону.
Характеристики стабильности горения в камере обычно
представляют в форме границ стабилизации пламени, которые
разделяют области устойчивого и неустойчивого горения.
Традиционная область стабилизации пламени (или область
устойчивого горения) изображается в координатах с величиной
отношения расходов топлива и воздуха х по оси ординат и
некоторым характеризующим степень форсированности (уровень
нагрузки) параметром, таким, как скорость или массовый
расход воздуха через камеру, по оси абсцисс. Область такого типа
показана на рис. 6.1.
Области стабилизации обеспечивают информацию двоякого
рода. Во-первых, они позволяют для любой величины
отношения расходов топливо/воздух определить значение скорости
газа при срыве пламени f/во, т. е. скорости газа, при
достижении которой происходит прекращение горения. Особое
внимание уделяется определению максимума скорости при срыве,
который обычно соответствует смеси, близкой по составу к сте-
хиометрической. Во-вторых, для данной степени
форсированности камеры можно определить диапазон изменения и, внутри
которого горение будет устойчивым.
Рис. 6.1. Типичная область стабилиза
ции пламени.
Стабилизация пламени 197
В целом при исследовании экспериментальных образцов
стабилизирующих устройств, в которые топливо поступает уже
перемешанным с воздухом, основное внимание уделяется скорости
при срыве, а в камерах сгорания газотурбинных двигателей
первостепенное значение придается диапазону устойчивого
горения.
Определение характеристик стабилизации пламени
Области стабилизации можно определять двумя способами:
либо при фиксированном массовом расходе воздуха и
устойчивом горении изменяют расход топлива до тех пор, пока не
произойдет срыв пламени, либо при постоянном расходе топлива и
устойчивом горении изменяют массовый расход воздуха вплоть
до наступления срыва. В обоих случаях регистрируются
значения массовых расходов воздуха и топлива, соответствующие
моменту прекращения горения. На практике предпочтительнее
первый способ, так как изменения расхода топлива влияют
только на х (т. е. на величину по оси ординат), тогда как
изменения в расходе воздуха меняют значения параметров и на оси
абсцисс, и на оси ординат.
Характеристики стабилизации пламени камеры сгорания
авиационного ГТД определяют посредством проведения серии
испытаний с достижением срыва пламени при постоянных
заранее выбранных уровнях температуры и давления воздуха. После
начала подачи топлива и воспламенения смеси расход топлива
непрерывно уменьшают до погасания пламени. После того как
расходы топлива и воздуха, соответствующие «бедному» срыву
пламени, зарегистрированы, горение в камере восстанавливают,
а затем медленно увеличивают расход топлива до достижения
«богатого» срыва пламени. Эта процедура повторяется при все
увеличивающихся расходах воздуха до тех пор, пока не
определится полный контур области устойчивого горения. Рис. 6.1
иллюстрирует особенности области устойчивого горения,
полученной описанным способом. Эта область ограничена «бедным» и
«богатым» пределами, которые постепенно сближаются по мере
увеличения расхода воздуха, пока не будет достигнут уровень
расхода, выше которого пламя не удерживается ни при каких
значениях х. Особый интерес в этой области представляют точки
«богатого» и «бедного» срыва, полученные при массовом расходе
воздуха, соответствующем расчетному значению скорости
потока в камере сгорания.
Полнота характеристик устойчивости обеспечивается
проведением достаточного числа испытаний, чтобы можно было
построить области устойчивого горения для разных значений
давления. Далее следует процедура прямого пересчета этих
результатов испытаний в набор рабочих характеристик, демонстрирую-
198 Глава 6
щих диапазон полетных условий, в котором обеспечивается
устойчивое горение. Опасность перегрева жаровой трубы и
трубопроводов установки вынуждает ограничивать число «богатых»
срывов пламени, которые определяются в испытаниях, особенно
при высоких давлениях. К счастью, это не является серьезным
недостатком, так как именно «бедный» предел устойчивого
горения представляет первостепенный интерес. В авиационных
двигателях, которые должны работать при резких изменениях
режима, желательно иметь на «бедном» пределе величину 1/х
порядка 300 (по массе) при давлениях, близких к атмосферному.
Метод впрыска воды
Характеристики авиационного газотурбинного двигателя
таковы, что при постоянной приведенной частоте вращения ротора
массовый расход воздуха, поступающего в камеру сгорания,
примерно пропорционален его давлению. Однако скорость
химических реакций пропорциональна давлению в степени, которая
может меняться от 1,25 до 2 (в зависимости от рода топлива,
отношения топливо/воздух и особенностей процесса
смесеобразования). Это означает, что по мере понижения давления расход
горючих компонентов через камеру уменьшается не так быстро,
как скорость химических реакций; в результате характеристики
камеры сгорания ухудшаются. Следовательно, только при
испытаниях камеры сгорания на режиме с наименьшим давлением
воздуха можно в полной мере выявить все ограничения в ее
рабочих характеристиках. В камерах сгорания авиационных ГТД
это наименьшее давление составляет несколько кПа.
К сожалению, стоимость строительства и эксплуатации
стендов для испытаний двигателей в высотных условиях чрезвычайно
велика. Намного дешевле воздух, получаемый от
вентилятора, и по этой причине в большей части огневых испытаний
используется вентиляторный воздух. Так как этот воздух
находится при атмосферном давлении, то результаты испытаний
полноразмерных систем обычно ограничиваются очень бедными
или очень богатыми топливовоздушными смесями. Данное
обстоятельство иллюстрируется характеристиками срыва пламени,
приведенными на рис. 6.2. Если же испытания удается
выполнить в наиболее интересном диапазоне и, т. е. вблизи
стехиометрии, то либо скорости потока при этом очень высоки, либо
размеры испытуемого устройства очень малы. Экстраполяция
к реальным скоростям и размерам представляется несколько
сомнительной процедурой. Экстраполировать результаты
испытаний на другие размеры трудно, так как при экстраполяции
такого рода необходимо учитывать эффекты, появляющиеся в
результате изменения относительного размера (например,
изменения степени загромождения канала или трубы стабилизирую-
Стабилизация пламени
199
щим устройством). Не менее трудно экстраполировать
полученные данные на другие скорости, поскольку при больших
скоростях эффекты сжимаемости могут изменить структуру течения
в зоне горения и вблизи нее.
Метод с использованием впрыска воды не имеет этих
недостатков. Он позволяет испытывать полноразмерные системы в
рабочем диапазоне скоростей и величин х. При испытаниях
используется вентиляторный воздух, а низкие давления
имитируются подачей воды в зону горения. Суть этого метода
заключается в том, что, согласно теоретическим представлениям о
60 90
150 180 2Ю Ш 270 300 330
Скорость, м/с
Рис. 6.2. Данные по срыву пламени, иллюстрирующие трудность замыкания
границ устойчивого горения [2].
скорости суммарной реакции, снижение давления в зоне
реакции эквивалентно уменьшению температуры в этой зоне,
которое и обеспечивается впрыском воды [3, 4].
Одним из наиболее полезных приложений этого метода
является получение данных по срыву пламени для различных
вариантов стабилизаторов пламени. Исследуемый стабилизатор
* устанавливается в трубе, присоединенной к выходу из
вентилятора. Между вентилятором и стабилизатором имеются камера
подогрева воздуха и коллекторы для впрыска топлива или смеси
топлива с водой, осуществляемого равномерно по всему
поперечному сечению трубы. Топливо и воду можно тщательно
перемешать еще до поступления их в коллектор (хотя это в общем
несущественно для метода). Такое предварительное смешение
обеспечивается с помощью двухсопловой форсунки, в которой
дежурный факел распыла образован топливом, а основной
факел— водой (рис. 6.3).
Процедура испытаний очень проста. Скорость и температура
газового потока, набегающего на стабилизатор, поддерживаются
на заданном уровне. Включается подача топлива и
обеспечивается стабилизация пламени в циркуляционной зоне за
стабилизатором. Постепенно во все возрастающем количестве к
200
Глава 6
топливу подмешивается вода до тех пор, пока не происходит срыв
пламени. Эта процедура повторяется при различных значениях
расхода топлива с тем, чтобы полностью определить область
Воздух при
атмосферном
давлении ~
Топливо
Вода
Рис. 6.3. Схема установки для опытов по стабилизации пламени с
использованием впрыска воды.
7 —равномерный впрыск смеси топлива с водой; 2—стабилизатор пламени; 3—двухсопло-
вая форсунка.
устойчивого горения. Типичная область такого рода показана
на рис. 6.4, где по оси ординат отложена величина коэффициента
избытка топлива ср в керосиновоздушной смеси, а по оси
7,2-
10-
0,8-
06-
i ! I
j
TO=775K
M = 0,3
Ро = 700 кПа
1 1 Т
- СЛ 0,6 0,8 , 7,(j
Отношение вода /топливо
Рис. 6.4. Данные по срыву пламени,
полученные методом впрыска воды [3].
0,1
I
<Р=0,9
<Р=1,0
Ф= 1,1
¦<Р = 7,2
2 ? ' 2 J
( Отношение вода/топливо
Рис. 6.5. Связь между отношением
массовых расходов вода/топливо и
отношением давлений газа для изоокта-
нового топлива (п = 2), То = 773 К
[5].
абсцисс — отношение массовых расходов воды и керосина.
Можно видеть, насколько легко и надежно при использовании
впрыска воды определяется та часть границы срыва пламени,
которая соответствует наибольшей устойчивости горения и
представляет наибольший интерес в отношении рабочих характеристик.
Стабилизация пламени 201
Подобные кривые обеспечивают полезную информацию во
всех случаях, когда сопоставляются уровни устойчивости
горения для различных '/-образных стабилизаторов. Единственное
используемое при этом допущение представляется вполне
оправданным и заключается в том, что стабилизатор, требующий для
достижения срыва пламени большего количества воды, создает
и наибольшую устойчивость горения. Ценность метода
обусловлена, кроме того, и наличием соотношения (полученного из
представлений о скорости суммарной реакции), связывающего
долю воды в топливе с эквивалентным ей снижением давления
газа. Это соотношение иллюстрируют приведенные на рис. 6.5
результаты расчетов для октана [5]. Аналогичные кривые
получены для керосина [3]. В целом результаты различных
испытаний показывают, что подача в зону горения равных количеств
воды и топлива эквивалентна уменьшению давления газа в
камере наполовину.
СТАБИЛИЗАТОРЫ ПЛАМЕНИ
Ъ ВИДЕ ПЛОХО ОБТЕКАЕМЫХ ТЕЛ
Среди всех устройств, применяемых для стабилизации
пламени в потоке газа, плохо обтекаемые тела, несомненно, имеют
наибольшее значение. Подавляющее большинство имеющихся
экспериментальных данных по устойчивости горения получено
со стабилизаторами в виде таких тел. Основные области
практического применения подобных стабилизаторов — это форсажные
камеры турбореактивных двигателей и камеры сгорания
прямоточных двигателей. В связи с этим указанные стабилизаторы
пламени заслуживают подроб- 2
ного обсуждения.
Механизм стабилизации
пламени
Поле течения в окрестности
стабилизатора, выполненного в
виде плохо обтекаемого тела, ~ с а „ л
пп г* Рис. 6.6. Структура течения за стаби-
показано на рис. 0.0. ^лева на лизатором в виде плохо обтекаемого
стабилизатор набегает одно- тела.
рОДНаЯ ГОрЮЧаЯ СМеСЬ. На / — слой смешения; 2 — изоконтуры полноты
кгюмкяу гтябитшчятппя пппиг сгорания топлива; 3-распространяющееся
J\puJvlJ\dA LldUHJiHodiupd приис- пламя; 4—циркуляционная зона.
ходит отрыв потока, а далее
формируется след за стабилизатором. В ближнем следе
поддерживается циркуляционное течение; так как скорость в ближнем
следе значительно меньше, чем в основном потоке, то между
ними формируется слой смешения со сдвигом скорости, в
202 Глава 6
котором тепло- и массообмен осуществляются посредством
турбулентной диффузии.
Втекающая в слой смешения свежая горючая смесь
поджигается горячими продуктами сгорания, которые вовлекаются
сюда из зоны циркуляции [6]. Горящая смесь сносится вниз по
потоку в пределах слоя смешения, в свою очередь поджигая
соседние порции свежей смеси. Когда полностью сгоревшие газы
покидают слой смешения, некоторая часть их циркуляционным
течением возвращается в ближний след к стабилизатору и
обеспечивает тем самым существование постоянного источника
поджигания поступающей свежей смеси.
Исследования без горения
В работе [7] получены интересные фотоснимки поля
течения в окрестности стабилизатора с горением и без него. Шли-
рен-кинокадры, снятые в условиях, близких к условиям срыва
пламени, показывают, что в области следа устанавливается
вихревая дорожка, подобная наблюдаемой без горения. Однако в
опытах работы [8] вихреобразования в следе за стабилизатором
не наблюдалось ни при устойчивом горении, ни в условиях,
близких к погасанию пламени. Было сделано предположение, что в
опытах без горения примыкающие к стабилизатору вихри зоны
циркуляции настолько велики и протяженны по сравнению с
размерами стабилизатора, что они становятся неустойчивыми.
В противоположность этому при горении присоединенные вихри
зоны циркуляции по протяженности в направлении потока не
более чем вдвое превышают диаметр (или характерный размер)
стабилизатора и, следовательно, остаются в пределах
стабилизирующего воздействия плохо обтекаемого тела.
Имеется и много других публикаций об исследованиях без
горения поля течения в окрестностях стабилизатора [1,9—14].
В результате этих исследований были определены поля
давления и скорости, частота вихреобразования, коэффициент
сопротивления, а также влияние формы плохо обтекаемого тела и
степени загромождения им потока на размеры циркуляционной
зоны. В работе [14] для визуализации течения стабилизатор
устанавливался в потоке масла. Типичные фотоснимки,
полученные для стабилизатора в форме желоба с острым углом при
вершине 30°, для подобного же стабилизатора, но со скругленной
вершиной, а также для струйного стабилизатора показаны на
рис. 6.7.
Время пребывания
Процесс турбулентного обмена в ближнем следе за
стабилизатором исследовался в работах [15, 16]. Результаты этих
исследований показывают, что турбулентный обмен определяется
Рис. 6.7. Фотоснимки визуализированного течения в ближнем следе за
стабилизаторами различного типа [14]. ,
а — V-образный стабилизатор с углом при вершине 30°, Вг=0,31, М=0,23; б — 30°-ный
V-образный стабилизатор со скругленной вершиной, ?г = 0,25, М=0,23; б
—газодинамический (струйный) стабилизатор, Вг=0,19 (в отсутствие струй), М=0,23.
204 Глава 6
формой циркуляционной зоны и временем пребывания в ней
газа. Установлено, что среднее время пребывания, которое
характеризует скорость переноса тепла и массы из
циркуляционной зоны в слой смешения, обратно пропорционально скорости
основного потока. В присутствии пламени процессы обмена
протекают в несколько (от 2 до 8) раз менее интенсивно, чем без
горения; соответственно увеличивается среднее время
пребывания. Кроме того, время пребывания, по:видимому, не зависит от
величины х, но уменьшается при увеличении интенсивности
турбулентности в основном потоке. Стабилизаторы, наиболее сильно
отклоняющие поток, создают зоны циркуляции с наибольшим
временем пребывания и обеспечивают наиболее широкие
пределы устойчивого горения.
Влияние степени загромождения потока стабилизатором
Если стабилизатор расположен в трубе, как это обычно и
делается, то появляется дополнительный параметр,
определяющий характеристики стабилизации пламени, — степень
загромождения сечения трубы стабилизатором. Этот параметр
представляет собой отношение площади проекции стабилизатора на
поперечное сечение трубы к площади этого сечения. Все теории
стабилизации пламени утверждают, что пределы устойчивого
горения при увеличении характерного размера стабилизатора
расширяются. Однако в закрытом потоке, в трубе, где стенки
препятствуют свободному расширению потока при обтекании
стабилизатора, осевая составляющая скорости вблизи него
получается большей, чем в случае, когда тот же стабилизатор
располагается в не ограниченном стенками потоке. Одним из
следствий этой более высокой скорости является уменьшение
ширины циркуляционной зоны. Поэтому для стабилизатора
данного размера любое увеличение степени загромождения
закрытого потока, например уменьшением сечения трубы, уменьшает
размер циркуляционной зоны и, тем самым, понижает
устойчивость горения.
Уравнение, связывающее величину отношения ширины
циркуляционной зоны к ширине стабилизатора (в форме желоба)
с коэффициентом сопротивления, было получено в работе [13]:
п — Д-Л2 * == е п _ /ч_л2 > (Ь.1)
где ВГ— геометрическая степень загромождения, Ва —
аэродинамическая степень загромождения, е — константа для
стабилизатора данной формы. Для круговых конусов, например,
установленных вершиной против потока,
8 = 4,4 (sin-|H>5, F.2)
Стабилизация пламени 205
где 0 — угол при вершине конуса. Так, для конуса с углом при
вершине 45°, создающего геометрическое загромождение Вг =
= 0,10, величина аэродинамического загромождения Ва
получается в соответствии с уравнениями F.1) и F.2) равной 0,135.
Массообмен. В работе [17] оценивалась доля горючей смеси,
вовлекаемой из основного потока в ближний след за
стабилизатором. При этом была использована замеченная в
экспериментах особенность, заключавшаяся в том, что «бедный» срыв
пламени происходил при одном и том же значении к независимо от
того, подавалось ли топливо (пропан) непосредственно в
циркуляционную зону или же в основной поток воздуха выше
стабилизатора. Таким образом, при погасании пламени на «бедном»
пределе выполнялось следующее равенство:
где rfiF — расход топлива, подаваемого в циркуляционную зону;
гпе — массовый расход воздуха, вовлекаемого в циркуляционную
зону; гНа — расход воздуха в основном потоке; тр0 — расход
топлива, подаваемого в основной поток. Опыты, проведенные в
широком диапазоне изменения скорости основного потока U,
температуры газа Т и степени загромождения Вг, позволили
установить, что доля суммарного потока, вовлекаемая в ближний
след, определяется соотношением
тА Г0'75 A - ?гH'5 " К ] '
Для конического стабилизатора с углом при вершине в 30°
коэффициент пропорциональности в соотношении F.4) равен 0,21.
Влияние турбулентности. Турбулентность играет важную
роль в стабилизации пламени, обеспечивая перемешивание
свежей смеси с горячими газами циркуляционной зоны. В работе
[6] исследовалось влияние числа Рейнольдса на пределы
устойчивого горения для пламен, стабилизированных с помощью
цилиндрических стержней и дисков. Установлено, что ниже
некоторого критического значения числа Рейнольдса (равного
примерно 104) область течения, обеспечивающая стабилизацию
пламени, существенно ламинарна; при более высоких значениях
]) Согласно данным других работ, доля горючей смеси, вовлекаемой из
основного потока в циркуляционную зону за стабилизатором, т. е. величина
гпе/гНа, не зависит ни от скорости потока, ни от его температуры, а
определяется только геометрическими параметрами и интенсивностью
турбулентности в потоке смеси. Причиной несоответствия эмпирической формулы F.4)
этим данным может быть некорректность использованного в работе [17]
метода определения гпе. — Прим. ред.
206 Глава 6
Re процесс горения определяется уже турбулентным смешением.
С точки зрения практики наиболее интересны результаты,
соответствующие числам Рейнольдса выше 105.
Экспериментальные данные о стабилизации пламени
плохо обтекаемыми телами
Стабилизирующие свойства плохо обтекаемых тел изучались
достаточно интенсивно, и к настоящему времени накоплен
значительный объем экспериментальных данных. Основные
результаты исследований обсуждаются и обобщаются ниже.
Род топлива. Для топлив типа керосина было установлено,
что с уменьшением их удельной массы горение может
поддерживаться в более бедных смесях. Поэтому углеводородные топлива
парафинового ряда могут, вообще говоря, применяться при
меньших величинах отношения топливо/воздух, чем топлива
ароматического ряда. Точно так же в случае легкого бензина
можно получить значительно более высокие значения отношения
воздух/топливо A/х) на «бедном» пределе устойчивого горения,
чем, например, при использовании газойля. Лучшие
характеристики «бедного» срыва пламени для топлив с меньшей удельной
массой обусловлены отчасти их меньшей вязкостью, что
обеспечивает более мелкое распыливание, а отчасти большей
летучестью. Более качественное распыливание и более высокая
летучесть способствуют увеличению скорости испарения топлива, что
позволяет сжигать более бедные смеси. По тем же причинам
высокая летучесть топлива может привести к тому, что при
полете на больших высотах произойдет «богатый» срыв пламени
из-за избыточного количества паров топлива в циркуляционной
зоне [18].
Отношение топливо/воздух. Так как скорость
распространения пламени и скорости химических реакций достигают
максимума вблизи стехиометрической величины х, можно
предположить, что скорость, при которой происходит срыв пламени,
также будет наибольшей в смеси околостехиометрического
состава. Это действительно так в большинстве имеющих
практическое значение случаев, когда число Re достаточно велико и
процессы переноса имеют турбулентный характер. Но при
числах Re ниже определенного, критического значения, примерно
104, в области, где смешение осуществляется уже посредством
молекулярной диффузии, максимум скорости срыва пламени
может наблюдаться при величинах коэффициента избытка топлива
Ф, которые значительно отличаются от 1. В работе [6]
отмечалось, что эти значения фмакс были больше 1 для бензина, но
меньше 1, когда в качестве топлива использовался метан. Это
отличие приписывалось разнице в величинах отношений
молекулярных масс обоих топлив к молекулярной массе кислорода.
Стабилизация пламени
207
Когда Re > 105, преобладает турбулентная диффузия и
максимум скорости потока при срыве пламени всегда соответствует
стехиометрическому (или несколько большему) отношению
топливо/воздух >с. Все области устойчивого горения, полученные
для однородных смесей, подтверждают это (рис. 6.8—6.10). Но
QJDU-
0,95 л0.85
Характеристика срыва пламени, стабилизированного на диске [19].
Рис. 6.9.
мени для
[28].
Характеристика срыва пла-
трубчатой камеры сгорания
0,1 0,25 0,5 1,0 1,5
тА/УР18хЮ6
Рис. 6.10. Характеристика срыва
пламени для реактора хорошего
смешения, приведенная к входной
температуре 400 К [27].
в случае распыленных жидких топлив вершина области
устойчивого горения достигается при ус, которые отличаются от сте-
хиометрического на величину, зависящую от характеристик
факела распыла и от полноты сгорания топлива. Так, если
значительная часть топлива покидает зону реакции несгоревшей,
вершина области устойчивого горения располагается с «богатой»
стороны от стехиометрии. Если же характеристики форсунки и
структура воздушного потока таковы, что количество воздуха,
вовлекаемого в факел распыливания топлива, уменьшается при
уменьшении расхода топлива, то вершина области устойчивого
горения будет иметь тенденцию располагаться с «бедной»
стороны от стехиометрии. Но во всех случаях максимум
устойчивости горения достигается тогда, когда «эффективный» состав
208
Глава о
смеси в зоне горения, вычисляемый не по всему количеству
воздуха и топлива, а только по действительно принимающему
участие в горении, оказывается стехиометрическим.
Скорость потока. Любое увеличение скорости потока
неизбежно оказывает отрицательное воздействие на устойчивость
горения. Это иллюстрирует рис. 6.2, на котором представлены
20 АО 60 8G
Скорость основного потока, м/с
ЮО
Рис. 6.11. Влияние скорости потока смеси на «бедный» предел устойчивого
горения [20].
Dp=10 см, />=90 кПа, Г0=300 К, топливо —газообразный пропан.
о
20 U0 60
Скорость основного потока, м/с
Рис. 6.12. Влияние скорости основного потока на «бедный» предел устойчивого
горения [21].
В =0,04, Г0=300 К, Р = 100 кПа, средний заутеровский диаметр капель топлива 60 мкм.
? — мазут; А — дизельное топливо; О — изооктан.
границы области устойчивого горения для смеси лигроина с
воздухом при использовании стабилизаторов четырех различных
размеров. Видно, что увеличение скорости сужает диапазон
составов смеси, внутри которого возможно устойчивое горение.
Влияние скорости на «бедный» предел устойчивого горения
демонстрируется на рис. 6.11, где приведены
экспериментальные данные для пропановоздушных пламен,
стабилизированных коническими стабилизаторами в 100-мм цилиндрической
Стабилизация пламени
209
трубе. Четыре кривых на этом рисунке относятся к четырем
различным размерам стабилизатора. Аналогичные данные для
гетерогенных смесей воздуха с мазутом, дизельным топливом и изо-
октаном показаны на рис. 6.12.
Температура. Принимая во внимание хорошо известный
экспоненциальный характер зависимости скорости химических
реакций от температуры, можно ожидать, что увеличение
начальной температуры смеси должно расширять пределы
устойчивого горения и увеличивать скорость потока при срыве
пламени. Это следует и из всех опубликованных
экспериментальных данных, хотя в отношении степени влияния температуры на
300 kOO 500
Начальная температура воздуха 7 К
Рис. 6.13. Влияние начальной температуры воздуха на «бедный» предел
устойчивого горения [20].
{/=50 м/с; Х>р = 15 см; Р = 100 кПа.
Ubo эти данные единообразием не отличаются. Следующие
результаты демонстрируют эти расхождения: Хэддок [22]:
Vbo~T10-21 Хитрин и др. [23]:иво~Г0-**; Норстер [24] : С/Б0 ~
— ехр ("Тбй'З^о*7' Хоттел и ДР- [25]: f/B0 ^ Г^ для бедной смеси
и Ubo ~ То для богатой смеси. В работе [25] разные результаты
для бедной и богатой смесей авторы объясняют тем, что
«бедный» предел устойчивого горения в большей степени зависит от
кинетики химических реакций, а «богатый» — от смешения.
Анализируя данные этой работы для «бедного» предела (часть их
приведена на рис. 6.13), авторы работы [20] пришли к выводу,
что
Т 016
где q)WE — значение коэффициента избытка топлива на «бедном»
пределе устойчивого горения.
14 Зак. 761
210
Глава 6
Давление. Увеличение давления всегда повышает
устойчивость горения. Это видно из рис. 6.14, на котором приведены
данные, полученные при исследовании влияния давления на
стабилизацию пламени плохо обтекаемыми телами [19]. В ряде
более поздних исследований, выполненных с плохо обтекаемыми
телами-стабилизаторами, жаровыми трубами камер сгорания и
реакторами хорошего смешения, положительное влияние
давления на пределы устойчивого горения было полностью
подтверждено [27, 28]. Обобщенные данные по влиянию давления на ста-
0,72
0,11
0,10
0,09
0,08
0,07
0,06
0,05
0,04
0,03
\
s
vb
>v
i
о—
I
у20,икПсГ
1^
ц
F
о—
j
==z
Ы
^—'
,47,7 кПа
\
tr
1—«
•
•
\
>Ю2кПа
50
Скорость, м/с
120
150
Рис. 6.14. Влияние понижения давления на характеристики стабилизации
пламени 2,5-см диском [19].
билизацию пламени в трех различных камерах сгорания
представлены на рис. 6.8—6.10.
Для газовых смесей повышение давления расширяет область
устойчивого горения, увеличивая скорость потока при срыве
пламени, особенно в богатой и околостехиометрической смесях.
Влияние на скорость потока при срыве в бедных смесях очень
невелико (см. рис. 6.15). В гетерогенных смесях эффект от
повышения давления более выражен, как это можно видеть на
рис. 6.16, что приписывают положительному воздействию роста
давления на скорость испарения топлива (благодаря
увеличению числа Re).
Степень влияния давления на скорость потока при срыве
пламени обычно выражают соотношением Uno ~ Рт.
Опубликованные величины т для больших чисел Re (более 105)
находятся в диапазоне от 0,75 до 1,0 [3, 19, 26—28].
Турбулентность. Первым экспериментальным исследованием
влияния турбулентности на стабилизацию пламени была,
по-видимому, работа Вильямса и др. [8]*>, проведенная с пламенами
в газовых топливовоздушных смесях, стабилизированными с
помощью цилиндрических стержней (прутков). Наблюдалось
]) Насколько нам известно, первой была работа В. Ф. Дунского,
выполненная в 1948 г. в нашей стране. — Прим. ред.
Стабилизация пламени
211
0,7
0,6
0,5
1
?
X
А
О
—о—
!
20
0,25
0,777
I
-о
1
40
л
Давление
i j
л
1 !
60 80
,кПа
—о
Рис. 6.15. Влияние давления на «бедный» предел устойчивого горения [20].
Dp = \Q см; U=50 м/с; Г0=300 К.
0141
о 50 то
Давление воздуха, к Па
Диаметр стабилизатора,см
Рис. 6.16. Влияние давления воздуха на «бедный» предел устойчивого
горения [21].
?г=0,34, U = 30 м/с, средний заутеровский диаметр капель топлива 100 мкм. П —мазут
А—дизельное топливо; О — изооктан.
Рис. 6.17. Влияние размера стабилизатора пламени на «бедный» предел
устойчивого горения [20].
Р=90 кПа, 7\)=300 К, топливо — газообразный пропан.
14*
212
Глава 6>
несомненное понижение стабильности горения при увеличении
интенсивности турбулентности, что связывалось с изменением
средней величины местной скорости газа вблизи стабилизатора.
Еще одним результатом, который рассматривался как
подтверждение этого предположения, было то, что для стабилизаторов
большего размера пределы устойчивого горения изменялись при
увеличении турбулентности в меньшей степени.
Влияние турбулентности на стабилизацию пламени изучалось
также в работе [20]. Результаты подтвердили отрицательное
О /0
Диаметр стабилизатора, см
Рис. 6.18. Влияние размера стабили- Рис. 6.19. Влияние формы стабилиза-
затора пламени на «бедный» предел тора в виде плохо обтекаемого тела
устойчивого горения по уравнению на пределы устойчивого горения Г291.
F.17) [21].
Р = 100 кПа, Го = 300 К, ?/ = 30 м/с, Ги=2%.
средний заутеровский диаметр капель
топлива 60 мкм. D — мазут; А —дизельное
топливо; О — изооктан.
воздействие увеличения турбулентности на стабильность
горения. Было сделано предположение, что причиной этого является
вовлечение в ближний след за стабилизатором дополнительного
количества свежей смеси, что увеличивает нагрузку на зону
горения и уменьшает располагаемое для сгорания смеси время.
Размер стабилизатора. Увеличение характерного размера
стабилизатора повышает устойчивость горения благодаря
увеличению времени пребывания реагентов в циркуляционной зоне.
Экспериментальные данные о влиянии размера стабилизатора
обычно представляют в виде зависимости величины UB0/D^ от
коэффициента избытка топлива ф (здесь Dc — характерный
размер стабилизатора). Интересно отметить, что опубликованные
значения w для турбулентных течений находятся в пределах от
0,75 [3] до 1,0 [2, 19, 28], т. е. в том же диапазоне, что и
показатель степени т при давлении в приведенной выше зависи-
Стабилизация пламени
213
мости Ubo от Р. Это означает, что существует зависимость
Uво ~ (PDc)a, и, как показано дальше, именно такое
соотношение должно получиться для химической реакции второго
порядка.
Влияние размера стабилизатора на «бедный» предел
устойчивого горения для гомогенных смесей представлено на рис. 6.17,
а для гетерогенных — на рис. 6.18.
Форма стабилизатора. Форма плохо обтекаемого
тела-стабилизатора влияет на характеристики стабилизации пламени через
200
Рис. 6.20. Влияние среднего (заутеровского) диаметра капель топлива на
«бедный» предел устойчивого горения [21].
?/ = 15 м/с, Вг=0,34, Г0=300 К, Р = 100 кПа. П—мазут (В = 1,5); А —дизельное топлива
{В ==2,8); О — изооктан (В = 6,1).
форму и размер циркуляционной зоны. Это влияние
демонстрируется на рис. 6.19, где представлены полученные в работе [29]
области устойчивого горения для цилиндра, V-образного
желоба и пластины одного размера (в проекции на поперечное
сечение трубы). Данные рис. 6.19 свидетельствуют о том, что
характерным размером для стабилизации пламени следует
считать не ширину стабилизатора, а максимальную ширину
образующейся за ним циркуляционной зоны (для осесимметричных
стабилизаторов — ее диаметр). Позднее в работе [30] было
показано, что области устойчивого горения, полученные для
стабилизаторов разной формы, могут быть совмещены, если в
обобщающий параметр ввести коэффициент гидравлического
сопротивления стабилизатора.
Качество распыливания топлива. Для конкретной
практической камеры сгорания, функционирующей при заданных
давлении, температуре, скорости и типе топлива, всегда существует
некоторое критическое значение среднего размера капель
топлива, ниже которого любое улучшение распыливания топлива
214 Глава 6
уже не влияет на «бедный» предел устойчивого горения. При
значениях среднего заутеровского диаметра капель больше
критического они не испаряются полностью в пределах
циркуляционной зоны, поэтому для поддержания устойчивого горения
необходимо подавать больше топлива. Это приводит к тому, что
значения фи^, вычисленные по общему расходу топлива,
возрастают при увеличении среднего заутеровского диаметра капель.
Указанная зависимость демонстрируется на рис. 6.20, где
показано также влияние летучести топлива на величину ф^?. При
фиксированном среднем заутеровском диаметре капель топливо
с наименьшей летучестью (летучесть характеризуется
величиной В) дает наибольшие значения q>wE при «бедном» срыве
пламени.
Выводы из экспериментальных данных
Накопленный к настоящему времени обширный
экспериментальный материал позволяет сделать ряд общих выводов о
факторах, управляющих процессом стабилизации пламени. В общем
скорость потока при срыве пламени увеличивается и пределы
устойчивого горения по составу смеси расширяются:
— при уменьшении скорости основного потока газа;
— при увеличении начальной температуры газа;
— при увеличении давления газа;
— при уменьшении интенсивности турбулентности в
основном потоке;
— при приближении величины ф к единице;
— при увеличении размера стабилизатора;
— при увеличении коэффициента гидравлического
сопротивления стабилизатора;
— при уменьшении загромождения сечения стабилизатором
(для стабилизатора данного размера).
В отношении характеристик жидкого топлива устойчивость
горения повышается, кроме того,
— при увеличении летучести топлива;
— при улучшении распыливания топлива, т. е. при
уменьшении среднего размера капель.
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ
Модель стабилизации пламени, основанная
на представлении о характерных временах
Одной из первых теорий механизма стабилизации пламени
была предложенная в работе [6] модель, в которой
использовалось представление о характерных временах. Основная идея
этой модели заключалась в предположении, что срыв пламени
Стабилизация пламени 215
происходит тогда, когда время пребывания смеси в слое
смешения становится недостаточным для воспламенения этой смеси
горячими продуктами сгорания циркуляционной зоны.
Следовательно, критерием срыва пламени должно быть равенство
времени задержки воспламенения и времени пребывания смеси в
слое смешения, прилегающем к циркуляционной зоне. Если L —
длина циркуляционной зоны, Ubo — скорость основного потока
вблизи слоя смешения в момент срыва пламени и т — время
задержки воспламенения, то критический для устойчивости
горения режим достигается при
1. F.5)
В этом критерии кинетика химических реакций представлена
величиной т, а гидродинамические эффекты — величиной L.
В работе [31] данная модель была трансформирована для
турбулентных пламен в однородных смесях испаренного
топлива с воздухом следующим образом. Время пребывания в слое
смешения определялось как
tT оэ L/C/, F.6)
где U — скорость течения в слое смешения, вычисляемая при
температуре газа в этом слое.
Задержка воспламенения определялась соотношением
т со ^ШЕ1, F.7)
где Е — энергия активации, Т — температура газа в слое
смешения, ф — коэффициент избытка топлива.
Критерий срыва пламени по данной модели получался,
следовательно, в виде
, L_^^(EIRT) F8>
В этом выражении скорость потока при срыве пламени не
зависит от давления, что не согласуется с экспериментальными
данными.
«Реакторная» модель
В ранней работе Лонгвелла и др. [32] зона реакции за плоха
обтекаемым телом-стабилизатором рассматривалась как
гомогенный химический реактор. Сравнивая данные о скорости
тепловыделения в зоне за стабилизатором с оценками этой же
скорости в турбулентном фронте пламени, авторы работы [32]
пришли к выводу, что для того, чтобы в указанной зоне
выделялось наблюдаемое количество энергии, она должна
представлять собой почти непрерывную волну турбулентного горения.
216 Глава 6
Хотя соответствующие доказательства ке были достаточно
строгими, в работе проводится точка зрения, что скорость
перемешивания газа в реакционном объеме (в него включены слой
смешения и циркуляционная зона) много больше скорости
химических реакций.
Позднее Лонгвелл и Вейс [27] экспериментально
установили, что данные по устойчивости горения могут быть обобщены
с помощью параметра химической нагрузки гпа/УРп, где гНа
представляет собой расход воздуха через реактор, V—объем
реактора, Р — давление в реакторе и п — эффективный порядок
реакции. В работе [33] для керосина было рекомендовано значение
п = 2, тогда как Лонгвеллом для изооктана экспериментально
было получено значение п= 1,8. Разница может быть отнесена
на счет некоторых различий в механизме реакции, но более
вероятно, что в опытах Лонгвелла смешение было недостаточно
быстрым. Автором было предсказано [33], что обобщающим
параметром в случае, когда процессы в реакторе лимитирует
смешение, является тл/О2Р, а в случае, когда лимитирует
химическая реакция, тА/ЬгР2у и, следовательно, эффективный
показатель степени при давлении должен быть между 1 и 2 и тем
ближе к 2, чем интенсивней смешение.
В работах [19, 34] различия в величине показателя степени
при давлении пытались обосновать тем, что параметр
химической нагрузки гпа/О3Р2 должен быть дополнен некоторой
функцией числа Re. Это давало
(DP)b = const, F.9)
откуда для данных Лонгвелла получалось b = 0,2 и
DZApi* = const или -___ = const. F.10)
Другие теории стабилизации пламени рассмотрены в работах
[8, 35—39]. Все эти теории более или менее успешно объясняют
наблюдаемое в экспериментах поведение пламен,
стабилизированных с помощью плохо обтекаемого тела.
В последние годы в работах с участием автора [20, 21, 40]
теоретически и экспериментально исследовалось влияние
факторов, определяющих стабилизацию пламени и срывные
характеристики в случае плохо обтекаемых тел-стабилизаторов.
Дальнейшее обсуждение базируется преимущественно на
результатах этих работ.
«Бедный» предел устойчивого горения
При горении однородных топливовоздушных смесей срыв
пламени происходит тогда, когда скорость выделения тепла
в ближнем следе за стабилизатором становится недостаточной
Стабилизация пламени 217
для того, чтобы нагреть поступающую сюда свежую смесь
до температуры, необходимой для инициирования химических
реакций. В случае гетерогенных смесей дополнительным
фактором является время, требуемое для испарения топлива. Для
распыленного топлива с низкой летучестью и с каплями большого*
размера это время относительно велико и часто становится
главным фактором, лимитирующим суммарную скорость выделения
тепла. При рассмотрении «бедного» предела устойчивого горения
целесообразно вначале сделать это для однородных смесей,
а затем выяснить, каким образом следует скорректировать
полученные результаты, чтобы учесть испарение топлива.
Однородные смеси. Предложенная в работе [20]
теоретическая модель основана на предположении, что пламя гаснет
тогда, когда количество тепла, требующееся для воспламенения
свежей смеси, поступающей в зону ближнего следа за
стабилизатором, начинает превосходить то количество тепла, которое
'выделяется в этой зоне. Массовая скорость вовлечения свежей
смеси в зону ближнего следа предполагается пропорциональной
произведению плотности газа, площади поверхности указанной
зоны и разности скоростей свежей смеси, обтекающей зону
ближнего следа, и продуктов сгорания в прилегающих спутных
слоях ближнего следа. Эта разность скоростей, очевидно,
пропорциональна скорости потока смеси на кромках плохо
обтекаемого тела, которая равна {7/A—Вг). Предполагается,
кроме того, что площадь поверхности, через которую свежая смесь
поступает в ближний след, пропорциональна D\. Тогда
*«>P^T=W' FЛ1)
Максимальная величина скорости массообмена,
соответствующая срыву пламени, выводится из уравнения суммарной
реакции
15(^N,25. FЛ2)
Приравнивая F.11) и F.12) и подставляя р = р/#Г и F
получаем
и 10Л6
O0
Gу150) Dc
. F.13)
В этом соотношении не учитывается турбулентность
основного потока. Анализ экспериментальных данных показывает, что
турбулентность усиливает влияние скорости. Степень этого
усиления может быть учтена следующим модифицированием
соотношения F.13):
"{ о? "+°-4"<1+°'1Г»И Г6. F.14)
| ро25Г ехр {Го/15О) Dc A - Вг) J ;
218
Глава 6
0,8
= 10см
U =50 м/с
Отметим, что уравнение F.14) обезразмерено, так как
константа 2,25 размерна, поскольку она выведена из константы
скорости реакции и универсальной газовой постоянной R.
Значение 2,25 подобрано из условия наилучшего согласования
с экспериментальными данными. Уравнение F.14) показывает,
что величина коэффициента избытка топлива ср на «бедном»
пределе устойчивого горения
в основном зависит от
температуры, в меньшей степени от
скорости и совсем слабо от
давления. Увеличение
характерного размера стабилизатора
Dc, если оно не
сопровождается увеличением степени
загромождения ВГу всегда улучшает
характеристики «бедного»
срыва пламени, т. е. уменьшает
величину ф^?. Если же
одновременно возрастает и величина
Вг, то увеличение Dc улучшает
характеристики «бедного»
срыва пламени только до
определенного значения ВГу после
чего они начинают ухудшаться.
Для конического тела,
устанавливаемого в цилиндрической
трубе, критическое значение
степени загромождения равно
33 % (т. е. Вг = 0,33). Из
уравнения F.14) следует также,
0,5
0 5 w
Интенсивность турбулентности, %
Рис. 6.21. Влияние интенсивности
турбулентности воздушного потока на
«бедный» предел устойчивого горения
(Р ==90 кПа) [20].
что в условиях Dc = const увеличение Вг (например, при
уменьшении диаметра трубы или при добавлении еще одного
стабилизатора в то же сечение трубы) всегда отрицательно влияет
на характеристики «бедного» срыва пламени.
Предсказываемое уравнением F.14) влияние на «бедный»
предел устойчивого горения изменений скорости, температуры,
давления и интенсивности турбулентности в газовом потоке,
я также размера стабилизатора полностью подтверждается
экспериментальными данными рис. 6.11, 6.13, 6.15, 6.17 и 6.21.
Гетерогенные смеси. Уравнения F.13) и F.14) можно
использовать также для прогнозирования «бедного» предела
устойчивого горения в гетерогенных топливовоздушных смесях
при условии, что скорость испарения топлива достаточно
высока, чтобы гарантировать полное испарение всего топлива в
пределах зоны горения. Если топливо испаряется неполностью,
то ясно, что «эффективное» значение коэффициента избытка
топлива ф оказывается меньше номинального значения. Но
Стабилизация пламени 219
если доля испарившегося топлива известна или может быть
вычислена, то ее можно использовать вместе с уравнением
F.14) для определения значения ф на «бедном» пределе
устойчивого горения, т. е.
(гетерог.) = f~\WE (гомог.), F.15)
где / — доря топлива, испаренного как в зоне горения, так и
в потоке перед этой зоной.
Из анализа факторов, определяющих скорость испарения
факела распыленного топлива, была установлена следующая
зависимость [21]:
F.16)
где Q — доля испаренного топлива в потоке перед зоной
горения, В — параметр массообмена, а величины Сь С2, С3, Ьг?
и ReD32 определены в гл. 7.
Отметим, что, как следует из уравнения F.16), величина /
формально может быть больше единицы. Однако это лишь
означает, что время, требуемое для испарения топлива, меньше
располагаемого, так что топливо полностью испаряется внутри
циркуляционной зоны. В этих случаях следует принимать
f = 1 и, следовательно, yWE (гетерог.) = <pWE (гомог.).
Для плохо обтекаемых тел-стабилизаторов подстановка
величины cpwE (гомог.) из F.14) и величины f из F.16) в
уравнение F.15) дает при больших числах Re?>32 и Q = 0
= С4 L Р^ВС A - Вг) Т0 ехр (Г0/150) J
) L Рг1*г (Ги/100) ^г A — JBr) J "
Кривые на рис. 6.12, 6.18 и 6.20 построены по уравнению
F.17) с С4 = 0,005. Согласие расчетных и измеренных
значений фи7? весьма удовлетворительное.
Скорость потока при срыве пламени
Уравнения F.14) и F.17) пригодны только для случаев,
когда доля топлива в смеси (или, в гетерогенных смесях, «эф-
фективая» доля) значительно меньше доли топлива в стехио-
метрической смеси. Это ограничение возникает потому, что
уравнение F.12) справедливо только для ср <с 0,7. Таким
образом, для исследования характеристик срыва пламени в топливо-
220
Глава 6
воздушных смесях околостехиометрического состава необходим
иной подход. Приводимое далее описание такого механизма
срыва пламени охватывает все существенные факторы и, кроме
того, обладает тем достоинством, что является простым.
Гомогенные смеси. Время пребывания газа в зоне ближнего
следа за стабилизатором определяется уравнением
tr = C8DJU,
.F.18)
Снижение
давления
где Cs — коэффициент формы, значение которого зависит от
ряда параметров, влияющих на форму зоны ближнего • следа,
таких, как форма
стабилизатора и коэффициент его
сопротивления.
Время, необходимое для
горения, определяется как
tc = Po/thm> FЛ9)
где тт — массовая скорость
расходования смеси в единице
объема. При срыве пламени
(т. е. при U =* Uво) имеем
tr = tc и
Скорость потока
Рис. 6.22. Влияние давления на
стабилизацию пламени в однородной топ-
.ливовоздушной смеси.
CsDc
и
во
и URn =
Ро
F.20)
Объемная скорость выделения тепла может быть связана со
скоростью распространения ламинарного пламени
соотношением
¦*-.«. v« F21)
Подставляя тт из уравнения F.21) в F.20), получаем
F 22)
Отметим, что влияние давления в уравнении F.22) учитывается
через коэффициент температуропроводности ао-
Следовательно, в случае бимолекулярной реакции, для которой скорость
распространения ламинарного пламени не зависит от давления,
имеем Uво ~ PDC. Этот результат вместе с наблюдениями,
свидетельствующими о независимости от давления «бедного»
предела устойчивого горения при малых ф, означает, что общее
влияние давления на область устойчивого горения такое, как
локазано на рис. 6.22.
Стабилизация пламени
221
Соотношения типа F.22), представляющие аналогичные
зависимости скорости потока при срыве пламени от скорости
распространения ламинарного пламени и размера стабилизатора,
предлагались В работах [30, таблица 6.1 Значения коэффициента
36, 41, 42]. формы для различных стабилизаторов
Для стабилизатора, рас- пламени
положенного в трубе,
уравнение F.22) преобразуется
к виду
<х0
F.23)
Тип стабилизатора
Цилиндр
Конус р = 30°
45°
90°
Диск
Коэффициент
формы Cs
1,20
1,33
1,40
1,48
1,60
В работе [40] уравнение
F.23) было применено для
обобщения экспериментальных данных [6, 19, 22, 43] по срыву
пламени в газовых топливовоздушных смесях. Коэффициенты
формы, использованные при этом, даны в табл. 6.1.
Рис. 6.23. Сравнение расчетных и
экспериментальных значений скорости
потока при срыве пламени (Р =
= 100 кПа) [40].
Данные соответствуют стабилизаторам
разного размера
Обозначение
V
•
О
^
' ¦
?
Источник
[22]
[22]
[19]
[191
[43]
[6]
Ф
1,0
0,75
1,0
0,75
0,75
1,0 и 0,75
Го, К
338
338
305
305
420
338
100 ZOO 300
иво расч t м'с
400
На рис. 6.23 измеренные максимальные значения скорости
при срыве пламени сопоставлены с вычисленными по уравнению
F.23). Совпадение в принципе хорошее, и это служит
подтверждением справедливости рассмотренной простой модели
для определения скорости потока при срыве пламени.
Гетерогенные смеси. Приведенная выше модель может быть
распространена на гетерогенные смеси, если величину SL в
F.22) заменить следующим более общим выражением для
скорости распространения пламени [44]:
f]
-0,5
F.24)
222
Глава 6
Подстановка величины S вместо Sl в F.22) дает
F.25)
На рис. 6.24 приведены величины скорости срыва пламени
Ubo, вычисленные из уравнения F.25) для V-образного
стабилизатора с углом при вершине 30° и с шириной основания 1 см
в потоке керосиновоздушной смеси при нормальном давлении
Рис. 6.24. Влияние диаметра капель и
доли испаренного топлива на скорость
срыва пламени по уравнению F.25)
[40].
Р = 100кПа, Г0 = ЗЭ0 К, Я = 3,75, 5^=0,5 м/с,
топливо — керосин.
О 10 UO 60 80 100
32 г МКМ
Рис. 6.25. Влияние диаметра капель и
типа топлива на скорость потока при
срыве пламени по уравнению F.25)
[401.
Р = 100 кПа, Г0=300 К, Q=0.
дизельное топливо; - • — керосин; изооктан.
и комнатной температуре. Эти результаты показывают, что
величина Ubo сильно зависит от размера капель и быстро
уменьшается при увеличении среднего заутеровского диаметра.
Кривые на рис. 6.24 иллюстрируют также благоприятное влияние
предварительного испарения топлива между сечением его
впрыска и зоной горения, выражающееся в увеличении
скорости потока при срыве пламени. Так, например, увеличение доли
Q испаренного до зоны горения топлива с 0 до 0,4 увеличивает
скорость срыва пламени с 34 до 50 м/с при среднем заутеров-
ском диаметре капель 20 мкм.
Влияние типа топлива на величину UBo показано на
рис. 6.25. Три кривых на графике представляют значения UBo>
вычисленные из уравнения F.25) для изооктана, керосина и
дизельного топлива, плотность которых составляет 692, 775 и
900 кг/м3, а параметр массообмена равен 6,1, 3,75 и 2,8
соответственно. Условия проведения расчетов были теми же, что
Стабилизация пламени 223
и в расчетах для рис. 6.24. Результаты показывают, что
наибольшая скорость потока при срыве пламени получается в
случае изооктана, так как у него наибольшая летучесть и
наименьшая плотность. Из этих результатов также следует, что
характерные для более тяжелых и менее летучих топлив меньшие
скорости потока при срыве пламени могут быть несколько
увеличены как улучшением распыливания топлива, так и
предварительным испарением некоторого количества топлива до зоны
горения.
СТАБИЛИЗАЦИЯ ПЛАМЕНИ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ
Конструктор лишь в незначительной степени может
регулировать количество свежей смеси, вовлекаемой в
циркуляционную зону за плохо обтекаемым телом-стабилизатором. Обычно
это количество составляет только очень небольшую долю всего
потока, которая к тому же существенно меняется при
изменении скорости и температуры воздуха [17]1). В основных
камерах сгорания газотурбинных двигателей воздух поступает в
циркуляционную зону через различные отверстия в жаровой
трубе, и поэтому конструктор может достаточно точно
регулировать количество воздуха, участвующего в горении в
первичной зоне камеры, подбирая соответствующим образом число,
размеры и форму отверстий.
На рис. 6.26, а показана первичная зона, типичная для
большинства трубчатых камер сгорания. Ее существенной
особенностью в том, что касается стабилизации пламени, является
тороидальная зона возвратного течения, образованная и
поддерживаемая воздухом, поступающим через расположенный
вокруг топливной форсунки завихритель и через первый ряд
отверстий в стенках жаровой трубы. Помимо того, что
первичная зона представляет собой ту часть объема жаровой трубы,
где выделяется основное количество тепла, ее важная функция
заключается также в том, что благодаря циркуляционному
характеру течения горящие и сгоревшие газы подмешиваются
к поступающим в камеру воздуху и топливу. Тем самым
устанавливается непрерывный процесс воспламенения свежей смеси
горячими газами и становится возможным поддерживать
горение в определенных диапазонах изменения давления, скорости
и отношения топливо/воздух.
На рис. 6.26, б изображена первичная зона кольцевой
камеры сгорания. По существу, она не отличается от первичной
зоны трубчатой камеры, за исключением того, что большая
часть участвующего в горении воздуха поступает через первый
ряд отверстий в стенках жаровой трубы этой камеры.
1) Утверждения автора о существенном влиянии скорости и температуры
воздуха не подтверждаются данными других исследований. — Прим. ред.
224
Глава 6
В некоторых кольцевых камерах сгорания первичный воздух
поступает из системы пленочного охлаждения стенок головной
части камеры и, во все возрастающей степени, из системы
предварительной подготовки топлива. Типичное устройство этого
рода показано на рис. 6.26, в.
Стабилизация пламени в камерах сгорания не была
объектом такого детального экспериментального и теоретического
исследования, как стабилизация
пламени плохо обтекаемыми
телами, но полезные описания
общего характера имеются в
целом ряде работ [45—48].
Как правило, максимум
устойчивости горения достигается
при подводе первичного
воздуха через малое число
отверстий большого размера. Это
объясняется тем, что крупные
отверстия дают крупные струи
и крупномасштабные
циркуляционные зоны,
обеспечивающие достаточно большие
времена для горения. Но для
данного массового расхода
увеличить размер отверстий
можно только ценой уменьшения
их числа. Никакого четкого
указания относительно
оптимального числа отверстий в
жаровой трубе кольцевой
камеры сгорания дать
невозможно, но пару противостоящих
отверстий на каждую топливную
Рис. 6.26. Типичные конструктивные форсунку следует
рассматривать как абсолютный минимум;
удвоение этого числа
отверстий было бы
предпочтительней.
В работе [28] исследовались характеристики нескольких
трубчатых камер сгорания, работающих на однородной смеси
керосина с воздухом. В одну из камер, отличающуюся
крупномасштабной циркуляционной зоной в ее головной части, смесь
поступала через единственный ряд больших отверстий. В
другой, так называемой камере-«перечнице», использовалось
большое число мелких отверстий с целью обеспечить однородность
во всей зоне горения. Области устойчивого горения, полученные
для этих двух камер, показаны на верхней из диаграмм
схемы первичной зоны камеры
сгорания.
Стабилизация пламени
225
рис. 6.27, ясно демонстрирующей преимущество однорядной
камеры по устойчивости горения, достигнутое благодаря крупной
циркуляционной зоне. Но, как отмечалось в работе [28],
уровень полноты сгорания топлива при срыве пламени в
однорядной камере был значительно ниже, чем в камере-«перечнице».
Поэтому если области устойчивого горения построить в
координатах коэффициент избытка топлива <р — скорость
тепловыделения в единице объема, камера-«перечница» окажется более
предпочтительной для
достижения максимальной скорости
тепловыделения (нижняя
диаграмма рис. 6.27).
Факторы, влияющие на
устойчивость горения в
трубчатых жаровых трубах,
исследовались и в работе [26]. В
опытах, цель которых состояла в
установлении влияния
изменения числа и размера отверстий
для подвода воздуха и длины
циркуляционной зоны,
изменялись диаметр жаровой
трубы (от 5 до 12,7 см) и
давление (от 17 до 50 кПа). Эмпи- Объемнаяскоростьтепловыделения а
Рис. 6.27. Сравнение характеристик
однорядной камеры сгорания и каме-
ры-«перечницы» ,[28].
камера-«перечница»; однорядная
камера.
рическое обобщение данных
показало, что пределы
устойчивого горения являются
функцией комплекса U/DP°>8, где
U — скорость в первичной зоне,
a D — диаметр камеры. Такой
же результат был получен авторами рассматриваемой работы
в предшествующих исследованиях с реактором хорошего
смешения [27]. Они интерпретировали этот результат как
указание на то, что устойчивость горения в камере зависит от
суммарной скорости химических реакций в первичной зоне.
Влияние рода топлива
Влияние рода топлива на «бедный» предел устойчивого
горения было исследовано с использованием камеры сгорания
двигателя «Аллисон» Т-63 [49]. Соответствующие результаты
для топлив JP5, Jet А, бензина и дизельного топлива показаны
на рис. 6.28 в виде зависимостей величины ф^е при «бедном»
срыве пламени от параметра нагрузки в. Определение и
обсуждение параметра 0 дано в гл. 5, здесь же интересно
отметить, что 0-1 соответствует комплексу U/(DP)°>75, который
15 Зак. 761
226
Глава 6
почти идентичен обобщающему комплексу U/DP°>&,
использованному в работах [26, 27]. Из рис. 6.28 следует, что различия
в топливах не имеют значения на режимах большей мощности,
т. е. когда горение лимитируется в основном скоростью
смешения, но они заметно проявляются на режимах малого газа или
холостого хода, когда стабили-
зация пламени лимитируется
главным образом скоростью
испарения.
0>/2
0,10-
008-
006-
0,02-
0
Дизельное топливо
JP5 \
Jet A
Бензин
Мощность
ВПРЫСКИВАНИЕ ТОПЛИВА
Ключевым фактором для
погасания пламени в бедной
смеси является способ впрыска
топлива. Неравномерное
распределение топлива центро-
рд р
бежными форсунками, как
проМощность
100% , , ю%
стыми, так и двухсопловыми,
тАКи г J приводит к тому, что горение
Рис. 6.28. Влияние рода топлива на концентрируется в областях,
«бедный» предел устойчивого горения где смесь значительно богаче,
21ныТРГ491еНТаЛЬНЫе Т°ЧКИ Н6 П°Ка" чем в сРеДнем- Это означает,
что, даже когда средняя
величина отношения
топливо/воздух к значительно ниже соответствующей нормальному
«бедному» пределу устойчивости горения, пламя продолжает
удерживаться благодаря наличию в зоне горения локальных
областей с околостехиометрической смесью. Поэтому
центробежные форсунки обеспечивают широкие пределы устойчивого
горения и в особенности хорошие характеристики «бедного»
срыва пламени (типичное значение отношения воздух/топливо
при срыве ¦—¦ 1000). В противоположность этому
пневматические форсунки, которые создают значительно более
равномерное распределение топлива, характеризуются существенно
более узкими пределами устойчивого горения (типичное значение
отношения воздух/топливо на «бедном» пределе ~200).
Влияние распыливания топлива на «бедный» срыв пламени
иллюстрирует рис. 6.29 (подробнее эти вопросы обсуждаются в
гл. 10).
В настоящее время значительный интерес представляет
схема организации рабочего процесса в камере,
предусматривающая предварительное испарение и смешение топлива с
воздухом с целью получения бедной смеси в зоне горения. Эта
схема позволяет снизить выбросы окислов азота и дыма из
камеры [50]. Важнейшей особенностью этой схемы является
достижение полного испарения топлива и смешения его с воз-
Стабилизация пламени
227
духом до начала горения. Чтобы полностью реализовать
потенциальные возможности схемы с предварительной подготовкой
бедной смеси, необходимо обеспечить низкую температуру в зоне
реакции. Для этого в значительной части рабочего диапазона
двигателя отношение топливо/воздух к в зоне горения должно
быть близким к «бедному»
пределу погасания пламени.
Поэтому дляг реализации такой
схемы требуется достаточно
хорошее знание всех факторов,
определяющих «бедный»
предел устойчивого горения в
натурных камерах сгорания.
Рис. 6.29. Влияние типа форсунки на
«бедный» предел устойчивого горения.
1— пневматическая форсунка
(одноступенчатая); 2 — пневматическая с дежурным
факелом (гибридная) форсунка; 3 — двухсопло-
вая центробежная форсунка.
Теоретические аспекты
Механизм срыва пламени
в обычной камере сгорания
легко уяснить из графика на
рис. 6.30, где полнота сгорания
в камере показана в
зависимости от параметра 0. Рабочая
точка находится, как правило,
в правой части графика, где
полнота сгорания топлива
высокая. Однако по мере
ухудшения условий горения рабочая точка смещается по кривым
влево и все круче вниз. Пламя гаснет в тот момент, когда
рабочая точка попадает на участок, где кривая становится
вертикальной. Эта точка обычно соответствует полноте сгорания
топлива между 25 и 35 %.
Описанная простая модель хорошо объясняет все
наблюдаемые в опытах характеристики стабилизированных пламен.
Например, из нее следует, что срыв пламени можно сместить
в область более низких давлений в камере, если
уменьшить расход воздуха, повысить его температуру или
увеличить к.
Для устройств, в которых топливо и воздух хорошо
перемешиваются еще до горения, таких, например, как камера
сгорания с предварительной подготовкой бедной смеси или камера
с пневматическими форсунками, выражение для «бедного»
предела устойчивого горения может быть получено из уравнения
F.12) в следующем виде:
ypU25
ехр(Г3/150)
0,16
F.26)
15*
228
Глава 6
где С — константа, зависящая от геометрии зоны горения и
определяемая из эксперимента. Определив величину С при
некоторых наиболее удобных для этого условиях, можно
использовать уравнение F.26) для прогнозирования величины ф на
«бедном» пределе в любых
других условиях опытов.
юо •
ТИПЫ СТАБИЛИЗАТОРОВ
ПЛАМЕНИ
пламени
в =
exp (т3 /300)/mA
Рис. 6.30. Иллюстрация срыва
пламени с помощью кривых, определяющих
зависимость полноты сгорания от
параметра 0.
До сих пор обсуждение было
ограничено почти исключи-
тельно стабилизаторами
пламени в виде плохо обтекаемых
тел и стабилизацией пламени
в головной части жаровой
трубы камеры сгорания. Эти два
вида стабилизации горения
имеют наибольшее
практическое значение для
газотурбинных двигателей и к ним
относится большая часть
сведений о стабилизации пламени
в высокоскоростных газовых потоках. Однако
разрабатывались и исследовались и другие разновидности
стабилизаторов пламени, которые при некоторых специальных условиях
применения могут обеспечить определенные преимущества.
Наиболее важные из таких стабилизаторов рассматриваются
в следующих разделах.
Стабилизатор пламени в виде уступа
В ряде работ исследовалась возможность стабилизировать
пламя посредством внезапного расширения трубы или канала,
по которым течет горючая смесь [51, 52]. Если сечение трубы
как выше, так и ниже участка с внезапным расширением
круговое, то такое устройство иногда называют камерой с
внезапным расширением. Если же канал в поперечном сечении
двумерный и внезапное расширение имеется только с одной
стороны канала, то его называют уступом. При испытаниях такого
устройства определялся «бедный» предел устойчивого горения
посредством уменьшения расхода топлива при неизменном
расходе воздуха, т. е. путем обеднения смеси в канале до тех пор,
пока пламя не срывалось [52]. Полученные результаты для
двух значений начальной температуры смеси приведены на
рис. 6.31. Каждая точка на графике соответствует среднему
значению, как минимум, из пяти измерений. Для расчета «бед-
Стабилизация пламени
229
ного» предела срыва пламени при конкретных геометрических
и режимных параметрах в работе [52] использовалось
уравнение F.14). Результаты расчетов представлены на рис. 6.31
линиями. Согласие между результатами расчетов и опытов
очень хорошее.
Перфорированные пластины
Перфорированные пластины имеют определенные
преимущества при использовании их в камерах с предварительной
подготовкой обедненной смеси. Во-первых, высокая скорость смеси
30 г
25-
: о
'_ о
: L
Mi
1
+53 К
295 К
г
(
1
-Up. F /4)
I
15 -
Ю-
0,2 0,4 0,6 0,5 /,0
' 600 700 800
Начальная температура воздуха, К
Рис. 6.31. Сравнение эксперименталь- Рис. 6.32. Сравнение
экспериментальных значений Ubo с вычисленными по пых значений q>wE из работы [53] с
уравнению F.14); топливо — пропан
[52].
вычисленными по уравнению F.22).
Топливо —Jet А, Р = \ МЩ, ?/=25 м/с,
В =0,75, D =1,7 см, Ги = 2,5 %.
в отверстиях пластины-стабилизатора в совокупности с тонкими
пограничными слоями в этих отверстиях препятствует проскоку
пламени в секцию подготовки смеси. Во-вторых, перемычки
между отверстиями обеспечивают в ходе запуска камеры
переброс пламени от одной локальной зоны горения к другой.
В-третьих, благодаря большому количеству малых зон горения
оказывается возможным обеспечить как высокий уровень
полноты сгорания топлива, так и малое время пребывания газа
в зоне горения. Последнее особенно важно для уменьшения
образования окислов азота.
В работе [53] исследовались характеристики горения при
стабилизации пламени за перфорированной пластиной в
цилиндрической трубе диаметром 12 см. Пластина имела 55
отверстий диаметром 0,69 см каждое. Проницаемость пластины
равнялась 25% (т. е. Бг = 0,75), а интенсивность создаваемой
230 Глава 6
турбулентности составляла 2,5%. «Бедный» предел
устойчивого горения в камере определялся при изменении начальной
температуры воздуха, тогда как давление и скорость воздуха
на входе поддерживались постоянными и равными 1 МПа
и 25 м/с соответственно. Использовалось топливо Jet А, которое
предварительно смешивалось с воздухом. Полученные
результаты показаны на рис. 6.32. Линия на рис. 6.32 представляет
результаты вычислений по уравнению F.22), в котором в
качестве характерного размера стабилизатора Dc было принято
расстояние между соседними отверстиями. Рис. 6.32
демонстрирует удовлетворительное согласие между экспериментом
и теорией, особенно в области средних и низких начальных
температур воздуха.
Характеристики срыва пламени для нескольких вариантов
стабилизирующих устройств, включающих проволочные
решетки и перфорированные пластины, определялись
экспериментально в работе [54]. Было обнаружено, что тип стабилизатора,
степень загромождения сечения и величина скорости потока
очень слабо влияют на «бедный» срыв пламени. -Отмечено
также, что «бедный» предел устойчивого горения лишь
незначительно смещается при изменении начальной температуры
воздуха и определяется главным образом адиабатической
температурой пламени. Для неохлаждаемой перфорированной пластины
адиабатическая температура пламени, соответствовавшая
коэффициенту избытка топлива на «бедном» пределе (ф^? = 0,35),
равнялась 1600 К.
В работе [55] при исследовании характеристик
стабилизации пламени перфорированными пластинами использовались
стабилизаторы типа применяемых в камерах с предварительной
подготовкой обедненной смеси. Эксперименты проводились при
температуре около 750 К, скорости газа 20 м/с и потерях
полного давления на стабилизаторе от 3 до 4 %, что считалось
достаточно характерным для эксплуатационных условий
камеры сгорания газотурбинного двигателя. Число отверстий
варьировалось от 7 до 128, их диаметр — от 0,25 до 1,0 см, а степень
загромождения сечения канала — от 50 до 80%. В
противоположность данным работы [54] полученные здесь результаты
свидетельствуют о сильной зависимости скорости потока при
срыве пламени от температуры (?^во~^о5)- Было также
установлено, что Uво пропорциональна CDDC (CD — коэффициент
сопротивления, который учитывает влияние аэродинамики,
обусловленное изменением степени загромождения). Критерий
стабилизации, который обеспечил наилучшее совпадение с
экспериментальными данными:
1,5
F.27)
Стабилизация пламени 231
позволил обобщить и аналогичные экспериментальные данные
для стабилизаторов в виде плохо обтекаемых тел, полученные
другими исследователями.
Реактор хорошего смешения
Реактор хорошего смешения был впервые разработан Лонг-
веллом [27] как техническое устройство для достижения высо-4
кой скорости процесса тепловыделения в условиях, когда
скорость смешения не лимитирует этот процесс. Теперь реактор
Лонгвелла (рис. 6.33) стал
широко распространенным
эффективным средством для
изучения высокоскоростных
химических реакций. Однородная
горючая смесь заданных тем-
п?ратуры и состава подается в
центр реактора и быстро
перемешивается с горящим газом
в объеме реакторной полости.
Одновременно такое же коли- оо
честно продуктов сгорания по- ^ 63- Реактор хорошего смешения
кидает реактор через отверстия
в его наружной стенке.
Одно время предполагалось, что интенсивное
перемешивание, создаваемое высокоскоростными струями горючей смеси,
обеспечивает равномерность распределения температуры и
состава по объему реактора. Однако было установлено [56], что
в реакторе хорошего смешения гидродинамические факторы все
же сохраняют свое значение, так как изменения геометрических
параметров, таких, как размер отверстий для подачи смеси
и расстояние между ними, заметно влияют на характеристики
срыва пламени. Несмотря на это, данные, полученные в
реакторах хорошего смешения, представляют значительный интерес
для конструкторов, так как они показывают,, какого
наибольшего уровня объемной скорости тепловыделения можно достичь,
когда фактически снимаются ограничения в скорости смешения,
возникающие на практике вследствие необходимости свести
к минимуму потери полного давления в жаровой трубе.
Стабилизация струями
Турбулентное пламя может быть успешно стабилизировано
в потоке с помощью встречной струи [57, 58]. Возникающая
при этом структура течения показана на рис. 6.34. Пламя
стабилизируется в районе застойной зоны (U<CS),
расположенной на некотором расстоянии от выходного сечения трубки, из
232 Глава 6
которой вытекает струя (это расстояние зависит от отношения
скоростей струи и основного потока). Эксперименты по
определению «богатого» и «бедного» пределов устойчивого горения
показали, что наблюдаемые в опыте скорости при срыве
пламени существенно зависят от химической природы вещества
струи. Поскольку скорость тепловыделения для углеводородовоз-
душных смесей максимальна при стехиометрическом составе
смеси, можно ожидать, что наибольшая скорость потока при
Газ для „
встречной
струи
Турбулентный
поток топливо-
воздушной смеси
Рис. 6.34. Схема стабилизации пламени встречной струей [57"].
1 — фронт пламени; 2 — циркулирующий газ, полностью или частично сгоревший; 3 — трубка
встречной струи; 4 — критическая зона стабилизации пламени.
срыве пламени будет соответствовать околостехиометрическим
условиям в критической для стабилизации пламени зоне.
Результаты экспериментов согласуются с этим предположением.
При стехиометрической смеси в струе максимум скорости
срыва пламени соответствует стехиометрии и в основном
потоке; для чисто воздушной струи максимум скорости срыва
смещается в область значений ф > 1.
Одним из преимуществ встречной струи как стабилизатора
горения является то, что максимальное значение скорости
потока при срыве пламени может быть достигнуто при значениях
коэффициента избытка топлива ср в основном потоке,
меняющихся в широких пределах, соответствующим подбором
химического состава вещества встречной струи.
Применительно к камерам сгорания реактивных двигателей
стабилизация струями имеет еще одно важное преимущество:
на режимах, когда форсирование двигателя по тяге более не
требуется, струя может быть выключена. Потери полного
давления на таких режимах уменьшаются до значительно более
низкого уровня по сравнению с обычно используемыми
стабилизаторами в виде плохо обтекаемых тел. До настоящего
времени стабилизация пламени на струях практического
применения в форсажных камерах еще не нашла вследствие большого
Стабилизация пламени
233
0,05
числа технических проблем, возникающих при отборе и подводе
воздуха для струй.
Струи используются также для стабилизации пламени с
помощью так называемых струйных или газодинамических
экранов [59]. В одном из вариантов газодинамический стабилизатор
пламени представляет собой цилиндрическую трубку
наружного диаметра 25 мм. На диаметрально противоположных
образующих трубки имеются два ряда отверстий диаметром 1 мм
с отношением шага к
диаметру, равным 2. Трубка
устанавливается в камере сгорания
таким образом, чтобы струи
воздуха вытекали
перпендикулярно основному потоку (см.
рис. 6.7).
Преимуществом
газодинамических стабилизаторов
является то, что степень
загромождения ими сечения камеры
может изменяться
соответственно эксплуатационным
условиям посредством подбора
перепада давления воздуха на
отверстях для струй. Еще одно
преимущество состоит в
уменьшении потерь полного
давления на режимах, когда струи
можно отключить.
Сравнительные опыты показывают, что
газодинамические стабилизаторы
не столь эффективны, как обычные, в отношении
обеспечения устойчивости горения, если в струях используется чистый
воздух. Однако, как следует из рис. 6.35, характеристики
срыва пламени для тех и других стабилизаторов вполне
сопоставимы, если используются струи однородной топливовоздуш-
ной смеси.
Проведенные с газодинамическими стабилизаторами опыты
показали, что количество свежей смеси, вовлекаемое в
циркуляционную зону, примерно в 5 раз больше, чем для обычных
V-образных стабилизаторов при одинаковой степени
загромождения. По-видимому, это происходит вследствие того, что струи
создают интенсивный турбулентный массобмен между
основным потоком и циркуляционной зоной. Более
высокие уровни турбулентности могли бы также создать
предпосылки для повышения полноты сгорания топлива и скорости
тепловыделения в зоне горения ниже по потоку от
стабилизатора.
Рис. 6.35. Границы «бедного» срыва
пламени для V-образного и
газодинамического стабилизаторов; То =
= 600 К [591.
o-V-образный стабилизатор; Д
—газодинамический стабилизатор (струи топливовоз-
душной смеси температурой 600 К).
234 Глава 6
Потенциальные преимущества газодинамических
стабилизаторов, определяемые возможностью менять степень
загромождения и низким уровнем потерь полного давления при
отсутствии горения, в совокупности с умеренностью требований
к перепаду давления на струях и расходу газа в них делают их
очень перспективными для применения в форсажных камерах.
Но прежде чем их потенциал будет реализован на практике,
необходимо более детально изучить гидродинамические
аспекты и особенности горения при рассматриваемом способе
стабилизации.
Каталитические стабилизаторы
Каталитическая стабилизация пламени для форсажных
камер связана с использованием каталитических поверхностей,
которые инициируют и поддерживают дежурное пламя, от
которого горение распространяется на весь поток. Основная идея
этого способа стабилизации состоит в том, что в протекающей
через катализатор топливовоздушной смеси происходит
повышение температуры и концентраций химически активных
веществ и тем самым создается след горячих и горящих газов,
аналогичный тому, который существует за обычным
стабилизатором пламени в виде плохо обтекаемого тела. В системе,
предложенной в работе [60], стабилизатор представляет собой
кольцевую сотовую конструкцию, имеющую 12 пористых керамических
сегментов с каталитическим покрытием. Пористая структура
позволяет уменьшить потери полного давления (по сравнению
с монолитным телом того же размера) или увеличить
размеры стабилизатора. Реагенты, проходя через данное
устройство, окисляются так же, как это происходит в основной камере
сгорания каталитического типа.
Результаты испытаний рассматриваемого варианта
стабилизатора показывают, что каталитическая стабилизация
пламени перспективна для применения в авиационных форсажных
камерах. Легкость воспламенения смеси, устойчивое горение
и высокая полнота сгорания топлива уже продемонстрированы
[60], правда ценой повышенных потерь полного давления A1 —
17% по сравнению с примерно 5% в обычных камерах).
Необходимы дальнейшие исследования для нахождения разумного
компромисса между полнотой сгорания топлива и потерями
полного давления при обтекании стабилизатора, улучшения
распределения топлива и для разработки более
жаростойких каталитических и обычных материалов. Среди материалов,
проходивших испытания в качестве возможных каталитических
стабилизаторов, выделяются кордьерит, представляющий собой
алюмомагниевосиликатную керамику, применяемую в автомо-
Стабилизация пламени 235
бильных каталитических конвертерах, и нитрид кремния,
обладающий высокой ударной прочностью и способностью
выдерживать высокую температуру B170 К) [60].
ОБОЗНАЧЕНИЯ
А — площадь поперечного сечения камеры сгорания;
Б —- параметр массообмена;
Ва — степень загромождения сечения циркуляционными
зонами за стабилизаторами пламени;
Вг — степень загромождения сечения стабилизаторами
пламени;
С — константа;
CD — коэффициент сопротивления;
Cs — коэффициент формы стабилизатора;
ср — удельная теплоемкость при постоянном давлении;
Dc — диаметр или ширина стабилизатора пламени;
D — характерный размер;
Dp — диаметр трубы;
?>32 —" средний заутеровский диаметр капель топлива в
факеле распыливания;
Е — энергия активации;
f — доля испаренного топлива;
k — коэффициент теплопроводности;
L — длина циркуляционной зоны;
т — расход газа;
п — порядок реакции;
Р — давление;
R — газовая постоянная;
S — скорость распространения пламени;
SL — скорость распространения ламинарного пламени;
Т — температура;
Ти — интенсивность турбулентности, %;
tc — время горения;
tr — время пребывания в ближнем следе за
стабилизатором пламени;
U — скорость газа;
UB0 — скорость потока при срыве пламени;
V — объем зоны горения;
а = k/CpP — коэффициент температуропроводности;
х — отношение топливо/воздух;
\х -— коэффициент динамической вязкости;
р — плотность;
т — время задержки воспламенения;
Q — доля топлива, поступающего в зону горения в виде
пара;
Ф — коэффициент избытка топлива (эквивалентное
отношение) ;
235 Глава 6
Индексы
г — газ;
А — воздух;
F — топливо;
т — смесь;
w — вода;
WE— значение при срыве пламени в бедной смеси;
О — начальное значение;
3 — значение на входе в камеру сгорания.
7
Воспламенение смеси
в камере сгорания
ВВЕДЕНИЕ
Легкое и надежное воспламенение смеси во время наземного
запуска, когда ротор раскручивается до частоты вращения, при
которой возможен самоподдерживающийся режим, имеет для
любого газотурбинного двигателя первостепенное значение. Для
авиационных ГТД существенно, кроме того, требование быстрого
повторного воспламенения смеси в камере после срыва
пламени в полете. При неблагоприятных климатических
условиях или при взлете с мокрой взлетно-посадочной полосы,
когда есть риск попадания в двигатель чрезмерного количества
влаги или льда, система воспламенения" должна гарантировать
немедленный повторный запуск двигателя в случае погасания
пламени в камере.
Воспламенение горючей смеси может производиться
различными способами, например электрическим разрядом, нагретой
поверхностью или любым другим внешним источником тепла.
Это может происходить и самопроизвольно, если давление и
(или) температура повышены до такого уровня, при котором
химические реакции инициируются и ускоряются
самостоятельно. Воспламенение в газотурбинном двигателе
обеспечивается, как правило, с помощью электрического искрового
разряда. Для того чтобы воспламенить гетерогенную и сильно
турбулизованную смесь, движущуюся со скоростью около
25 м/с, необходима значительная энергия.
В последние годы были предприняты систематические экспе-^
риментальные исследования для определения влияния
электрических параметров системы зажигания и параметров потока на
величину минимально необходимой энергии искрового разряда
в движущейся смеси воздуха и капель топлива. Эти
исследования способствовали лучшему пониманию существа процессов,
протекающих при воспламенении, и создали теоретическую
основу для установления связи между характеристиками
воспламенения и режимными параметрами. Они подтвердили уже
известные из практики качественные зависимости,
свидетельствовавшие о том, что воспламенение облегчается при
повышении давления, температуры газа и энергии искрового разряда
и затрудняется при увеличении скорости потока и интенсив-
238 Глава 7
ности турбулентности. В исследованиях особое значение
придавалось тому обстоятельству, что на характеристики
воспламенения заметно влияют свойства топлива, так как от них
зависит концентрация паров топлива в непосредственной близости к
свече зажигания. Это влияние в основном определяется
летучестью топлива (т. е. скоростью его испарения), но, кроме того,
также и вязкостью, поскольку от нее зависит средний размер
капель топлива. Количество энергии, необходимое для
воспламенения газокапельной смеси, намного больше того, которое
обычно требуется для газообразных горючих смесей при стехио-
метрическом составе смеси. Значительная часть этой
избыточной энергии расходуется на испарение капель топлива, так что
суммарное количество энергии зависит от распределения
топлива в первичной зоне камеры сгорания и от качества его рас-
пыливания.
Тенденция к увеличению скоростей полета и степени
повышения давления воздуха в двигателях вызывает постоянное
ухудшение среды, в которой должны функционировать системы
зажигания и электрические свечи. Наряду с этим существует
настоятельная необходимость в улучшении характеристик и в
повышении надежности и ресурса систем зажигания. Поэтому
проблема воспламенения, особенно для авиационных
двигателей, продолжает оставаться актуальной и заслуживает
детального обсуждения.
МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ХАРАКТЕРИСТИК ВОСПЛАМЕНЕНИЯ
Характеристики запуска авиационного двигателя обычно
представляют в форме области полетных условий, в пределах
которой горение в камере может быть восстановлено после
произошедшего по какой-либо причине срыва пламени в высотных
условиях. Для определения возможностей повторного высотного
запуска двигателя принято проводить серию испытаний камеры
сгорания на автономной установке (вне двигателя), в ходе
которых параметры на входе в камеру устанавливают и изменяют
таким образом, чтобы воспроизвести полетные условия.
Методика проведения испытаний подобна той, которую применяют
при определении пределов стабилизации пламени. При
постоянных расходе, давлении и температуре воздуха на входе в камеру
делаются попытки воспламенить смесь в ней при различных
значениях х. Об успешности попытки воспламенения судят по
продолжению горения в камере после того, как источник
зажигания выключен. Максимальное время, отводимое для каждой
попытки, составляет обычно 10 с, но может быть уменьшено и
до 3 с. Процедура повторяется для других значений массового
расхода воздуха до тех пор, пока не будет полностью
определена вся область воспламенения. Типичная область такого рода
Воспламенение смеси в камере сгорания
239
для камеры сгорания авиационного ГТД показана на рис. 7.1.
Как правило, для полного определения характеристик
повторного высотного запуска двигателя достаточно получить области
орз
0,02
0,01-
1
1
р3
1
1
= const
у\ ч
-
10500^
9000
7500
ШбООО
8
$4500
3000
1500
О
Рз,кПа
Л0.7
0,25 0,5 075
Расход воздуха, кг/с
Рис. 7.1. Типичная область
воспламеняемости смеси в камере сгорания.
граница области, в которой возможно
воспламенение (область заштрихована);
граница области стабилизации
пламени.
0,3 Oft- OJS 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0^
Рис. 7.2. Границы высотного запуска
обычной кольцевой камеры сгорания
Ш-
заявленная область запуска;
область запуска для подогретого топлива JP5;
область запуска для холодного
топлива JP5.
воспламенения при 4—6 различных значениях давления газа в
камере. Границы высотного запуска для кольцевой камеры
сгорания традиционного типа приведены на рис. 7.2.
ВОСПЛАМЕНЕНИЕ ИСКРОВЫМ РАЗРЯДОМ
Для ГТД наиболее удобным и достаточно
удовлетворительным источником зажигания является электрический разряд,
например искровой или дуговой. При зажигании нагретой
поверхностью или горячим газом располагаемое тепло используется
неэффективно, так как оно распределяется по большому объему
газа. Искровой или дуговой разряд, напротив, очень эффективно
преобразует электрическую энергию в тепло, которое
концентрируется в относительно малом объеме. Кроме того, в этом
случае можно точно контролировать величину энергии и
длительность разряда [2].
Система зажигания в принципе состоит из генератора
напряжения, проводов и свечи. Ее назначение — подвести питание
от источника и обеспечить высвобождение электрической
энергии на свече в форме импульсов малой продолжительности.
В работе [3] описаны два основных типа применяемых систем
зажигания. Система первого типа представляет собой
высоковольтное устройство, создающее напряжение 12—15 кВ и
энергию разряда в искровом (межэлектродном) промежутке
240 Глава 7
свечи примерно 50 мДж при частоте около 300 разрядов в
минуту.
Ко второму типу относятся системы зажигания высокой
энергии. Рабочее напряжение в них составляет обычно 2 кВ и
определяется величиной разрядника. В отличие от системы
первого типа в данной системе не происходит немедленного
высвобождения энергии в искровом промежутке и энергия
выделяется в виде разряда лишь после накопления определенного
ее количества. Системы этого типа при их применении на
малоразмерных двигателях создают разряды с энергией ~2 Дж
при типичной частоте разрядов
250 мин-1. Для больших
двигателей величина накопленной
энергии обычно составляет от
4 до 12 Дж, частота
разрядов — около одного в секунду,
а энергия, высвобождаемая
~ _ о п на поверхности свечи зажи-
ряда " поверхностного раз" гания,-между 2 и 4 Дж в за-
/-монтажный фланец; 2-центральный ВИСИМОСТИ ОТ КОНСТРУКЦИИ
электрод; 3 — полупроводник; 4 — внешний рвеЧИ
электрод; 5— изолятор. ^ *
Системы высокой энергии
наиболее эффективны, когда
используются в комбинации со свечами поверхностного разряда.
Такая свеча состоит из центрального электрода и внешнего
электрода, который заземляется. Электроды разделены
керамическим изолятором, переходящим на рабочем («огневом») торце
свечи в тонкий слой полупроводникового материала, как
показано на рис. 7.3. Полупроводниковый материал облегчает
ионизацию воздуха в межэлектродном промежутке и пробой
промежутка искрой от источника энергии с относительно низким
напряжением. Важной характеристикой полупроводника является то, что
его электрическое сопротивление падает при увеличении
температуры. Таким образом, когда конденсатор разряжается и ток
начинает проходить через полупроводник, последний быстро
разогревается и раскаляется добела, обеспечивая ионизацию
воздушного промежутка между электродами. Как только
происходит ионизация, возникает основной разряд в виде интенсивной
дуги, похожей на пламя.
Свеча поверхностного разряда была разработана в
Королевском авиационном институте в Фарнборо в конце 1940-х г.г.
и к началу 1950-х г.г. была принята как стандартное
оборудование практически всех авиационных двигателей. Поскольку ее
характеристики заметно превосходят характеристики всех
других средств зажигания и она нашла такое широкое применение,
свеча поверхностного разряда и соответствующая система
зажигания обсуждаются далее несколько подробней.
Воспламенение смеси в камере сгорания
241
Свеча поверхностного разряда
Испытания 12-джоулевой системы зажигания показали, что
потери и утечки в системе уменьшают энергию, выделяемую на
свече, до 2—4 Дж. Более того, в работе [4] было установлено,
что только малая доля этой энергии (— 1/12) непосредственно
нагревает горючую смесь. Часть остальной энергии теряется
теплопроводностью через корпус свечи, но основная доля дис-
сипирует в виде излучения и звуковых волн. Данные,
характеризующие распределение потерь по элементам электрического
контура системы зажигания и долю накопленной энергии,
проявляющуюся в форме полезного тепла, приведены в табл. 7.1.
Таблица 7.1 Баланс энергии в стандартной
12-джоулевой системе зажигания высокой
энергии [5]
Элемент системы
Конденсатор
Межэлектродный
промежуток
Дроссельная катушка
Провода
Свеча зажигания
Полезная тепловая энергия
Неучтенные потери
Итого
Рассеянная
Сухая
свеча
2,44
2,03*
2,13
1,31
2,84
1,05
—
11,80
энергия, Дж
Смоченная
свеча
2,44
1,31
1,44
1,06
2,77
2,33
0,45
11,80
Эти данные были получены при использовании калориметра
[5]. Позднее, в работе [6], такое же экспериментальное
оборудование было применено для исследования влияния давления
и состава окружающего газа на величину энергии,
выделяющейся на свече. Смачивание поверхности свечи топливом
может почти удвоить высвобождаемую энергию, но чрезмерное
количество топлива уменьшает энергию искры и гасит пламя
при его возникновении. Оптимальные условия для
воспламенения получаются при очень тонкой пленке топлива на
поверхности свечи.
Ресурс свечи
Ввиду необходимости увеличения срока службы
авиационных двигателей требуются такие свечи, которые выдерживали
бы полный ресурс двигателя, что позволяет свести к минимуму
16 Зак. 761
242 Глава 7
расходы на ремонт или на незапланированную замену
свечей [7]. Если это невозможно, свеча должна хотя бы иметь
ресурс, совпадающий с периодами контрольных осмотров
двигателя. При этом увеличение срока службы свечи становится
оправданным лишь в том случае, если оно не меньше одного
периода между контрольными осмотрами.
Как показал опыт, ресурс свечи поверхностного разряда
определяется отчасти энергией, выделяющейся в искре, а
отчасти условиями эксплуатации. Каждый искровой разряд
оставляет небольшую впадину на электродах, вещество которых таким
образом постоянно уносится эрозией, пока, наконец, не
нарушается контакт между электродами и полупроводником. Ясно,
что чем больше энергия искры, тем быстрее идет эрозия.
Время службы свечи можно продлить, увеличив диаметр
центрального электрода, т. е. увеличив объем металла,
подвергающегося эрозии. Но так как очень нежелательно увеличивать
аэродинамическое сопротивление свечи, ее наружный диаметр
следует оставить неизменным. Таким образом, размер
центрального электрода может быть увеличен только за счет уменьшения
искрового промежутка. Это в свою очередь уменьшает энергию
искры, что также способствует увеличению ресурса свечи. Таким
образом, посредством увеличения диаметра центрального
электрода и уменьшения искрового промежутка продолжительность
службы свечи может быть значительно увеличена, но только
ценой Снижения энергии разряда. Испытания показали, что
четырехкратным уменьшением энергии искры можно
приблизительно в пять раз увеличить срок службы свечи.
Для ресурса свечи не менее важны и условия в первичной
зоне горения камеры. В двигателях с высокой степенью
повышения давления тепловой поток к рабочей поверхности свечи
может быть настолько большим, что это может привести к
серьезному перегреву электродов. Любое повышение
температуры сверх 600 °С быстро сокращает ресурс свечи. Это
происходит вследствие окисления, которое ускоряет эрозию и вызывает
нарушение контакта между электродами и полупроводником [7].
Еще одним фактором, влияющим на срок службы
полупроводника, является химический состав газа вблизи свечи. В
прошлом это обычно была восстановительная среда, и материал
полупроводника подбирался соответственно этому. В настоящее
время вследствие тенденции к обеднению первичной зоны среда
вблизи свечи все чаще оказывается окислительной.
Отмеченные выше проблемы могут быть смягчены
организацией пленочного течения охлаждающего воздуха над рабочей
поверхностью свечи. Однако это не вполне удовлетворительное
решение, так как «захолаживание» ухудшает характеристики
зажигания на предельных высотах полета. Были предложены
выносные (выводимые из камеры) свечи, но с ними возникает
воспламенение смеси в камере сгорания
243
много чисто механических проблем. Более подходящее решение
дает, по-видимому, разработка новых полупроводниковых
материалов, способных продолжительное время работать в
высокотемпературной окислительной среде. Дальнейшее увеличение
ресурса свечей могло бы быть получено снижением требований к
величине энергии разряда, а также в результате применения
электродов большего объема.
Рис. 7.4. Два основных типа свечей
поверхностного разряда.
а —свеча полузакрытого типа; б —свеча
открытого типа. / — центральный электрод;
2 — полупроводник; 3 — изолятор; 4 —
заземленный электрод.
ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКЦИИ СВЕЧИ
Характеристики свечи поверхностного разряда наиболее
часто выражают через энергию разряда, отнесенную к энергии,
запасенной в накопителе. Однако это может служить только
приближенным критерием, так
как лишь малая доля энергии
разряда участвует
непосредственно в процессе
воспламенения, причем эта доля
изменяется в зависимости от
конструкции свечи. Тем не менее,
для данной емкости
накопителя величина выделяемой в
искре энергии представляет
собой полезный и удобный
масштаб для того, чтобы
охарактеризовать воспламеняющую
способность свечи.
Свечи поверхностного
разряда могут быть разделены на
два основных типа в соответствии с тем, находится ли
полупроводник заподлицо с электродами (свечи открытого типа) или же
несколько утоплен (свеча полузакрытого типа), рис. 7.4.
Испытания показывают, что энергия разряда возрастает при
увеличении искрового промежутка или при уменьшении глубины, на
которую утоплен полупроводник. Таким образом, максимум
воспламеняющей способности достигается в случае свечей
открытого типа, у которых полупроводник выполнен заподлицо с
электродами, а ширина искрового промежутка велика.
Свечи открытого типа сложнее в изготовлении, чем свечи с
утопленным полупроводником, они более дорогие и обладают
меньшей механической прочностью. С другой стороны, они более
эффективны (т. е. доля запасенной энергии, используемая для
воспламенения, у них выше) и имеют больший срок службы.
Еще одним их преимуществом по сравнению со свечами
полузакрытого типа является то, что последние чувствительны к
смачиванию топливом. Это особенно важно для многовальных
авиационных двухконтурных ГТД, которые характеризуются
16*
244 Глава 7
значительной задержкой во времени между началом запуска
двигателя и достижением приемлемых для воспламенения
топлива условий в первичной зоне камеры сгорания. В результате
разряды свечи могут в течение значительного времени
происходить при залитом жидком топливом искровом промежутке.
Вследствие этого в свечах полузакрытого типа разряд
локализуется вблизи донной поверхности углубления в торце свечи, и
большая часть энергии искры затрачивается на нагрев
электродов, а также вызывает значительную их эрозию. Таким образом,
смачиваемые топливом свечи полузакрытого типа имеют
меньшие воспламеняющую способность и срок службы.
Продолжительность разряда
Как уже отмечалось выше, только небольшая часть энергии,
запасенной в накопителе, используется эффективно, т. е. для
нагрева топливовоздушной смеси. Остальная энергия частично
теряется в элементах системы зажигания, например в
диэлектрике конденсатора, и расходуется на электромагнитное и
акустическое излучение от искры. Если продолжительность разряда
мала, потери энергии особенно велики. С другой стороны, если
разряд длительный, то энергия распределяется по большому
объему протекающей через разряд смеси, и создаваемое
повышение температуры смеси слишком мало, чтобы вызвать
воспламенение.
В работе [8] при исследовании воспламенения движущейся
пропановоздушной смеси с помощью емкостного разряда было
установлено, что оптимальная продолжительность разряда
составляет — 100 мкс. В работе [4] на основе «опытов с
воспламенением покоящихся топливовоздушных смесей типичной
авиационной системой зажигания также рекомендована
продолжительность разряда не менее ~ 100 мкс. В исследованиях [9],
проводившихся с участием автора, параметры потока смеси
поддерживались неизменными, и для нескольких значений
продолжительности разряда было измерено наименьшее количество
энергии, необходимое для того, чтобы осуществилось
воспламенение. Оптимальная продолжительность определялась затем как
длительность разряда, соответствующая минимальной
измеренной величине энергии воспламенения. Из анализа потерь тепла
от искры за время разряда сделан вывод о том, что (если не
считать ударной волны, возникающей в начальный момент)
тепло теряется главным образом посредством вынужденной
конвекции в поток газа. На основании этих результатов было
получено соотношение для вычисления оптимальной
продолжительности разряда в зависимости от природы топливовоздушной
смеси и параметров потока. В исследованном диапазоне условий
оптимальная продолжительность разряда находилась в пределах
Воспламенение смеси в камере сгорания
245
от 30 до 90 мкс, причем наибольшая величина соответствовала
стехиометрической смеси. Было также установлено, что величина
оптимальной продолжительности разряда не зависит от уровня
турбулентности, но уменьшается с увеличением скорости
потока.
Измерения минимальной энергии воспламенения при распы-
ливании керосина в потоке воздуха [10] подтверждают, что
оптимальная продолжительность разряда с увеличением скорости
потока уменьшается. В этой же
работе показано, что
оптимальная продолжительность
разряда увеличивается с ростом
среднего размера капель в
факеле распыливания. Типичные
результаты, иллюстрирующие
этот эффект, приведены на
рис. 7.5.
Частота разряда
В процессе запуска
двигателя на земле расходы воздуха
и топлива через него
непрерывно увеличиваются, но с
неодинаковой скоростью, в
результате чего состав топливо-
воздушной смеси вблизи свечи
изменяется в широком
диапазоне. Воспламенение
происходит, если в момент разряда
состав смеси находится в
пределах области распространения
пламени. При таких
обстоятельствах для достижения воспламенения увеличение частоты
разряда, по-видимому, должно быть более эффективным, чем
увеличение энергии разряда. Другим способом разрешения
проблем наземного запуска является введение некоторого
запаздывания или опережения подачи топлива в камеру сгорания для
того, чтобы повлиять на состав смеси вблизи свечи.
В работе [И] исследовалось влияние частоты разряда на
характеристики высотного запуска камеры сгорания двигателя
J-33 и было обнаружено, что воспламеняющая способность свечи
слегка повышается при увеличении частоты разряда от 2 до 150
в секунду. По-видимому, частота разряда имеет значение только
в случае, если она достаточно велика для того, чтобы очередной
разряд происходил в объеме газа, нагретого предыдущими
разрядами.
20 30 АО 50 60 80 100
Длительность разряда, мкс
150
Рис. 7.5. Влияние скорости газа на
энергию воспламенения и
длительность разряда.
X U = 33 м/с; Ў U=23 м/с; О U = \9 м/с;
оптимальная длительность разряда.
246
Глава 7
Более высокая частота разряда, вообще говоря,
предпочтительна, особенно в тяжелых для воспламенения условиях, но
для системы зажигания данного размера увеличение частоты
разряда может быть достигнуто только за счет уменьшения
энергии искры. Опыт показывает, что при частотах 1—2 разряда в
секунду (в зависимости от условий применения) получаются
наименьшие затраты энергии и наиболее компактные системы
зажигания.
Система зажигания высокой энергии
Электрическая схема стандартной 12-джоулевой системы
зажигания показана в несколько упрощенном виде на рис. 7.6, а.
Индукционная катушка с электромеханическим прерывателем
Рис. 7.6. Схемы систем зажигания высокой энергии [3].
л —стандартная система; б—транзисторная система, а) / — к свече зажигания; 2 —дроссель;
3— разрядник; 4 — выпрямитель; 5 —индукционная катушка; 6 — прерыватель; 7—резистор
утечки; 8 — конденсатор; 9 — резистор гальванической связи, б) 1 — защитный диод; 2 —
сопротивление смещения (пусковой резистор); 3 — разрядный дроссель; 4— резистор утечки;
<5 —резистор гальванической связи; 6 — резистор.
заряжает накопительный конденсатор от источника постоянного
тока B4 В) через высоковольтный выпрямитель до тех пор,
пока напряжение на конденсаторе не сравняется с напряжением
пробоя в межэлектродном промежутке разрядника. Накопитель
Воспламенение смеси в камере сгорания 247
разряжается через этот промежуток, дроссель и свечу
поверхностного разряда, соединенные последовательно. С помощью
дросселя устанавливают необходимую продолжительность
разряда.Резистор утечки используется для того, чтобы обеспечить
сток запасенной в накопителе энергии на случай, если он
останется в заряженном состоянии после отключения электропитания
системы.
На рис. 7.6, б изображена более совершенная система. Здесь
генератор напряжения с виброконтактами заменен на
транзисторное заряжающее устройство с целью увеличения ресурса
всей системы, который в противном случае определялся бы
износом контактов [3].
В настоящее время выпускаются системы зажигания
различных типов для удовлетворения разнообразных требований к
летательным аппаратам и их двигателям. Существуют одно- и
двухканальные системы с уровнями накопляемой энергии между
1 и 12 Дж. В некоторых системах зажигания используется
апериодический (однополярный) разряд с тем, чтобы увеличить
количество выделяемой в искре энергии. При особенно высоких
температурах окружающего воздуха применяются системы
зажигания, охлаждаемые топливом.
Положение свечи
В ранних конструкциях газотурбинных двигателей свечи
располагали достаточно произвольно, принимая во внимание
главным образом удобство сборки и замены. Теперь считается
общепризнанным, что положение свечи имеет определяющее
влияние как на характеристики воспламенения, так и на ее срок
службы.
Очевидным соображением при выборе наилучшего
расположения свечи является то, что она должна находиться в
пределах первичной зоны так, чтобы ядро горячего газа, созданное
искрой, переносилось возвратным течением вверх, против
направления основного потока. Это предполагает механизм
воспламенения, при котором локальный объем воспламенившегося
газа остается в зоне возвратного течения, циркулируя в этой
зоне и одновременно распространяясь вовне ее, пока, наконец,
вся первичная зона не будет заполнена пламенем.
Опыт показывает, что наиболее выгодно располагать свечу
вблизи осевой линии жаровой трубы около топливной
форсунки. К сожалению, это положение неприемлемо вследствие
трудности доступа к свече и ее влияния на структуру течения
газа. Более того, рабочая поверхность свечи в этом случае,
вероятнее всего, быстро покроется отложениями углерода и
будет повреждена по причине перегрева. Поэтому обычно свечу
располагают на цилиндрической части жаровой трубы, вблизи
248 Глава 7
наружного края факела распыленного топлива. Но при этом
очень важно, чтобы свеча не подвергалась чрезмерному
смачиванию жидким топливом ни при непосредственном
попадании на нее капель топлива из форсунки, ни в результате
течения пленки жидкого топлива по стенке жаровой трубы.
Верхняя часть свечи должна быть погружена внутрь
жаровой трубы настолько, чтобы она выступала (или почти
выступала) за пределы слоя охлаждающего воздуха, текущего вдоль
внутренней поверхности стенки жаровой трубы. Вообще говоря,
увеличение глубины погружения свечи в поток повышает ее
воспламеняющую способность, но сокращает срок службы.
Оптимальная глубина погружения может быть определена
в испытаниях, проводимых при максимальном давлении в
камере со свечой, в торцевую часть которой вставлена термопара.
Вначале свеча устанавливается заподлицо со стенкой жаровой
трубы, а затем глубина ее погружения в поток постепенно
увеличивается до тех пор, пока термопара не покажет резкого
повышения температуры. После этого глубину погружения
слегка уменьшают, выбирая тем самым окончательную
позицию свечи. Температура торцевой части свечи ни при каких
условиях не должна превосходить 600 °С.
Для большинства промышленных газотурбинных установок
проблема запуска не стоит столь остро, поскольку последствия
неудачной попытки воспламенить смесь в камере для них
значительно менее суровы, чем в случае двигателя на самолете.
Обычное воспламеняющее устройство для стационарных ГТД
конструируется таким образом, чтобы после запуска его можно
было извлечь и не устанавливать до тех пор, пока оно не
понадобится снова. Такое решение имеет много привлекательного,
так как оно позволяет помещать свечу в самое выгодное для
воспламенения положение и при этом избегать всех проблем,
связанных с возмущением потока газа в камере и сроком
службы свечи. Если газотурбинная установка работает на
легких продуктах перегонки нефти, то часто используют факельные
воспламенители, питаемые тем же топливом. Но если топливом
является мазут, то воспламенитель должен отдельно
снабжаться газовым или легким жидким топливом.
Газовые добавки
Влияние добавок газообразного топлива на пределы
воспламенения исследовалось при использовании керосина в
качестве основного топлива [13]. В ряде опытов газовое топливо
(его состав в работе не указан) вводилось в воздушный поток
перед камерой сгорания, в других опытах оно подавалось
непосредственно в зону разряда свечи зажигания. На рис. 7.7
показаны типичные результаты этого исследования. Из них следует,
Воспламенение смеси в камере сгорания
249
что пределы воспламенения могут быть расширены, в данном
случае в область более низких давлений, посредством
локального подзода газообразного топлива в зону искрового разряда.
Этот вывод полностью согласуется с наблюдениями автора
[10], свидетельствовавшими о том, что главным препятствием
воспламенению является
недостаток испаренного топлива в
зоне искрового разряда.
Добавка кислорода
При низких давлениях
воспламенение значительно
облегчается, если в первичную зону
камеры подводится кислород
[14]. Испытания камеры
сгорания двигателя «Протей»
показали, что при давлении 14 кПа
добавка кислорода в
количестве 0,5 % от расхода воздуха
через камеру позволяет втрое
увеличить предельный расход
воздуха, при котором
возможно воспламенение [15].
Подобные же результаты были
получены с трубчато-кольцевой
камерой сгорания — 0,4 %
кислорода дали увеличение
предельного для воспламенения
расхода воздуха в 3,5 раза.
В обеих сериях испытаний
кислород подавался через воздушную щель пневматической
топливной форсунки.
Так как кислород обычно имеется на борту самолета, он
представляет собой заманчивое средство улучшить
характеристики высотного запуска в условиях, когда традиционные
способы не дают желаемого результата.
35-
30 -
0,8
Рис. 7.7. Влияние газовых добавок
на пределы воспламенения [13].
О —керосин; А —добавка 2% газа на входе
в камеру сгорания; А —добавка 1% газа
на входе в камеру сгорания; Д — добавка
0,25% газа через свечу зажигания; ?—
добавка 0,35% газа через свечу зажигания.
Самовоспламеняющиеся добавки
Ряд веществ самопроизвольно воспламеняется при контакте
с воздухом, и при этом происходит интенсивное выделение
тепла. Как показывают опыты, небольшие количества (около
2 см3) таких самовоспламеняющихся топлив очень эффективны
при их подаче с помощью трубки в первичную зону камеры
сгорания [2].
250 Глава 7
К самовоспламеняющимся на воздухе топливам относятся
триметилалюминий, триэтилалюминий и боргидридалюминий.
Для облегчения проблемы хранения и подачи таких топлив
в камеру их часто разбавляют керосином или минеральным
маслом. Хотя проведенные опыты показали, что
рассматриваемые топлива потенциально представляют собой весьма
действенное средство улучшения характеристик воспламенения,
тем не менее их применение на самолетах станет возможным
лишь после того, как удастся решить задачу их хранения и
подачи в камеру. Они очень опасны в случае повреждения
самолета, что, по-видимому, ограничит их применение в военной
авиации.
ДРУГИЕ СПОСОБЫ ЗАЖИГАНИЯ
Хотя системы зажигания высокой энергии в комбинации со
свечами поверхностного разряда получили наиболее широкое
применение в газотурбинных двигателях, существуют и другие
средства воспламенения топливовоздушной смеси, пригодные
для использования в специальных случаях.
Факельный воспламенитель
Факельный воспламенитель состоит из электрической свечи
и источника вспомогательного топлива (форсунки),
заключенных в общий корпус. Воспламенитель располагают таким
образом, чтобы подожженное искрой хорошо распыленное
вспомогательное топливо образовало факел горящих капель, который
в свою очередь воспламенит распыленное основное топливо
в камере сгорания. Характеристики самого воспламенителя
относительно нечувствительны к его расположению. Обычно его
устанавливают в кольцевом канале, образованном стенкой
жаровой трубы и стенкой корпуса камеры сгорания вблизи
головной части камеры, хотя известна по меньшей мере одна
серийная кольцевая камера, в которой воспламенитель установлен
непосредственно во фронтовом устройстве.
Основной проблемой в факельных воспламенителях является
разложение и коксование топлива в то время, когда
воспламенитель не работает. Это приводит к засорению сопла в
форсунке, которое имеет малый диаметр (обычно 0,20—0,25 мм).
Указанная проблема может быть смягчена установкой
соленоидного клапана, перекрывающего сразу после запуска подачу
вспомогательного топлива и обеспечивающего продувку
форсунки чистым воздухом, но дополнительные элементы приводят
к утяжелению и усложнению системы.
Факельные воспламенители чаще всего применяются в
камерах сгорания испарительного типа. Как правило, устанавли-
Воспламенение смеси в камере сгорания 251
ваются два воспламенителя. Они располагаются обычно в двух
нижних квадрантах окружности камеры — на 4 и на 8 часах.
В некоторых двигателях на 10, 12 и 2 часах размещают
дополнительные форсунки (без дополнительных свечей) для
облегчения распространения пламени по окружности первичной зоны
горения. Как только испарительные патрубки прогреются и
горение в камере установится, пусковое топливо и свечи
отключаются.
Факторы, от которых зависит скорость распространения
пламени по кольцевой испарительной камере, рассмотрены в работе
[16]. Важным фактором является температура входящего в
камеру воздуха. Так, время, необходимое для распространения
пламени на 90 % окружности камеры, увеличивается в
несколько раз при понижении температуры от комнатной до 219 К.
Летучесть топлива и величина к также оказывают значительное
влияние на скорость распространения пламени
(предположительно через скорость испарения топлива). Небезынтересно
отметить, что взаимное расположение испарительных патрубков
также является важным параметром — чем больше расстояние
между выходными сечениями соседних патрубков, тем
медленнее происходит переброс пламени.
Свечи накаливания
Свеча накаливания предназначается для быстрого
повторного воспламенения в случае, если пламя погаснет в результате
внезапного попадания в двигатель воды или льда, или же при
временных перебоях в подаче топлива. Размеры свечи
выбираются соответственно размерам жаровой трубы камеры
сгорания, но типичной следовало бы считать свечу в форме полого
цилиндра длиной 2,5 см и наружным диаметром 1,5 см. Свеча
накаливания устанавливается на жаровой трубе так, чтобы она
была погружена в первичную зону камеры и омывалась там
горячими газами. Такое положение следует считать идеальным
для повторного воспламенения топливовоздушной смеси при
случайном срыве пламени.
Наилучший материал для свечи должен иметь такие
качества, как большую удельную теплоемкость, значительную
плотность и высокую теплопроводность вместе с достаточной
стойкостью к окислению и термическим ударам. Опыты с
платиновыми свечами накаливания были очень успешными, но этот
материал чересчур дорог [17]. К счастью, карбид кремния,
армированный нитридом кремния, показал себя эффективным
заменителем, и в двигателях военных самолетов срок службы
таких свечей уже превысил 4000 ч. В испытаниях двигателей
«Протей» и «Вайпер II» фирмы «Роллс-Ройс» успешное
повторное воспламенение наблюдалось даже через 12 с после момента
252 Глава 7
выключения двигателя. Свечи накаливания имеют хорошие
перспективы применения в будущих авиационных двигателях,
особенно в двигателях вертолетов, для которых они,
по-видимому, подходят идеально.
Зажигание нагретой поверхностью
Воспламенение факела распыленного топлива нагретой
поверхностью технически осуществимо и неоднократно
демонстрировалось в опытах. Но обычно его не считают пригодным для
практического применения в газотурбинных двигателях из-за
необходимости обеспечить очень большие скорости подвода
тепла для того, чтобы успеть испарить топливо и поднять
температуру смеси топливных паров и воздуха до точки
воспламенения за то короткое время, пока они находятся в контакте
с нагретой поверхностью. Именно по этой причине зажигание
искровым разрядом так эффективно — оно обеспечивает почти
мгновенный (менее чем за 150 мкс) подвод тепла к свежей
смеси. И все же один из вариантов системы зажигания
нагретой поверхностью был разработан для практического
применения (в двигателе РТ6) [18]. В этой системе используется
нагрев электрическим током, и она удовлетворительно
функционирует, воспламеняя самые разнообразные топлива, включая
тяжелые дизельные.
Зажигание струей плазмы
Данный способ зажигания активно изучался [19—22].
Обычно в свече зажигания делается полость, через которую
протекает газ, нагреваемый электрическим током до очень
высокой температуры и истекающий затем в виде
высокоскоростной струи плазмы в основной поток топливовоздушной смеси.
В число исследовавшихся газов входили азот и водород, и их
эффективность как источников зажигания приписывается
высокому содержанию в них активных радикалов. Глубину
проникновения струи плазмы можно менять, создавая тем самым
источник воспламенения на значительном расстоянии от
зажигающего устройства.
В работе [22] определялись минимальные значения энергии
зажигания для плазмы различного состава, которая
генерировалась фокусированием лазерных лучей на маленьких мишенях
из разных материалов, находившихся в горючей смеси. Однако
потребуется еще значительный объем исследований и
разработок, прежде чем эти новые способы зажигания
окажется возможным применить в газотурбинных
двигателях.
Воспламенение смеси в камере сгорания
253
Свеча
ПРОЦЕСС ВОСПЛАМЕНЕНИЯ
Значительный прогресс в понимании процесса
воспламенения топливовоздушной смеси в газотурбинных двигателях был
связан с осознанием того факта, что воспламенение не является
простым одностадийным процессом, но в действительности
включает три отчетливо различимые стадии [23]. Первая
стадия— это образование ядра пламени, размеры и температура
которого достаточны для того, чтобы обеспечить последующее
распространение пламени. Вторая фаза представляет собой этот
процесс распространения
пламени от ядра на всю
первичную зону камеры сгорания.
Третья стадия, которая
реализуется только в трубчатых и
трубчато-кольцевых камерах,
заключается в перебросе
пламени из жаровой трубы, где
осуществлялось зажигание, в
соседнюю жаровую трубу. Эта
трехстадийная схема процесса
воспламенения изображена на
рис. 7.8. Неудача в одной из
стадий воспламенения, есте-«
ственно, приводит к неудаче и
в запуске двигателя. Вполне
возможна ситуация, когда при
определенных эксплуатационных условиях процесс
воспламенения будет лимитироваться одной из стадий, а при изменении
этих условий лимитирующей станет другая стадия.
Осознание стадийности процесса воспламенения помогло пролить
свет на ряд аномалий, наблюдавшихся при запуске
двигателей, например, почему в одном случае увеличение энергии
разряда позволяет улучшить характеристики запуска, а в
другом не дает никакого эффекта. Простое объяснение
заключается в том, что в первом случае лимитирующей была первая
стадия, а в другом — вторая или третья. Подобным же образом
безуспешность попытки осуществить в полете высотный запуск
двигателя с трубчатой камерой сгорания на основании
результатов испытаний, проведенных на установке с единичной
жаровой трубой, как правило, связана с неудачей в третьей стадии.
Рис. 7.8. Три стадии процесса
воспламенения.
Факторы, влияющие на первую стадию воспламенения
Поведение ядра горячих газов, созданного искрой, зависит
исключительно от того, будет ли скорость выделения тепла
в процессе горения превосходить скорость теплоотвода
254 Глава 7
в окружающую среду вследствие излучения и турбулентной
диффузии. Скорость тепловыделения определяется величиной хЭфф
вблизи свечи (необходимо, чтобы эта величина была близка
к стехиометрической), а также размером и температурой
горячего ядра, которые в свою очередь определяются энергией
и продолжительностью разряда. Скорость теплоотвода зависит
главным образом от местных значений скорости газа и
интенсивности турбулентности и количества избыточного топлива
в зоне воспламенения.
Факторы, влияющие на вторую стадию воспламенения
Развитие процесса на данной стадии зависит от положения
свечи (так как этим определяется, будет ли горячее ядро
вовлечено в обратный ток первичной зоны или же его унесет
прямым потоком) и, кроме того, от всех тех факторов, которые
влияют на стабилизацию пламени. Поэтому повышение
давления и (или) температуры, уменьшение скорости газа в
первичной зоне, изменение состава смеси по направлению к
стехиометрии, т. е. все, что способствует стабильности горения,
благоприятствует и второй стадии процесса воспламенения.
Факторы, влияющие на третью стадию воспламенения
Расположение соединяющего жаровые трубы пламепередаю-
щего патрубка имеет первостепенное значение для стадии 3.
В идеальном случае вход в каждый патрубок должен совпадать
с зоной наибольшей температуры газа в жаровой трубе, а
положение выхода должно гарантировать, что вытекающий из
патрубка горячий газ попадет непосредственно в
циркуляционную зону в головной части соседней жаровой трубы. Следует
принять меры к тому, чтобы расход воздуха в пелене,
охлаждающей стенку жаровой трубы, в зоне патрубка был
минимальным, поскольку этот воздух может взаимодействовать с потоком
горячего газа из патрубка и, что особенно важно, существенно
понижать его температуру.
Протекание третьей стадии воспламенения облегчается при
использовании пламепередающих патрубков с большим
проходным сечением (что способствует прохождению через них
пламени) и с малой длиной для уменьшения потерь тепла.
Данные, касающиеся гасящего действия пламепередающих
патрубков, содержатся в работе [24].
ТЕОРИЯ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ
Механизм, посредством которого в горючей смеси
инициируется пламя, долгое время был объектом изучения и
экспериментов и неоднократно подвергался пересмотру в свете раз-
Воспламенение смеси в камере сгорания 255
личных новых теорий. Большинство этих теорий основано на
идее, что импульсный источник зажигания (обычно это
электрическая искра) должен обеспечить подвод к горючей смеси
энергии, которой хватит для того, чтобы создать некоторый
объем горючего газа, удовлетворяющий необходимому и
достаточному условию для распространения пламени, а именно
условию превышения тепловыделения над теплоотводом. Среди
различных теорий воспламенения газовых смесей есть такие,
в которых наиболее важным процессом в инициации пламени
полагается диффузия, в остальных доминирующим считается
тепловой механизм. Полезный обзор ранних теорий
воспламенения содержится в работах [25] и [26]. Современные теории
рассмотрены в следующих разделах 1.
Теория Льюиса и Эльбе
Эти исследователи исходили из предположения, что
практически вся энергия искрового разряда преобразуется в тепло
в течение очень короткого промежутка времени [27]. От
размера воспламененного искрой объема газа зависит,
распространится ли пламя в соседние области смеси или нет. Если этот
объем слишком мал, то градиент температур между ядром
горячего газа и окружающей смесью оказывается выше
градиента, существующего в стационарной волне горения, и в этом
случае скорость высвобождения тепла в зоне реакции
недостаточна для компенсации потерь тепла в окружающий негорящий
газ. При этом температура в ядре падает, реакция
прекращается и зародившаяся волна горения затухает.
В рассматриваемой модели волны горения предполагается,
что непосредственно перед пламенем существует слой газа,
энтальпия которого превышает энтальпию окружающих
сгоревших и негорящих газов. Источник зажигания должен
обеспечить некоторую минимальную энергию воспламенения ?*Мин,
которая позволит очагу пламени вырасти до определенного
начального диаметра. Вне этого диаметра избыток энтальпии
создается за счет тепла, содержащегося в сгоревшем газе, так
что волна горения может распространяться, используя
собственную энергию. Эти рассуждения приводят к следующему
выражению для минимальной энергии воспламенения:
Еыяа = "*,-?;(ТЬ-То). G-1)
Это уравнение было успешно проверено Льюисом и Эльбе
на собственных экспериментальных данных и данных работы
]) Изящная теория воспламенения газовых смесей, подтвержденная
экспериментально, разработана Я. Б. Зельдовичем и Н. Н. Симоновым (см.:
Журнал физической химии, 23, стр. 1361 — 1374, 1949 г.). — Прим. ред.
256 Глава 7
[28]. Однако на основе изучения всех имеющихся данных в
работе [29] был сделан вывод, что результаты опытов не
подтверждают точку зрения, согласно которой для распространения
пламени необходимо наличие «горба» избыточной
энтальпии. Кроме того, величина Еыин в уравнении G.1)
пропорциональна d2qi а не d3q) как можно было ожидать для сферического
ядра, инициированного искрой. Интересно отметить, что опыты,
проведенные с участием автора, свидетельствовали о
кубической зависимости (?"мин ~ dq} [30].
Теория Фенна
Фенн [31] рассматривал элементарный объем однородной
смеси, нагретый источником зажигания до температуры
пламени и имеющий размеры, обеспечивающие равенство скорости
выделения тепла в химической реакции второго порядка и
скорости теплоотвода посредством теплопроводности. Из этой
модели получено следующее выражение для минимальной энергии
воспламенения:
! _^миА _ г , 91 т oun °>65аГЬ (бедн.) /7т
•g Tb-To -L + 2\gT0-2lgP0 RTb G.2)
где No — мольная доля кислорода, а — константа, L —
неизвестная постоянная величина. Согласно Фенну, это уравнение дает
удовлетворительное согласие с экспериментальными данными
при а = 16.
Теория Янга
В работе [32] предложена теория неадиабатического
воспламенения, в которой учитывается пространственно-временное
распределение энергии источника зажигания. Рассматриваются
три типа источника — плоский, линейный и точечный, — и
применительно к каждому из них выводится уравнение для
минимальной энергии воспламенения. Для линейного источника было
найдено
Ншкп A — хр) lUc / Ь \(c-l)lc
[Ншкп A — хр) lUc / Ь \
ie^p/Ч (т)
где / — длина линейного источника, ткр — критическое
значение массового расхода газа, xF — концентрация топлива в
источнике, х — средняя концентрация топлива, Ъ — константа в
выражении для профиля температуры газа, с — константа, cv —
удельная теплоемкость при постоянном объеме, К — константа
скорости реакции.
Воспламенение смеси в камере сгорания 257
Теория Светта
Теория Светта [33] имеет практическую важность, поскольку
ее цель — учесть особенности воспламенения, наблюдаемые в
движущихся смесях. По своей сути теория близка к развитой
Фенном, хотя она основана на предположениях о том, что
1) только часть времени разряда важна для процесса
воспламенения и 2) потери тепла теплопроводностью пренебрежимо
малы по сравнению с потерями, вызванными турбулентной
диффузией. Это ведет к следующему выражению для минимальной
энергии воспламенения:
8яШ^(Г,Г0)ехрB^Г,)
?мин - H*xFxo9oA lg A + 2VtJdq) I I" >' \'л>
где Н — полная энергия искрового разряда, ts— длительность
разряда, xF — мольная доля топлива, хо — мольная доля
кислорода, f(u')— функция интенсивности турбулентности.
Соотношение G.4) подтверждено ограниченным числом
экспериментальных данных; все они получены при измерениях
минимальной энергии воспламенения смесей оптимального
состава.
Теория Баллала и Лефевра
Однородные смеси. В работе [30] анализировались
процессы, контролирующие скорость тепловыделения при горении
в ядре пламени, зародившемся под действием искры, а также
скорость отвода тепла посредством теплопроводности и
турбулентной диффузии. В результате был сделан вывод: для того,
чтобы искровое ядро пламени не погасло, а самостоятельно
распространилось по всей смеси, его минимальные размеры
должны превосходить расстояние гашения, определяемое
выражением
dq~ *Msl-W) ( *
для низкого уровня турбулентности в смеси и
dq= SM5r-°>63"') G*6)
для сильно турбулизованных смесей.
Минимальная энергия воспламенения ?мин определяется
как количество энергии, необходимое для нагрева до
температуры, равной адиабатической температуре пламени,
наименьшего объема смеси, минимальный размер которого равен
расстоянию гашения. Ясно, что наименьший объем, отвечающий
этому условию, представляет собой сферу диаметром dqi так:
17 Зак. 761
258
Глава 7
ЧТО
мин '
G.7)
Подставляя dq из уравнений G.5) и G.6) в G.7), получим
соответственно
[fe(St-0,I6«')-1]3
* од Л г
мин u>^ ^
1]3
[*Eг-0.63и')-']
(СрРоJ
G.8)
G.9)
100ft
UJ
Величины ?Мин, измеренные в опытах при изменении в
широких пределах давления, скорости, пульсационной скорости
и состава смесей метана и
пропана с воздухом, показаны на
рис. 7.9 в зависимости от
значений dq, вычисленных по
уравнениям G.5) и G.6). Наклон
прямой линии, проведенной
через экспериментальные точки,
равен 3, что подтверждает
кубичный характер зависимости
?мин от dq, как это и следует
из уравнения G.7).
Теория предсказывает, что
dq (а следовательно, и ?Мин)
возрастает при увеличении
пульсационной скорости. Это
предсказание подтверждается
результатами опытов,
проведенных со стехиометрическими
метановоздушными и пропано-
воздушными смесями (рис.
7.10). Эти результаты
иллюстрируют также влияние
замещения азота в воздухе
аргоном, гелием или двуокисью
углерода. Влияние давления на
величину dq показано на рис.
7.11. Результаты
экспериментов свидетельствуют о том, что
расстояние гашения в первом
приближении обратно
пропорционально давлению, что и да-
0,1-
0,01
0,1
Рис. 7.9. Соотношение между
минимальной энергией воспламенения ?мин
и расстоянием гашения dq для
покоящейся и движущейся смесей ф=1,0
[30].
прямая с тангенсом угла наклона 3;
О —метан; X — пропан.
ет уравнение G.5). Это соответствует зависимости минимальной
энергии воспламенения от давления ?мин Р2
Воспламенение смеси в камере сгорания
256
Рис. 7.11 демонстрирует также положительное влияние
замещения части или всего азота воздуха кислородом на
воспламенение.
Гетерогенные смеси. Предлагаемая модель воспламенения
гетерогенной смеси воздуха и капель жидкого топлива
базируется на предположениях, что скорости химических реакций
О 50 100 150 200 250 v 0 50 100 150 200 250
Пульсационная скорость, см/с
Рис. 7.10. Влияние пульсационной скорости на величину расстояния
гашения для различных инертных газов [34].
ф = 1, Р — 17 кПа, O2/(O; + N2)=0,21. метан; пропан.
0.1
' 0
ю
20 30 АО 10 20 3Q
Концентрация пропана, об. %
Рис. 7.11. Влияние давления и концентрации кислорода на расстояние
гашения для пропана, U = 15,3 м/с [34].
Р=8 кПа; Р=35 кПа.
бесконечно велики и что начало воспламенения лимитируется
единственно скоростью испарения топлива. Обоснование для
таких предположений можно найти в опубликованных данных
по запуску камер сгорания газотурбинных двигателей.
Например, работы [25] и [35] содержат достаточные свидетельства
того, что изменение характеристик факела распыленного
топлива, таких, как средний размер капель и летучесть, может
существенно повлиять на величину энергии, требующуюся для
воспламенения. Этот эффект обусловлен влиянием скорости
17*
260 Глава 7
испарения топлива, которая определяет состав газовой смеси
в зоне воспламенения. Дополнительное подтверждение важности
концентрации паров топлива для воспламенения дают более
фундаментальные исследования воспламенения гетерогенных
движущихся смесей керосина с воздухом [10], из которых
следует, что в смесях беднее стехиометрической главным
фактором, лимитирующим воспламенение, является нехватка
испаренного топлива в зоне воспламенения.
Предполагается, что процесс воспламенения протекает
следующим образом. Прохождение искры создает небольшой
приблизительно сферический объем воздуха (именуемый в
дальнейшем очагом воспламенения) с температурой, достаточно
высокой для того, чтобы инициировать быстрое испарение капель
топлива, содержащихся в этом объеме. Скорость реакций и
скорость смешения считаются бесконечно большими, так что пары
топлива, образующиеся в очаге воспламенения, мгновенно
превращаются в продукты сгорания при температуре пламени
стехиометрической смеси. Если скорость выделения тепла при
горении превосходит скорость его отвода теплопроводностью
с поверхности очага воспламенения, то этот очаг увеличивается
в размере до тех пор, пока не заполнит весь объем смеси. Если
же скорость тепловыделения меньше скорости теплоотвода, тем-
лература в очаге воспламенения будет постоянно падать, пока
не прекратится и испарение топлива.
Таким образом, критическим является размер начального
очага воспламенения, для которого потери тепла с его
поверхности только-только уравновешиваются выделением тепла
вследствие мгновенного сгорания паров топлива в объеме этого
очага. Как и в случае однородной смеси, эта концепция ведет
к представлению о расстоянии гашения как пороговом размере
начального очага воспламенения, которого необходимо достичь,
чтобы пламя могло самостоятельно распространяться.
Количество энергии от постороннего источника, требующееся для
достижения указанного размера, определяется как минимальная
энергия воспламенения.
Анализ соответствующих процессов теплопередачи и
испарения [36] дает следующее выражение для расстояния гашения
в покоящейся или медленно движущейся капельной взвеси:
[PFD2 -|0'5
PA<PlnO+*cTex)J ' 0)
Отметим, что это уравнение получено из рассмотрения
фундаментальных механизмов тепловыделения в очаге воспламенения
и теплоотвода с его поверхности и не содержит определяемых
из опыта или произвольных констант. Оно справедливо только
для монодисперсной взвеси капель. Для полидисперсных
взвесей типа тех, которые создаются большинством применяемых
Воспламенение смеси в камере сгорания 261
на практике распиливающих устройств, расстояние гашения
определено как [37]
I0'5
где Ci и С3 — параметры распределения капель взвеси по
размерам:
Здесь D2o — средний по площади поверхности диаметр, ?Kо —
средний по объему диаметр, Ь32 — средний заутеровский
диаметр капель.
Уравнения G.10) и G.11) представляют собой простые
безразмерные соотношения, связывающие расстояние гашения
с размером капель в факеле распыла топлива. Существенно то,
что они устанавливают прямую пропорциональность расстояния
гашения размеру капель и обратную пропорциональность корню
квадратному из давления газа. Увеличение коэффициента
избытка топлива ф и уменьшение плотности топлива р^ вызывают
уменьшение величины dq, так как при этом ускоряется
испарение топлива вследствие увеличения площади поверхности
капель. Аналогичным образом увеличение В ускоряет испарение
и уменьшает dq [38].
Величины ?"мин для покоящейся или слабо турбулизованной
смеси могут быть получены подстановкой вычисленных
значений dq из уравнения G.10) или G.11) в выражение
^. G.12)
Результаты этих вычислений показаны сплошными линиями
на рис. 7.12 и 7.13. Весьма удовлетворительное согласие между
теорией и экспериментом, демонстрируемое этими графиками,
подтверждает, что рассматриваемая модель в состоянии
предсказать с неплохой точностью влияние изменений летучести
топлива, среднего размера капель и давления воздуха на
минимальную энергию воспламенения. Тем самым подтверждается
и положенное в основу модели предположение о том, что в
широком диапазоне условий испарение топлива представляет
собой стадию, лимитирующую скорость всего процесса.
Хотя приведенные выше уравнения для dq в гетерогенных
топливовоздушных смесях были получены для покоящейся
смеси, они могут быть применены к движущейся смеси в
практических устройствах горения без больших потерь в точности.
Это возможно потому, что свойства факела распыленного
топлива, если исключить самые крупные капли, целиком
определяются параметрами воздуха, а скорости капель относительно
окружающего их воздуха слишком малы, чтобы заметно
262
Глава 7
увеличить скорость испарения топлива или скорость отвода
тепла от начального очага воспламенения.
Для случая повышенной пульсационной скорости (ReD32 >
> 1,0) dq определяется выражением
о.5
,0,5
X
С1РлФ In A + Бстех) A + 0,25С*'5 Refc* )
GЛЗ)
где С2 = D\o/Dz2 и Dm — средний диаметр капель.
В идеале величины Си С2 и С3 должны определяться из
анализа распределения капель топлива по размерам в каждом
/О5 2'Ю5
Р,Па
Рис. 7.12. Минимальная энергия
воспламенения покоящейся смеси мазута
с воздухом при различном среднем
размере капель [36].
Р = 100 кПа, Г=290 К. расчет по
уравнениям G.10) и G.12), модель, основанная
на определяющей роли процесса испарения;
? ZK2=150 мкм; AD32=100 мкм; О Dd2 =
= 40 мкм.
Рис. 7.13. Влияние давления воздуха
на величину минимальной энергии
воспламенения [36].
ф = 0,65, D32=60 мкм, Г=290 К, ?7=0.
расчет по уравнениям G.10) и G.12);
? —мазут, V — дизельное топливо; Л
—газойль; О—изооктан.
факеле распыливания. Это было бы утомительной и трудоемкой
процедурой, но, к счастью, факелы распыла, создаваемые
хорошо сконструированными распыливающими устройствами
различного типа, характеризуются рядом общих важных
особенностей [39]. Путем анализа данных о распределениях капель
по размерам установлено, что для простых центробежных
форсунок и для форсунок с пневмораспылом топлива d = 0,31,
С2 = 0,21, С3 = 0,46и Z = 0^7116
Воспламенение смеси в камере сгорания 263
В более поздней работе [40] изложенная модель была
усовершенствована; в ней учтены: 1) конечная скорость
химических реакций, что, как известно, существенно при очень
хорошем распыливании топлива, низких давлениях и малых ср;
2) наличие паров топлива в смеси, поступающей в зону
воспламенения. Таким образом, рассмотренная модель имеет
универсальный характер и применима к покоящейся и движущейся
смесям газового, жидкого или испаренного топлива с воздухом,
а также любых комбинаций этих топлив. Были получены
выражения для расстояния гашения, охватывающие все условия,
которые могут встретиться в устройствах горения. Они
приведены в табл. 7.2. Так, например, учет конечности скорости
химических реакций превращает уравнение G.10) в
'5
• G14>
Величины ?мин могут быть получены подстановкой соответ-
савующих значений dq из табл. 7.2 либо в уравнение G.7), либо
в уравнение G.12). Если все топливо или часть его
присутствует в виде капель, следует использовать уравнение G.12).
Но для газовых или полностью испаренных топлив
предпочтительней уравнение G.7).
Справедливость универсальной модели проверялась
экспериментально как для покоящихся, так и для движущихся
смесей. На рис. 7.14 приведены экспериментальные данные о
минимальных энергиях воспламенения ЕМ1Ш в зависимости от
величины коэффициента избытка топлива ср для покоящихся
смесей мазута и воздуха. Сплошные линии представляют
результаты расчета в рамках рассматриваемой модели при учете
как химических реакций, так и испарения, штриховые линии —
только процесса испарения. Видно, что модель, учитывающая
только испарение, отлично согласуется с опытом при составах
смеси, близких к стехиометрическому, а для наибольших из
исследованных капель A50 мкм) — во всем диапазоне составов.
Но с уменьшением размера капель точность этой модели
снижается, и при наименьшем размере капель D0 мкм)
универсальная модель заметно эффективнее при малых величинах ср.
На рис. 7.15 показано влияние давления на ?Мин для
четырех различных жидких топлив, распыливаемых в воздушном
потоке при среднем размере капель 60 мкм. Сплошные и
штриховые линии соответствуют тем же предположениям, что и
выше. Из рисунка видно, что учет химических реакций
позволяет достичь лучшего согласия теории и опыта. Следует также
отметить, что для изооктана зависимость ?мин от давления
сильнее, чем для мазута: наклон прямой EMHH = f(P) для него
несколько больше. Причиной этого является то, что в области
264
3
к
Он
о
1
6
s
Он
s
к
Он
Глава 7
5
о
s
Он
т
о
S
Он
в1
о
00
о
к
К
X
0)
В
2
S
к
еч
о
н
о
о
X
н
Я
ч
S
S
I
Й
I
со
о
Q
ft,
о.
&
I
со
О-
coco
+
щаяся
КОЯ]
о
с
03
§
о
Оч
о
о
д
03
§
со
S
турбул
о
хо
03
с;
о
03
о
и
О
о
со
К
ХО
а.
>^
н
о
д
л
s
о
к
03
§§
2 л
О
03
д
о
&°
с II
1а
У
s II
R о
03 К
Д 03
§1
?-1 К
О О
о- т
а> о
о
с
ОЗ
И
дисперс
ечное
оно,
кон
2 к
Д о
О
с
к
03
д
цисперс
ечное
е О
О «
R
Д о
етерог
коящ
и
воспламенение смеси в камере сгорания
265
00
к
о
К
а,
ОН
+
2
I
ft,
О.
S4
I
о."
3
I
N
о*
й-
X
X
CJ
в?
сз
к
о
сх
испе
полид
тая
ГС!
о
&
к
о
КВН1
СЗ
о
со
S
бул
Он
о
о о
СЗ О
е
о ^
«=( сз
S Д
§
о
S
VO
1
U О
О VO
СХ З
о «
eg
СЗ >>
Я Е-
о л к
Си Ч tr
о) а о
8«
S СЗ
к я
1
QJ О
о 5
СХ R
266
Глава 7
низких давлений при воспламенении октана кинетика реакций
играет более важную роль, чем при воспламенении мазута.
Вообще говоря, в случаях, когда доминируют эффекты,
связанные с испарением, из уравнений G.11) — G.13) как для
движущихся, так и для покоящихся смесей получается Еутноо
1000-
Рис. 7.14. Улучшение согласия
результатов расчета и опытов при учете
химических реакций [40].
Покоящаяся смесь мазута и воздуха.
модель, основанная на определяющей
роли процесса испарения, уравнения G.10)
и G.12); модель, учитывающая
химические реакции, уравнения G.12) и G.14).
0,15 0,2 0,3 0,4 0,6 Ofl Ifl
Р, Ю5Па
Рис. 7.15. Улучшение согласия
результатов расчета и опытов при учете
химических реакций [40].
?/ = 15 м/с, ф=0,65, ?>з2=60 мкм. ? —мазут;
V — дизельное топливо; Л - газойль; О - изо-
октан.
со Р-°>5. Однако если процесс лимитируется химическими
реакциями, то уравнения G.5) — G.7) дают для предельного случая,
когда скорость распространения пламени не зависит от
давления, ?Мин со р-2. Таким образом, как для покоящихся, так и для
движущихся гетерогенных смесей показатель степени в
зависимости ?mi1h от давления всегда находится в пределах от —0,5
до —2 в зависимости от относительной важности эффектов
испарения топлива и химических реакций. В целом любые
изменения, усиливающие роль кинетики реакций, такие, как
уменьшение давления или величины коэффициента избытка
топлива ф либо увеличение коэффициента массообмена,
способствуют усилению зависимости ?Мин от давления. Значения dq
Воспламенение смеси в камере сгорания 267
из табл. 7.2 в совокупности с уравнениями G.7) и G.12)
позволяют оценивать с хорошей точностью величины минимальной
энергии воспламенения в широком диапазоне изменений
давления, коэффициента избытка топлива, среднего размера капель
и вида топлива как для покоящихся, так и для движущихся
турбулентных смесей. При этом с удовлетворительной точностью
учитывается уменьшение минимальной энергии воспламенения,
обусловленное наличием паров топлива в зоне воспламенения.
Применительно к газотурбинным двигателям достоинства
рассмотренной модели заключаются не столько в ее
способности прогнозировать требования к величинам минимальной
энергии воспламенения (так как располагаемая энергия искрового
разряда определяется характеристиками электрической свечи
и системы зажигания высокой энергии), сколько в том, что она
выявляет параметры, лимитирующие воспламенение, и
устанавливает количественные соотношения между ними.
Рассмотрим для примера камеру сгорания, которая
нормально работает на керосине, и попытаемся оценить, какое
повышение качества распыливания топлива потребовалось бы,
чтобы получить те же характеристики воспламенения, но уже
с дизельным топливом. В данном случае определяющими
свойствами топлива являются плотность и летучесть, причем
последняя представлена в уравнениях для расстояния гашения
через коэффициент массообмена В. Из уравнения G.11)
получаем
0,5
Следовательно, для сохранения характеристик воспламенения
неизменными, т. е. для сохранения величины dq, необходимо
выполнить равенство
1 °'5
Z>32 (ДИЗ. ТОПЛ.)
ZK2 (керосин) "~
Для дизельного топлива рР = 900 и ?Стех = 2,8; для керосина
Pf = 775 и Бстех = 3,75. Подставляя эти значения в G.16),
получим
?>32 (ДИЗ. ТОПЛ.) п оа
?>32 (керосин) '
Это означает, что средний заутеровский диаметр капель в
факеле распыливания дизельного топлива следует уменьшить
на 14%, чтобы характеристики воспламенения получились
такими же, как для керосина.
268 Глава 7
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ
Основными факторами, определяющими характеристики
воспламенения, являются система зажигания, параметры потока
и свойства топлива.
Система зажигания
Энергия, длительность и частота искрового разряда зависят
от конструкции системы зажигания, размера накопительного
конденсатора и конструкции свечи. Все эти факторы влияют
Таблица 7.3 Влияние давления газа ТОЛЬКО на первую стадию
на величину энергии, выделяющейся воспламенения. В принципе
в разряде [15] доля выделившейся при
разряде конденсатора энер-
Давление газа,
кПа
19
99
306
651
Энергиджазряда' гии> используемая непосред-
ственно в искре, возрастает
при увеличении давления,
2>42 межэлектродного промежут-
2>68 ка и скорости потока смеси.
3'10 Положительный эффект от
3M1 увеличения давления и
межэлектродного промежутка
связан с тем, что при этом увеличивается число молекул,
находящихся в канале дугового разряда. Вследствие этого
возрастает электрическое сопротивление промежутка, что требует
большего напряжения пробоя, и в итоге увеличивается энергия
разряда. В табл. 7.3 приведены данные, основанные на
результатах измерений [15] и иллюстрирующие влияние давления на
выделение энергии в свече поверхностного разряда.
Дополнительные данные о влиянии давления и состава газа на энергию
разряда можно найти в работе [41].
При повышении скорости потока энергия разряда также
имеет тенденцию к увеличению. Это происходит частично
вследствие «растяжения» разряда, увеличивающего электрическое
сопротивление и, следовательно, выделение энергии, а частично
из-за уменьшения потерь тепла в электроды, так как дуговой
разряд смещается относительно рабочей поверхности свечи
потоком воздуха.
Параметры потока
К числу важных параметров потока воздуха относятся
давление, температура, скорость и турбулентность.
Давление воздуха. Все имеющиеся экспериментальные
данные (полученные в покоящихся смесях, в идеализированных
системах с движущейся смесью и в натурных камерах сгорания)
Воспламенение смеси в камере сгорания
269
определенно свидетельствуют о существенном влиянии
давления на величину минимальной энергии воспламенения.
Типичными для покоящихся смесей являются данные работы [27]
для пропана, показанные на рис. 7.16. Из них следует, что
трехкратное уменьшение давления приводит к восьмикратному
увеличению минимальной энергии воспламенения. В работе [8]
исследовалось воспламенение движущейся однородной смеси
и было установлено, что минимальная энергия воспламенения
изменяется с давлением соответственно зависимости ЕМин °° Р~2-
Такая зависимость предсказывается уравнениями G.5) и G.7)
301 1 г—
20
ю
о
Отсутствие
воспламенения
Область
воспламенения
0,1 0,2 0,5 7,0 2,0 5,0 10,0 20,0
Энергия воспламенения, мДж
Рис. 7.16. Влияние давления на минимальную энергию воспламенения
покоящихся газовых смесей [27].
для покоящихся и движущихся смесей в случае, когда горение
представляет собой химическую реакцию второго порядка.
О сильном влиянии давления на ЕМ1Ш в газовых смесях
свидетельствуют данные рис. 7.11.
Для гетерогенных топливовоздушных смесей влияние
давления на ЕМИН может быть существенно меньшим в зависимости
ог того, в какой степени скорость испарения топлива
контролирует воспламенение. В тех случаях, когда процесс
воспламенения полностью лимитируется испарением (а это справедливо
для большинства камер сгорания газотурбинных двигателей
в широком диапазоне эксплуатационных условий), ?Мин °° ^~0'5.
Большая часть данных, относящихся к натурным камерам
сгорания, приведена в работах [11, 35, 42]. Хотя эти данные
относительно малочисленны и отличаются значительным
разбросом, все они обнаруживают отмеченную выше тенденцию
к ухудшению характеристик воспламенения при понижении
давления.
Температура воздуха. Все имеющиеся данные
свидетельствуют о том, что снижение температуры воздуха
неблагоприятно для воспламенения. Этого и можно было ожидать,
поскольку, во-первых, при низких температурах требуется больше
энергии для нагрева топливовоздушной смеси до температуры,
при которой идет быстрая реакция, и, во-вторых, скорость
испарения топлива при низких температурах меньше, так что
большая часть энергии искры тратится на испарение капель топлива.
270
Глава 7
1000
100
10
Область
в осп по мене ни я
Влияние температуры воздуха на величину минимальной
энергии воспламенения иллюстрирует рис. 7.17, где приводятся
данные, полученные при давлении 20 кПа, скорости 15 м/с
и постоянном заутеровском диаметре капель 60 мкм [43].
Видно, что минимальная энергия воспламенения быстро
снижается при повышении температуры воздуха и изменении
величины % по направлению к стехиометрии.
Поскольку камера сгорания обычно работает при
постоянном значении отношения У/Г0'5, любое снижение температуры
воздуха сопровождается
уменьшением скорости. Поэтому, за
исключением области малых
расходов топлива, в которой
испарение играет
доминирующую роль, неблагоприятное
влияние понижения
температуры воздуха частично
компенсируется соответствующим
уменьшением его скорости.
Скорость воздуха. Скорость
воздуха влияет на первую и
вторую стадии процесса
самовоспламенения. Влияние на
первую стадию имеет
достаточно сложный характер.
Положительный аспект этого
влияния, как уже упоминалось,
связан с растяжением разряда в
направлении потока, которое
увеличивает количество
энергии, выделяемой в процессе
искрового разряда, и уменьшает
потери тепла и активных
частиц в искре, вызываемые
переносом к электродам. Но данный положительный
эффект уравновешивается потерями тепла конвекцией из ядра
искры в начальный период его развития, когда оно еще
«прикреплено» к электродам. Эти потери тепла, которые возрастают
линейно с увеличением скорости, должны быть компенсированы
увеличением энергии разряда.
Отрицательное влияние увеличения скорости во второй
стадии воспламенения связано с уменьшением времени, в течение
которого пламя может распространяться на всю первичную
зону камеры от ядра искры, пока это ядро не будет унесено
вниз по потоку. Суммарный эффект всех влияний сводится
к некоторому увеличению минимальной энергии воспламенения
с ростом скорости воздуха (рис. 7.18) [30, 36]. Влияние ско-
Отсутствие
воспламенения
0,3 05
0,9
Рис. 7.17. Влияние температуры
воздуха на минимальную энергию
воспламенения [43].
P—2Q кПа, ?7 = 15 м/с, ?>32=60 мкм.
Воспламенение смеси в камере сгорания
271
рости на воспламенение в натурных камерах сгорания
демонстрирует рис. 7.19, где показан положительный эффект
снижения скорости в циркуляционной зоне камеры, которое
достигалось в данном случае закрыванием части отверстий в жаровой
трубе, служащих для подвода воздуха в первичную зону.
Турбулентность. Отделившееся от электродов и унесенное
в зону циркуляции ядро искры уже не подвергается
воздействию относительной скорости воздуха. При этом теплоотвод
0,03
10 20 30 40
Скорость, м/с
0,25 ' 0,5
Расход воздуха, кг/с
Рис. 7.18. Влияние скорости воздуха Рис. 7.19. Влияние скорости в
первична минимальную энергию воспламене- ной зоне на пределы воспламенения,
ния [37J
р = Ю0 кПа, ф=0,65, А>2=100 мкм.
д—мазут; V — дизельное топливо; Л — газойль;
нормальная скорость воздуха;
пониженная скорость воздуха.
|—изооктан.
осуществляется посредством турбулентной диффузии, и его
интенсивность определяется величиной пульсационной скорости
и'. Отрицательное влияние турбулентности на воспламенение
газовых смесей иллюстрирует рис. 7.10. В натурных камерах
сгорания уровень турбулентности в первичной зоне
определяется перепадом давления на жаровой трубе.
Свойства топлива
В последнее время возникла и возрастает потребность
в том, чтобы газотурбинные двигатели могли использовать
жидкие топлива более широкого ассортимента. Поэтому влияние
свойств топлива на характеристики воспламенения приобретает
первостепенное значение.
Вид топлива. Характеристики воспламенения в камерах
сгорания газотурбинных двигателей зависят главным образом от
концентрации паров топлива вблизи свечи зажигания и в
первичной зоне горения на протяжении периода запуска.
Скорость испарения определяется двумя основными
факторами:
272
Глава 7
1) летучестью топлива, которая характеризуется давлением
паров по Рейду, температурой испарения 10 % массы (в
соответствии со спецификацией ASTM) или параметром массооб-
мена В\
2) суммарной поверхностью капель топлива в факеле рас-
пыливания, определяемой величиной среднего заутеровского
диаметра капель. 4
Если бы спецификации топлив для авиационных
газотурбинных двигателей были расширены с тем, чтобы включить в них
ЮООг
то-
0,3
Рис. 7.20. Влияние величины ф и параметра
массообмена В на минимальную энергию
воспламенения [37].
Р = 100 кПа, U = \5 м/с, D32=100 мкм. © —изооктан;
О~~керосин; Л —газойль; V —дизельное топливо;
X—лигроин; ¦ — мазут.
Рис. 7.21. Влияние среднего
размера капель на минимальную
энергию воспламенения [37].
Р = 100 кПа, ?/ = 15 м/с, <р=0,65.
В — мазут; V — дизельное топливо;
О — изооктан.
больше фракций исходной сырой нефти, то наиболее
значительными изменениями свойств топлив были бы увеличение
содержания ароматических углеводородов и более высокая точка
конца кипения [44]. Эти изменения уменьшают летучесть
топлива и одновременно увеличивают его вязкость, снижая тем
самым качество распыливания и уменьшая суммарную
поверхность капель топлива. И то и другое приводит к уменьшению
Воспламенение смеси в камере сгорания 273
скорости испарения, что осложняет проблему запуска. Эти
соображения приобрели бы еще большее значение, если бы
отставание в добыче нефти заставило применять топлива,
полученные из угля, сланцев и гудрона.
Влияние летучести топлива на величину минимальной
энергии воспламенения показано на рис. 7.20. Все данные на графике
получены при постоянном значении среднего заутеровского
диаметра 100 мкм, чтобы исключить из рассмотрения
характеристики распыливания (которым обычно свойственно доминировать
в процессе воспламенения) и выявить влияние собственно
летучести.
Полезные оценки требуемого для компенсации пониженной
летучести увеличения энергии зажигания или повышения
качества распыливания могут быть получены с помощью уравнений
G.7) или G.12) и соответствующих значений dq из табл. 7.2.
Отношение топливо/воздух. Из простого рассмотрения
требований к каждой из стадий процесса воспламенения ясно, что
оптимальные условия получаются при приблизительно стехио-
метрическом составе смеси в первичной зоне камеры сгорания,
т. е. при наибольших скорости распространения и
температуре пламени. Однако при запуске только испаренное топливо
может участвовать в процессе воспламенения, и доля всего
количества топлива, которая успевает испариться в течение
располагаемого времени, зависит главным образом от
летучести топлива и от качества его распыливания. Поэтому
среднее значение отношения топливо/воздух в первичной зоне, по
существу, не имеет никакого значения; характеристики
воспламенения определяются «эффективной» величиной отношения
топливо/воздух, которая соответствует концентрации
испаренного топлива. Идеальные для воспламенения условия
реализуются тогда, когда «эффективная» величина к в первичной
зоне камеры близка к стехиометрической.
Характеристики распыливания. Хорошо известно, что
пусковые характеристики двигателя можно значительно улучшить
путем подбора соответствующей форсунки. Обычные топлива
недостаточно летучи для обеспечения количества пара,
необходимого для воспламенения и горения, если не увеличивать
значительно площадь поверхности топлива путем дробления его
на большое число капель. Чем меньше размер капель, тем
быстрее идет испарение топлива. Влияние размера капель на
процесс воспламенения детально исследовалось автором и его
сотрудниками в работах [10, 36, 37, 40, 43] и было установлено,
что оно имеет первостепенное значение. Это видно на рис. 7.21,
из которого ясно следует, что даже небольшое понижение
качества распыливания влечет за собой необходимость
существенного увеличения минимальной энергии воспламенения.
18 Зак. 761
274
Глава 7
30
* 20
а.
10
Область
воспламенения
218 К
293 К
Отсутствие
воспламенения
Распределение капель топлива в пространстве также важно
для воспламенения. К сожалению, для натурных камер
сгорания обычно характерен широкий спектр составов смеси в зоне
горения. В частности, вблизи свечи зажигания смесь обычно
заметно богаче, чем в среднем в первичной зоне камеры.
Поэтому в случаях, когда состав смеси идеален для первой стадии
воспламенения, смесь может оказаться слишком бедной для
второй стадии. И наоборот, когда состав идеален в зоне
распространения пламени, весьма вероятно, что смесь вблизи свечи
зажигания будет чрезмерно
богатой топливом.
Следовательно, характеристики
воспламенения зависят не только от
средней величины х, но также
и от распределения топлива в
потоке данной структуры. В
целом уменьшение угла конуса
распыливания топлива
благоприятно для воспламенения,
особенно на больших высотах.
Но на практике существует
допустимый предел уменьшения
угла конуса распыливания.
Этот предел обусловлен
увеличением дымности
выхлопных газов (см. гл. 11).
Температура топлива. Влияние температуры топлива на
характеристики высотного запуска в общих чертах показано на
рис. 7.2. Количественные данные получены при испытаниях
камеры сгорания двигателя «Протей» [4]. Результаты
представлены на рис. 7.22, из которого видно, что влияние низкой
температуры топлива на воспламенение заключается в
уменьшении диапазона скоростей смеси, в котором обеспечивается
воспламенение при данной энергии разряда. Этот эффект
может быть объяснен влиянием температуры топлива на скорость
его испарения. В целом скорость испарения при увеличении
температуры топлива возрастает, частично из-за более высокой
летучести, а также вследствие лучшего распыливания благодаря
уменьшению вязкости топлива.
ю
20
30-
Местная скорость воздуха, м/с
Рис. 7.22. Влияние температуры
топлива на пределы воспламенения,
То = 218 К [4].
ОБОЗНАЧЕНИЯ
А — константа в уравнении G.4);
В— параметр массообмена;
C D/D
i
С2 =
Воспламенение смеси в камере сгорания 275
ср — удельная теплоемкость при постоянном давлении;
D — диаметр капли топлива;
Di0 — средний диаметр;
D20 — средний по площади поверхности диаметр;
D3Q — средний по объему диаметр;
D32 ~ средний заутеровский диаметр;
dg — расстояние гашения;
Е — энергия активации;
?мин — минимальная энергия воспламенения;
k — коэффициент теплопроводности;
Р — давление;
Рг — cp\x/k — число Прандтля;
/? — газовая постоянная;
SL — скорость распространения ламинарного пламени;
ST — скорость распространения турбулентного пламени;
Т — температура;
ДГ — подогрев при горении;
tc — время горения;
U — скорость воздуха;
и' — среднеквадратическое значение пульсационной скорости;
а = k/Cpp — коэффициент температуропроводности;
х — отношение топливо/воздух (по массе);
|х — коэффициент динамической вязкости;
v — коэффициент кинематической вязкости;
р — плотность;
ф — коэффициент избытка топлива (эквивалентное
отношение);
Q — исходная доля паров в общем количестве топлива.
Индексы
кр — критическое значение;
стех — стехиометрическое значение;
А — воздух;
F — топливо;
Ъ — продукты сгорания;
О — свежая смесь;
3 — вход в камеру сгорания.
18*
8
Теплопередача
ВВЕДЕНИЕ
При работе камер сгорания ГТД чаще всего происходят
такие повреждения, как коробление и растрескивание жаровых
труб. Если подобные дефекты возникают после относительно
недолгой работы камер сгорания, то их причиной являются
ошибки при проектировании и изготовлении жаровых труб.
Иногда местные перегревы стенок могут быть следствием
нарушений в распыливании топлива, вызванных неисправностью
топливной форсунки, образованием кокса на форсунке и
неточной установкой форсунки в жаровой трубе. Местные перегревы
стенок могут также происходить из-за наличия воспламени-
тельного устройства или крепежных стоек и других деталей
в кольцевом канале, срывное обтекание которых воздухом
ухудшает конвективное охлаждение жаровой трубы в следах за
этими препятствиями. Однако даже если нет всех указанных
недостатков, после длительной работы камеры сгорания так
или иначе проявляются коробление и трещины жаровой трубы.
Обычно при этом трещины образуются на кромках воздухопод-
водящих отверстий и «козырьков» для направления
охлаждающего воздуха, а также в тех местах жаровой трубы, где могут
возникнуть большие остаточные напряжения при ее
изготовлении.
Жаровая труба имеет сложную конструкцию, поэтому
расчет термических напряжений и ее ресурса работы представляет
сложную проблему. В общем, однако, известно, что коробление
жаровых труб вызывается их длительной эксплуатацией при
высокой температуре стенок и больших градиентах температур
по стенке. Трещины, как правило, образуются из-за
малоцикловой усталости материала стенки, обусловленной
нестационарностью распределения температуры стенки жаровой трубы
(главным образом на режимах ускорений и взлета, при которых
изгибные нагрузки на жаровую трубу максимальны). Таким
образом, для обеспечения относительно большого ресурса
жаровой трубы необходимо выдерживать значения температуры
и ее градиентов по стенке в некоторых установленных
пределах. Хотя эти пределы никогда не были определены точно,
опытные данные показывают, что для никелевых сплавов, та-
Теплопередача 277
ких, как нимоник-75 и хастеллой-Х, температура стенок не
должна превышать 1100 К. Для выполнения этого условия от
стенок жаровой трубы отводится тепло посредством излучения
на корпус камеры сгорания и конвекции к воздуху,
обтекающему жаровую трубу снаружи. Кроме того, на внутренней
поверхности жаровой трубы создается завеса охлаждающего
воздуха.
Как и для многих других типов тепловых машин,
термический кпд газотурбинных двигателей увеличивается с ростом
степени повышения давления. Степень повышения давления воз-
цуха в компрессоре заметно повысилась за последние 30 лет
и, по-видимому, будет увеличиваться в дальнейшем. С ростом
давления в камере увеличиваются лучистые потоки тепла от
газов в полости жаровой трубы к ее стенкам. Вследствие
увеличения степени повышения давления растет и температура
воздуха на входе в камеру сгорания, что приводит к
уменьшению хладоресурса воздуха в кольцевых каналах, охлаждающего
жаровую трубу посредством конвекции. Таким образом, с
повышением давления за компрессором проблема охлаждения
стенок камеры сгорания усложняется, и в современных ГТД для
охлаждения стенок жаровой трубы используется более чем одна
треть общего расхода воздуха через камеру. К сожалению,
увеличение доли воздуха, вводимого вдоль внутренней стенки
жаровой трубы, в сочетании с неизбежным уменьшением доли
воздуха, подаваемого в зону разбавления, ухудшает
равномерность температуры газа на выходе из камеры сгорания. Более
того, охлаждающий воздух вызывает «замораживание»
(значительное замедление и прекращение) промежуточных
химических реакций при горении вблизи стенки, что приводит к
понижению полноты сгорания (особенно на режимах малого
газа) и, следовательно, к увеличению выбросов окиси углерода
и несгоревших углеводов. По этим причинам необходимо
всемерно повышать эффективность систем охлаждения жаровых
труб, сводя этим к минимуму расход охлаждающего воздуха.
На практике применяются различные системы охлаждения.
Совершенствование существующих и поиски новых систем
охлаждения активно продолжаются. Далее будут рассмотрены
некоторые особенности конструкции и характеристики систем
охлаждения с учетом их практической важности.
ПРОЦЕССЫ ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ
Для описания процессов теплопередачи в камере сгорания
жаровую трубу можно представить как сосуд с окружающим
его кожухом; в сосуде протекает горячий газ, а в кольцевом
пространстве между сосудом и кожухом — воздух. Жаровая
труба нагревается изнутри излучением и конвекцией от горячих
278
Глава 8
газов в ее полости и охлаждается посредством излучения ее
стенок на внешний кожух и конвекции к воздуху, протекающему
снаружи ее. Относительные величины лучистых и конвективных
потоков тепла зависят от формы и размеров камеры сгорания
и от условий горения. В стационарных условиях тепловые
потоки к стенкам жаровой трубы изнутри равны тепловым
потокам от трубы наружу (кондуктивный поток тепла вдоль стенки
,-2
Рис. 8.1. Основные процессы теплопередачи для стенки жаровой трубы.
#i— лучистый поток от горячих газов; С\ — конвективный поток от горячих газов; R2 —
лучистый поток от жаровой трубы к корпусу камеры; С2—конвективный поток от жаровой
трубы к наружному охлаждающему воздуху; /^^ — кондуктивный поток поперек стенки;
К — кондуктивный поток вдоль стенки.
относительно мал и, как правило, не учитывается); в
соответствии с этим равенством устанавливается равновесная
температура в каждой точке стенки жаровой трубы.
Физическая модель, изображенная на рис. 8.1, учитывает
только продольное изменение всех определяющих
теплопередачу параметров, которые принимаются постоянными в любом
поперечном сечении камеры сгорания. При стационарных
условиях тепловой поток изнутри к любому элементарному участку
стенки жаровой трубы площадью AAW\ должен быть
сбалансирован тепловым потоком наружу от этого же элемента, т. е.
В случае тонких стенок жаровой трубы кондуктивный поток
тепла вдоль стенки К пренебрежимо мал по сравнению с
другими тепловыми потоками; кроме того, &Aw2 ~ АЛ «л. С учетом
сделанных замечаний уравнение (8.1) приводится к более
простому виду
= #2 + C2 = /Ci_2> (8.2)
где К\-2 — удельный кондуктивный тепловой поток поперек
стенки, который определяется градиентом температуры по тол-
Теплопередача 279
щине стенки:
В последующих разделах этой главы будут выведены
выражения для Ru Си R2 и С2. Подставляя эти выражения в
уравнение (8.2), можно вычислить температуру стенки для любых
заданных режимных параметров на входе в камеру сгорания:
давления, температуры, расхода воздуха и отношения
расходов топлива и воздуха (%).
ИЗЛУЧЕНИЕ ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ
В условиях работы большинства камер сгорания
газотурбинных двигателей значительная часть тепла от горячих газов
к стенкам жаровой трубы передается посредством излучения.
На участках жаровой трубы, где имеется охлаждающая
воздушная завеса, которая защищает стенки от горячего газа,
передача тепла от этого газа к стенкам осуществляется только
излучением. Для продуктов сгорания топлив ГТД характерны
два вида теплового излучения: 1) излучение газов (в основном
углекислого газа и водяного пара) и 2) излучение твердых
частиц (в основном сажи), которое зависит от размера частиц
и их количества в пламени. Обе составляющие лучистого
потока учитываются при расчете температуры стенки жаровой
трубы и расхода воздуха, необходимого для ее охлаждения.
Излучение газов
Характеристики излучения горячих газов рассматривались
в работах [1—3]. Известно, что излучение проявляется в виде
спектра длин волн. Если твердые тела излучают тепло на всех
длинах волн, то газы излучают сугубо дискретно в нескольких
узких полосах, расположенных в инфракрасной области
спектра. Для любой газовой составляющей излучение происходит
при длине волны, соответствующей частоте колебаний атомов
в молекуле. Так как в молекуле существует несколько мод
колебаний, излучение происходит на нескольких длинах волн.
Число, ширина и интенсивность излучения для разных полос
зависят от состава, давления и температуры газа, а также от
занимаемого им объема.
В камерах сгорания газотурбинных двигателей образуются
излучающие вещества, характерные для всех углеводородных
пламен. Продукты сгорания состоят в основном из Н2О, СО2
и N2 при небольших количествах СО, NO, N02, 02, Н2 и совсем
малых примесях других газов. Для несветящихся пламен
полосчатость спектра излучения Н20 и С02 наиболее сильно прояв-
280 Глава 8
ляется вплоть до температуры около 3000 К. Центры полос
интенсивного излучения водяного пара соответствуют длинам
волн 1,9, 2,8, 6,7 и 21 мкм; имеется еще одна полоса сильного
излучения около 2,7 мкм. Углекислый газ излучает наиболее
сильно в окрестности длин волн 4,3 и 15 мкм и в двух полосах
около 2,7 мкм. При более высоких температурах молекулы
Н2О и СО2 диссоциируют, а излучение двухатомных молекул,
особенно СО, возрастает. Вклад других молекул в общее
излучение газов невелик. Например, газы с симметричными
молекулами, такие, как Н2, О2 и N2, почти не излучают тепло даже
при самых высоких температурах пламени.
Величина удельного лучистого потока от газа к
окружающей его оболочке может быть вычислена при задании
размеров и формы оболочки, заполненной этим газом, а также
давления, температуры и химического состава газа. Рассмотрим
лучистый теплообмен между газом с температурой Тг и
абсолютно черной поверхностью оболочки с температурой Tw\. Если
поверхность оболочки излучает и поглощает тепло на всех
длинах волн, то газ излучает только в нескольких узких полосах
спектра и поглощает в тех же полосах. Результирующий
удельный лучистый поток вычисляется по формуле [4, 5].
где а = 5,67-Ю"8 Вт/(м2-/С4) — постоянная Стефана — Больц-
мана, 8Г и аг — излучательная и поглощательная способности
газа соответственно.
Значения ег и аг зависят от состава газа. Кроме того,
величина 8Г, которая характеризует степень излучения газа, зависит от
температуры Гг, а величина аг, которая представляет собой
степень поглощения газом излучения от стенки, зависит от
температуры Tw\.
В действительности поверхность стенки, обращенная к
пламени, не бывает абсолютно черной. Стенка обладает некоторой
степенью черноты е^< 1. Отличие ew от единицы в
практических расчетах может быть учтено множителем 0,5A+во;).
Тогда
/?1 = 0,5A+в.)а(вгГ*-агГ*1). (8.5)
Величина ew зависит от материала стенки, ее температуры
и степени окисления. Такие типичные материалы, из которых
изготовляются жаровые трубы, как нимоник, нержавеющая
сталь и малоуглеродистая сталь, имеют степени черноты 0,7,
0,8 и 0,9 соответственно.
Для величины аг найдена аппроксимирующая зависимость
в широком диапазоне изменения температур [9]:
Теплопередача
28t
При подстановке этой зависимости в (8.5) получается
/?1 = 0,5 A + вц,) оегТ1/ (Т2г'5 — Т%\). (8.7)
Обычно состав и температура газа по объему жаровой трубы
неравномерны. Учет этой неравномерности производится путем
определения средних «эффективных» значений состава и
температуры. В принципе повышения точности расчетов можно
достичь методом разбиения газового объема на зоны [6];
1000 7400
Температура, К
2200
Рис. 8.2. Зависимость излучательной способности углекислого газа от
температуры (рСОг lb в м-кПа) [10].
однако при этом нужно знать распределения топлива и
температуры в зоне горения более точно, чем это известно для
большинства существующих камер сгорания.
Средняя температура продуктов сгорания Тт вычисляется
путем сложения прироста температуры газов вследствие
сгорания топлива АТС и температуры на входе в камеру Г3:
Величина АТС может быть найдена по стандартным
номограммам. При пользовании ими в качестве значений отношения
топливо/воздух принимают произведения текущих (от сечения
к сечению по длине жаровой трубы) значений х и г\с. Боль-
282
Глава 8
шинство тепловых расчетов выполняется для высоких
давлений в камере сгорания, когда полноту сгорания топлива можно
принять равной 100%. Однако такое допущение неприменимо
к первичной зоне камеры сгорания, где полнота сгорания редко
достигает 90 % даже при довольно высоких давлениях.
1000
то
Температура, К
1800
2200
Рис. 8.3. Зависимость излучательной способности водяного пара от
температуры [10].
Значения ег для углекислого газа и водяного пара могут
быть определены по графическим зависимостям работы [7],
приведенным на рис. 8.2 и 8.3. На этих рисунках излучательная
способность представлена в зависимости от температуры газа;
параметром является произведение парциального давления
газа р на длину пути луча k при общем давлении в среде
100 кПа A атм). Общее давление является суммой парцигль-
ных статических (а не полных) давлений всех компонент газа.
Длина пути луча определяется размерами и формой
излучающего газового объема. В практических задачах с
удовлетворительной точностью она может быть вычислена по формуле [8]
= 3AV/A,
(8.9)
где V и А — соответственно объем и поверхность полости, со-
Теплопередача
282
держащей газ. Для трубчатых камер сгорания значение 1ь
находится в пределах от QfiDL до 0,9DL в зависимости от
относительной длины жаровой трубы. Для длинных жаровых труб
1ь « 0,9DL.
Для топлив типа керосина (СпН2п) зависимость
парциального давления углекислого газа и водяного пара от отношения
топливо/воздух х (при
постоянном общем давлении Р)
приведена на рис. 8.4.
Представленные результаты в диапазоне х,
соответствующем бедным
смесям (вплоть до близких к сте-
хиометрическим, когда
начинается диссоциация), можно
аппроксимировать одной
формулой [9]
1 + 1,05%
(8.10)
как для углекислого газа, так
и для водяного пара.
Влияние общего давления
проявляется не только в
увеличении концентрации молекул
согласно формуле (8.10), но и
в уширении поглощательных
линий с ростом давления.
Поправочные коэффициенты к
значениям ег, приведенным на
0,02
0,12
0,10
0,08
0,06
0,02 —
О
/L
—i—
V
/
!
л-
ток ,
ыооокА
2400 К^
/
!
i ¦ х
0,02 0,04-
0,06
Ж
0,08 0,10
Рис. 8.4. Зависимость относительного
о п о о - парциального давления
рис. 8.2 и 8.3, для учета изме- F
пара (вверху) и углекислого газа
(внизу) от отношения топливо/воздух
к [9].
нения общего давления пред-
ставлены на рис. 8.5 и 8.6. От-
метим, что на всех указанных
рисунках фигурирует абсолютное парциальное давление
газов р, так что общее давление Р оказывает двоякое
влияние на излучение газов, большее, чем влияние х и 1ь.
Полосы излучения СО2 и Н2О частично перекрываются,
поэтому каждый из этих газов поглощает излучение от другого
газа. Когда эти газы присутствуют вместе, общее излучение от
них получается меньше, чем сумма независимых излучений
каждого газа в отдельности. После того как вычислено излучение
от каждого газа, взаимное поглощение их может быть найдено
по графикам рис. 8.7. Общая процедура расчета излучения от
указанных газов сводится к следующему:
1. Вычисляются парциальные давления углекислого газа
рсо2 и водяного пара рн2о в продуктах сгорания [для топлив
типа керосина (СпН2п) эти значения определяются путем умно-
284
Глава 8
жения общего давления на относительные парциальные
давления, приведенные на рис. 8.4].
2. Вычисляются pco2h и Рн2о^> причем U рассчитывается
согласно формуле (8.9).
3. Определяются еСо2 и ен2о по рис. 8.2 и 8.3 соответственно.
4. Определяются поправочные коэффициенты Ссо? и Сн2о по
рис. 8.5 и 8.6 соответственно.
ю
ю то
Р,кПа
Рис. 8.5. Корректирующий коэффициент для излучательной способности
углекислого газа в зависимости от общего давления [10].
н2о
60 80 100 120
Р), кПа
Рис. 8.6. Корректирующий коэффициент для излучательной способности
водяного пара в зависимости от общего и парциального давления jflO].
5. Определяется степень взаимного поглощения излучения
газов Де согласно рис. 8.7.
6. Общая излучательная способность газов рассчитывается
по формуле
8 = 8 С +8 С —Дб. (8Л1)
Представленная процедура обеспечивает хорошую точность
расчета только для несветящегося пламени. Для давлений ниже
Теплопередача
285
500 кПа E атм) и бедных топливовоздушных смесей указанную
процедуру можно заменить приближенным расчетом по
формуле Ривса [11]
бг=1 -ехр[-290Р(х/6)°'5Гг'5], (8.12)
где Р — давление (кПа), Тг — температура (К), 1ь — длина пути
луча (м). Для малых значений ег (8.12) сводится к более
удобной и удовлетворительной по точности формуле
0'5rr'5. (8.13)
Пример расчета. В цилиндрической жаровой трубе
диаметром 0,23 м и длиной 0,3 м находятся продукты сгорания при
0,2 0,U 0,6 0,8 1,0 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,00 0,2 0,U ОД 0,8 7,0
/
Рис. 8.7. Корректирующая поправка к излучательной способности углекислого
газа и водяного пара на взаимное поглощение [10].
температуре 2000 К, давлении 450 кПа и отношении
топливо/воздух % = 0,05. Необходимо вычислить излучательную способность
газа в жаровой трубе.
Согласно рис. 8.4 рсо2 = Рн2о = 0,098 X 450 = 44 кПа. По
формуле (8.9) lb = 3A(V/A)=3A-0,0125/0,3 = 0,1413 м.
Следовательно, pcoJb = pH2olb = 0,1413 X 44 = 6,22 м • кПа. Из рис. 8.2,
8.3, 8.5, 8.6, 8.7 определяем соответственно еСо2 = 0>049, ен2о =
= 0,036, Ссо2=1>34, Сн2о = 2,10, Де = 0,014. Наконец,
находим по формуле (8.11) 8Г = 0,049 X 1,34 + 0,036X2,10 — 0,014=
= 0,127, а по приближенной формуле (8.13) ег = 290Х
X 450@,05 X 0,1413H»5 X 2000-1»5 = 0,123.
Излучение светящегося пламени
При горении углеводородных топлив в камере сгорания
образуются сажистые частицы; эти частицы оказывают большое
влияние на характеристику излучения пламени. При
атмосферном давлении частицы малы по величине и их мало в пламени;
286
Глава 8
поэтому энергия излучения частиц сажи оказывается
незначительной по сравнению с энергией излучения газов. Однако даже
незначительное излучение этих частиц в видимом спектре длин
волн делает пламя светящимся. С повышением давления
интенсивность излучения частиц сильно возрастает, в результате
чего роль излучения углекислого газа и водяного пара в общем
излучении пламени уменьшается. При высоком давлении,
характерном для современных газотурбинных двигателей, обра-
зуются крупные сажистые частицы и в большом количестве..
250г
1000
200
=f/50
1
50
7 9 11 13 15 11
Массовое содержание водорода, %
Рис. 8.8. Влияние давления и состава
топлива на излучение пламени [13].
12,0 12,5 13,0 13,5 J4.0 74,5
, Массовое содержание водорода, %
Рис. 8.9. Влияние массового
содержания водорода в топливе на
излучение пламени [14].
Поэтому при высоких давлениях излучение сажи становится
преобладающим, и пламя излучает в инфракрасной области
спектра как абсолютно черное тело. В этих условиях жаровая
труба нагревается интенсивным лучистым потоком и
усложняется проблема обеспечения ее работоспособности. Для решения
этой проблемы необходимо управлять процессом образования
сажистых частиц, в связи с чем необходимо знать механизм
образования сажистых частиц и распределение их по размерам.
Излучательная способность такого пламени может быть
вычислена (при задании оптических свойств сажи) или измерена.
Опубликованных данных по излучению пламени удивительно
мало. Во многих работах содержится больше описаний
измерительной аппаратуры, чец результатов измерений. Однако
имеется уже достаточное количество экспериментальных фактов, на
основании которых можно сделать выводы о качественном влия-
Теплопередача
287
нии состава топлива и параметров камеры сгорания на
излучение пламени и его излучательную способность.
Влияние состава топлива. Существенное влияние состава
топлива на излучательную способность пламени и
интенсивность его излучения было обнаружено в ряде независимых
экспериментальных исследований, проведенных с камерами
сгорания различного диаметра (от 5 до 75 см). Почти во всех этих
исследованиях были сделаны попытки связать интенсивность
излучения пламени с химическим составом и молекулярной
0,8.
\ =F101
~°>2\~о 756,179,1180,01805, J57
AJ79
-0,4'
9 Ю 11 12 13 /4 15 16 11
Массовое содержание водорода, %
Рис. 8.10. Влияние массового
содержания водорода на температуру
жаровой трубы для крейсерского
режима полета [15, 16].
5 10 /5 20 25 30
Давление, 100 кПс
35
Рис. 8.11. Зависимость излучательной
способности пламени в первичной зоне
жаровой трубы от давления [20"|.
Г3=800 К, 1/и=60, L = 4. О —загазованный
воздух с кислородом; Л —загазованный
воздух; П—чистый воздух.
структурой топлива или же с такими его характеристиками, как
точка дымления или параметр светимости.
В работах [12, 13] определялось влияние состава топлива
на излучение пламени для различных топлив при давлениях
вплоть до 2000 кПа. Результаты опытов с камерой сгорания
«Филлипс» диаметром 5 см [13] приведены на рис. 8.8
(экспериментальные точки опущены ради четкой демонстрации
зависимостей). Видно, что имеется удовлетворительная корреляция
между интенсивностью излучения пламени и содержанием
водорода в топливе. Кроме того, при атмосферном давлении,
когда излучение газов является преобладающим, интенсивность
излучения пламени действительно не зависит от состава
топлива.
Аналогичные результаты (рис. 8.9) были получены в
экспериментах с камерой сгорания двигателя «Аллисон» Т63 [14].
Влияние содержания водорода в топливе на температуру
стенок жаровой трубы для различных камер сгорания показано
на рис. 8.10. Все представленные данные соответствуют крей-
288
Глава 8
серскому режиму полета (температура воздуха на входе в
камеру сгорания изменялась в пределах от 547 до 756 К). Для
обобщения экспериментальных данных использовался параметр
(Tl-Tlo)/(Tlo-Tz).
Числитель этого параметра представляет увеличение
температуры жаровой трубы TL относительно значения TL0,
соответствующего некоторому эталонному топливу с содержанием
200()
водорода 14,5%. Отметим, что
данные рис. 8.10 получены на
камерах сгорания с распыли-
ванием топлива
центробежными форсунками и «богатой»
зоной горения [12, 17—19]. При
пневматическом распыливании
топлива и «бедной» зоне
горения зависимость температуры
жаровой трубы от содержания
водорода в топливе должна
проявляться значительно
слабее.
Влияние режимных
параметров. Для камеры сгорания
газотурбинного двигателя
режимными параметрами
являются давление, температура
воздуха на входе, скорость
воздушного потока и отношение
топливо/воздух.
Давление. Влияние давления на излучательную способность
светящегося пламени проявляется через химический механизм
образования сажи, качество распыливания топлива,
распределение топлива по зоне горения и смешение топлива с воздухом.
Природа влияния и относительный вклад каждого из
перечисленных факторов еще не определены. Пока только выяснено,
что излучательная способность пламени и интенсивность его
излучения существенно возрастают с повышением давления
(рис. 8.11 и 8.12). На рис. 8.11 представлены данные по излу-
чательной способности в трубчатой камере сгорания диаметром
9,5 см при давлении до 3000 кПа [20], а на рис. 8.12 —
результаты измерений удельного лучистого теплового потока для
трубчатой камеры сгорания диаметра 15 см [21]. Последний
рисунок демонстрирует сильное увеличение излучения пламени с
ростом давления. Кроме того, видно, что в случае двухсопловых
струйных форсунок излучение пламени в первичной зоне
жаровой трубы ненамного больше, чем для пневматических
форсунок, а в промежуточной зоне — втрое больше.
6 8 Ю .20
Давление, ЮОкПа
Рис. 8.12. Влияние типа топливной
форсунки на максимальное излучение
пламени [21].
двухсопловая форсунка;
пневматическая форсунка.
Теплопередача
289
Температура на входе. Все имеющиеся данные
свидетельствуют о том, что излучение пламени должно заметно
увеличиваться с повышением температуры воздуха на входе в камеру
сгорания, хотя относительный вклад излучательной способности
и температуры газа в указанное увеличение излучения пламени
неизвестен. Качественные оценки влияния температуры воздуха
на входе при высоких давлениях в камере сгорания получены
в работах [13,22]: в диапазоне температур воздуха на входе
2000г
2000
8 12 16
Средняя скорость,м/с
20
8 /2 16
Средняя скорость, м/с
20'
Рис. 8.13. Влияние скорости потока на
излучение пламени в камере сгорания
с двухсопловыми форсунками, Рз =
= 800 кПа [211
Рис. 8.14. Влияние скорости потока на
излучение пламени в камере сгорания
с пневматическими форсунками, Рз ==
= 800 кПа [21].
от 500 до 1000 К повышение температуры на 100 К вызывает
рост излучения пламени примерно на 10 %•
Скорость. С целью ограничения размеров камер сгорания
и потерь давления большинство камер сгорания спроектировано
так, что значения средних скоростей потока в них мало
отличаются. Однако несколько испытаний проведено с целью
определения этого влияния [21]; установлено, что излучение
пламени уменьшается с ростом скорости (рис. 8.13 и 8.14). Это
влияние объясняется улучшением перемешивания топлива,
воздуха и продуктов сгорания благодаря повышенному уровню
турбулентности при увеличенной скорости. Для камер сгорания
с пневматическими форсунками влияние скорости на излучение
пламени наиболее значительно (рис. 8.14) вследствие
улучшения распыливания топлива с ростом скорости воздуха 1.
]) С увеличением скорости течения лучистый поток к стенкам жаровой
трубы уменьшается также вследствие снижения концентрации сажи из-за
уменьшения времени пребывания среды в полости жаровой трубы. — Прим.
ред.
19 Зак 761
290
Глава 8
Отношение топливо/воздух. Любое уменьшение расхода
топлива снижает концентрацию топлива в зоне горения и,
следовательно, уменьшает количество образовавшейся сажи с
сопутствующим снижением излучательной способности пламени;
одновременно снижается температура пламени. Таким образом,
суммарное влияние отношения топливо/воздух и на излучение
40 50 120 160
Отношение воздух / топливо
Рис. 8.15. Влияние отношения
воздух/топливо на излучение пламени в
камере сгорания с пневматическими
форсунками [21].
О—давление 1,35 МПа; Л — давление
1,13 МПа.
/6 18 20 21 24
Отношение воздух/топливо
26
Рис. 8.16. Зависимость лучистого
теплового потока к стенкам жаровой
трубы от отношения воздух/топливо и
типа топлива [23].
Р3 = 1,2 МПа, Г3=573К, 7^=973 К, DL =
= 0,5 м. природный газ; • — •—легкое
котельное топливо; тяжелый
дистиллят.
пламени должно быть значительным. Это влияние
иллюстрируют рис. 8.15 (для трубчатой камеры сгорания с
пневматическими форсунками при двух значениях давления) и рис. 8.16
(для большой промышленной камеры сгорания при
использовании трех различных топлив).
Влияние величины к на излучение пламени показано также
на рис. 8.17. Для каждого из трех значений отношения
воздух/топливо излучение пламени сначала увеличивается по
длине жаровой трубы до некоторого максимального значения,
а затем уменьшается; тем не менее во всех трех случаях
уровень излучения остается высоким. При увеличении расхода
топлива происходит смещение максимального значения излучения
пламени к концу жаровой трубы. При высоких значениях
отношения воздух/топливо (что соответствует режиму малого
газа) максимальное излучение пламени получается вблизи
Теплопередача
29t
фронтовой части жаровой трубы. С увеличением расхода
топлива максимум излучения пламени смещается вниз по потоку.
Максимальное излучение получается при самом большом
расходе топлива, причем максимум наблюдается значительно ниже
по потоку от первичной зоны горения. Таким образом, при
малой мощности двигателя наиболее серьезной проблемой
является перегрев головной части жаровой трубы, при полной
мощности — промежуточной ее части.
Влияние размеров камеры сгорания. Увеличение размеров
жаровой трубы должно приводить к росту излучения пламени
7000
t*oo-
I
О к 8 1Z
Расстояние от форсунки, см
Рис. 8.17. Распределение излучения Рис. 8.18. Влияние диаметра жаровой
пламени по длине жаровой трубы при трубы и типа топлива на лучистый
•различных отношениях воздух/топли- поток тепла к ее стенкам [23].
ВО, Рг = 1,3 МПа [21]. Р3 = 1,2МПа, Г3=573К, 7*^=973 К, 1/К=20
1 — природный газ; 2 — легкое котельное
топливо; 3 — тяжелый дистиллят.
из-за увеличения длины лучей; это влияние наиболее
значительно при малой излучательной способности пламени. На
рис. 8.18 приведены результаты измерений [23],
демонстрирующие указанное влияние. Так, для тяжелого дистиллята
четырехкратное увеличение диаметра жаровой трубы вызывает рост
лучистого потока тепла на 20 %.
Расчет излучения светящегося пламени
Когда светимость пламени относительно малая, например
в случае горения керосина при низком давлении, излучательную
способность пламени можно вычислить по формуле (8.12), вводя
в нее дополнительный коэффициент светимости L [9]:
8г= 1 -ехр[-
(8.14)
19*
292
Глава 8
Коэффициент светимости в этой формуле представляет
собой эмпирическую поправку, вводимую для согласования
результатов расчета с экспериментальными данными.
Эксперименты показывают, что коэффициент светимости сильно зависит
от массового соотношения С/Н и (в меньшей степени) от
давления в камере сгорания [9, 20, 24—26], а также от типа
топливных форсунок [21]. Значение L должно уменьшаться ниже
по течению от первичной зоны
горения в результате
выгорания сажистых частиц.
В работе [9] для L дано
следующее выражение:
L = 7,53 (С/Н -5,5H'84.
(8.15)
В работе [25] предложено
другое выражение:
L = 0,0691 (С/Н -1,82J'71,
(8.16)
которое позднее этими же
авторами было упрощено без
снижения точности:
4 5 6 7 8т 9
Массовое отношение С/н
Рис. 8.19. Влияние отношения
углерод/водород на коэффициент
светимости L.
К—керосин; G — газойль; D — дизельное
топливо; Я — мазут. расчет по
формуле (8.15); расчет по формуле (8.16);
расчет по формуле (8.17).
= 3(C/H-5,2)'
,0,75
(8.17)
Для топлив типа керосина (С/Н = 5,67) из формул (8.15)
и (8.17) следует L=l,7; это значение L хорошо описывает
излучательную способность пламени в первичной зоне камеры
сгорания ГТД при умеренных давлениях [9,27]. На рис. 8.19
сравниваются значения L для обычных жидких топлив (от
керосина до мазута), вычисленные по формулам (8.15) —
(8.17).
Коэффициент светимости удобен для грубой оценки
излучения факелов в топках или других аналогичных системах при
низком давлении. Однако введение такого параметра
представляется сомнительным для расчетов при высоком давлении,
когда влияние распыливания и распределения топлива на
образование сажи (и, следовательно, на излучение пламени) является
не менее важным, чем состав топлива. В принципе
излучательную способность пламени можно рассчитывать, если заданы
размеры, концентрация и оптические свойства сажистых частиц
[3,28]. Теория Ми [29] позволяет рассчитать распределение
излучения по длинам волн от облака частиц. Эта теория еще
требует существенного развития, а пока конструкторы при
проектировании камер сгорания газотурбинных двигателей,
работающих при высоких давлениях, вынуждены ориентироваться
на скудные экспериментальные данные.
Теплопередача 293
ИЗЛУЧЕНИЕ СТЕНОК
Лучистый поток тепла R2 от стенки жаровой трубы к стенке
наружного корпуса камеры сгорания может быть вычислен при
следующем предположении: обе стенки являются серыми с
равномерными степенями черноты ew и гс и температурами Tw2 и Тс
соответственно. Тогда результирующий лучистый поток от
жаровой трубы определяется выражением
г> Л — G\TW2-- Тс) /д im
*2*w A _ ew)/EwAw + \/AwFwc + A - гс)/есЛс ' к°' 1О>
где Aw — площадь поверхности жаровой трубы, Ас — площадь
поверхности корпуса, Fwc — угловой коэффициент между
жаровой трубой и корпусом.
Количество тепла, передаваемое посредством излучения от
жаровой трубы к корпусу, обычно невелико по сравнению с
конвективной теплопередачей от жаровой трубы С2 [9]. При
низкой температуре стенок жаровой трубы величину R2AW можно
совсем не учитывать, а при высокой температуре стенок
влияние этой величины становится весьма значительным. Расчет
величины R2 может быть выполнен только приблизительно, так
как нет надежных данных о степени черноты стенок. Поэтому
с удовлетворительной степенью точности температуру корпуса
при вычислении R2 можно принять равной Г3, а угловой
коэффициент— равным 1. Таким образом, выражение для
результирующего лучистого потока тепла можно привести к виду
Для трубчатых камер сгорания Aw/Ac равно отношению
диаметров жаровой трубы и корпуса в соответствующем
поперечном сечении. Для трубчато-кольцевых камер сгорания, в
которых высота кольцевого канала изменяется вокруг жаровой
трубы, значение Aw/Ac можно принять равным 0,8. В случае
кольцевых камер сгорания значение Aw/Ac чуть больше 1 для
внутренней обечайки жаровой трубы и чуть меньше 1 для ее
наружной обечайки.
Точные значения степеней черноты различных материалов
можно заимствовать из работы [10]. Для практических же
расчетов, основываясь на типичных значениях степеней черноты
стенок и отношений диаметров, можно рекомендовать
R2 = 0Ao(T*w2-T$) (8.20)
в случае корпуса из алюминиевого сплава и
-Г|) (8.21)
для стального корпуса.
294 Глава 8
КОНВЕКТИВНАЯ ТЕПЛОПЕРЕДАЧА К ЖАРОВОЙ ТРУБЕ
Из четырех процессов теплообмена, которые совместно
определяют температуру жаровой трубы, расчет внутренней
конвективной теплопередачи является наиболее неточным. Дело в том,
что газ в первичной зоне жаровой трубы находится при
высокой температуре и непрерывно подвергается физико-химическим
изменениям. В этой зоне существуют большие градиенты
температуры, скорости и состава среды. Кроме того, невозможно
четко определить поля течения газов, характеристики
пограничного слоя и температуру газа для расчета теплопередачи.
В отсутствие каких-либо более точных данных
целесообразно предположить, что классическое соотношение, полученное
для теплопередачи в прямой трубе, справедливо и для жаровой
трубы при интенсивной турбулентности в ней:
St = 0,0283 Re~0'2, (8.22)
или
С, = 0,020 -^ (-j^-Y (Tr - Гш1), (8.23)
где гидравлический диаметр жаровой трубы dm определяется
как
AL — площадь поперечного сечения жаровой трубы, Zl —
смоченный периметр. Таким образом, получаем
Aj f-f^-У*8(ГГ - Twl). (8.24)
d = 0,020
Возникают некоторые затруднения в использовании формулы
(8.24) для первичной зоны. Они подробно обсуждены в работе
[9]. Здесь укажем лишь на три фактора, которые обязательно
нужно учитывать при расчете температуры стенки в этой зоне.
В первичной зоне имеется возвратное течение газов, и только
вблизи стенок реализуется течение, которое соответствует
аналогии с трубным течением. Поэтому среднее значение mT/AL
должно вычисляться путем суммирования прямого и обратного
потоков газа» без учета их противоположных знаков. Если в
жаровой трубе установлен завихритель воздуха, то местная
скорость газа у стенки должна быть увеличена пропорционально
1/cosp, где р — угол между вектором местной скорости и осью
жаровой трубы.
Весьма важным является выбор определяющей температуры
газа для подстановки в формулу (8.24). Выбор величины сред-
немассовой температуры газа Тг является вполне корректным
для расчета излучения пламени. Однако в первичной зоне
Теплопередача 295
обычно формируют такой радиальный профиль температуры,
что температура газа около стенки получается меньше средне-
массовой. С учетом этого фактора коэффициент 0,020 в формуле
(8.24) нужно изменить на 0,017. Тогда формула (8.24) для
расчета конвективной теплопередачи в первичной зоне
принимает вид
= 0,017-Sk (Jb±f*(TT-Twl). (8.25)
КОНВЕКТИВНАЯ ТЕПЛОПЕРЕДАЧА
ОТ ЖАРОВОЙ ТРУБЫ
Эта составляющая теплопередачи может быть с
удовлетворительной степенью точности вычислена по формуле (8.22),
в которой число Рейнольдса Re определяется по среднему
гидравлическому диаметру воздушного кольцевого канала:
где Аап и Zan — соответственно площадь и смоченный периметр
поперечного сечения кольцевого канала. Для трубчатой камеры
сгорания
а для кольцевой камеры Dan равен удвоенной высоте
кольцевого канала.
Далее предполагается, что в кольцевом канале существует
полностью развитое турбулентное течение. Следовательно,
(Гш2-Г3). (8.26)
Здесь физические свойства воздуха вычисляются при
температуре Г3. В принципе температура воздуха растет вдоль
кольцевого канала, но обычно это увеличение составляет несколько
градусов и может не учитываться в расчетах.
РАСЧЕТ ТЕМПЕРАТУРЫ НЕОХЛАЖДАЕМОЙ
ЖАРОВОЙ ТРУБЫ
Выше были получены формулы для расчета всех четырех
процессов теплопередачи, а именно
/?, = 0,5а A + еш) б/'.* (Г/ - Т%), (8.7)
С, = 0,020 -^ (-р-У* (TV - Twi), (8.24)
296 Глава 8
в том числе для первичной зоны горения
V'8 (
С,, п. з = 0,017 -^ f-fbJ.V'8 GY - г.,).
(8.25)
где Z зависит от излучательной способности корпуса камеры
сгорания [см. (8.20) и (8.21)], и
С2 = 0,020 JV Гт^У8 <Г«2 - Гз). (8.26)
Условие равенства тепловых потоков на стенке имеет вид
R\ + С\ = /?2 + ^2= ^" (^«ii — ^2)= К\-2 (8.28)
Процедура расчета
Температура стенки неохлаждаемой жаровой трубы
рассчитывается следующим образом:
1. Вычисляется среднее значение отношения топливо/воздух
к для рассматриваемой зоны жаровой трубы. Если необходимо
вычислить максимально возможную температуру стенки в зоне
горения, то величина х должна выбираться на 10 % больше
стехиометрической.
2. Определяется зависимость R\ от Тш\ согласно формуле
(8.7), в которой излучательная способность пламени
вычисляется с использованием рис. 8.2—8.7 или непосредственно по
формуле (8.14).
3. Определяется зависимость R2 от Tw2 согласно формуле
(8.27).
4. Вычисляется С\ как функция Tw\ с помощью формул
(8.24) или (8.25), причем k и \х для продуктов сгорания
берутся при температуре Тг.
5. Вычисляется С2 как функция Tw2 с помощью формулы
(8.26); значения k и \л для воздуха берутся при температуре Т3,
6. Решается уравнение (8.28) относительно Tw\ и Tw2.
Пример расчета. Необходимо вычислить температуру стенки
в первичной зоне неохлаждаемой (без завесы) жаровой трубы
трубчатой*камеры сгорания при следующих исходных данных:
Р3 = 3040 кПа; Г3 = 880К; диаметр корпуса камеры сгорания
0,192 м; наружный диаметр жаровой трубы 0,1344 м; толщина
стенки жаровой трубы 0,0012 м; внутренний диаметр жаровой
трубы 0,132 м; 8С = 0,4 (сплав алюминия); 8^ = 0,7 (нимо-
ник 75); kw = 26 Вт/(м-К); тап = 7,074 кг/с; /й„. з = 2,62 кг/с;
хп з = 0,0588; L = 1,7 (керосин).
Температура газа в первичной зоне Тг определяется по
формуле (8.8). Коэффициент полноты сгорания топлива в этой
Теплопередача 297
зоне принимается равным 0,85. Следовательно, эффективное
значение ип. з = 0,85 X 0,0588 = 0,050. При сгорании керосина
в воздухе с Г3 = 880 К, Р3 = 3040 кПа и х = 0,05 получается
ДГГ=1455К.
В расчете Тт необходимо ввести поправку на испарение и
последующий нагрев паров топлива. Согласно оценке, учет
этого фактора снижает температуру газов на 55 К. Таким
образом,
Тг = 880 + 1455 - 55 = 2280 К.
При расчете удельного лучистого потока тепла от пламени Ri
имеем /& = 0,6-DL = 0,0792 м; а = 5,67ХЮ"8 Вт/(м2-К4);
8^=0,7; Гг = 2280К; ?=1,7; х = 0,0588. Подставляя эти
значения в формулы (8.14) и (8.7), получаем
er = 0,61, R{ =794460 -0,0032Г?? Вт/м2. (8.29)
Для расчета R2 используем формулу
ec+ew({-ec)DL/Do У W2 3J
где а = 5,67Х10"8 Вт/(м2-К4), еш = 0,7, ес = 0,4, DL/DO =
= 0,1344/0,192 = 0,7, TC = TZ = 880 К. Подставляя эти значения
в (8.19), получаем
4-13715 Вт/м2. (8.30)
Вычисление С\ проводится по формуле
Си п. з = 0,017 -^ ( f^V'Vr - Twl), (8.25)
где йг = 0,157 Вт/(м-К), цг = 7,05Х Ю-5 кг/(м-с), тп. з =
= 2,62 кг/с, DL = 0,132 м, AL = я/4- @,132J = 0,01368 м2.
Подстановка этих значений в (8.25) дает
Си п. з = 562 (Гг — Twl) = 1 280 500 - 5627"^ Вт/м2. (8.31)
Для расчета С2 по формуле
С2 = 0,020 -^ f-^-Y'8 (Tw2 - T3) (8.26)
имеем Гс = Тз = 880К, ka = 0,0553 Вт/(м-К), |ia = 3,89X
ХЮ-3 кг/(м-с), fhan = 7,074 кг/с, Ла„ = я/4Х@,1922-
— 0,13442)= 0,01476 м2, ?)„» = 0,192 —0,1344 = 0,0576 м.
Таким образом, получаем
Вт/м2. (8.32)
298 Глава 8
Значение Ki-2 рассчитывается по формуле (8.3):
**-2 = ОШУ ^ - Т^ = 21667 0\*i - т^) Вт/м2.
Наконец, подставляя найденные выражения для R\, C\, /?2, ^2
и /Ci-2 в уравнение (8.28), получим
Гю1 = 1640 К, ^2= 1603 К.
В работе [9] пренебрегалось разностью температур
внутренней и наружной поверхностей стенки жаровой трубы, так как
расчет теплопередачи проводился при низком давлении в
камере сгорания и, следовательно, при низком уровне тепловых
потоков, когда указанная разность является пренебрежимо
малой. Однако, как показал пример расчета, для современных
газотурбинных двигателей с большой степенью повышения
давления в компрессоре пренебрежение разностью температур по
толщине стенки жаровой трубы может привести к
значительным ошибкам в расчетах теплопередачи.
Роль расчетной температуры неохлаждаемой жаровой трубы
при проектировании
Расчетная температура неохлаждаемой жаровой трубы без
учета системы пленочного охлаждения является важнейшим
параметром для конструкторской проработки жаровой трубы и
для распределения воздуха вдоль нее. Способ и характеристики
охлаждения являются дополнительным фактором при более
детальном проектировании камеры сгорания.
Хотя рассматриваемый расчет температуры жаровой трубы
проводился без учета охлаждения стенок, это не означает, что
расчетная температура является максимально возможной. Дело
в том, что в расчетах скорость воздуха в кольцевом канале
предполагается равномерной, но в тех местах, где местная
скорость меньше средней ее величины, истинная температура
стенок может оказаться выше расчетной. Часто местные перегревы
стенок возникают в результате совместного действия двух
факторов: низкой местной скорости воздуха в кольцевом канале,
т. е. у одной стороны стенки, и связанного с этим нарушения
охлаждающей завесы у другой стороны стенки.
Любые изменения в потоке воздуха вокруг жаровой трубы
отражаются на значениях температуры стенок. Тем не менее
расчетная температура стенок жаровой трубы, полученная в
предположении равномерности потока, является хорошей мерой
в определении необходимых расходов воздуха для охлаждения
стенок. Кроме того, с помощью расчетной температуры можно
определить качественное влияние режимных параметров на
температуру стенки и найти, на каких режимах достигается
Теплопередача 299
максимальная температура стенки. С помощью представленной
процедуры расчета Tw можно вычислить «коэффициенты
влияния» на температуру стенки таких параметров, как давление,
температура и расход воздуха. Таким образом, если расчетные
режимные параметры, при которых реализуется максимальная
температура стенки, находятся вне возможных режимов
автономного испытательного стенда, можно внести соответствующие
коррективы в результаты измерений на стенде для определения
условий, при которых должна достигаться максимальная
температура стенки. Например, влияние высокого давления на
температуру стенки может быть воспроизведено путем увеличения
температуры или уменьшения расхода воздуха либо
одновременным изменением обоих параметров (конечно, при этом не
воспроизводятся изгибные нагрузки на жаровой трубе). В тех же
целях может быть использовано другое топливо, при сгорании
которого образуются вещества с повышенным коэффициентом
светимости.
Влияние режимных параметров на температуру стенок
жаровой трубы
В камере сгорания любой конструкции температура стенок
жаровой трубы зависит от давления, температуры на входе,
отношения топливо/воздух и расхода воздуха. Проанализируем
влияние указанных параметров на температуру жаровой трубы,
сначала при их индивидуальном, а затем и одновременном
изменении. Для этого в качестве примера рассмотрим трубчатую
камеру сгорания при следующих исходных данных [9]: Do =
= 0,272 м; DL = 0,229 м; тап = 0,9т3; тп.з = 0,26т3; 8^ = 0,7;
гс= 0,44. Основные результаты расчета приведены на рис. 8.20—
«.27.
Давление Давление оказывает наибольшее влияние (при
постоянных значениях других параметров) на излучательную
способность пламени и, следовательно, на интенсивность его
излучения. Из экспоненциальной зависимости (8.14) следует,
что при высоких давлениях излучательная способность
пламени растет слабее, чем при низких. Кроме того, увеличение
давления способствует небольшому росту температуры пламени
из-за уменьшения диссоциации. Этот фактор также более
существен при низких давлениях. Зависимость температуры стенки
жаровой трубы от давления показана на рис. 8.20.
Температура воздуха на входе в камеру. Эта температура
йо-разному влияет на различные процессы в жаровой трубе.
Когда воздух на входе загазован, как это нередко бывает
в реальных летных условиях, рост Г3 вызывает увеличение
температуры продуктов сгорания и, следовательно, величин R\
и Сь Кроме того, ухудшается охлаждение стенок жар;овой
300
Глава 8
трубы из-за уменьшения разности между температурами стенки
и охлаждающего воздуха. В результате совместного действия
указанных факторов температура стенок жаровой трубы
значительно увеличивается с ростом Г3, как это показано на рис. 8.21.
На многих стендах для испытаний камеры сгорания воздух
на входе немного подогревается во вспомогательной камере.
При этом максимальная температура газа в первичной зоне
1000
Рис. 8.20. Влияние давления на
температуру стенки жаровой трубы [9].
О — эксперимент; расчет по
уравнению (8.28).
Рис. 8.21. Зависимость температуры
стенки жаровой трубы от
температуры воздуха на входе в камеру
сгорания [9].
О~эксперимент; расчет по
уравнению (8.28).
жаровой трубы зависит не от Г3, а от температуры воздуха на
входе во вспомогательную камеру сгорания. Так как эта
последняя величина бывает практически постоянной, то Г3
оказывает влияние только на значения R2 и С2. Следовательно,
величина Tw растет с увеличением Г3, но в меньшей степени, чем
при чистом воздухе.
Загазованность воздуха на входе в камеру сгорания
оказывает небольшое положительное влияние на охлаждающие
свойства воздуха в кольцевом канале. Это связано с увеличением
коэффициента конвективной теплоотдачи благодаря наличию
паров воды в охлаждающем воздухе [увеличивается член- kjyp*
в формуле (8.26)].
Отношение топливо/воздух. Результаты расчета
температуры стенок в первичной зоне жаровой трубы приведены на
рис. 8.22 в виде зависимостей от к в этой зоне. Как видно на
этом рисунке, температура стенок достигает максимума, когда
отношение топливо/воздух превышает хСТех на 10%. Кроме
того, здесь показано, как изменяется температура стенки с
увеличением относительного расхода воздуха в первичной зоне.
Увеличение температуры стенки в этой зоне с ростом
относительного расхода воздуха происходит в основном из-за интен-
Теплопередача
301
сификации конвективной составляющей теплопередачи от
продуктов сгорания С\.
Расход воздуха. Величины R\ и R2 не зависят от расхода
воздуха (при постоянном давлении), а значения С\ и С2
пропорциональны величине т°3'8т Так как величина C2/(C2 + i?2)
близка к единице, а величина С\/(С\-\- R\) составляет
примерно 0,5, то отсюда следует, что увеличение расхода воздуха
вызывает возрастание теплосъема со стенок жаровой трубы
в большей степени, чем увеличение притока тепла к стенкам.
Рис. 8.22. Влияние отношения
топливо/воздух в первичной зоне на
температуру стенки жаровой трубы в этой
зоне.
Рис. 8.23. Влияние расхода воздуха
на температуру стенки жаровой
трубы [9].
С) —эксперимент; расчет по
уравнению (8.28).
Таким образом, температура стенок с увеличением расхода
воздуха снижается. Эта зависимость показана на рис. 8.23.
Совместное влияние давления, температуры и расхода
воздуха. В реальных условиях полета увеличение расхода воздуха
в камере сгорания сопровождается одновременным ростом
давления и температуры воздуха на входе, так что величина
комплекса (тТ°>5/Р)з остается примерно постоянной. Поэтому при
низких давлениях влияние роста давления на излучение
пламени оказывается более значительным по сравнению с
положительным влиянием расхода воздуха на интенсивность
охлаждения. В результате этого температура стенок возрастает с
повышением давления. При высоких давлениях (Р ^ 1000 кПа)
влияния давления и расхода воздуха на температуру стенок
компенсируют друг друга; однако при этом температура стенок
все-таки несколько возрастает с повышением давления из-за
сопутствующего роста температуры воздуха на входе в камеру
сгорания.
Совместное влияние режимных параметров камеры
сгорания, которые изменяются в результате изменения высоты и
скорости летательного аппарата, представлено на рис. 8.24—8.27.
302
Глава 8
юоо
600
2S
Ю 15
Высотами
Рис. 8.24. Изменение температуры
стенки жаровой трубы с высотой
полета [9].
О — эксперимент; расчет по
уравнению (8.28).
№
0,6. 0,8 1,0
М
Рис. 8.25. Зависимость температуры
стенки жаровой трубы от числа Маха
(высота 20 км) [9].
О —эксперимент; расчет по
уравнению (8.28).
IUU
^60
20
0
20
^60
80
тп
" —
•
' ¦
1
¦—^
____—
100
/0 /5
Высота, км
20
20
0
20
80
100
0
м
Рис. 8.26. Изменения радиационной и Рис. 8.27. Изменения радиационной и
конвективной составляющих теплово- конвективной составляющих
теплового потока с высотой полета (М = го потока с числом Маха (высота
= 0,6) [9]. _ . 18 км) [9].
Теплопередача 303
ПЛЕНОЧНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ
Хотя существует много способов отвода тепла от стенок
жаровой трубы наружу посредством излучения и конвекции,
одним из наиболее эффективных и широко применяемых
является использование пристеночной завесы охлаждающего
воздуха (так называемое пленочное охлаждение). Суть этого
способа охлаждения состоит в подаче охлаждающего воздуха
через ряд кольцевых щелей в стенке вдоль внутренней
поверхности жаровой трубы. Тем самым создается завеса
относительно холодного воздуха между стенкой и горячими
продуктами сгорания. Охлаждающая пелена воздуха постепенно
размывается в результате турбулентного перемешивания ее с
горячим газом ядра потока, поэтому щели для подачи
охлаждающего воздуха располагаются последовательно вдоль
жаровой трубы с интервалом 4—8 см. В сужающейся концевой
части жаровой трубы, где турбулентность в потоке горячего
газа подавляется из-за ускорения потока, охлаждающая пелена
может существовать на большем расстоянии.
Основное преимущество метода пленочного охлаждения
состоит в том, что система подачи охлаждающего воздуха может
быть спроектирована с расчетом на работу в течение
нескольких тысяч часов при высоких давлениях и термических
напряжениях. Более того, пояса охлаждения придают конструкции
жаровой трубы механическую жесткость без существенного
увеличения ее веса. Основной недостаток рассматриваемого метода
охлаждения заключается в том, что не обеспечивается
равномерная температура стенки по ее длине. Стенка наиболее
охлаждена непосредственно за щелью, но по мере удаления от
щели ее температура становится все выше. Таким образом,
пленочное охлаждение является неэкономичным по расходу
охлаждающего воздуха, поскольку стенку непосредственно за щелью
приходится охлаждать больше, чем это необходимо.
При пленочном воздушном охлаждении широко
используются перекрывающиеся секции жаровой трубы, козырьки
и точеные распределительные кольца.
Перекрывающиеся секции жаровой трубы
с продольным вводом охлаждающей завесы
При большой скорости потока в камере сгорания перепад
статического давления на стенке жаровой трубы может
оказаться недостаточным для того, чтобы обеспечить необходимый
расход охлаждающего воздуха. В этом случае необходимо
организовать втекание охлаждающего воздуха в жаровую трубу
под полным его давлением и с минимальными потерями.
Ранние конструкции ввода охлаждающего воздуха описаны в ра-
304
Глава 8
боте [30]. Обычно жаровая труба собирается из нескольких
секций, диаметр которых последовательно увеличивается таким
образом, чтобы между соседними секциями мог быть образован
радиальный кольцевой зазор. Секции частично перекрываются
и соединяются между собой сваркой или пайкой с помощью
Охлаж- уг
'дающий -^ cz
воздух >^|
Газе —э
камере
Охлаждающип^в
воздух
Охлаждающий i
воздух
Газ в камере •
в
Рис. 8.28. Устройства пленочного охлаждения.
а — перекрывающиеся секции жаровой трубы с гофрированной лентой в радиальной щели;
б — перекрывающиеся секции жаровой трубы с соединением отбортовкой; в —накладной
кольцевой козырек; г —точеное распределительное кольцо. / — подача воздуха под
статическим давлением; 2 — подача воздуха под полным давлением.
гофрированной ленты в зазоре (рис. 8.28, а) либо отбортовки
секции большего диаметра (рис. 8.28,6). Второму
конструктивному варианту часто отдается предпочтение.
Накладные кольцевые козырьки
В этих устройствах охлаждающий воздух поступает в
жаровую трубу под перепадом статических давлений на стенке
через ряд небольших отверстий в стенке жаровой трубы и
затем направляется вдоль внутренней ее поверхности с помощью
«козырька», который крепится к стенке заклепками или путем
сварки (рис. 8.28, в). Благодаря козырьку отдельные струйки
охлаждающего воздуха сливаются в непрерывную кольцевую
завесу. Без козырька воздушные струи могли бы эжектировать
горячие переобогащенные топливом газы и поэтому порождать
местные очаги интенсивного горения, прилегающие к стенке.
Длина козырька обычно в ~4 раза больше высоты щели,
составляющей 0,15—0,30 см.
Теплопередача 305
Точеные распределительные кольца
е>
Такие кольца изготавливаются на токарном станке. Затем
в них сверлятся отверстия для подачи охлаждающего воздуха.
В зависимости от конструкции кольца этот воздух может
поступать в жаровую трубу под полным давлением, под
статическим давлением или в результате их совместного действия
(рис. 8.28,г).
Сравнительная оценка различных конструктивных схем
пленочного охлаждения
Применение устройств полного давления целесообразно
тогда, когда перепад статического давления на стенке жаровой
трубы недостаточен для того, чтобы обеспечить необходимый
расход охлаждающего воздуха. Недостатком этого подхода
является то, что* неравномерность распределения воздуха в
кольцевом канале сохраняется и в завесе по окружности жаровой
трубы. Кроме того, при соединении секций жаровой трубы
с помощью гофрированной ленты небольшие различия в
толщине ленты могут вызвать большой разброс в расходах на
завесу для одинаковых жаровых труб. Даже малые отклонения
в толщине листовых материалов (в пределах допусков) могут
оказать заметное влияние на расход охладителя [31]. Тем не
менее пояса охлаждения с гофрированной лентой упешно
применялись в ГТД с малыми степенями повышения давления
в компрессоре (до ~18); при этом осуществлялся строгий
контроль за качеством сварки и проводились гидравлические
испытания с целью определения характеристик охлаждающих
поясов. Жесткость конструкции жаровой трубы с секциями,
соединенными отбортовкой^ меньше, чем с секциями, соединенными
гофрированной лентой. В соединениях секций через отбортовку
отверстия для подачи воздуха в завесу выполняются довольно
точно, благодаря чему дозировка расходов охлаждающего
воздуха получается более точной.
Все же обычно перепад статического давления на стенке
жаровой трубы более чем достаточен для создания требуемой
воздушной завесы, и часто прибегают к мерам по увеличению
гидравлического сопротивления в системе подачи
охлаждающего воздуха.
В случае кольцевых накладных козырьков площадь
отверстий в стенке выбирается таким образом, чтобы через них
проходило требуемое количество воздуха. Козырек при этом
должен обеспечивать затухание турбулентности и слияние
струек воздуха в одну непрерывную кольцевую завесу. Высота
щели на выходе из козырька должна быть такой, чтобы
обеспечивалась необходимая скорость охлаждающего воздуха
20 Зак. 761
306
Глава 8
в пленочной завесе. Этот способ организации охлаждающей
завесы целесообразно применять в тех случаях, когда на выходе
из щели нужно создать охлаждающую завесу с оптимальной
скоростью независимо от перепада статического давления на
стенке. Конструктивная простота таких поясов охлаждения
обеспечивает им широкое применение.
Достоинства точечных колец состоят в точной дозировке
подачи охлаждающего воздуха и высокой механической
прочности жаровой трубы. Последний фактор особенно важен для
кольцевых камер сгорания. Недостатками точеных колец по
сравнению с другими способами подачи охлаждающего воздуха
являются повышенные сложность и стоимость изготовления.
Однако эти недостатки с лихвой компенсируются увеличенным
сроком службы таких жаровых труб.
РАСЧЕТ ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Почти все теоретические и экспериментальные
исследования пленочного охлаждения были направлены на определение
Газ в камере
Рг
Охладитель Ta,Ua,rha7pa,As
^Пристеночная
струя
Рис. 8.29. Схема пленочного охлаждения [32].
параметров, которые описывали бы температуру
адиабатической стенки на любом расстоянии от места выхода пленки
охладителя. Ниже будут проанализированы результаты этих
исследований, а затем будет показано, как можно применить эти
результаты к неадиабатической (из-за излучения пламени и
наружного охлаждения) стенке жаровой трубы.
Когда между стенкой и потоком горячего газа вводится
завеса охлаждающего воздуха, возникают три различные области
Теплопередача 307
течения (рис. 8.29). Первая область представляет собой
потенциальное ядро охлаждающего воздуха. В пределах этой области
температура адиабатической стенки практически равна
температуре охлаждающего воздуха. За ней следует область, где
распределение продольной скорости по нормали к стенке является
типичным для пристеночных струй. Ниже по потоку (в третьей
области) осуществляется течение, близкое по характеру к
течению в турбулентном пограничном слое. Относительные длины
всех трех областей зависят от отношения скоростей
охлаждающего воздуха и газового потока Ua/UT. При Ua< Ur вторую
область можно не рассматривать, и для описания всего течения
ниже по потоку от потенциального ядра можно применять
модель течения в турбулентном пограничном слое.
Модель по турбулентному пограничному слою
Проведен ряд теоретических исследований пленочного
охлаждения адиабатической стенки, в которых для описания течения
в охлаждающей пленке использовалась модель турбулентного
пограничного слоя [32—35]. Все эти теории дают почти
одинаковые выражения для расчета эффективности пленочного
охлаждения. Эти выражения различаются только значениями
констант:
т| = 5,44 • 5'8 [33], 4 = 4,62 • 5'8 [34],
Т1 = 3,39 - 5'8 [35], г\ = 3,09 • 5~0'8 [32].
Во всех исследованиях эффективность охлаждения ц
определялась выражением
4 = (Tr-Tw,aR)/(TT-Ta), (8.33)
а параметр 5 — так:
S^ReJ0'25, (8.34)
где s — высота щели, из которой вытекает пелена воздуха; х—
расстояние вниз по потоку от щели; m = (pU)a/(pU)r, Res =
— paUas/\ia. Схожесть формул для эффективности охлаждения,
полученных в различных исследованиях, обусловлена тем, что
в них были использованы один и тот же степенной закон для
распределения скорости в пограничном слое с показателем
степени 1/7 и уравнение баланса энергии [32]. Различные
коэффициенты в окончательных формулах получились из-за разных
предположений относительно интенсивности смешения
охлаждающего воздуха с основным потоком газа. Чем более
интенсивным предполагается смешение, тем меньше значение
константы. В работе [32] предполагалось полное смешение, и эта
20*
308
Глава 8
константа получилась самой малой. Сравнение результатов
расчета по представленным формулам с экспериментальными
данными [33, 37—39] показывает [36], что согласие между
расчетом и экспериментом улучшается, если указанные формулы
обобщить следующим образом:
0'2
(8.35)
Недостатком этой и всех других формул, выведенных с
использованием закона Блазиуса для напряжения трения на
стенке, является то, что они соответствуют идеализированному
турбулентному пограничному слою на большом расстоянии от
Рис. 8.30. Эффективность пленочного охлаждения стенки вблизи выходной
щели при т < 1,3 [40].
расчет по формуле (8.36).
щели. Таким образом, с помощью этих формул невозможно
описать течение непосредственно за щелью, хотя это
представляет наибольший интерес применительно к камерам сгорания.
Поэтому лучшей моделью для описания температуры стенки
вблизи щели явилась бы та, в которой используется закон
трения, полученный на основании непосредственных измерений
в этой зоне. Путем анализа таких данных в работе [40]
предложено следующее выражение для эффективности пленочного
охлаждения вблизи щели:
-0,3
0,15
(8.36)
Эта формула с погрешностью ±5 % описывает
экспериментальные данные [41] в диапазонах изменения определяющих
параметров (см. рис. 8.30) 0,5<т<1,3, 0,8 ^ ра/рг < 2,5,
0,19 см < s < 0,64 см, 0 < x/s < 150.
Теплопередача 309
Модель пристеночной струи
Если скорость охлаждающего воздуха на выходе из щели
значительно больше, чем скорость основного потока, то течение
в охлаждающей пленке больше соответствует течению в струе,
чем в пограничном слое. Модель струи пригодна только на
небольшом расстоянии от щели. На большом расстоянии от щели
течение в охлаждающей пленке становится похожим на течение
в пограничном слое.
В работе [37] на основании модели пристеночной струи
полечено следующее выражение для эффективности охлаждения
стенки вблизи щели:
)~W- (8-37)
где Хо — расстояние от начала струи до выходного сечения
щели. В работе [42] выведено другое выражение:
(8-38)
В работе [40] для диапазона изменения т= 1,3 ... 4,0
получены следующие выражения:
rj = 1,0 при x/rns < 8,
т] = @,6 + 0,05 —) при 8< x/ms < 11, (8.39)
при x/ms>U. (8.40)
Результаты расчета по этим формулам хорошо согласуются
с опубликованными экспериментальными данными (рис. 8.31,
8.32).
Отметим, что последние формулы, строго говоря, применимы
лишь на малом расстоянии от «идеальной» щели, когда течение
в охлаждающей пристеночной струе можно считать
двумерным, а толщина козырька много меньше высоты щели. В
реальных конструкциях козырьки бывают иногда довольно толстыми;
в этих случаях возникающий за ними след приводит к
укорочению потенциального ядра струи и к удлинению переходной
зоны. На основании анализа имеющихся экспериментальных
данных с учетом толщины козырьков t в работе [43] введен
корректирующий множитель к формулам (8.36) и (8.40). В
результате получено
0 15 / у \ ~0»2 / j. ч —0,2
' (i) A) при 0,5<m<l>3, (8.41>
(8.42)
/II \ °« 15 / Y \ ~0'2 / / \ ~0'2
11=1,28 Г-*?2-) (т) (т) при 1,3 <т< 4,0.
310
Глава 8
Отметим, что формула (8.42) рекомендуется для расчета
ц при любых значениях x/ms. Дело в том, что введение
дополнительной формулы (8.39) для промежуточного интервала x/ms
обеспечивает повышенную точность расчетов только в случае
тонкого козырька. При t/s > 0,2 из-за значительного влияния
толщины козырька на эффективность охлаждения введение двух
различных формул для расчета т] по струйной модели течения
становится неоправданным [44].
Из сравнения формул (8.41) и (8.42) видно, что кроме
небольшой разницы в значениях констант во второй из них
отсутствует зависимость величины т] от т. Согласно формуле (8.41),
Рис. 8.31. Сравнение результатов
расчета по струйной модели течения с
экспериментальными данными при
т > 1,3 [40].
расчет по формуле (8.39); 1 < x/ms < 10 -
диапазон применимости струйной модели.
Рис. 8.32. Сравнение результатов
расчета по струйной модели течения с
экспериментальными данными при
т > 1,3 [40].
расчет по формуле (8.40).
с увеличением т эффективность охлаждения повышается. Это
различие возникает из-за противоположных влияний величины
т на значение ц в зависимости от того, меньше или больше
единицы начальное значение т. При т < 1 увеличение т
повышает эффективность охлаждения вследствие увеличения
расхода охлаждающего воздуха и уменьшения интенсивности
смешения охладителя с основным потоком газа. При т > 1
возрастающий расход охлаждающего воздуха повышает
эффективность охлаждения, однако это влияние компенсируется
увеличивающейся интенсивностью перемешивания охладителя с
основным потоком при росте величины т\ при этом толщина
пограничного слоя увеличивается, т. е. в пограничный слой
вовлекается большее количество горячего газа. В результате
действия указанных факторов эффективность охлаждения
становится практически не зависящей от величины т при т>\.
В устройствах подвода охлаждающего воздуха многих
ранних конструкций камер сгорания ГТД создавались различного
Теплопередача 311
рода преграды, которые снижали эффективность охлаждения
из-за генерации турбулентности и интенсификации
перемешивания.
Эффективность пленочного охлаждения с применяемыми на
практике устройствами для подачи воздуха определялась в
работе [45]. Формулы (после небольшого упрощения их) таковы:
для точеных колец
4=1-0,125^, (8.43)
для перекрывающихся секций с отбортовкой
ч=1 -0,094S0/5, (8.44)
-0.15
о
Здесь хр — протяженность потенциального ядра струи, Ло —
площадь щели на выходе, ЛЭфф — эффективная площадь щели.
Приведенные формулы описывают экспериментальные
данные с погрешностью ^10 %.
Для расчета эффективности пленочного охлаждения с
устройствами ввода воздушной завесы, в которых имеются
какие-либо препятствия (загромождения), можно рекомендовать
формулы (8.43) и (8.44). В случае применения устройств
ввода завесы охлаждающего воздуха с толстым козырьком, но
без загромождений в щели (аэродинамически «чистые» щели)
лучше использовать формулы (8.41) и (8.42) для га < 1,3
и га > 1,3 соответственно в диапазоне 0 ^ x/s ^ 50.
Влияние турбулентности. Экспериментальные данные, на
которых основываются формулы (8.41) и (8.42), были получены
с аэродинамически «чистыми» щелями и при низком уровне
турбулентности потока горячего газа. В работе [43] сделано
предположение, что вблизи выходной щели интенсивность
турбулентности основного потока слабо влияет на эффективность
охлаждения стенки. Для типичных устройств ввода завесы
охлаждающего воздуха [46, 47] влияние турбулентности
внешнего потока на величину ц можно учесть простым выражением
' <8-4б>
Коэффициент турбулентного смешения Ст зависит от
интенсивности турбулентности основного потока и относительной
массовой скорости га. Установлено [47], что при среднем уровне
турбулентности в жаровой трубе 14 % коэффициент Ст в
формуле (8.45) должен составлять от 0,04 до 0,06.
312 Глава 8
Расчет температуры стенки при пленочном охлаждении
В этой процедуре расчета выражения для /?i, /?2 и Сг
остаются такими же, как и в случае неохлаждаемой стенки,
г член d, характеризующий конвективную теплоотдачу от
горячего газа, должен быть значительно изменен из-за других
значений скорости и температуры горячего газа вблизи стенки.
Учет изменения скорости для диапазона 0,5<т<1,3 дает
[43]
Nu = 0,069 (Res^)°'7, (8.46)
С, = 0,069 -k Re«/ (TWt ад - Гш1), (8.47)
где Re* = paUax/\ia.
Для т> 1,3
Nu = 0,10 Re°sl8 (x/sHA\ (8.48)
С, = 0,10 -^е°/(*/5Г°136(Гш,ад - Ты). (8.49)
Температура газа вблизи стенки TWt ад определяется из
формулы для эффективности охлаждения
*\ = (ТГ-Т„.ляI(ТГ-Та). (8.33)
Величину ц можно вычислить по формулам (8.41) и (8.42) для
азфодинамически «чистых» щелей и по формулам (8.43) и
(8.44) для щелей с загромождениями.
Пример расчета. Для камеры сгорания с такими же, как
в предыдущем примере, исходными данными нужно рассчитать
температуру стенки жаровой трубы с пленочным охлаждением
на расстоянии от щели x/s = 18.
Сначала определяем геометрические параметры щели: x/s =
= 18, ?/s = 0,4, 5 = 0,00145 м. Отсюда следует As = nDLs —
= 5,95- Ю-4 м2, х = 18-0,00145 = 0,0261 м.
Далее при ms = paUaAs = 0,289 кг/с получаем paUa =
= 485,7 кг/(м2-с). Для охлаждающего воздуха с температурой
880 К и давлением 3040 кПа
\ха = 3,89 • 10~5 кг/(м • с), ka = 0,0533 Вт/(м • К),
Re Moi=1>81 . lQ49 Rejc = _Pfe=3,26- 105.
Параметры основного потока следующие: AL = 0,0137 м2,
х„. з = 0,05, Тт = 2280 К, mr = PtUtAl = 2,62 кг/с, цг = 7,05 X
кг/(м-с), kr = 0,157 Вт/(м-К).
Теплопередача 313
Следовательно, рг?/г= 191 кг/(м2 • с), т=-Щ?-==^- = 2,54.
РГС/Г 1У1
По формуле (8.42) при т> 1,3 получаем
A8.0,4Г°'2= 0,789,
Гг - 7^ ад _ 2280 - Гвд> ад _
П— Гг-Гд ~ 2280-880 ' 'ю.ад—
По формуле (8.49) при т> 1,3 получаем
= 0,10-^C,26. 105)м18-°'36A176-Гш1) =
= 1926A176 —Гш1) Вт/м2.
Из предыдущего примера расчета имеем
^ = G94 460 — 0,00327^) Вт/м2,
/?2= B,29 (-^L- 13715) Вт/м2,
С2 = (921 Гее —810 400) Вт/м2,
7С^2 = 21 667 (Гю1 ~ Tw2) Вт/м2.
После подстановки выражений для d, R\, C2, R2 и /Ci_2
в уравнение (8.28) находим Twi = 1283 К, Tw2 = 1265 К.
Сравнение температур стенок жаровой трубы с пленочным
охлаждением и без него, полученных при одних и тех же
исходных данных, показывает, что в результате применения
пленочного охлаждения температура Tw\ снизилась на 357 К.
Отметим, что при тех же исходных данных увеличение коэффициента
светимости пламени с 1,7 до 4,0 приводит к повышению Тт
примерно на 80 К, а понижение эффективности охлаждения
стенки ц с 0,789 до 0,7 вызывает повышение Tw примерно
на 66 К.
Многочисленные расчеты температур стенок с пленочным
охлаждением, выполненные для различных условий в типичных
камерах сгорания ГТД [43], показывают, что температура
охлаждаемой стенки зависит от режимных параметров камеры
сгорания точно так же, как и температура неохлаждаемой
стенки. В частности, установлено, что температура стенки жаровой
трубы возрастает: 1) при повышении давления; 2) при
повышении температуры воздуха на входе в камеру; 3) при
уменьшении расхода воздуха; 4) при увеличении размеров жаровой
трубы.
Результаты расчета температуры стенок для трубчатой
камеры сгорания авиационного ГТД при давлении 3040 кПа
314
Глава 8
приведены на рис. 8.33. Для сравнения там же представлены
результаты измерений температуры стенок жаровой трубы с
помощью термокрасок.
Во всех расчетах массовый расход воздуха через жаровую
трубу в любом ее поперечном сечении (кроме зоны
разбавления) принимался равным сумме расходов воздуха,
поступающего через все отверстия до рассматриваемого сечения (без
учета воздушной завесы, подаваемой через последнюю щель по
jo/s
О Ю 20 О Ю 20 30 40
7300-
7700-
1000
1 1 1 1 1 1 1
К Ч измерения с помощью термокрасок
расчет
Зоны
i i i i'
А В С В
85 90 55 99
i i i
О 10 20 О Ю 20 30
Рис. 8.33. Сравнение результатов расчетов и измерений температур стенок
жаровой трубы [43].
отношению к этому сечению). Из-за отсутствия точных данных
о полноте сгорания топлива в разных зонах жаровой трубы
расчет проводился параметрически для разных значений т]с,
а потом выбцралось самое подходящее значение. Как видно на
рис. 8.33, предложенный метод позволяет удовлетворительно
описать характер изменения температуры стенки за щелью для
различных зон при пленочном охлаждении жаровой трубы. Что
касается абсолютных значений температур стенки, то
наилучшее согласие результатов расчета с данными измерений
получается при цс = 0,85 для первичной зоны, г\с = 0,90 и 0,95 для
промежуточной зоны, цс = 0,99 для зоны разбавления.
Необходимо отметить, что точный расчет температуры
стенки в зоне разбавления невозможен из-за большого различия
между температурой газа вблизи стенки и средней
температурой газа в ядре потока. В конце зоны разбавления
температура газа вблизи стенки ненамного ниже температуры
газов на выходе из промежуточной зоны. Дело в том, что
разбавляющий воздух, подаваемый через отверстия в стенке,
попадает главным образом в центр жаровой трубы; начальное
смешение этого воздуха с горячим газом у стенок незначи-
Теплопередача
315
тельно, и только после столкновения встречных струй воздуха
в центре камеры границы зоны смешения приближаются к
стенкам. При такой картине течения количество воздуха,
участвующего в смешении вблизи стенки, т. е. в уменьшении
температуры газа в этой зоне, определить трудно. Результаты расчета,
представленные на рис. 8.33, были получены в предположении,
что 50 % разбавляющего воздуха участвует в процессе
постепенного перемешивания по длине зоны разбавления. Такое
приближение, как видно на рис. 8.33, обеспечивает
удовлетворительное согласие результатов расчета с экспериментальными
данными. Отметим, что этот метод расчета следует применять
с осторожностью к кольцевым камерам сгорания, где течение
воздуха в зоне разбавления происходит иначе.
Влияние пленочного охлаждения
на удельные тепловые потоки
На рис. 8.34 приведены типичные для современных
кольцевых камер сгорания величины удельных тепловых потоков, вы-
80
% 60
Is? 20
•о? 0
-20
-U0
-
1 T T
С2
С2
0,01
0,01 0,03
Длина, м
0,04- 0,05
Рис. 8.34. Распределение удельных тепловых потоков по длине камеры
сгорания [48].
1*7400
В 7300
1^7200
| 7700
^ 7000
773
Тг=2000К
Рис. 8.35. Диаграмма для проектирования пленочного охлаждения [48].
численные для Р3 = 2425 кПа, Т3 = 800 К, ТГ = 2000 К [48].
Указанные величины могут быть представлены в виде диаграмм
316
Глава 8
с учетом характеристик пленочного охлаждения. Такая
диаграмма (рис. 8.35) позволяет выбрать значения эффективности
охлаждения г\ и коэффициента наружной конвективной
теплоотдачи C2/(TW2 — Тъ) в зависимости от задаваемой температуры
Газ в камере СТеНКИ, а ПО НИМ — ПОДХОДЯЩУЮ
систему охлаждения.
Охлаждающий
воздух
Ребра в
канале
Газ в камере
/ / / S / / 4 j
ДРУГИЕ МЕТОДЫ
ОХЛАЖДЕНИЯ СТЕНОК
С повышением давления в
двигателе количество воздуха,
необходимого для пленочного
охлаждения жаровой трубы,
увеличивается. При этом
может оказаться, что большая
часть воздуха,
предназначавшегося для зоны разбавления,
пойдет на пристеночную
завесу. Решение этой проблемы
в последние годы ведется
путем поисков новых, более
эффективных методов
охлаждения и конструкций жаровых
труб, которые бы позволили
уменьшить расход
пристеночного охлаждающего воздуха,
необходимого для обеспечения
заданного ресурса жаровых
труб.
Пленочное охлаждение
; с интенсификацией
конвекции
Исследования показывают,
что значительное уменьшение
расхода охлаждающего
воздуха может быть достигнуто
путем интенсификации
конвективной теплоотдачи от
внешней поверхности жаровой
трубы [49, 50]. На рис. 8.36, а показана конструкция системы
охлаждения с двойными стенками, благодаря которым
осуществляются пленочное охлаждение стенок и интенсификация
внешнего конвективного охлаждения.
Из результатов расчетов и опытов следует, что существует
оптимальное соотношение расходов воздуха, идущего на пле-
Газ в камере
~7^ / / /
Газ в камере
Охлаждающий_
воздух
/П1У///А1У///Л1У
7У/
Рис. 8.36. Различные методы
охлаждения стенок.
а — пленочное охлаждение с
интенсификацией наружной конвекции; б — пленочное
охлаждение с многоструйным орошением
стенки; в — транспирационное охлаждение;
г —перфорационное охлаждение; д —
пленочное охлаждение в сочетании с
перфорационным.
Теплопередача 317
ночное и конвективное охлаждение, при котором получается
минимум температуры стенок жаровой трубы. Так, в одном
опыте интенсификация конвекции позволила понизить
температуру стенки примерно на 50 К почти без изменения расхода
воздуха на пленочное охлаждение [50]. В другом опыте расход
воздуха на пленочное охлаждение удавалось уменьшить на
75 % без изменения температуры стенки Tw.
Дальнейшее усиление наружной конвекции может быть
достигнуто путем создания поверхностной шероховатости стенок,
путем химического травления поверхностей охлаждающего
канала в двойной стенке жаровой трубы [51].
Охлаждение путем многоструйного орошения
Другой метод интенсификации охлаждения стенки (в
дополнение к пленочному ее охлаждению) состоит в орошении стенки
струйками воздуха (рис. 8.36,6). Охлаждение в этом случае
осуществляется подобно описанному выше, но канал,
образованный двумя стенками, закрыт со стороны входа, и наружная
стенка канала перфорирована. Воздух, поступающий в виде
струек через несколько рядов отверстий, охлаждает
внутреннюю стенку, а затем вытекает в жаровую трубу из щели в виде
кольцевой завесы [52].
Транспирационное охлаждение
По известным свойствам материалов при высоких
температурах и тем механическим и термическим напряжениям,
которым подвергаются жаровые трубы, можно оценить максимально
допустимую температуру стенки. Идеальной является система
охлаждения, при которой жаровая труба везде имеет
одинаковую максимально допустимую температуру. Если есть более
холодные участки стенок, это означает, что охлаждающий
воздух на этих участках используется нерационально. По этим
соображениям, наиболее экономичным считается
транспирационное (пористое) охлаждение. Жаровые трубы изготовляются
из пористого материала, а охлаждающий воздух протекает
сквозь стенку в поток горячего газа (рис. 8.36,в). Благодаря
большому числу мельчайших каналов в стенке создается очень
большая поверхность для теплообмена между стенкой и
охлаждающим воздухом. Кроме того, при равномерном
распределении пор по поверхности стенки тоненькие струйки воздуха
почти сразу сливаются между собой на выходе, образуя
защитный слой относительно холодного воздуха на внутренней
поверхности жаровой трубы. В результате этого конвективная
теплопередача от горячего газа к стенке жаровой трубы
318
Глава 8
значительно уменьшается, что дает существенную экономию
охлаждающего воздуха (рис. 8.37).
Применительно к пористым стенкам механизм теплообмена
исследовался в работах [53—58]. Стенок жаровой трубы
достигает только поток лучистого тепла, но в первичной зоне камеры
сгорания двигателя с высокой степенью повышения давления
этот поток может быть равен
конвективному или чуть
превышать его. Это тепло может
быть отведено от стенки
только передачей его
охлаждающему воздуху, проходящему
через пористую стенку.
Поэтому стенка должна хорошо
передавать тепло охладителю и
иметь оптимальную в
отношении теплоотдачи толщину.
Таким образом, для уменьшения
подвода тепла из полости
жаровой трубы необходимо, чтобы
на внутренней поверхности ее
¦ (тг~тьуУ(ти~га) стенки формировался стабиль-
Рис. 8.37. Относительная эффектив- ный пограничный слой, что
требует минимальной скорости
протекания охладителя; однако
для интенсификации
теплопередачи в стенке требуется
большая скорость охладителя.
Перепад температуры по
толщине стенки Tw\ — Tw2 зависит от расхода охладителя.
Соотношение между TwX и Tw2 можно выразить следующим
образом [57]:
ность пленочного и транспирационно-
го охлаждения камер сгорания [611.
пленочное охлаждение;
—«-пленочное охлаждение с интенсификацией
наружной конвекции (путем создания
шероховатости на стенке); транспирационное
охлаждение (материал — ламиллой)
XSJ JL п2 ? / if*
9y = -= Tf, = / I —
(8.50)
где Та2 — температура охлаждающего, воздуха на входе в
стенку, thac — удельный расход (на единицу поверхности
стенки) охлаждающего воздуха, &Эфф — эффективный
коэффициент теплопроводности пористой стенки, tw — толщина
стенки.
Результаты опытов, проведенных с пористыми стенками
разной проницаемости, представлены на рис. 8.38.
Расчет охлаждения пористой стенки. Модель,
характеризующая процессы теплопередачи в пористых стенках,
представлена на рис. 8.39. Нагрев охлаждающего воздуха при
прохождении его сквозь пористую стенку может быть выражен коэф-
Теплопередача
319
фициентом тепловой эффективности стенки
i w\
I 02
(8.51)
Значения ц1 и бг зависят от коэффициента теплопередачи внутри
пористой стенки, который в свою очередь определяется
удельным расходом охлаждающего воздуха и характеристиками пор.
Юг
0,5
0,1
Увеличение проницаемости
0,1
«
0,5
ac cp,a *
Рис. 8.38. Зависимость температуры стенки от расхода охладителя.
Для тонких пористых стенок, из которых обычно изготовляются
жаровые трубы, 0,5 < г\1 < 0,8 и 0,6 < QT < 0,9 [57].
Удельный тепловой поток, воспринимаемый охладителем при
прохождении его через пористую стенку, равен
Qa =
(Та\ ~ Та2) =
(Twl - Та2).
(8.52)
Это поглощение тепла уменьшает тепловые потоки R2 и С2
от наружной стороны жаровой трубы. Уравнение теплового
баланса для пористой стенки . 17
имеет вид
(8.53)
В результате его решения
можно найти значения TwX и
Tw2 для пористой стенки.
Выражения (8.7) для Ri и (8.27) для
R2i которые нужно подставить
в (8.53), остаются без каких-
либо изменений, а выражения
(8.24) для Сх и (8.26) для С2
Рис. 8.39. Физическая модель транспи-
рационного охлаждения стенки [581.
должны быть изменены с учетом вдува (или отсоса).
Процедура расчета иллюстрируется далее примером.
Пример расчета. Нужно вычислить значения TwX и Tw2 для
пористой стенки при том же расходе охлаждающего воздуха,
что и в предыдущем примере, с применением пленочного охлаж-
320 Глава 8
дения стенки. Ранее было та = 0,289 кг/с, Тач =ТЪ = 880 К,
DL = 0,132 м, ср, а= Ю09 Дж/(кг-К).
Для пористой стенки принимается х\1 = 0,5, вт = 0,7, Lw =
= 0,204 м, где Lw — длина пористого участка стенки, через
который проходит требуемый расход охлаждающего воздуха.
Таким образом,
0 289
^«о" я-0,132-0,204 =3>416 КГ/(М2-С).
Формулы (8.29) и (8.30) не изменяются, поэтому
R{ = G94 460 - 0,00327^) Вт/м2,
#2 = [2,29GW100L- 13715] Вт/м2.
Формула (8.50) используется для установления связи между
Тщ)\ И 7ai2-
^^2 = Та2 + 6Г (Гш1 - Та2) = 880 + 0,7 (Twl - 880) =
= 264 + 0,7Гы. (8.54)
Значение Qa вычисляется по формуле (8.52):
Qa = maccPi aV (Tw2 - Ta2) = 3,416 - 1009 • 0,5 X
X (Twl - 880) = 1723 (Twl - 880) Вт/м2. (8.55)
Из (8.31) и (8.32) имеем
d = A 280 500 - 562Гю1) Вт/м2,
Вт/м2.
Решая уравнение (8.53) с использованием выражений
(8.29) —(8.32), (8.54) и (8.55), получим 7^1 =1336 К, Tw2 =
= 1202 К.
Сравнение температур стенок, вычисленных для случаев
пленочного и транспирационного охлаждения при одном и том
же расходе охлаждающего воздуха, показывает, что длина
жаровой трубы при транспирационном охлаждении стенок может
быть больше, чем при пленочном охлаждении, если в обоих
случаях температура стенок поддерживается на одном и том же
приемлемом уровне.
Применение транспирационного охлаждения
Несмотря на то что охлаждение путем вдува через поры
является наиболее эффективным методом охлаждения, его
применение сдерживается теми ограничениями, которые
свойственны пористым материалам. Как пористые металлы, так и
тканые проволочные материалы (например, ригимеш) [59] не об-
Теплопередача
321
ладают необходимым сроком службы в основном из-за
забивания пор инородными частицами, а также из-за слабого
сопротивления поверхностному окислению [60].
Поиски других методов интенсификации теплоотдачи
внутри стенок жаровой трубы привели к созданию многослойных
проницаемых материалов, в частности разработанного фирмой
«Роллс-Ройс» трансплая
[52]. Материал
изготовлялся путем пайки двух или
более листов из
жаростойких сплавов, имеющих
множество соединенных между
собой каналов для прохода
воздуха (рис. 8.40). Размер
и шаг каналов выбираются
таким образом, чтобы
обеспечить максимальный
теплообмен между стенкой и
проходящим сквозь нее
охлаждающим воздухом. После
охлаждения стенки изнутри
охлаждающий воздух в виде
тонких струек поступает в
поток горячего газа.
Струйки отклоняются потоком и
сливаются друг с другом, в
результате чего между горя- Рис- 8-4а Конструктивная схема стенки
ЧИМ ГаЗОМ И СТеНКОЙ Образу- f^_ Годный
еТСЯ ИЗОЛИруЮЩИЙ СЛОЙ ВОЗ- Рячий слой.
духа. Таким образом,
жаровая труба охлаждается частично при прохождении воздуха
сквозь стенку и частично путем образования завесы.
Гидравлические и тепловые характеристики трансплая
описаны в работе [52]. Течение воздуха сквозь этот материал
аналогично течению через отверстия и трубки. Перепад давления
на стенке из такого материала может быть выражен следующим
образом:
(8.56)
*-«,
г ' и т ас Рт
где Pi — полное давление на вхрде в стенку, ро — статическое
давление на выходе, рт = 0,5(Pi + ро), Тт = 0,5(Г/ + То) —
средняя температура воздуха, Re — число Рейнольдса,
определенное по характерным размерам структуры трансплая, G —
константа.
Испытания трубчатых и кольцевых камер сгорания,
изготовленных из трансплая, продемонстрировали, что термическая
21 Зак. 761
322
Глава 8
усталость стенок не лимитирует срок службы жаровых труб, если
температура стенок не превышает 1173 К. Этот температурный
режим для трансплая обеспечивается при расходе
охлаждающего воздуха, примерно в 3 раза меньшем, чем это необходимо
для пленочного охлаждения стенки (см. рис. 8.41). Кроме того,
градиенты температур вдоль стенки трансплая значительно
меньше, чем при пленочном охлаждении.
Следует отметить еще одно возможное достоинство
трансплая— при его применении должен снижаться уровень выброса
Пленочное охлаждение
1100
1000
-900
600
100
28,5%
700
22 I Варианты стенки
......Л) из трансплая
О /0 20
оО 40 50 60 10 80
Длина секции, мм
90 100
Рис. 8.41. Сравнение эффективности
охлаждения различных конструктивных
вариантов стенки из трансплая и пленочного
охлаждения [52].
Г3=780 К, Г4 = 1430 К. В процентах указан
относительный расход воздуха в пристеночной завесе
стенки из трансплая по сравнению с пленочным
охлаждением.
Г "
у
¦ у
у
у
¦ у
у
. у
у
у
у
у
у
У
л
у
у
уу
"у
у
у
у
у
у
у
1
1
у
у
-у
у
У
у
у
у
у.
1
1
СО Углеводороды Дымность
Наземный режим
малого газа
Взпет
Рис. 8.42. Сравнение
характеристик вредных выбросов камер
сгорания [52].
Заштрихованные прямоугольники
соответствуют варианту камеры
с пленочным охлаждением стенок,
а незаштрихованные — камеры из
трансплая при оптимальном
отношении топливо/воздух.
вредных веществ: вследствие более экономичной завесы
уменьшается «замораживание» промежуточных реакций горения
вблизи стенки, ^ благодаря большему количеству воздуха в
основном потоке уменьшается образование там вредных веществ.
Результаты испытаний камеры сгорания двигателя «Спей»,
изготовленной полностью из трансплая, представлены на рис. 8.42.
Действительно, вредные выбросы из этой камеры сгорания
значительно ниже, чем из аналогичной камеры сгорания,
имеющей пленочное охлаждение.
Результаты автономных испытаний камер сгорания и
испытаний двигателя рассеяли сомнения относительно засорения
отверстий в трансплае, и камеры сгорания, изготовленные из
этого материала, допущены для применения в гражданской
авиации [52].
В США фирмой «Дженерал моторе» разработан и
выпускается проницаемый материал ламиллой, который изготовляется
из нескольких металлических листов с отверстиями,
получаемыми методом фототравления. Листы соединяются между
собой посредством диффузионной пайки (рис. 8.43). Основным
Теплопередача 323
достоинством этого материала является то, что тепловые
процессы в нем можно регулировать и оптимизировать. К
изменяемым конструктивным параметрам материала относятся размер
отверстий и расстояние между ними, число и толщина слоев,
глубина, ширина и шаг
воздушных каналов между
слоями. Материал может изготов- ^^ CS> ^ О
ляться из любых освоенных
промышленностью
жаростойких свариваемых сплавов.
Исследования ламиллоя
показали, что он имеет такие же
потенциальные ВОЗМОЖНОСТИ, Рис. 8.43. Конструктивная схема стен-
как и трансплай [51]. Этот ма- ки жаровой трубы из ламиллоя [511.
териал успешно испытан при
температуре продуктов сгорания, соответствующей сгоранию
почти стехиометрической смеси [61]. Продолжается
совершенствование ламиллоя, особенно в части технологии изготовления
(сварка, выполнение каналов и отверстий), а также уменьшения
стоимости и улучшения контроля допусков на размеры при
изготовлении материала.
Перфорационное охлаждение
Более практическим устройством, схожим с пористой
стенкой, является перфорированная стенка с большим числом
регулярных маленьких отверстий (рис. 8.36,г). Размер отверстий
должен быть таким, чтобы они не засорялись, но в то же время
чтобы расход воздуха в струйке был небольшим. Если струйки
воздуха из отверстий слабо проникают в поток горячего газа,
то вдоль внутренней поверхности жаровой трубы образуется
пелена охлаждающего воздуха. При глубоком проникновении
струек воздуха в основной поток они быстро смешиваются с
горячим газом, и хорошего охлаждения стенок ниже по потоку не
получается. Этот метод охлаждения применим во многих
случаях, но наибольший эффект достигается при использовании
его на отдельных участках жаровых труб, где ввод
воздуха целесообразен не только для охлаждения стенки, но и
для последующего его участия в процессе горения и
разбавления.
Если перфорационное охлаждение применяется на большой
площади поверхности жаровой трубы, то эффективность
охлаждения стенки может быть значительно повышена путем
комбинирования этого охлаждения с пленочным (рис. 8.36,5).
К сожалению, опубликованных данных по эффективности
перфорационного охлаждения мало. Этот метод охлаждения
сравнивается с другими на рис. 8.44.
21*
324
Глава 8
Стенка-жалюзи
Другой попыткой создания аналога пористой стенки с
практическим применением является стенка-жалюзи (рис. 8.45).
В трубчатой камере сгорания такая стенка изготовляется из
ряда металлических листов в форме усеченных конусов,
разделенных выштамповками. По образовавшимся между листами
щелям проходит охлаждающий воздух, который затем
смешивается с потоком горячего газа в полости жаровой трубы.
100
90
80
10
40
30
20
10
О
I
•Q-H
I
Методы охлаждения
Рис. 8.44. Сравнение различных методов
охлаждения стенок (необходимый расход
охлаждающего воздуха при постоянной
температуре стенки) [48].
Р3=2425 кПа, Г3=850 К, Гр=2000 К.
Охлаждающий воздух
Рис. 8.45. Стенка-жалюзи [621.
Характеристики теплоотдачи стенки-жалюзи определялись
в работе [62], где они представлены в виде формулы для КПД
теплообменника
i\w = [(Z+lf-lf*-Z. (8.57)
Здесь
Tw2),
Z = {kJ2){\-f)hGI{maccpa)\
где f — проницаемость конструкции, h — коэффициент
теплообмена между стенкой-жалюзи и охлаждающим воздухом, G —
смоченный периметр на единицу площади поверхности стенки.
Формула (8.57) имеет безразмерный вид, что позволяет
определить расход охлаждающего воздуха при заданной
температуре стенки в любой выбранной системе единиц. Некоторые
типичные результаты расчета, взятые из работы [62],
приведены на рис. 8.46.
Теплопередача
325
Основным достоинством рассматриваемой системы
охлаждения является большая поверхность для теплового
взаимодействия между стенкой и охлаждающим воздухом по сравнению
с поверхностью, обращенной к горячему газу. Некоторые
способы увеличения теплосъема со стенки описаны в работе [63].
К ним относятся уменьшение толщины листов и высоты вы-
штамповок в листах, а также увеличение угла между
коническими поверхностями и осью камеры сгорания (т. е. увеличение
числа конических поверхностей на единицу длины жаровой
трубы). К сожалению, эти меры не только увеличивают трудности
и стоимость изготовления
жаровой трубы, но и приводят к
снижению механической
прочности и надежности
конструкции.
В рассматриваемой системе
охлаждения необходимо
создавать большие перепады
давления на стенках для того,
чтобы обеспечить требуемое
распределение охлаждающего
воздуха по всем участкам
жаровой трубы. Если зазоры между
стенками малы, то малейшие
ошибки в изготовлении или
сборке стенок могут вызвать
местный перегрев. С другой
стороны, если указанные
зазоры будут большими, то пере-
1200 1300
Рис. 8.46. Зависимость температуры
стенки от расхода охлаждающего
воздуха и диаметра жаровой трубы [62].
#? = 1,02 м; ?)?=0,51 м.
пад давления на стенке
окажется малым, т. е. сравнимым с величиной падения давления
вдоль жаровой трубы в результате горения и смешения. В этом
случае начальный участок жаровой трубы будет испытывать
недостаток охлаждающего воздуха, тогда как конец жаровой
трубы будет интенсивно охлаждаться, т. е. система охлаждения
окажется ненадежной и неэкономичной.
По указанным выше соображениям, более полно
изложенным в работах [53] и [63], опыт разработки камер сгорания
с такой системой охлаждения признан в общем неудачным.
Оребренные стенки
Конвективная теплопередача от жаровой трубы Сг может
быть увеличена с помощью ребер или других выступающих
элементов, которые увеличивают эффективную поверхность [53].
Ребра не могут отдавать тепло с эффективностью 100%, так
как для теплоотвода вдоль ребра от его основания должен
326
Глава 8
существовать градиент температуры. Эффективность
охлаждения при применении ребер может быть выражена следующим
образом:
где (Tw — Та) — разность средних температур ребра и воздуха,
G"и, — Та) — разность температур ребра и воздуха у основания
ребра. Значение г\р зависит от теплопроводности материала
ребра и от его размеров (рис.
8.47). Более подробные данные
о конвективной теплопередаче
от развитых поверхностей
можно найти в работе
[64].
Обычно для удобства
расчетов вводят эффективный
коэффициент теплоотдачи,
относящийся только к основной
(неразвитой) поверхности
стенки:
0,8
0,6
ол
0,2
1,0 2,0 3,0 4,0 5,0
HpBhg/kptp)°-s
(8.58)
Рис. 8.47. Эффективность охлаждения где h _ коэффициент теплоот-
лттст тпру тигтт* пр^оп \Р\ДЛ ^ и тт "»
для трех типов ребер [64"|.
^ — коэффициент теплоотдачи; &р —
коэффициент теплопроводности ребер.
дачи поверхности без ребер,
— площадь ребер, F —
площадь основной поверхности.
Развитые поверхности типа оребренных пока не находят
применения в камерах сгорания авиационных ГТД из-за
сопутствующего этому увеличения массы конструкции, а также из-за
низкой теплопроводности материалов типа нимоника, которые
обычно используются для изготовления жаровых труб. Оребре-
ние внешней поверхности жаровой трубы широко применяется
в промышленных газотурбинных установках.
Жаростойкие покрытия
Для увеличения ресурса жаровых труб целесообразно
покрывать их внутреннюю поверхность тонким слоем
жаростойкого материала. Такое покрытие с малой степенью черноты
и низкой теплопроводностью обеспечивает снижение
температуры стенки благодаря эффективному отражению излучения от
продуктов сгорания и своим теплоизолирующим свойствам.
Снижение температуры стенки жаровой трубы в результате
нанесения жаростойкого покрытия иллюстрирует рис. 8.48.
Например, для типичных режимных условий 1-мм кера-
Теплопередача
327
мическое покрытие с коэффициентом теплопроводности kw =
= 0,66 Вт/(м-К) обеспечивает снижение температуры стенки
на 100 К [48].
Применительно к авиационным ГТД жаростойкие покрытия
наиболее целесообразно наносить в конце жаровой трубы (в
газосборнике). В этой зоне лучистые потоки тепла относительно
малы, т. е. условия работы покрытий менее жесткие, чем
в центральной части жаровой трубы. Кроме того, организация
1000
W
Толщинами
Рис. 8.48. Влияние толщины
керамического покрытия на температуру
стенки жаровой трубы [48].
Р3=2425 кПа, Г3=8Э0 К, Гг=2000 К,
коэффициент теплопроводности покрытия кт =
= 0,66 Вт/(м-К).
Рис. 8.49. Зависимость удельного
теплового потока к стенкам жаровой
трубы от ее диаметра для трех
различных материалов стенки [23].
Р3=1200кПа, Г3=573К, и = 0,05, топливо-
тяжелый дистиллят. 1 — нержавеющая сталь,
ГШ=973К, 01^=0,8; 2 — нимоник 75, Tw =
= 1173 К, аш=0,85; 3 — кирпичная
облицовка, Г^; = 1573 К, ада=0,3; 4—-кирпичная
облицовка, 7V, 1773K
пленочного охлаждения в этой зоне затруднена из-за кривизны
стенок.
Хотя жаростойкие покрытия использовались еще в начале
1960-х гг., они не нашли пока широкого применения. Еще не
полностью изучены свойства покрытий и неполностью решена
проблема хорошего сцепления между материалами покрытия
и стенки. Кроме того, нанесение покрытий затрудняет
организацию пленочного охлаждения. Если от стенки оторвется часть
покрытия, то это приведет к местному перегреву стенки жаровой
трубы и ее короблению. Однако большинство проблем,
связанных с применением жаростойких покрытий, поддается решению.
Поэтому имеются перспективы их широкого применения,
особенно в двигателях пассажирских самолетов с большим
сроком службы.
Для крупных промышленных камер сгорания ГТД, где
размеры и масса не столь существенны, целесообразно
использовать жаростойкую кирпичную облицовку. Такие кирпичи
328 Глава 8
выдерживают температуру почти 1900 К, но не обеспечивают
прочности конструкции без применения металлического кожуха.
Следовательно, ограничивающим фактором в применении
жаростойкой кирпичной облицовки является температура наружной
поверхности кирпича (т. е. рабочая температура жаровой
трубы), определяемая выражением
T = T (8.59)
Twq = TWi khAm '
где Тт — температура наружной поверхности облицовки; Twt —
температура внутренней поверхности облицовки; Qb — тепловой
поток, проходящий через облицовку; кь — коэффициент
теплопроводности облицовки; tb — толщина облицовки; Ат — средне-
логарифмическая величина поверхности облицовки.
В проектировочном расчете камеры сгорания значение Twi
можно принять равным температуре горячего газа.
Стенки из жаростойкой кирпичной облицовки обладают
двумя существенными достоинствами:
1. Они стойки к воздействию сильно светящихся пламен при
сжигании тяжелых топлив типа мазута;
2. При высокой температуре стенки не происходит
образования сажи и замораживания промежуточных реакций вблизи
стенки.
Кроме того, такая облицовка позволяет значительно
уменьшить тепловые потоки к стенкам жаровой трубы [23], как это
показано на рис. 8.49. Таким образом, для охлаждения
жаровой трубы потребуется меньше воздуха, и большее его
количество будет поступать в зону разбавления для формирования
необходимого радиального профиля температуры газа. Опыты
показывают [65], что для охлаждения стенок жаровой трубы
с жаростойкой кирпичной облицовкой достаточно 5 % от
расхода воздуха через камеру сгорания; в то же время при
обычном пленочном охлаждении такой же жаровой трубы
необходимо от 20 до 30 % расхода воздуха.
Серьезным препятствием на пути внедрения жаровых труб
с кирпичной облицовкой являются трудности в креплении
кирпичей к металлической стенке. В камере сгорания стационарной
газотурбинной установки в Орусе каждый кирпич укладывается
в отдельную ячейку специальной армирующей металлической
конструкции. Кирпичи имеют толщину 2,5 см и образуют
сплошную облицовку внутренней поверхности жаровой трубы.
Кирпичи на 80 % состоят из глинозема и имеют коэффициент
теплопроводности 1,73 Вт/(м-К). Описанная конструкция жаровой
трубы обладает ресурсом свыше 10 000 ч [66].
Наиболее серьезной проблемой, которую необходимо решать
в связи с применением жаростойкой кирпичной облицовки,
является образование окалины, возникающей вследствие добавок
Теплопередача 329
к топливу веществ для предотвращения образования золы в
турбине. Окалина интенсивно образуется, когда в состав
кирпичей входят магний, каолин и кремнезем [67]. Указывается,
что после 700 ч работы такой камеры огневая поверхность
кирпичной облицовки была покрыта темнокоричневым слоем
стеклообразной окалины толщиной ~ 1 см.
Образование окалины можно уменьшить, используя
облицовку с малой поверхностной пористостью. Охлаждение
облицовки также оказывает влияние на образование окалины.
Например, небольшой проток воздуха над рядом кирпичей вблизи
топливных форсунок эффективно противодействует
образованию окалины [67]. Этот ряд кирпичей обычно является самым
горячим, и на него больше попадает топливо, что способствует
образованию окалины.
Высокотемпературные материалы
Хотя имеется значительный опыт разработки и
использования никелевых сплавов с хорошими прочностными
характеристиками при повышенных температурах, работы по
совершенствованию таких сплавов продолжаются. Однако ожидаемое
улучшение свойств этих сплавов представляется гораздо более.
скромным по сравнению с потенциальными возможностями
жаропрочных металлических материалов и стойких к окислению
керамик. Такие жаропрочные металлы, как хром, ниобий,
молибден, тантал и вольфрам, гораздо прочнее никелевых сплавов
при температурах выше 1200 К. Однако некоторые из них
трудно поддаются обработке, и все они сильно окисляются даже
при кратковременном воздействии высокой температуры.
Широкое применение этих металлов возможно только при
нанесении на них жаростойких покрытий с хорошими адгезионными
свойствами и большим сроком службы. Пока такие покрытия
не разработаны, но все равно их применение для жаровых
труб сложной формы вызвало бы значительные
затруднения.
Привлекательной альтернативой жаропрочным металлам
выглядит применение керамических материалов. Некоторые из
них достаточно прочны и устойчивы к окислению при более
высокой температуре, чем та, которую выдерживают
незащищенные металлы и сплавы. Перспективны керамические материалы
на основе кремния, особенно карбид и нитрид кремния [68].
Нитрид кремния менее чувствителен к тепловым ударам, чем
карбид кремния; однако последний обладает большей
жаропрочностью при температурах выше 1770 К.
Основное достоинство нитрида кремния заключается в том,
что он сохраняет стабильность формы и размеров (^0,1 %)
в условиях камеры сгорания [68].
330 Глава 8
Основными недостатками нитрида кремния и других
керамических материалов, несмотря на их жаростойкость, являются
хрупкость и недостаточная деформируемость по сравнению с
металлами. Если все же использовать указанные выше
уникальные свойства керамик, то из-за их хрупкости и недостаточной
деформируемости придется создавать новые конструкции
жаровых труб. В настоящее время камеры сгорания из
керамических матералов находятся пока в стадии исследований, однако
имеются большие надежды на их внедрение [69—72].
Практическое применение керамик будет начато, по-видимому, с
отдельных участков камер сгорания промышленных
газотурбинных установок.
Измерения температуры стенки
Обычно температуру жаровой трубы измеряют с помощью
термопар, вставляемых в ее стенки. Для этих целей широко
используются хромель-алюмелевые термопары, которые имеют
погрешность измерений до 10 К.
Применять термопары целесообразно, когда требуется
определить несколько локальных значений температур стенки.
Однако значительное число установленных термопар может
сильно изменить картину течения воздуха в охлаждающем
тракте жаровой трубы. Поэтому для измерения температур
часто применяют температуроиндикаторные краски
(термокраски). Существует целый набор термокрасок, каждая из
которых изменяет цвет только при определенной температуре.
Этот способ позволяет легко и быстро получить информацию
о температуре поверхности жаровой трубы, не нарушая
течения воздуха в кольцевом канале и не применяя никакого
инструментального оборудования. Термокраски и методика
измерений с их помощью описываются в работе [73]. Необходима
искусная интерпретация цвета термокрасок; однако при
большом опыте работы с ними можно определять температуру
стенок с погрешностью около 30 К.
ОБОЗНАЧЕНИЯ
А — площадь поперечного сечения канала;
Ас — площадь поверхности корпуса камеры;
Aw — площадь поверхности жаровой трубы;
d — конвективный тепловой поток от продуктов сгорания
к жаровой трубе, Вт/м2;
С2 — конвективный тепловой поток от жаровой трубы к
воздуху в кольцевом канале, Вт/м2;
Ст — коэффициент турбулентного смешения, формула (8.45);
Ссо2 — корректирующий коэффициент излучательной
способности углекислого газа по давлению;
Теплопередача 331
Сн2о — корректирующий коэффициент излучательной
способности водяного пара по давлению;
С/Н — массовое соотношение углерода и водорода в топливе;
с^ — теплоемкость при постоянном давлении, Дж/(кг-К);
D — диаметр;
dhl —гидравлический диаметр;
Fwc — угловой коэффициент;
h — коэффициент теплопередачи;
К — кондуктивный тепловой поток вдоль стенки;
k — коэффициент теплопроводности;
L — коэффициент светимости;
Lw — длина жаровой трубы;
h ~ средняя длина пути луча, м;
М — число Маха;
пг= (pU)a/(pU)r — отношение массовых скоростей воздуха
и продуктов сгорания;
т — расход;
Мае — расход охлаждающего воздуха на единицу
охлаждаемой поверхности, кг/(м2-с);
Nu — число Нуссельта;
Р — общее давление, кПа;
р — парциальное, статическое давление, кПа;
Q — тепловой поток, Вт/м2;
Ri — лучистый тепловой поток от пламени к жаровой трубе,
Вт/м2;
/?2 — лучистый тепловой поток от жаровой трубы к корпусу
камеры, Вт/м2;
Re — число Рейнольдса;
Res = paUas/iia — число Рейнольдса, определенное по
параметрам воздуха в щели;
St — число Стантона;
5 — высота щели;
Т — абсолютная температура, К;
w* ад — температура адиабатической стенки, К;
АТС — повышение температуры вследствие сгорания топлива,
К;
t — толщина козырька над щелью;
tw — толщина стенки жаровой трубы;
U — скорость;
х — расстояние вниз по потоку от щели;
а — поглощательная способность;
е — излучательная способность;
к — массовое отношение топливо/воздух;
г\ —эффективность пленочного охлаждения;
^-—локальный коэффициент полноты сгорания топлива;
332 Глава 8
V — охлаждающая эффективность пористой стенки;
9Г — отношение температур для пористой стенки;
\х — коэффициент динамической вязкости, кг/(м-с);
р — плотность;
а — постоянная Стефана — Больцмана, 5,67-10~8 Вт/(м2Х
ХК4).
Индексы
г — газ;
п. з — первичная зона;
р — ребро;
стех — стехиометрический;
а — воздух;
an — кольцевой канал;
ас — охлаждающий воздух;
с — корпус камеры, охладитель;
L — жаровая труба;
т — среднее значение;
5 — щель;
w — стенка жаровой трубы;
mi — внутренняя поверхность (стенка) жаровой трубы;
то — внешняя поверхность (стенка) жаровой трубы;
х — продольное расстояние;
0 — характерное значение;
1 — огневая сторона жаровой трубы;
2 — внешняя сторона жаровой трубы;
3 — условия на входе в камеру сгорания;
• — относительная или средняя величина.
9
Топлива для газотурбинных двигателей
ВВЕДЕНИЕ
В первые годы после появления газотурбинных двигателей
существовало широко распространенное мнение о том, что
двигатели эти смогут эффективно работать на самых
разнообразных и дешевых топливах. Хотя создатель одного из первых
авиационных ГТД Уиттл, исходя из соображений стоимости,
доступности и удобства в обращении, остановил свой выбор на
керосине, многие другие специалисты считали, что в результате
естественного научно-технического прогресса будут созданы
двигатели, работающие на различных газообразных, жидких
|и даже твердых пылевидных топливах. Однако этот ранний
оптимизм довольно быстро угас, по крайней мере в отношении
авиационных двигателей, поскольку вскоре было установлено,
что требования к летательным аппаратам и двигателям
накладывают жесткие ограничения на физические и химические
свойства топлив.
В результате многочисленных исследований были получены
важные сведения о свойствах топлив и влиянии их на
эффективность, безопасность и надежность авиационных двигателей
и самолетов. Полученные данные позволили устранить или
смягчить многие чрезвычайно сложные проблемы, однако время
от времени все-таки возникают различные новые проблемы,
обусловленные главным образом требованиями увеличения
скорости, дальности и высоты полетов. В конце 60-х гг.
озабоченность широких общественных кругов в связи с загрязнением
воздушной среды продуктами сгорания привела к изданию
законов, ограничивающих выбросы вредных веществ, прежде
всего окиси углерода, несгоревших углеводородов, дыма и
окислов азота. Действие этих законов и ограничений, а также
традиционное для авиации стремление пользоваться топливами
высшего качества способствовали тому, что авиационные
топлива, применяемые в настоящее время, мало чем отличаются от
керосина, который использовал Уиттл.
Вообще говоря, для каждого конкретного применения
летательного аппарата оптимальным следует считать тот сорт
топлива, который наилучшим образом обеспечивает компромисс
между противоречивыми требованиями, выдвигаемыми нефте-
334 Глава 9
перегонной, двигателестроительной, самолетостроительной
отраслями промышленности и авиатранспортными организациями.
Для гражданской авиации основными требованиями являются
безопасность, надежность, низкая стоимость и простота
обслуживания. Для военной авиации стоимость топлива играет
второстепенную роль по сравнению с его качеством, доступностью
и простотой использования даже при нестандартных условиях.
Промышленные и судовые газотурбинные двигатели могут
успешно конкурировать с дизелями только при условии
использования очень дешевых сортов топлива, таких, как мазут или
остаточные горючие газы перегонки. Использование
газообразных топлив, как правило, не создает каких-либо проблем,
однако сжигание мазутов сопровождается образованием золы,
а иногда и больших количеств дыма. Попытки сжигания
твердых пылевидных топлив в газотурбинных установках открытого
цикла окончились неудачей. Однако развитие методов сжигания
твердых топлив в псевдоожиженном слое может коренным
образом изменить эту ситуацию.
В настоящее время доминирующими в топливной проблеме
являются вопросы стоимости и доступности топлива. С 1973 г.
до наших дней стоимость сырой нефти на мировом рынке резко
(в 3—4 раза) возросла. Такое сильное изменение цен оказало
существенное влияние на экономическое положение развитых
индустриальных стран и наглядно продемонстрировало
ограниченность ресурсов жидкого топлива. Теперь очевидно, что
к концу текущего столетия потребности в нефти и
высококачественных нефтяных продуктах полностью удовлетворить не
удастся. Поэтому в настоящее время предпринимаются
попытки приспособить энергетику и промышленность к
возникшему положению вещей. В этом плане помимо различных мер
по экономии топлива также рассматриваются возможность
использования других сырьевых источников энергии и снижение
требований к качеству авиационных топлив. Наибольший
интерес в качестве альтернативных источников сырья представляют
горючие сланцы, нефтеносные пески, тяжелые сорта нефти
и каменный уголь. Рассматривается возможность использования
в более отдаленной перспективе таких топлив, как метан и
водород. Все эти топлива должны соответствовать требованиям,
предъявляемым к авиационному двигателю и топливной
системе, а затем уже — к конструкции самолета и условиям
нормального обслуживания. Что касается камер сгорания, то
в связи с изложенным потребуются определенные изменения
в их конструкции и направлении доводочных работ. В основном
это относится к разработке конструкций форсунок, которые
могли бы работать на различных топливах, а также к
организации процесса горения, обеспечивающего минимальное
образование сажи.
Топлива для газотурбинных двигателей 335
В настоящей главе рассматриваются прежде всего основ-,
ные свойства применяемых жидких и газообразных топлив
и влияние, которое они оказывают на характеристики и
конструкцию камер сгорания. Определенное внимание уделяется
также специфическим требованиям к авиационным топливам
и некоторым проблемам, связанным с топливами для
промышленных газотурбинных установок. Приведены некоторые
соображения, относящиеся к альтернативным и синтетическим
топливам. Вопросы, связанные с мировыми запасами нефти, их
доступностью, рыночной конъюнктурой и т. п., почти не
обсуждаются, так как, по мнению автора, они выходят за рамки задач
настоящей книги. Упомянутые и многие другие аспекты
топливной проблемы были достаточно подробно рассмотрены в
опубликованных недавно работах [1—7].
КЛАССЫ УГЛЕВОДОРОДОВ
Сырая нефть как известно, залегает на различных
глубинах — под землей и под морским дном — почти во всех частях
света, однако в промышленных масштабах она добывается
в основном только в четырех регионах: на Ближнем Востоке,
в Советском Союзе, Северной Америке и в Карибском бассейне.
До сих пор наука не располагает точными данными о
происхождении нефти, хотя известно, что она образовалась в далеком
прошлом в результате разложения остатков животных и
растительных организмов. Сырые нефти представляют собой
чрезвычайно сложные смеси газов, жидкостей и растворенных твердых
веществ, которые в основном состоят из углеводородов с
небольшими примесями азотосодержащих веществ и серооргани-
ческих соединений. Обычно они содержат также следы
различных металлов.
Чистые углеводородные топлива состоят только из двух
элементов— углерода (С) и водорода (Н). При нормальных
давлении и температуре они могут быть газообразными, жидкими
или твердыми в зависимости от числа атомов углерода и
структуры их молекул. У газообразных углеводородов число атомов
углерода не превышает четырех; у твердых — больше 20; в
промежутке между этими значениями располагаются жидкие
углеводороды [8].
Обычно принято подразделять углеводороды, входящие в
состав нефтяного топлива, на четыре основных класса: парафины,
олефины, нафтены и ароматические углеводороды. Свойства
топлива в значительной степени определяются пропорцией, в
которой эти углеводороды в нем представлены.
Парафины
Парафиновые нефти встречаются в основном в США,
Северной Африке и Нигерии. Общая для парафинов формула СяН2п+2.
336 Глава 9
Простейший из углеводородов, метан, относится к этой группе;
его молекулу можно представить в виде
Н
Н—С—Н Метан, СН4
А
Иногда атомы водорода опускаются; тогда молекула метана
изображается в виде •
—С— Метан, СН4
Другие нормальные парафины строятся из молекул метана
в виде прямых неразветвленных цепей, например
Н Н
Н—С—С—Н или —С—С— Этан, С2Н6
I I i
—С—С—С— Пропан, С3М8 и т. п.
I I I
Кроме нормальных парафинов существуют также изопарафины,
которые имеют разветвленную цепную структуру, например
СНз СНз
| | Диметилгексан, C6Hi2(CH3J
СНз—СН—СН2—СН—СН2—СНз
В современных авиационных топливах содержится, в
зависимости от месторождения сырой нефти и процесса ее
дистилляции, от 35 до 45 % парафиновых углеводородов. Вообще говоря,
от других видов топлив парафины отличаются более высокими
значениями отношения водород/углерод, меньшими плотностями
и большей массовой теплотворной способностью. Они обладают
высокой термостабильностью и при сгорании не образуют
нагара и дыма.
Олефины
Общая формула для олефинов СпН2п- Обычно в сырой нефти
нет олефинов, однако они образуются в процессе конверсии при
перегонке нефти. Олефины принадлежат к классу
ненасыщенных углеводородов; это значит, что их молекулы содержат
меньше теоретически допустимого числа атомов водорода.
Вследствие этого они обладают высокой химической
активностью, легко вступают в реакцию с большим числом
различных соединений, образуя при этом смолы и резинообразные ве-
Топлива для газотурбинных двигателей 337
щества. В связи с этим присутствие олефинов в газотурбинных
топливах весьма нежелательно.
В молекулу олефина должны входить по крайней мере два
атома углерода, и поэтому самой легкой молекулой этой группы
углеводородов является этилен С2Н4. Более сложные молекулы
олефинового ряда образуются присоединением группы СН
U
II ill
Этилен, С2Н4 Пропилен, СзНб Бутилен, С4Н8
Поскольку олефины образуются обычно только в процессе
крекинга, то в дистиллятах прямой гонки их содержится очень
мало. Крекированные топлива, однако, могут содержать до
25 % олефинов.
Нафтены
Нафтены, общая формула которых CrtH2/2, относятся к
насыщенным углеводородам, у которых атомы углерода связаны
между собой так, что образуют кольца, а не цепи, как в случае
парафинов. Названия нафтенов аналогичны названиям
парафинов с тем же числом атомов углерода, но с добавлением
приставки «цикло», как, например,
\/
с
-/-с-
/ \
Циклопропан, Сз
\/
С
/ \
\/\/
с с
/\ / \
—с—с—
\/
Ня Циклопентан, С5Н10
Более сложные молекулы нафтенов могут быть образованы
путем замены одного или нескольких атомов водорода
углеводородными группами.
Нафтены содержатся в дистиллятных топливах
приблизительно в той же пропорции, что и парафины, т. е. в количестве
от 35 до 45%. Они весьма близки к парафинам в отношении
химической стабильности, высшей теплотворной способности
и малой склонности к образованию сажи. На содержание
нафтенов в топливе никаких ограничений обычно не устанавливают.
Ароматические углеводороды
К ароматическим углеводородам относят циклические
соединения, молекулы которых содержат одно или несколько
колец с шестью атомами углерода и тремя двойными связями.
22 Зак. 761
338 Глава 9
Хотя по своей структуре ароматические углеводороды подобны
нафтенам, в них содержится меньше водорода, и соответственно
значительно ниже величина их удельной энергии. К другим
недостаткам следует отнести заметную склонность ароматических
углеводородов к образованию сажи и большую
гигроскопичность, вследствие которой при охлаждении топлива может
происходить выпадение кристалликов льда. Ароматические
углеводороды хорошо растворяют резиновые материалы и поэтому
могут вызвать неполадки в топливных системах и самолетных
топливных баках, облицованных слоем мягкой резины.
Характерная формула для ароматических углеводородов
СяНгл-б- Простейшим членом этой группы является бензол,
у которого на каждый атом углерода приходится один атом
водорода:
Бензол, С6Нв
Более сложные молекулы группы ароматических углеводородов
образуются либо путем замены одного или нескольких атомов
водорода углеводородными группами, либо путем
присоединения одного или нескольких колец [8]. В качестве примера
приведем
I I
СС
I
С
I II I
с i с с
I I I
Толуол, С6Н5СН2 Нафталин, Cj0H8
Хотя присутствие ароматических углеводородов в топливах
для газотурбинных двигателей нежелательно, в дистиллятах
прямой гонки содержание их обычно настолько велико, что
трудно оправдать затраты, необходимые для их удаления.
Современные технические условия на авиационные топлива
ограничивают содержание ароматических углеводородов в пределах
22—25 % по объему [9].
ПРОИЗВОДСТВО ЖИДКИХ ТОПЛИВ ДЛЯ ГТД
Первый шаг в процессе производства топлив для
газотурбинных двигателей состоит в разделении сырой нефти на
исходные фракции, к которым относятся бензин, дистиллятные топ-
Топлива для газотурбинных двигателей 339
лива и мазут; эти фракции являются исходным материалом для
получения различных топлив. Разделение осуществляется
методом разгонки (дистилляции) сырой нефти, который основан на
том, что компоненты, входящие в состав нефти, различаются по
температурам кипения. При нагреве сырой нефти вначале из
нее извлекаются газообразные составляющие, главным образом
метан, этан, пропан и бутан. При более высокой температуре
начинают выделяться пары, которые при конденсации образуют
легкие фракции, используемые при производстве бензинов. При
дальнейшем повышении температуры появляются керосин, а
затем промежуточные дистилляты, используемые при производстве
газойля и дизельного топлива. Остаточные продукты этого
процесса используются для получения смазочных масел, парафина
и битума. (Достаточно полное и ясное описание процесса
разгонки сырой нефти дано в работе [8].)
После разделения топлива подвергаются тщательной очистке
с целью удаления нежелательных включений, улучшения цвета,
запаха и стабильности при хранении и транспортировке. Таким
образом улучшаются эксплуатационные качества топлив.
Характер конкретных процессов, которые при этом используются,
определяется свойствами сырой нефти, а они изменяются в
широких пределах в зависимости от мест ее залегания. Из некото-
рах сортов сырой нефти топлива, удовлетворяющие
авиационным техническим условиям, могут быть получены путем прямой
разгонки. При использовании нефтей из других месторождений
для- достижения этого же результата потребуется провести два
или три процесса специальной обработки.
Удаление сернистых соединений
Из сернистных примесей в сырой нефти наибольшую
озабоченность вызывают сероводород, меркаптаны и свободная сера.
При малых концентрациях сероводород легко удаляется
промыванием в сильных щелочах; при больших концентрациях
наилучшим методом очистки считается джирботол-процессс, при
котором сероводород абсорбируется жидким ,диэтаноламином.
Меркаптаны могут быть удалены промыванием едким натром
или едким кали, но обычно ограничиваются превращением их в
безвредные сернистые соединения, которые могут вообще быть
оставлены в топливе. В некоторых случаях применяется
обработка водородом, при которой сернистые соединения реагируют с
водородом в присутствии катализатора. Образующийся
сероводород затем либо удаляется, либо абсорбируется. Хотя обычно
удаление серы считается желательным, некоторые сернистые
соединения способствуют улучшению смазки, и поэтому полное
их удаление может привести к проблемам, связанным с
заеданием топливных насосов,
22*
340 * Глава 9
Коррозионная активность сернистых соединений и свободной
серы определяется в коррозионных испытаниях топлива с
помощью медной полоски. Такое испытание заключается в
визуальной оценке изменения цвета медной полоски, погруженной на
определенное время в испытуемое топливо, температура которого
поддерживается на заданном уровне.
Кислотная обработка
Кислотная обработка (осветление) применяется для
устранения из топлива меркаптанов, а также смолистых и асфальтовых
соединений и неустойчивых олефиновых и ароматических
углеводородов. Она заключается в быстром смешивании топлива с
98%-ной серной кислотой и последующей сепарацией осадка в
отстойнике или центрифуге. Эта обработка не нашла широкого
применения из-за проблемы удаления осадка.
Отбеливание глиной
Этот процесс заключается в смешивании нагретого топлива
с глиной. После интенсивного перемешивания глина удаляется
из топлива путем фильтрования. Отбеливание глиной улучшает
цвет и стабильность топлива.
Удаление воды
Воду можно удалить, пропуская топливо через твердый
абсорбент, например активированную окись алюминия, или
жидкий абсорбент, например диэтиленгликоль.
Загрязняющие примеси
Помимо серы и сернистых соединений дистиллятные топлива
содержат ряд других загрязняющих веществ, таких, как вода,
смола и следы металлических частиц. В сырой нефти и мазуте
содержатся в еще большем количестве подобные загрязнения,
а также некоторые металлические соединения, дающие при
окислении золу.
Асфальтены
Асфальтены — это высококипящие углеводороды,
содержащиеся в нефтях и тяжелых остаточных продуктах их перегонки.
Они способствуют образованию низкотемпературных кислых
гудронов, которые могут приводить к засорению топливных
фильтров.
Топлива для газотурбинных двигателей 341
Смолы
Чистые углеводороды или их смеси отличаются высокой
стабильностью и могут в течение длительного времени
подвергаться воздействию высоких температур без каких-либо
заметных изменений в химических или физических свойствах. Однако
все реальные топлива содержат мельчайшие количества
неорганических элементов — серы, азота, кислорода и различных
металлов. Вследствие влияния температуры и света, а также
каталитического воздействия металлических поверхностей и
взвешенных металлических частиц эти элементы могут вступать в
реакцию с атмосферным или растворенным в топливе
кислородом, образуя смолы. На начальной стадии окисления смолы в
растворе остаются во взвешенном состоянии и придают топливу
желтоватую окраску. В последующем они образуют вязкие
осадки, которые могут закупоривать фильтры, топливные
магистрали, форсунки и образовывать лакообразные
теплоизолирующие покрытия на поверхностях масляных радиаторов.
Растворенные в топливе смолы нежелательны также потому,
что способствуют образованию нагара в процессе горения
[10].
В авиационных топливах образование смол можно свести к
минимуму, если удалить из них олефины и загрязняющие
примеси (особенно меркаптан и воду) и предохранять их от
воздействия света, атмосферного кислорода и каталитических металлов.
Иногда используют противоокислительные присадки
(ингибиторы), а также специальные диспергированные вещества,
препятствующие отложению осадков и улучшающие
фильтрационные характеристики топлива [10].
Проблема образования смол особенно важна для
высокоскоростных самолетов, на которых температура топлива
вследствие кинетического нагрева обшивки может превысить
475 К.
Твердые осадки
Твердые осадки обычно наблюдаются в тяжелых сортах
мазутов. Они состоят из отдельных твердых частиц углеродистых
веществ, образующихся в результате воздействия воздуха на
неустойчивые компоненты топлива, либо веществ
неорганического происхождения, включающих частицы бурового раствора,
песок, металлы и хлористые соединения, выделяющиеся при
испарении капель рассола [7]. Осадки отлагаются в топливных
баках, закупоривают фильтры и трубопроводы и приводят к
износу форсунки. При аккуратном обслуживании и
применении фильтрации эти проблемы могут быть сведены к
минимуму.
342 Глава 9
Зола
Различные металлы, испытывая в процессе горения
химические превращения, образуют неорганические соединения,
отличающиеся друг от друга температурами плавления и
коррозионной активностью. Частицы этих соединений, называемые золой,
обладают способностью при температурах около 925 К.
прилипать к лопаткам соплового аппарата и рабочего колеса турбины
и образовывать на их поверхностях отложения. При более
высоких температурах они могут способствовать коррозии.
Проблема эта очень сложная; вредность таких отложений зависит
от уровня температуры, при котором протекает процесс горения.
В дистиллятных топливах содержание золы обычно
незначительно и не вызывает поэтому каких-либо осложнений. Более
серьезна эта проблема в случае тяжелых топлив, в которых
содержание золы может превышать 0,1 %. Концентрация золы
может быть снижена специальной обработкой сырья в процессе
разгонки, однако за счет существенного повышения стоимости
и снижения выхода топлива. Нерастворимая зола может быть
удалена центрифигурованием.
Вода
Все дистиллятные топлива содержат растворенную воду в
количествах, зависящих от их состава, температуры и
продолжительности хранения. Например, топлива с высоким
содержанием ароматических углеводородов могут поглощать и
содержать в растворенном виде больше воды, чем топлива
парафинового типа, а в теплом топливе, как показано на рис. 9.1,
растворяется больше воды, чем в холодном. Если вода находится
в растворенном виде, то она не оказывает какого-либо
неблагоприятного влияния на работу двигателя [11].
Вода может также находится в топливе в виде мелких
капель, равномерно распределенных по его объему. В таком
«взвешенном» состоянии вода может оказаться в результате
дробления крупных водных включений при прохождении топлива
через насосы и смесители либо вследствие выделения
растворенной в топливе воды, например при понижении температуры
топлива. Водяные капельки при температуре ниже 273 К
превращаются в кристаллы льда и образуют вязкую массу, которая
может осаждаться, скапливаться и закупоривать частично или
полностью топливные фильтры. Проблема обледенения
топливных фильтров может быть решена введением подогрева
топлива, что, однако, связано с увеличением массы и усложнением
конструкции, а также с некоторым увеличением расхода топлива.
Эту задачу можно решать также путем добавления к топливам
растворимых веществ, препятствующих образованию льда, как
это описано в следующем разделе.
Топлива для газотурбинных двигателей
343
Другая важная проблема, связанная с попаданием в топливо
воды, состоит в усилении коррозии алюминиевых топливных
0,050
OflkO Ь
^ 0,030 -
* 0,020 -
) 260 280 300 320 340
Температура, К
Рис. 9.1. Растворимость воды в
авиационных топ л ив ах [33].
JP4, Jet В; Jet A-1, Jet A, JP5,
керосин; Avgas.
баков и агрегатов топливорегу-
лирующей системы. Особенно
остро эта проблема стоит в тех
случаях, когда топливо
содержит соленую воду. Помимо того
что она является
первоначальным источником вызывающих
коррозию грибков и бактерий,
содержащиеся в этой воде
минеральные соли способствуют
ускоренному их развитию и
размножению внутри
авиационных топливных баков.
Наиболее эффективная мера
предотвращения такого процесса
коррозии заключается в
строжайшей проверке качества
топлива, включающей внедрение
в практику процедур,
предупреждающих возможность попадания воды из посторонних
источников на всех стадиях транспортировки и хранения топлива
[и].
Сера
Сера и ее соединения всегда присутствуют в сырой нефти и
могут составлять до 5% ее массы. Некоторые из них коррозион-
но-активны, например элементарная сера, сероводород,
меркаптаны; другие не вызывают коррозии, например большинство
сульфидов, полисульфидов и тиофенов [7]. Присутствие серных
соединений в топливе иногда вызывает коррозию покрытых
кадмием деталей топливной системы и разбухание резины и
эластомеров. Они вызывают также сульфидирование или заедание
покрытых серебром скользящих частей топливных насосов [7].
В процессе горения большая часть серы превращается в
SO2, а затем при конденсации на металлических поверхностях
вследствие снижения температуры и давления — в кислоты,
обладающие коррозионной активностью. Единственный
практический способ устранить воздействие серы заключается в ее
удалении в процессе разгонки нефти.
Натрий
Следы натрия проявляются в нефти обычно в виде хлористого
натрия, что связано, по-видимому, с океаническим
происхождением нефти. В процессе горения хлористый натрий превращается
344
Глава 9
в пары соляной кислоты, которые вызывают коррозию
горячих металлических поверхностей, расположенных ниже по
течению. Они могут воздействовать также на богатый хромом
оксидный слой поверхности турбинных лопаток, приводя к
изъязвлению металла [7].
Натрий может быть удален вместе с калием и растворимыми
в воде солями кальция промыванием водой. Успех такой
операции зависит от разницы плотностей топлива и воды. Топлива с
плотностью, большей 0,97 г/см3, можно промывать только после
подмешивания к ним соответствующего количества топлива
меньшей плотности или повышения плотности воды.
Ванадий
При температурах >922 К следы ванадия, которые
обнаруживаются в некоторых сортах мазутов, образуют жидкие соеди-
"8
— • .Смола (мг/ЮОмл)'
/
/
/
Сера '
(мас%)
0.7 0,8 0,9 W
Относительная плотность
Рис. 9.2. Концентрации загрязняющих веществ в нефтяных топливах [86].
нения, затвердевающие при контакте с поверхностью турбинных
лопаток. В результате возникают твердые отложения и усили-
Топлива для газотурбинных двигателей 345
вается коррозия. С ванадиевой коррозией можно бороться
посредством добавления к топливу соответствующих магниевых
соединений, предназначенных для повышения температуры
плавления золы до уровня, превышающего температуру газа перед
турбиной.
Концентрации загрязняющих примесей в различных топли-
вах, представляющих интерес, исследовались в работе [86];
полученные результаты представлены на рис. 9.2. Более подробные
данные о загрязняющих примесях и методах обращения с ними
содержатся в работах [7, 11—16].
ПРИСАДКИ
С целью улучшения или изменения свойств нефтяных топлив
для каждого конкретного применения к ним добавляют
небольшие количества некоторых веществ, называемых присадками.
Существует большое количество различных присадок и
непрерывно ведутся работы по созданию новых. Основное требование
к присадке заключается в том, чтобы она, выполняя свое
основное назначение, не давала при этом неблагоприятных побочных
эффектов. Обычно это значит, что присадка (как и ее побочные
продукты) должна быть нетоксичной, растворимой в воде и
термически стабильной.
Предотвращение смолообразования
К присадкам, улучшающим стабильность топлив, относятся
антиоксиданты, дезактиваторы металлов и пассиваторы
катализаторов. Антиоксиданты предотвращают процессы окисления или
препятствуют их развитию в нежелательных масштабах.
Дезактиваторы металлов подавляют каталитическую активность
металлов, превращая их в металлоорганические соединения с
пониженным уровнем активности [86]. Пассиваторы уменьшают
каталитическую активность металлов, способствуя образованию'
на них пленки.
Подавление коррозии
Растворимые ингибиторы коррозии — это обычно
углеводороды, растворимость которых в топливе сочетается со сродством
к металлическим поверхностям. Они адсорбируются
металлическими поверхностями и образуют на них мономолекулярную
пленку. К таким ингибиторам коррозии относятся амины,
фосфаты, сульфонаты и жирные кислоты.
346 Глава 9
Предотвращение кристаллизации воды
Присадки, препятствующие образованию льда, представляют
собой вещества, обладающие необратимой гигроскопичностью.
Вследствие своей гигроскопичности они поглощают влагу,
содержащуюся в топливе, и препятствуют таким образом
выделению воды и образованию кристаллов льда. Хорошо известной
противоводокристаллизационной присадкой является метиловый
эфир этиленгликоля. Эта присадка оказалась также весьма
эффективным средством, предотвращающим рост коррозионно-
активных бактерий [14].
Нейтрализация статического электричества
При заправке самолета топливом иногда накапливаются
такие большие заряды статического электричества, что
вызванный ими искровой разряд может стать причиной пожара или
взрыва [17, 18]. Наибольшая скорость накопления заряда
получается при прокачивании с большой скоростью топлив,
имеющих низкую электропроводность. В связи с этим в качестве
меры предосторожности против случайного воспламенения
некоторое время тому назад ограничивалась скорость перекачки
топлив [17].
Альтернативное решение состоит в увеличении
электропроводности топлива до величины, при которой диссипация заряда
будет происходить столь же быстро, как и его накопление.
Исследования в этом направлении проводились фирмой
«Шелл»; их результаты приведены в работе [18]. Установлено,
что присадка «Шелл» ASA-3 в количестве, меньшем 10~4|%,
позволяет повысить электропроводность керосина до приемлемого
уровня. В состав многокомпонентной присадки «Шелл» ASA-3
входят такие основные компоненты, как хромовая соль алкили-
рованной салициловой кислоты, кальциевая соль органической
кислоты и неметаллический полимерный стабилизатор.
Обеспечение смазывающих свойств
Стремясь получить высокую термическую стабильность,
топлива нередко подвергают сложным процессам очистки даже
от малых количеств загрязняющих примесей, содержащих серу,
азот и кислород. Эти процессы могут привести к существенному
снижению смазывающей способности топлива и осложнить
проблему износа топливных насосов. Установлено [19], что
активным смазывающим агентом в авиационных топливах
являются полярные соединения. При добавлении этих соединений
можно существенно улучшить смазывающую способность высо-
коочищенных топлив. В настоящее время не представляется
возможным с достаточной точностью идентифицировать те ком-
Топлива для газотурбинных двигателей
347
поненты топлива, отсутствие которых снижает его
смазывающую способность. Установлено, однако, что долговечность
топливных насосов увеличивается при использовании растворимых
в топливе коррозионных ингибиторов.
Уменьшение дымления
Большой интерес проявляется к присадкам, уменьшающим
дымление. Наиболее эффективными из них являются металло-
органические соединения бария, марганца и железа [21—23].
Испытания этих трех
соединений, которые добавлялись в
котельное топливо № 2,
указывают на существенное
уменьшение содержания сажи в
выхлопных газах стационарного
газотурбинного двигателя [23].
Оптимальный расход присадки
при расчете по
металлической основе составляет ~ 25 X
X Ю~6 расхода топлива.
Результаты испытаний
топлива с присадкой на
марганцевой основе показывают (рис.
9.3), ЧТО При ее использовании Рис. 9.3. Зависимость выбросов твер-
сажеобразование уменьшается, Д«х частиц от концентрации марганца
а прозрачность струи выхлоп- L_ i' _ суммарный выброс.
ных газов увеличивается. При
этом на номинальном режиме работы распределения частиц
сажи по размерам и средний размер частиц в выхлопной струе
(~0,5 мкм) не изменились.
Очевидным недостатком использования присадок на
металлической основе является то, что в процессе горения они
образуют окислы, которые могут отлагаться на лопатках турбины.
Кроме того, выброс этих окислов с выхлопными газами может
оказаться для окружающей среды еще менее приемлемым, чем
выброс дыма. По указанным причинам многие конструкторы
считают, что единственное реальное решение проблемы
уменьшения дымления связано с улучшением конструкции камеры
сгорания. В настоящее время противодымные присадки
применяются лишь на некоторых промышленных газотурбинных
установках.
О 40 50 120
Концентрация марганца, 10 по
массе
ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ТОПЛИВ
Топливо должно быть впрыснуто, испарено и перемешано
с воздухом в камере сгорания до начала процесса горения.
Влияние этих процессов на горение в значительной степени
348
Глава 9
зависит от физических свойств топлива. Физические свойства
определяют также стабильность и другие эксплуатационные
характеристики авиационных топлив в широком диапазоне
изменений давления и температуры окружающей среды при
полетах.
Относительная плотность
Плотность топлива р связана со средней температурой
кипения и его химическим составом. Наибольшую плотность имеют,
как правило, ароматические соединения, наименьшую —
парафины. Между ними располагаются нафтены и олефины.
Плотность определяется очень просто. По ее величине можно судить
0,90
0,66-
240 260 280 - 300 320
Температура топлива, К
Рис. 9.4. Плотности типичных
газотурбинных топлив [7,33].
/ — дизельное топливо; 2 — газойль; 3 — Avcat
JP5); 4—Avtur; 5 —Avtag (JP5); 6 — Avgas.
100 200 ZQO 500
m, г/моль
Рис. 9.5. Зависимость плотности
топлива в градусах API от молекулярной
массы [851.
об отношении водород/углерод, теплотворной способности и
склонности топлива к сажеобразованию. Типичные значения
плотности жидких нефтяных топлив лежат в пределах от
0,72 г/см3 для бензинов до 0,97 г/см3 для тяжелых котельных
топлив. __
Удобно полиьзоваться относительной плотностью топлива р,
которая обычно определяется отношением массы заданного
объема топлива при температуре Т\ к массе равного объема
чистой воды при температуре Г2. В качестве характерных
значений температур часто берут Т\ = 289 К и Т2 = 277 К, при
которой вода обладает наибольшей плотностью.
Зависимости относительной плотности от температуры для
некоторых типичных авиационных топлив приведены на рис. 9.4..
Топлива для газотурбинных двигателей
349
Плотность в градусах API
В США плотность топлива часто определяется в градусах
API. Она вычисляется по формуле
141,5
Papi = j
р (при 289 К/289 К)
-131,5.
Молекулярная масса
Эту характеристику топлива лучше всего определять
экспериментально. Величину молекулярной массы т можно оценить
с достаточной степенью точности по графику на рис. 9.5,
который соответствует зависимости
~_ И280
Пределы выкипания
Простые жидкости, такие, как вода, кипят и превращаются
в пар при некоторой постоянной температуре. Нефтяные
топлива, однако, представляют собой смеси многих соединений,
каждое из которых имеет
собственную температуру кипения.
Поэтому нефтяные топлива
характеризуются не
температурой кипения, а пределами
выкипания.
По стандартам ASTM
пределы выкипания определяют
нагреванием стандартной
навески испытуемого топлива в
стеклянной колбе, снабженной
термометром. Первыми
начинают кипеть наиболее летучие
составляющие. Их пары посту-
20 40 60 80
Степень испарения, %
Ю0
Рис. 9.6. Кривые разгонки ASTMD-86
для различных топлив [5].
/ — дизельное топливо № 2; 2 — Jet A, A-1;
3 —JP5; 4 — JP4, Jet В; 5 —Avgas.
пают в трубку, погруженную в
сосуд со льдом, а оттуда
сконденсировавшаяся жидкость
стекает в мерный сосуд. При
дальнейшем повышении
температуры начинают возгоняться
последующие фракции и так до образования остаточных
продуктов. Температура, при которой в мерный сосуд падает
первая жидкая капля, регистрируется в качестве начальной тем-
пературы кипения; наибольшую температуру в конце процесса
разгонки называют конечной температурой кипения. Обычно
фиксируют также температуры выкипания 10, 50 и 90 % топ-
350 Глава 9
лива. Характеристики фракционного состава и пределов
выкипания распространенных жидких топлив приведены на рис. 9.6
и 9.7.
Бензин
Jet B,JP4
JetAJP5
Дизельное №2 и котельное топлива
I
300 350 400 450 500 550 600 650
Температура, К
Рис. 9.7. Температурные диапазоны выкипания различных* нефтяных топлив
[5].
Важное значение пределов выкипания заключается в том,,
что они в значительной степени определяют физические
свойства и характеристики горения топлив, а также их
эксплуатационные характеристики.
Давление насыщенных паров
Давление насыщенного пара какой-либо жидкости — эт;о
давление, которое оказывает пар на поверхность жидкости,
имеющей заданную температуру в равновесной системе пар —
жидкость. В отношении процесса горения желательно, чтобы
давление насыщенных паров было высоким, так как при этом
обеспечивается быстрое испарение топлива в первичной зоне
горения. В других отношениях определенными преимуществами
обладают топлива с низким давлением насыщенных паров, так
как при этом снижается давление в недренируемых топливных
баках, уменьшаются потери топлива из-за испарения на
больших высотах в дренируемых баках, снижается огнеопасность.
На рис. 9.8 представлены зависимости давления
насыщенных паров от температуры для нескольких типичных сортов
керосина. Следует обратить внимание на резкое увеличение
давления насыщенных паров с ростом температуры. Этим
объясняется, почему в двигателях сверхзвуковых самолетов
используются топлива с низким давлением насыщенных паров.
Температура вспышки
Температурой вспышки называют минимальную
"температуру, при которой количество паров топлива достаточно для
образования с окружающим воздухом воспламеняющейся смеси.
Естественно, что температура вспышки непосредственно
связана с давлением насыщенных паров; чем выше это давление,
Топлива для газотурбинных двигателей
351
тем ниже температура вспышки. Для керосина температура
вспышки служит, вообще говоря, мерой его воспламеняемости,
тогда как для тяжелых топлив — характеристикой их
испаряемости. Температуру вспышки полезно также использовать для
классификации огнеопасности топлив.
Влияние температуры вспышки на выбор топлив для
авиации рассматривалось в работе [24]. На рис. 9.17 показано
изменение температуры вспышки в зависимости от
относительной плотности для нефтяных топлив.
Летучесть
Летучесть (испаряемость) топлива можно оценить по
известным значениям пределов выкипания, давлению насыщенных
паров и температуре вспышки. Повышенная летучесть
положительно влияет на характеристики горения, так как обеспечивает
600
550
500
2 3 5 Ю 20 30 50 100 200 500
Давление паров, кПа
200 250 300 350 'hOQ
Температура вспышки, К
Рис. 9.8. Влияние температуры на дав- Рис. 9.9. Взаимосвязь между лету-
ление насыщенных паров авиацион- честью и температурой вспышки [33"|.
ных топлив [32].
/— JP5; 2 — JetA, A-1; 3 — JP4, Jet В; 4-
A
более легкий запуск, увеличивает стабильность горения и
полноту сгорания топлива. Эти преимущества особенно
очевидны, когда характеристики горения лимитируются плохим
распыливанием топлива. Недостатки, связанные с
повышенной летучестью, были указаны выше, при обсуждении влияния
давления насыщенных паров, и заключаются в повышенных
потерях на испарение топлива и повышенной пожароопасности.
Взаимосвязь между летучестью (температурой выкипания
10 % топлива) и температурой вспышки показана на
рис. 9.9.
352
Глава 9
Вязкость
Вязкость зависит главным образом от химического состава
углеводородов, содержащихся в топливе [7]. Помимо влияния
на мощность насоса, потребную для прокачки топлива через
топливную систему, от вязкости зависит качество распиливания
топлива и, следовательно, скорость его испарения и горения.
Чем больше вязкость, тем ниже качество распиливания.
Современные центробежные форсунки в зависимости от
конструкции и располагаемого давления подачи обеспечивают
удовлетворительное распыливание топлива с вязкостью, достигающей
10,0
5,0
2,0
10
0,5
0,4
/
т
//
//
i
/ / /
Ч
i
// 1
'/,
/ У /
/ / /
Ч.'
/ //
'•'>'/'¦
1
260 280 300 320 3U0 360
Температура топлива, К
0,024
0,020
^0,016
Ъ"
0,072
0,008
- \
\
-
!
Р
V/ 0 75
VX/072
1ч
1 1\ \ 1 \ X
Z00 ЫЮ 500 600 100
Температура, К
Рис. 9.10. Зависимость вязкости от Рис. 9.11. Зависимость поверхност-
температуры для типичных топлив ного натяжения от температуры для
[7, 33]. углеводородных топлив различной
1 — дизельное топливо; 2 —Avcat (JP5); ПЛОТНОСТИ [32].
3—Avtur; 4—Avtag (JP4); 5—Avgas..
~15-10-6 м2/с Существенное преимущество пневматических
форсунок по сравнению с центробежными заключается в том,
что их характеристики практически не зависят от вязкости
топлива [25].
Вязкость топлив для газотурбинных двигателей сильно
зависит от температуры (рис. 9.10). Поэтому тяжелые жидкие
топлива и мазуты обычно приходится подогревать. Увеличение
вязкости топлив при понижении температуры налагает
ограничение на нижний предел температуры, при котором может быть
обеспечено удовлетворительное распыливание топлива на
режиме запуска. Отсюда косвенным образом может быть
установлена предельно допустимая величина вязкости топлива при
температуре окружающей среды (в настоящее время 12-10~6м2/с
для запуска).
Топлива для газотурбинных двигателей
353
Поверхностное натяжение
Обычно в технических условиях не указываются предельные
значения поверхностного натяжения для топлив ГТД. Однако
поверхностное натяжение оказывает существенное влияние на
мелкость распыливания топлива, поскольку как для
центробежных, так и для пневматических форсунок средний медианный
диаметр капель D32 пропорционален а0'6. Величины
поверхностного натяжения для некоторых топлив и их изменение по
температуре показаны на рис. 9.11.
Температура замерзания
Самолеты с газотурбинными двигателями наиболее
экономичны при полетах на больших высотах, где температура
окружающего воздуха может снижаться до 193 К. К счастью, для
5 9 13 17 21
Число атомов углерода
450
Рис. 9.12. Зависимость температуры Рис. 9.13. Влияние температуры за-
замерзания топлива от числа атомов мерзания топлива на температуру
углерода в молекуле [27]. конца кипения [26].
парафины; нафтены;
ароматические углеводороды.
заметного снижения температуры топлива во время полета
необходимо значительное время; кроме того, этому процессу
противодействует динамический нагрев самолета. Тем не менее при
длительном полете на большой высоте температура топлива,
как показали измерения, иногда падает до 230 К. При этом
вязкость топлива возрастает настолько, что возникают
трудности с его прокачкой и распылением. Другая проблема,
связанная с понижением температуры, заключается в выпадении
23 Зак. 761
354
Глава 9
осадка — твердых частиц углеводородов или льда, — который
может привести к засорению фильтров или системы топливо-
подачи.
Температура, при которой в процессе охлаждения топлив
появляются первые кристаллы или твердые частицы, называется
температурой кристаллизации (замерзания). В технических
условиях на авиационные топлива максимальные температуры
замерзания ограничивают, в зависимости от условий
эксплуатации, значением 227 или 215 К.
Получение топлива с удовлетворительной температурой
замерзания обычно не создает каких-либо дополнительных
проблем для процесса перегонки, если не считать возможного
уменьшения выхода топлива с приемлемыми свойствами. Однако
некоторые трудности могут возникнуть при попытке увеличить
выход топлива путем увеличения температуры конца кипения
или при перегонке некоторых особых сортов нефти. Обычно это
приводит к появлению в топливе углеводородов с большой
молекулярной массой, которые имеют, как правило, более
высокие температуры замерзания (рис. 9.12). Связь между
температурой замерзания и
температурой конца кипения показана
на рис. 9.13.
Удельная теплоемкость
В сверхзвуковых самолетах
топливо может использоваться
как поглотитель тепла от
двигателя и планера. В связи с
этим важным свойством
топлива является его удельная
теплоемкость. В этом отношении
топлива парафинового ряда,
имеющие большую удельную
теплоемкость, более
привлекательны, чем нафтеновые или
ароматические топлива [27,28].
Значения удельной теплоемкости для керосинов приведены
на рис. 9.14. Для других жидких нефтяных топлив величину
удельной теплоемкости можно с достаточной степенью точности
оценить по формуле
260 300 ЗЬО 380 U2D 460 500 540
TtK
Рис. 9.14. Зависимость теплоемкости
топлива от температуры [29].
— Avgas; 2 — JP4, Jet В; 3 — Jet A; 4 — JP5-
Рт
Удельную теплоемкость паров топлива рекомендуется
вычислять [29] по формуле
Ср = @,136 + 0,0012Гт) D - рт) кДж/(кг - К).
Топлива для газотурбинных двигателей
355
В обеих приведенных формулах рт — это относительная
плотность жидкого топлива.
Скрытая теплота испарения
Скрытая теплота испарения при средней температуре
кипения топлива может быть выражена через относительную
плотность и температуру:
L = C60 — 0,39Гт)/рт кДж/кг.
Теплопроводность
Теплопроводность жидкого нефтяного топлива может быть
определена из выражения
k = @,134 - 0,000063Гт)/рт Вт/(м • К).
СВОЙСТВА ТОПЛИВ,
ВЛИЯЮЩИЕ НА ПРОЦЕСС ГОРЕНИЯ
Наибольший интерес представляют свойства, от которых
зависят температура пламени, скорость химической реакции,
пределы устойчивого горения и склонность к образованию сажи.
Теплотворная способность
Теплотворная способность топлива является мерой тепла,
которое высвобождается при полном сгорании топлива в
стандартных условиях. Для топлив
газотурбинных двигателей
такой характеристикой является
величина низшей теплотворной
способности, поскольку она
относится к случаю полного
сгорания с образованием паров
воды Н2О и углекислого газа
СО2. Теплотворную
способность, отнесенную к массе, в
настоящее время принято
называть удельной энергией #т,
а теплотворную способность,
отнесенную к объему, —
энергоемкостью Hv. Для болынин-
Рис. 9.15. Зависимость теплотворной
способности от относительной
плотности жидких нефтяных топлив |7"|.
Б —бензины; К — керосины; Д — газойли и
дизельные топлива; М — мазуты.
ства углеводородных топлив
удельная энергия связана, как
показано на рис. 9.15, с
относительной плотностью. Как правило, самые тяжелые топлива
обладают наибольшей энергоемкостью, тогда как самые легкие
23*
356 Глава 9
топлива — наибольшей удельной энергией. Выбор авиационного
топлива зависит либо от ограничений, связанных с объемом
баков, как у истребителей, либо от допустимой общей массы
топлива, определяющей дальность полета, как у пассажирских
и транспортных самолетов.
Удельная энергия топлива целиком зависит от его
химического состава и, в частности, от отношения водород/углерод.
Было предложено несколько эмпирических формул для
определения теплоты сгорания топлива по данным о его составе.
Рагозин [30] рекомендует формулу, которая была предложена
еще Менделеевым:
Ни = 0,339 С + 1,03 Н - 0,109@ — S) - 0,025W,
где Ни — низшая теплотворная способность топлива в МДж/кг,
а С, Н, О, S и W — содержание в топливе соответственно
углерода, водорода, кислорода, серы и воды в % по массе.
Если химический состав топлива неизвестен, то
теплотворная способность может быть оценена приближенно по его
относительной плотности:
Я„ = 51,5-5,95/A,53-рт) МДж/кг.
Плотность энергии газообразных топлив обычно выражается
в МДж/м3. Поскольку количество тепла, выделяемого топливом
при сгорании в газовой горелке, зависит не только от
объемного тепловыделения, для сравнения газообразных топлив
и предварительной оценки характеристик топливной системы
часто пользуются величиной, известной под названием индекса
Уоббе W:
По существу индекс Уоббе характеризует величину энергии,
которая может быть реализована при заданной величине
отверстия для выпуска газа. Обычно нельзя допускать, чтобы
размер этот отклонялся более чем на ~ 5 % от номинальной
величины, по которой рассчитывалась система топливоподачи.
Энтальпия
Энтальпия характеризует способность топлива поглощать
тепло; она является также мерой количества тепла, которое
надо затратить, чтобы осуществить заданное изменение
температуры или состояния топлива. Энтальпийные диаграммы,
пример которых представлен на рис. 9.16, могут быть рассчитаны
для любого топлива, если для него известны скрытая теплота
парообразования, характеристики разгонки и удельные
теплоемкости. Энтальпийная диаграмма на рис. 9.16 относится к
топливу Jet А. Кривая, обозначенная «жидкость», представляет
Топлива для газотурбинных двигателей
357
1600
максимальное количество тепла, которое может воспринять
топливо, находясь в жидкой фазе. Кривая «пар» соответствует
полностью испаренному топливу. Область, расположенная
между этими двумя кривыми, соответствует неполному
испарению, тогда как область, расположенная выше кривой «пар»,
относится к перегретому пару.
В качестве примера использования энтальпийных диаграмм
рассмотрим топливо Jet А в жидкой фазе при температуре
300 К. Начальная его
энтальпия, определяемая кривой для
жидкой фазы, составляет
250 кДж/кг. Допустим, что к
топливу должна быть подведе- -j1
на энергия в количестве < 1
800 кДж/кг с тем, чтобы его,
конечная энтальпия достигла
1050 кДж/кг. Это тепло может
быть подведено несколькими
способами:
1. Топливо может
оставаться в жидкой фазе. Тогда, как
это следует из энтальпийной
кривой для жидкости, его
температура При энтальпии Рис. 9.16. Энтальпия топлива Jet Л
1050 кДж/кг достигнет 600 К. [31].
Чтобы топливо при этом
оставалось жидким, потребуется повысить давление до
ool,8 МПа.
2. Топливо может быть полностью испарено. Конечная тем-
пер'атура пара, как показывает кривая для насыщенных паров
при энтальпии 1050 кДж/кг, составит 522 К.
3. Топливо может быть испарено частично в диапазоне
температур 522—600 К, причем доля испаренного топлива будет
зависеть от температуры и давления. Например, при давлении
0,7 МПа температура частично испаренного топлива составит
567 К, а относительное количество пара в смеси с жидкостью
будет близко к 0,5. Энтальпийные диаграммы для других
керосиновых топлив приведены в [32].
Температура самовоспламенения
Важным фактором, влияющим на огнеопасность и взрыво-
опасность самолета, является склонность топлива к
самовоспламенению. При авиационных авариях пожары возникают
обычно из-за воспламенения топлива при соприкосновении его
с горячими частями летательного аппарата, особенно теми,
которые расположены вблизи двигателей. Эта проблема особенно
358
Глава 9
важна для высокоскоростных самолетов в связи с
динамическим нагревом конструкции. На высотах > 11 км при М ~ 2,7
температура передней кромки крыла превышает температуру
самовоспламенения топлива 7V
Температура самовоспламенения топлива зависит в
значительной степени от его молекулярной структуры, поскольку
окислительные реакции, приводящие к самовоспламенению,
начинаются только после разрыва химических связей,
обусловленного термическим возбуждением атомов. Отсюда следует, что
700
600
,500
400
30Q
1\
\ Самовоспламеняющиеся
топлива
\
Бензины Газойли
Керосины
Мазуты
Дизельные
топлива
Огнеопасные
топлива
0,7
0,8
0,9
Ifl
Рис. 9.17. Зависимость температуры воспламенения от плотности нефтяных
топлив [86].
температура вспышки; температура самовоспламенения.
более низкой температурой 7\- обладают топлива с большей
относительной плотностью, молекулы которых менее компактны
и в большей степени подвержены разрыву [7]. Парафины
с прямой цепью воспламеняются легче, чем разветвленные
парафины или циклопарафины с тем же числом атомов углерода.
Сильно разветвленные соединения и ароматические углеводо-
рсды наименее склонны к самовоспламенению.
Температура самовоспламенения 7\- обычно определяется
путем впрыскивания небольшого количества топлива в
нагретый тигель или колбу и измерения времени задержки
воспламенения. Такое испытание повторяется при более низких
температурах (и дает соответствующее увеличение задержки
воспламенения) до тех пор, пока не будет найдена минимальная
температура воспламенения [7]. Типичные результаты
показаны на рис. 9.17.
Для углеводородных топлив 7\-, как правило, увеличивается
при снижении давления. Исследования, проведенные на топливе
JP4, показали [34], что снижение давления на 1/3 по сравне-
Топлива для газотурбинных двигателей 359
нию с исходным приводит к увеличению температуры самовос-
лламенения в 2 раза.
Проводились исследования влияния присадок на
температуру самовоспламенения авиационных топлив. По данным
работы [35], в которой исследовался ряд присадок, наиболее
эффективным оказался тетраэтилсвинец. При концентрации
~0,7 мл/л эта присадка позволяет увеличить минимальное
давление, необходимое для самовоспламенения, от 27,6 до
40,7 кПа. Среди присадок, исследованных фирмой «Боинг»
[36], наиболее многообещающим оказался тетраизопропилтита-
нат. Несмотря на многочисленные исследования, до настоящего
времени не удалось найти оптимальной присадки к
авиационному топливу, которая при малой концентрации позволила бы
существенно повысить температуру воспламенения.
Пределы распространения пламени
Горючие газы и пары могут гореть в воздухе лишь в строго
определенных концентрационных пределах. В области
концентраций, ограниченной этими пределами, пламя может
распространяться на любое расстояние от источника поджигания.
Принято различать «богатый» и «бедный» пределы распространения
пламени, которые соответствуют максимальной и
минимальной концентрации топлива, обеспечивающей
распространение пламени. «Бедный» предел распространения пламени тесно
связан с температурой вспышки. Для топлив типа керосина
предельные для распространения пламени значения отношения
топливо/воздух х при комнатной температуре находятся между
~0,035 и 0,28 (по массе); точное значение зависит от размеров
и формы объема парового пространства в топливном баке.
В работе [78] приведены концентрационные пределы для
смесей других топлив с воздухом при стандартных значениях
температуры и давления.
Установлено [32], что при концентрациях, соответствующих
«бедному» пределу, все углеводороды выделяют при сгорании
топливовоздушной смеси приблизительно одно и то же
количество тепла на единицу объема. Исходя из этого, концентрацию
топлива в смеси, соответствующую «бедному» пределу при
нормальном атмосферном давлении, можно определить по формуле
L = 4350/(#ы • т),
где L — концентрация топлива на «бедном» пределе в % по
объему, т — молекулярная масса, а величина Ни берется
в Мдж/кг.
Пределы распространения пламени несильно зависят от
давления, за исключением области очень низких давлений; с
увеличением давления пределы обычно несколько расширяются.
360 Глава 9
Влияние температуры проявляется более четко. При низких
температурах топливо может образовать недостаточное
количество пара, так что его концентрация в смеси будет ниже
«бедного» предела воспламеняемости. При высоких
температурах вследствие образования избыточного количества пара
его концентрация в смеси может оказаться большей, чем на
пределе воспламеняемости для богатых смесей. Таким образом,
смеси, в которых может распространяться пламя, образуются
только в определенном диапазоне температур. Для обычного
керосина и типичного топлива широкой фракции JP4
температурные пределы распространения пламени на уровне моря
составляют соответственно от 254 до 288 К и от 316 до 338 К.
Испарение топлива усиливается на больших высотах,
поэтому в высотных условиях воспламеняющиеся смеси
образуются при значительно более низких температурах, чем на
земле.
Склонность к сажеобразованию
Точка дымления. Влияние типа топлива и его состава на
образование сажи рассматривается в гл. 11. Вероятно, наиболее
широко используемым параметром, характеризующим
склонность топлива к образованию сажи, является точка дымления.
Этот параметр определяется экспериментально при сжигании
испытуемого топлива в специальной фитильной лампе,
позволяющей постепенно увеличивать высоту пламени и доводить ее
до величины, при которой в нем появляется дым.
Максимальную высоту некоптящего пламени (в мм) называют точкой
дымления; чем больше эта высота, тем меньше склонность
топлива к сажеобразованию. Считается, что для авиационных топ-
лив высота некоптящего пламени должна быть не меньше
20 мм.
Несмотря на то что точка дымления не относится к
фундаментальным свойствам топлива, параметр этот является
достаточно надежным показателем склонности топлива к
сажеобразованию. В работе [37] оценивалось влияние молекулярной
структуры топлива на образование сажи; опыты проводились
в камере сгорания при высоких давлениях и в широком
диапазоне изменения начальных условий. Полученные результаты
(рис. 9.18) указывают на хорошую корреляцию между
излучением пламени и значениями высоты некоптящего пламени.
Представленный на этом рисунке средний параметр излучения
R определялся как отношение
q Излучение пламени испытуемого топлива
^ Излучение пламени исходного топлива
В качестве исходного было принято топливо Jet A.
Топлива для газотурбинных двигателей
361
Важно отметить, что исследбванные в этих опытах топлива
почти не отличались друг от друга по содержанию водорода.
Отсюда следует, что видимое на рис. 9.18 различие топлив по
склонности к образованию сажи нельзя увязать только с
содержанием в них водорода. В работе [37] оно объясняется
различием в содержании полициклических ароматических
углеводородов. Приведенные результаты указывают на то, что
высота некоптящего пламени является, по-видимому, более
представительным параметром, характеризующим склонность
топлива к образованию сажи, чем
содержание водорода.
Люминометрическое число.
Этот показатель
определяется с помощью
модифицированной фитильной лампы,
снабженной термопарами для
измерения начальной температуры
смеси и температуры газа за
пламенем, а также
устройством для измерения излуче- ">~ю . /5 20
ния пламени в желто-зеленой Высота некоптщего пламвни, мм
полосе ВИДИМОГО спектра [7]. рис. 9.18. Зависимость среднего пара-
ПрИ некотором нормированном метра излучения пламени от высоты
уровне излучения определяется некоптящего пламени [37].
повышение температуры AT
в пламени испытуемого топлива и сравнивается с
соответствующими величинами для изооктана и тетралина, которым
приписываются значения 100 и 0 соответственно.
Люминометрическое число испытуемого топлива определяется из
соотношения
л. ч. = 1оо*Гисп~~АГтетрал
юокт — 1Л1 тетрал
Понятие о люминометрическом числе было введено в конце
50-х гг. в надежде на то, что оно позволит с большей точностью
определять характеристики излучения топлив, чем точка
дымления. Эти ожидания, однако, оправдались лишь частично,
в связи с чем описанные метод испытаний и прибор в настоящее
время не применяются.
Индекс дымления и летучести. Этому индексу иногда отдают
предпочтение по сравнению с высотой некоптящего пламени.
Он определяется из выражения
SVI = В + 0,42С,
где в — точка дымления в мм, а С — доля фракций,
выкипающих до 478 К, выраженная в об. %.
362 Глава 9
ОБЫЧНЫЕ ЖИДКИЕ ТОПЛИВА
Жидкие нефтяные топлива существенно различаются по
своим физическим и химическим свойствам; их торговые
названия часто зависят от назначения, например печное топливо,
флотское дизельное топливо, легкое котельное топливо. Однако
применительно к газотурбинным двигателям все жидкие
нефтяные топлива можно подразделить в широком смысле на
действительно дистиллятные и золообразующие топлива [13]. Дис-
тиллятные топлива почти не содержат золообразующих
соединений и могут быть использованы сразу же после разгонки при
условии правильного с ними обращения при хранении,
транспортировке и перекачивании. Золообразующие топлива содержат
значительное количество золообразующих соединений, и
применение таких топлив в газотурбинных двигателях возможно
лишь после проведения сложных процессов их предварительной
очистки.
Процесс разгонки нефти по самой своей природе не
позволяет получать продукты со строго детерминированными
свойствами. Поэтому установить различие между близкими сортами
топлив можно лишь условно, основываясь в большей степени
на особенностях их применения, чем на фактическом различии
физических и химических свойств. Приведенная ниже
классификация топлив базируется на рекомендациях работы [12].
Легкие дистиллятные топлива
Бензины. Бензины (включая лигроин)—это отличные
высокоэнергетические жидкие топлива. Однако вследствие малой
вязкости им свойственна плохая смазывающая способность,
а из-за низкой температуры вспышки и высокой летучести
они требуют особого внимания в отношении мер безопасности.
Типичные для авиационных бензинов температуры разгонки
находятся в диапазоне 300—450 К. К авиационным бензинам
относятся топлива Avgas, JP4 и Jet В.
Керосины. Керосины состоят из очищенных углеводородов,
полученных при разгонке сырой нефти или из их смесей с
подходящими по свойствам продуктами крекинга. От бензинов они
отличаются более высокими температурами кипения, большей
относительной плотностью, лучшей смазывающей способностью,
более низким давлением насыщенных паров и, следовательно,
меньшими потерями массы, обусловленными испарением
топлива на больших высотах. К керосинам относятся обычные
авиационные топлива, такие, как Jet A, JP5 (с высокой
температурой вспышки), а также дизельное топливо 1-D.
Легкие дистилляты. Эти широко доступные топлива хорошо
распыливаются и горят. К ним относят (по британской класси-
Топлива для газотурбинных двигателей 363
фикации) газотурбинное топливо № 2-QT, топливо № 2,
дизельное топливо и флотский газойль.
Дизельные топлива. Дизельные топлива близки по
характеристикам к легким дистиллятам, однако к ним предъявляется
дополнительное, специфическое для дизелей требование по
величине цетанового числа. Типичным для этой группы является
дизельное топливо 2-D [12].
Тяжелые дистилляты
Эти топлива часто являются побочным продуктом перегонки
и имеют ограниченное и местное применение. Они не содержат
никаких золообразующих соединений, однако распыливаются
лишь с большим трудом; для осуществления их перекачки
может потребоваться предварительный нагрев из-за высокой тем-
лературы застывания.
Топлива, содержащие золообразующие соединения
Топлива, содержащие большие количества золообразующих
компонентов, относятся к группе самых тяжелых и наиболее
дешевых сортов топлива. Ими являются сырая нефть, смеси
и мазуты.
Сырые нефти. Сырые нефти в зависимости от места
образования и залегания существенно отличаются друг от друга по
своим физическим свойствам, наличию в них металлосодержа-
щих примесей, зольных компонентов, серы и смол [7]. У многих
нефтей, содержащих легко испаряющиеся фракции,
температура вспышки не превышает 323 К.
Смеси тяжелых дистиллятов. К ним относятся смеси
нефтяных дистиллятов с небольшими количествами остаточных
продуктов перегонки нефти. Содержание ванадия в них не
превышает 5 • 10—4 % по массе. Эти топлива отличаются относительно
высоким содержанием смол, и поэтому для их прокачки и
фильтрации может потребоваться предварительный подогрев. Такими
топливами являются газотурбинное 3-GT, дизельное 4-D и
флотское дизельное топлива.
Смеси остаточных продуктов. Эти топлива по своим
свойствам располагаются между смесями тяжелых дистиллятов
и тяжелыми остаточными топливами. Они образуются путем
смешения топливных компонентов, обеспечивающих получение
максимального удельного содержания серы. Для них
характерно чрезвычайно высокое содержание ванадия, составляющее
обычно от 5-10~4 % до 1О-2О/о по массе. К этим смесям относятся
легкие мазуты и легкое котельное топливо.
Тяжелые остаточные топлива. Как указывает само
название, к этим топливам относится все, что остается после завер-
364
Глава 9
шения процессов разгонки. Вследствие этого тяжелые
остаточные топлива содержат все зольные компоненты исходного
нефтяного сырья, а также нежелательные вещества, попадающие
в него в процессе переработки нефти [12]. Топлива этой
категории совершенно непригодны для авиации вследствие их
высокой вязкости и большого содержания асфальтенов, серы,
Таблица 9.1 Некоторые свойства жидких нефтяных топлив [7, 12]
Свойства
Относительная
плотность при 311 К
Вязкость при 311 К,
Ю-6 м2/с
Температура вспышки, К
Температура застывания,
К
Низшая теплотворная
способность, МДж/кг
Сера, мас.%
Азот, мас.% <
Водород, мас.%
Зола (в поставляемом
топливе), 10~
(массовая доля)
Зола (ингибированная),
10" (массовая доля)
Загрязнение следами
металлов (до очистки,
массовая доля)
Натрий и калий, 10~
Ванадий, 10~"
Свинец, 10~
Кальций, 10~
Дистилляты
керосин
0,793
1,4
311—344
228
42,8
0,01—0,1
0,002-0,01
12,8-14,5
1—5
—
0—0,5
0-0,1
0-0,5
0-1
дистиллят
№ 2
0,82-0,88
2—4
339—367
253—273
42—43
0,1-0,8
0,005-0,06
12,2-13,2
2—50
—
0-1
0—0,1
0—1
0-2
Зольные
смеси
и сырые
нефти
0,80-0,92
2-100
283-367
263-318
42-43
0,2—3
0,06—0,2
12,0—13,2
25—200
25—250
1-100
0,1—80
0-1
0—10
топлива
мазуты
0,92—1,05
100-1800
353—403
263—308
40—41
0,5—4
0,05—0,9
10—12,5
100—1000
100—7000
1-350
5—400
0—25
0—50
ванадия и натрия. Однако после некоторой обработки и
нагрева, предназначенного для облегчения процессов прокачки
и фильтрации, они могут быть использованы в крупных
стационарных газотурбинных установках. Основные свойства всех
описанных выше категорий жидких топлив представлены
в табл. 9.1.
ОБЫЧНЫЕ ГАЗООБРАЗНЫЕ ТОПЛИВА
Самым распространенным газообразным топливом для
газотурбинных двигателей является природный газ. Однако сни-
Топлива для газотурбинных двигателей 365
жение добычи природного газа вызвало интерес к другим топ-
ливам, включая побочные продукты промышленного
производства, например коксовый газ, а также низкокалорийные газы,
получаемые при переработке кокса и масел. Большинство
природных газов обладает высокой калорийностью, тогда как
калорийность газообразных продуктов промышленного производства
изменяется от умеренного до низкого уровня. К преимуществам
газообразных топлив относятся их термическая стабильность
и отсутствие сажи и золы в продуктах сгорания.
Природный газ
Природный газ состоит в основном из метана и небольших
количеств других газообразных углеводородов, таких, как
бутан, этан и пропан. Некоторые виды природного газа содержат
до 15 % азота и углекислого газа. Если содержание серы
в природном газе пренебрежимо мало, то такой газ называют
«сладким». При значительном содержании сероуглерода газ
называют «кислым». Такой газ перед сжиганием должен
проходить очистку.
Каменноугольный газ
Каменноугольный газ получают путем карбонизации
битуминозных углей в газовых ретортах или коксовых печах. Состав
и калорийность этого газа зависят от вида угля и температуры
карбонизации. Топлива, обладающие высокой калорийностью,
обычно богаты водородом и метаном; содержание азота в них
не превышает 11 %. В низкокалорийных каменноугольных
газах, однако, содержание азота может достигать 55 %
[7, 12].
Основным загрязняющим компонентом является сера. Сама
по себе сера может быть и безвредной, но если в газе
обнаруживаются следы металлических соединений, особенно
соединений натрия и калия, то в сочетании с серой они могут вызвать
коррозию лопаток турбины.
Коксовый газ
Это газообразное топливо содержит большое количество
водорода и метана и обладает высокой энергетической
плотностью—от 20 до 24 МДж/м3. Обычно для удаления из него
твердых частиц требуется скрубберная очистка. Поскольку
коксовый газ производится, как правило, при атмосферном
давлении, проблема подачи его под давлением в газотурбинный
двигатель требует специального рассмотрения.
366
Глава 9
Другие горючие газы
Генераторный газ, получаемый при неполном сгорании угля
или кокса в воздухе, обладает очень низкой энергетической
плотностью, лежащей в пределах от 4,5 до 5,2 МДж/м3. Еще
более низкую калорийность (~3,7 МДж/м3) имеет доменный
газ, который в больших количествах получается на
металлургических заводах. В связи с низким энергосодержанием его
Таблица 9.2 Некоторые свойства обычных газообразных топлив
Свойства
Энергетическая
плотность,
МДж/м3
Относительная
плотность (для
воздуха 1)
Состав, об.%
Метан
Другие
углеводороды
Водород
Окись углерода
Азот
Двуокись
углерода
Природный
газ
35—43
0,58—0,72
75—97
2—20
1-16
од
каменноугольный
газ
калорийный)
4.1—6,1
0,80—0,92
0,5-4,5
12-16
2—32
30—55
0,5—10
калорийный)
19—26
0,41—0,48
20—35
2—4
40-55
5-15
4-11
2—4
ТС Г% \Г С* f\ R 1Л ЙГ
газ
20—24
0,40-0,45
28-32
2-4
50-55
5-7
1-6
2-3
Доменный
газ
3,4—3,7
0,95—1,05
1-4
25—30
55—60
8—16
Генераторный
газ
4,5—5,2
0,86
1,2
16,5
24
50,8
7,5
нельзя считать подходящим топливом для газотурбинных
двигателей.
Вероятно, наиболее важное различие между газообразными
и жидкими топливами состоит в том, что первые
характеризуются чрезвычайно широким, по сравнению с жидкими
топливами, диапазоном изменения энергетической плотности.
Большинство газообразных топлив может быть использовано в
стационарных двигателях при условии соответствующего
изменения систем топливоподачи и регулирования турбины.
Применение газообразных топлив с очень низкой энергетической
плотностью, меньшей ~6 МДж/м3, создает особую проблему,
вызванную необходимостью для поддержания горения подавать
большие объемы газа; кроме того, вследствие малой скорости
распространения пламени в смесях таких топлив с воздухом
возможно возникновение нестабильного горения. Известно тем
не менее, что газотурбинные двигатели успешно эксплуатирова-
Топлива для газотурбинных двигателей 367
лись на газообразных топливах с энергетической плотностью,
не превышающей 4,1 МДж/м3 [38].
Основные свойства газообразных топлив для газотурбинных
двигателей даны в табл. 9.2.
ТЕХНИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ НА ЖИДКИЕ ТОПЛИВА
Спроектировать стационарный газотурбинный двигатель,
который работал бы практически на любом углеводородном
топливе, не представляет особого труда. Однако в авиации число
пригодных для использования сортов существенно сужается,
что обусловлено низкими температурами и давлениями на
больших высотах. Легкие дистилляты не годятся, так как они
застывают при низкой температуре. Исключается также
применение лигроинов в связи с большими потерями на испарение
при низких давлениях. По этой причине в большинстве
реактивных самолетов используются только два вида топлива —
керосин, получаемый из осветительного керосина, и бензин
широкой фракции, который получают из доступных сортов
нефти '[39].
Широкое распространение получили технические условия
на авиационные топлива, выпущенные британским
министерством обороны (DERD) и министерством обороны США (US-
MIL). Иногда упоминаются аналогичные технические условия,
выпущенные ASTM, Международной ассоциацией гражданской
авиации (IATA), различными двигателестроительными фирмами,
авиакомпаниями и правительствами разных стран. Все эти
многочисленные ТУ и ТТ, по существу, идентичны основным
британским и американским техническим условиям на
реактивное топливо для военной авиации и отличаются от них только
видами разрешенных присадок [40].
Как уже отмечалось, технические условия на реактивное
топливо были разработаны военными организациями в
сотрудничестве с представителями гражданской авиации и двигателе-
строительной промышленности. Хотя разработка газотурбинных
топлив в США и Великобритании вначале проводилась в
несколько разных направлениях, с годами технические условия
и требования стали все более сближаться, главным образом
в интересах военной унификации. Наиболее распространенный
в настоящее время сорт керосина, соответствующий британским
ТУ DERD2494 (Avtur), имеет температуру замерзания 226 К.
Эквивалент этого топлива в США —Jet A-1 (ТУ ASTMD 1655).
В прошлом почти на всех самолетах военной авиации США
и западноевропейских стран применялось топливо JP4, что
объяснялось его широкой доступностью. В настоящее время,
однако, для снижения огне- и взрывоояасности на большинстве
368
Глава 9
Таблица 9.3 Характерные требования технических условий
на авиационные газотурбинные топлива
Требование
Вид топлива
бензин
широкой
фракции
керосин
керосин
с высокой
температурой
вспышки
Обозначение
Англия, военная авиация
США, военная авиация
США, гражданская авиация
Кислотность, мг КОН/г (макс.)
Ароматические углеводороды, об. %
(макс.)
Олефины, об.% (макс.)
Сера, мас.% (макс.)
Фракционный состав
Температура выкипания 10 %, К
(макс.)
Конец кипения, К (макс.)
Давление паров при 311 К (по
Рейду), кПа (мин.)
То же (макс.)
Температура вспышки, К (мин.)
Плотность при 288 К, кг/л (мин.)
То же (макс.)
Температура кристаллизации, К
(макс.)
Вязкость при 253 К, Ю м2/с
(макс.)
Низшая теплотворная способность,
МДж/кг (мин.)
Высота некоптящего пламени, мм
(мин.)
Нафталины, об.% (макс.)
Проба на коррозию медной
пластинки, категория (макс.)
Термическая стабильность, мм рт.
ст. (макс.)
Смолы, мг/100 мл (макс.)
Взаимодействие с водой
Скорость установления
поверхности раздела фаз, категория
(макс.)
Сепарация, категория (макс.)
WSIM1* (мин.)
» (макс.)
Avtag
JP4
JetB
0,015
25
5,0
0,30
543
14
21
0,751
0,802
215
42,8
21
1
25,0
7
Xb)
2
70 а)
85 *>
Avtur
JetA,
JetA-1
0,015
22
5,0
0,30
478
573
311
0,775
0,830
226
8
42,8
20
3,0
1
25,0
7
lw
2
70 a)
85 *>
Avcat
JP5
0,015
25
5,0
0,30
478
573
333
0,788
0,845
227
8,8
42,6
20
1
25,0
7
2
70 c)
85 rf>
Топлива для газотурбинных двигателей
369
Продолжение табл. 9.3
Требование
Электропроводность а), пСм/м
» (мин.)
» (макс.)
Вид топлива
бензин
широкой
фракции
50
450
керосин
50
450
керосин
с высокой
температурой
вспышки
a) С присадкой, увеличивающей электропроводность.
b) Без присадки, увеличивающей элктропроводность.
c) С присадкой, снижающей коррозионную активность и улучшающей
смазывающую способность.
d) Без присадки, снижающей коррозионную активность и улучшающей
смазывающую способность.
1) Модифицированный индекс водной сепарации. — Прим. перев.
военных самолетов применяется керосин. Британским
эквивалентом топливу JP4 является топливо Avtag (ТУ DERD2486).
Топливо JP5 с высокой температурой вспышки,
предназначенное для морской авианосной авиации, соответствует
топливу Avtag (ТУ DERD2498). Американское топливо JP6 очень
близко к JetA-1, но обладает более высокой
термостабильностью и более низким давлением насыщенных паров. Это
топливо больше всего подходит для самолетов сверхзвуковой
авиации. Технические условия для наиболее распространенных
авиационных топлйв приведены в табл. 9.3. Приблизительное
соответствие технических условий США и Великобритании
представлено в табл. 9.4.
При выборе топлива для авиационных газотурбинных
двигателей в основном руководствуются требованиями к топливной
системе и характеристикам горения на больших высотах. Для
судовых и стационарных двигателей главными, однако,
являются вопросы стоимости топлива и обслуживания. В связи
с этим следует напомнить, что дешевым является то топливо,
которое в данное время и в данном месте имеется в избытке.
Обычно к ним относят мазуты и спутные газы. В некоторых
случаях приходится принимать компромиссные решения;
например, для автомобильного газотурбинного двигателя газойль
предпочтительнее мазута, так как использование такого
тяжелого топлива, как мазут, неизбежно приводит к усложнению
топливной аппаратуры. Поскольку топлива для промышленных
установок должны быть дешевыми, в них часто содержатся
24 Зак. 761
370
Глава 9
большие количества загрязняющих включений. Условия
хранения и транспортировки топлива, а также обслуживания
топливных систем в промышленности не соответствуют
требованиям авиационных стандартов, поэтому попадание в эти жидкие
топлива воды, солей и песка можно считать обычным
явлением. В связи с этим для подготовки обычных тяжелых топлив
к использованию в авиационных газотурбинных двигателях
Таблица 9.4 Приблизительное соответствие технических условий
США и Англии на некоторые топлива
Сорт топлива
Бензин (Avgas)
Бензин широкой фракции (Avtag)
Керосин (Avtur)
Керосин с высокой температурой вспышки
(Avcat)
Керосин термостабильный (М-3)
Керосин, термостабильный (М-3—4)
Топливо высокой плотности (смесь «шелл-
дайн»)
Англия
DERD
DERD
DERD
DERD
2485
2486
2494
2498
США
MIL-G-5572E
JP4
ASTMTHnA-l(JP8)
JP5
JP6
JP7
JP9
обычно требуется проведение ряда предварительных операций
[14], таких, как
1) промывка — для удаления следов металлов (натрия и калия)
и неорганических твердых включений;
2) добавление магниевых соединений — для нейтрализации
ванадия в топливе;
3) фильтрация — для удаления твердых окислов, силикатов и
других соединений, которые могут вызвать засорение
топливных насосов, клапанов и форсунок.
ТОПЛИВА ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
При выборе топлив для авиационных газотурбинных
двигателей необходимо учитывать широкий диапазон давлений и
температур, при которых эксплуатируются самолеты. На высоте
12 км давление окружающей среды в 4 раза ниже, чем на
уровне моря. В некоторых чрезвычайных условиях температура
воздуха на высоте может падать до 193 К [26], тогда как
в тропических условиях у земли или при полетах со
сверхзвуковыми скоростями температуры могут быть очень высокими.
Проблемы, связанные с возможным пребыванием топлива при
столь разнообразных условиях, подробно рассмотрены в
работах [26, 10,7,30].
Топлива для газотурбинных двигателей
37t
Влияние уменьшения атмосферного давления
Выделение растворенного воздуха. Все углеводородные
топлива содержат в растворенном виде воздух. Количество
растворенного в топливе воздуха пропорционально парциальному
давлению воздуха, т. е. разности между атмосферным
давлением и давлением насыщенных паров топлива [26]. При
уменьшении атмосферного давления снижается растворимость
воздуха в топливе (зависимость растворимости воздуха в керосине
8 12 16 20
Растворимость воздуха, об. %
24
Рис. 9.19. Влияние высоты полета на растворимость воздуха в топливе [37].
от высоты полета показана на рис. 9.19). Таким образом, по
мере набора самолетом высоты растворенный в топливе
воздух начинает выделяться и через дренажные клапаны
топливных баков вытекать в атмосферу, унося с собой пары топлива.
При использовании керосинов потери эти незначительны, и ими
вполне можно пренебречь. Кроме того, в современных
самолетных системах устанавливаются подкачивающие помпы,
благодаря которым воздух выделяется только в баках, а не в
топливной системе, где возможно образование из-за этого
«паровых пробок». При некоторых условиях, однако, раствор воздуха
в топливе может стать пересыщенным. В этом случае
избыточное количество воздуха может выделиться внезапно, например
в момент запуска подкачивающей помпы [26, 43], когда
возникает интенсивное турбулентное перемешивание топлива
в баках.
Кипение топлива. При постепенном увеличении высоты
полета в некоторый момент времени давление насыщенных паров
топлива становится равным атмосферному (рис. 9.8), и топливо
начинает кипеть. До наступления этого момента потери топлива
из-за испарения обычно пренебрежимо малы, однако при
кипении они могут стать значительными [26, 30]. Самолет,
24*
372 Глава 9
заправленный бензином, при полете на высоте 12 км может
потерять из-за испарения до 10 % запаса топлива. Другая
проблема, связанная с кипением топлива, состоит в том, что
образующиеся пары могут прервать подачу топлива в двигатель.
Очевидно, что во избежание образования паровых пробок
и потерь на испарение желательно использовать топлива с
низким давлением паров. Другая возможность заключается в
наддуве топливных баков. В большинстве гражданских самолетов
давление в топливных баках поддерживается на том же
повышенном уровне, что и внутри самолета.
Влияние понижения температуры
Ранее уже упоминалось, что при охлаждении топлива до
температуры ниже 273 К в нем появляются кристаллики льда.
При дальнейшем охлаждении и достижении температуры
кристаллизации в топливе начинают образовываться кристаллики
парафина. Главной проблемой, связанной с образованием обоих
видов кристаллов, является засорение топливных фильтров.
В какой-то мере этого можно избежать подбором
соответствующих материалов для фильтров. Другой подход к решению
проблемы засорения фильтров льдом заключается в
предотвращении самого процесса образования кристаллов льда. Этого
можно достичь введением в топливо присадок антифриза,
снижающего точку замерзания свободной воды до температуры,
которая была бы ниже самой низкой температуры топлива
в полете.
Влияние повышения температуры
При полете на больших сверхзвуковых скоростях
температура жидкого топлива в баках постепенно повышается, что
обусловлено динамическим нагревом планера самолета и
передачей тепла от него к уменьшающейся с течением времени
массе топлива. Кроме того, топливо нагревается также в
теплообменниках для охлаждения масла и гидросмеси и, в еще
большей степени, в топливном насосе. Вследствие этого
температура топлива, поступающего в камеру сгорания, может
повыситься при полетных числах М, равных 2,2 и 3, до 473 и 533 К
соответственно [43]. При уменьшении расхода топлива,
необходимого, например, для перехода на режим снижения
самолета, температура топлива в топливной системе резко
возрастает вследствие теплопередачи от конструкции двигателя.
Проблемы, связанные с повышением температуры топлива,
были рассмотрены в работах [2, 28, 41, 44]. Основная
трудность при этом, как указывалось ранее, состоит в образовании
смол и других нерастворимых твердых включений и отложении
Топлива для газотурбинных двигателей 373
этих веществ на рабочих поверхностях теплообменников, а
также в фильтрах и топливных форсунках. Керосины с большим
содержанием парафинов, которые применяются в настоящее
время в качестве реактивных топлив, обладают относительно
высокой стабильностью. Однако следы неуглеводородных
соединений в топливе могут оказаться менее устойчивыми и
образовывать отложения. Некоторые ароматические соединения я
высококипящие фракции также недостаточно устойчивы,
поэтому предполагаемое в будущем повышение допустимого
содержания ароматических углеводородов и температур кипения
может существенно обострить проблемы, связанные с
термостабильностью топлив. Если, как это ожидается в настоящее
время, содержание ароматических углеводородов возрастет до
35%, то это может потребовать существенных изменений
в конструкции планера, двигателя и системы регулирования
подачи топлива.
Требования к авиационному топливу
Техническими условиями на топлива для авиационных ГТД
предъявляются значительно более жесткие требования, чем для
газотурбинных двигателей других типов. Основные требования,,
учитывающие особенности самолета, топливной системы
двигателя и камеры сгорания, приводятся ниже.
Самолет. К топливам, используемым на самолете,
предъявляются следующие требования:
1. Низкая стоимость и широкая доступность.
2. Низкая пожароопасность, т. е. низкое давление паровг
ма^ая летучесть, высокая температура вспышки и высокая
электропроводность, при которой снижаются возможности
накопления статического электрического заряда в процессе
заправки топливом.
3. Высокая теплотворная способность, обеспечивающая
максимальную дальность полета или максимальную полезную
нагрузку. В зависимости от того, какие ограничения налагаются
на самолет — по массе или объему, — теплотворную способность
при проектных оценках относят либо к единице массы, либо
к единице объема.
4. Высокая термостабильность, препятствующая засорению
фильтров и образованию отложений на клапанах, регуляторах
и других элементах топливной системы.
5. Низкое давление насыщенных паров, что обеспечивает
снижение до минимума потерь на испарение при полетах на
больших высотах.
6. Большая удельная теплоемкость, что обеспечивает
эффективное поглощение тепла на высокоскоростных
самолетах.
374 Глава 9
Топливная система двигателя. Для обеспечения нормальной
работы топливной системы важны следующие характеристики
авиационных топлив:
1. Хорошая прокачиваемость. Это значит, что они должны
всегда находиться в жидком состоянии и с малым
сопротивлением подаваться по магистралям к форсункам. По существу
это требование низкой вязкости.
2. Отсутствие склонности к образованию засоряющих
фильтры твердых веществ, в том числе кристаллов льда и
парафинов. Образование льда устраняется добавлением присадок или
нагревом топлива. Образование твердых парафинов связано
с низкой термостабильностью топлива и наличием в нем смоло-
образующих веществ.
3. Низкое давление насыщенных паров, что уменьшает
вероятность образования паровых пробок.
4. Хорошие смазывающие свойства, что уменьшает до
минимума износ топливных насосов. Эти свойства обеспечиваются
либо наличием, либо добавлением в топливо высокополярных
соединений (см. раздел, посвященный смазывающим свойствам
топлив).
Камера сгорания. Применительно к камерам сгорания
от авиационных топлив требуются следующие
характеристики:
1. Отсутствие загрязняющих включений, которые вызывают
засорение узких каналов в топливных форсунках.
2. Хорошая способность к распыливанию, которая
определяется в основном вязкостью.
3. Хорошая испаряемость в условиях камеры сгорания.
Интенсивность испарения зависит от летучести топлива и от
мелкости распыливания, которая определяет суммарную величину
поверхности распыленного топлива. Максимальная скорость
испарения свойственна топливам с малой вязкостью и высокой
летучестью.
4. Минимальная склонность к образованию углерода, что
обеспечивает низкий уровень излучения пламени и отсутствие
нагара на поверхностях и дыма в выхлопных газах (более
подробно этот вопрос рассматривается в гл. 11).
Рабочие характеристики современных авиационных камер
сгорания почти не зависят от свойств применяемого топлива.
Вероятно, единственным исключением, когда свойства топлива
становятся существенными, является режим повторного запуска
после срыва пламени на большой высоте. На этом режиме
качество распыливания, вообще говоря, несколько снижается,
и поэтому малая вязкость и высокая летучесть топлива
становятся весьма благоприятными факторами, способствующими
-лучшему воспламенению и повышению полноты сгорания
топлива.
Топлива для газотурбинных двигателей 375
Современное поколение турбореактивных двигателей
является результатом 30-летних конструкторских разработок
и исследований. В течение этого периода конструкторы
самолетов и двигателей могли предъявлять весьма жесткие
требования к свойствам топлив, а нефтеперерабатывающая
промышленность имела возможность эти требования удовлетворять. Однако
произошедшее в последнее время повышение стоимости
топлива и быстрое истощение источников нефти, несомненно,
приведут к тому, что авиационной промышленности придется
смягчить свои требования и согласиться с расширением
фракционного состава-используемых топлив и со снижением их качества.
Безопасные топлива
Одной из главных опасностей в авиации является
возможность возникновения пожара при аварийном приземлении.
Топливо, вытекающее из поврежденных баков, может
воспламениться от искры, возникшей вследствие трения, от горячих:
поверхностей или открытых пламен. Образовавшийся очаг
горения при этом быстро распространяется по всем зонам, в
которых величины отношения топливный пар/воздух находятся
в пределах области воспламеняемости. Один из методов
снижения опасности возникновения пожара заключается в
применении загущенных топлив, которые медленнее растекаются и
обладают меньшей летучестью, чем обычные жидкие топлива.
При повреждении бака с загущенным топливом резко
снижается как скорость растекания топлива, так и скорость
образования воспламеняющихся аэрозолей. Это позволяет
увеличить период времени, в течение которого может быть
произведена эвакуация пассажиров [45—50].
Загущенные топлива получают либо добавлением гелеобра-
зующих веществ, либо эмульгированием. Гелеобразные топлива,
их химические и реологические свойства рассмотрены в работе
[51]. Углеводородные топлива могут быть превращены в гели
с помощью ряда агентов, к числу которых относятся, например,
пиролитическая окись кремния, ацетиленовая сажа и
металлические соли некоторых органических кислот. Время
превращения топлива может составлять от нескольких часов до
миллисекунд. Гели сжижаются под воздействием тепла, давления
и сильного трения.
Эмульсии образуются при тонком диспергировании одной
жидкости в объеме другой. Эмульгированные топлива обычна
содержат около 97% углеводородного топлива, ~1,5% воды,,
гликоля или формамида (сплошная фаза), остальное — эмуль-
сификатор [43].
Скорость распространения пламени для загущенного топ*
лива намного ниже, чем для жидких топлив. Испытания
376 * Глава 9
показали, что элементы топливной системы работают на
сгущенных топливах вполне нормально [43]. Далеки от решения,
однако, такие важные проблемы, как сохранение стабильности
загущенного топлива при хранении, заправка и.слив топлива,
измерение расходов и выделение воздуха на больших высотах.
Б связи с этим загущенные топлива в авиации пока не нашли
широкого применения.
ТОПЛИВА ДЛЯ ПРОМЫШЛЕННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ
УСТАНОВОК
Проблемы, возникающие при использовании мазутов в
газотурбинных установках, можно подразделить на две группы,
одна из которых связана с процессом горения, а другая — с
продуктами сгорания. К первой группе относятся недостаточная
эффективность процесса горения и трудности с запуском камер,
т. е. проблемы, обусловленные большой вязкостью и низкой
летучестью мазутов. В результате этого усугубляются
трудности, связанные с дымлением двигателей и образованием нагара
ма форсунках. Однако при правильном выборе структуры
течения воздуха, а также при обеспечении хорошего распыли-
вания и необходимого времени пребывания топлива полноту
сгорания в стационарных ГТД можно довести до весьма
высокого уровня. Поэтому в настоящее время вполне реальна
возможность создания даже очень крупных промышленных
газотурбинных установок [12, 13, 52].
Вторая группа проблем связана с образованием различного
рода отложений, коррозией и выбросом вредных веществ.
Наиболее трудноразрешимой из них является проблема зольных
отложений, которая в некоторых случаях приводит к
совершенно неприемлемому снижению мощности через несколько
сотен часов работы установки [53—57]. Помимо серы, содержание
которой в топливе может достигать 5 % по массе, наибольшую
озабоченность вызывает наличие следов пяти металлов:
кальция, свинца, калия, натрия и ванадия. При соответствующей
концентрации все они приводят к образованию отложений, а
последние четыре из них могут вызвать эрозию турбинных
лопаток [12]. В нефтяных топливах чаще всего содержатся натрий
и ванадий. Оба эти элемента допустимы только в малых
количествах из-за их способности образовывать сложные легко-
ллавкие соединения, которые, находясь в полурасплавленном
состоянии, вызывают коррозию металлов даже при низких
(894 К) температурах [56, 57]. Естественно, что при столь
низких температурах газа перед турбиной эффективность работы
тазотурбинной установки не может быть высокой. Этим
объясняется необходимость введения ограничений на допустимый
уровень концентраций металлосодержащих соединений в тяже-
Топлива для газотурбинных двигателей 377
лых топливах, предназначенных для современных
форсированных газотурбинных установок.
Промывка водой для уменьшения содержания натрия и
калия до заданного уровня и введение присадок на магниевой,
основе для нейтрализации коррозионного воздействия ванадия
являются в настоящее время стандартными операциями
подготовки тяжелых топлив. Массовое отношение магний/ванадий
рекомендуется выбирать в пределах от 3 до 1 [12]. Эта
присадка образует твердую золу, лишь небольшая часть которой
прилипает к лопаткам турбины, постепенно снижая мощность
установки. Однако эта сухая зола не обладает коррозионным
действием в отличие от расплавленного вещества, которое
может образоваться при использовании необработанного топлива.
Уменьшение КПД турбины, вызванное отложениями на
лопатках, может быть устранено различными способами,
например, вдуванием ореховой скорлупы и остановкой турбины с
одновременной промывкой и без нее [14]. Наиболее эффективным
является метод, при котором после остановки и охлаждения
двигателя в камеру сгорания впрыскивают воду. Процесс
очистки производится при прокручивании турбины и позволяет
фактически полностью удалить все отложения на его горячих
частях. Остановка турбины на несколько часов без промывки;
приводит к отслаиванию и отпадению чешуек отложений,
образовавшихся при температурах < 1172 К. После запуска
установки они выдуваются из нее выхлопными газами.
Наименьший эффект дает продувка воздухом с ореховой скорлупой,,
поскольку при этом устраняется не более половины потерь
в КПД из-за отложений. Однако этот метод обладает важным
преимуществом, так как может применяться на работающей,
установке.
При работе газотурбинной установки на тяжелом мазуте для
облегчения прокачки его через трубопроводы и фильтры может
потребоваться предварительный подогрев топлива. Подогрев
может понадобиться также при использовании нефтей или
тяжелых дистиллятов. В этом случае подогрев предотвращает
выделение смол и засорение топливных магистралей и
форсунок. Минимальная вязкость топлива, однако, обычно
ограничивается требованием обеспечения смазки топливного насоса
и клапанов топливораспределительного устройства. Важное
значение имеет также температура вспышки, поскольку
она определяет необходимость установки противовзрывных
устройств [14]. Существен также диапазон температур
выкипания, так как он влияет на условия распыливания и летучесть
топлива.
Ранее уже отмечалось, что загрязнение топлива следами
металлов способствует коррозии лопаток и образованию отло-^
жений. Другими важными химическими характеристиками.
378 Глава 9
топлив для промышленных газотурбинных установок являются
отношение водород/углерод, которое влияет на образование
сажи и дыма, а также концентрации азота и серы,
превращающихся в выхлопных газах соответственно в окислы азота и серы.
Методы контроля за уровнем выбросов дыма и окислов азота
описываются в гл. 11.
Дополнительные сведения о способах хранения, обработки
и сжигания топлив для стационарных газотурбинных
двигателей приведены в работах {58—60].
АЛЬТЕРНАТИВНЫЕ УГЛЕВОДОРОДНЫЕ ТОПЛИВА
К другим ископаемым, которые могут быть использованы
для производства газообразных и жидких углеводородов,
относятся нефтеносные пески, горючие сланцы и каменный уголь.
Качество некоторых из них настолько высокое, что требует
лишь проведения обычного процесса разгонки, тогда как
остальные настолько низкосортны, что качество получаемых из
них топлив даже после проведения интенсивного процесса
очистки остается во многих отношениях на весьма низком
уровне.
Нефтеносный песок
Битумы встречаются в природе в естественном виде, однако
их непосредственное использование затруднительно вследствие
того, что они прочно связаны с горными породами и песком.
В работе [9] указывается, что керосин, полученный из
канадского (месторождение Атабаска) нефтеносного песка, почти не
отличается по своим характеристикам от высококачественного
„нефтяного топлива JP5.
Горючий сланец
При нагреве горючего сланца содержащиеся в нем смолы
разлагаются, образуя маслянистую жидкость, из которой может
быть получена сырая нефть (синтетическая). После
соответствующей очистки, необходимой для удаления азота,
кислорода и серы, из нее может быть получено топливо, очень близкое
по составу к Jet А, но с большим содержанием ароматических
углеводородов. Проведенные на этих топливах испытания
камер сгорания показали, что для них характерен более высокий
уровень выброса окислов азота, что объясняется более высоким
содержанием связанного с топливом азота [9, 70, 71].
Топлива для газотурбинных двигателей 379
Жидкие каменноугольные и сланцевые топлива
Существуют многочисленные методы получения жидких
углеводородов из каменного угля. Они заключаются во
введении в уголь водорода (гидрогенизации) и удалении азота, серы
и других нежелательных элементов. Стоимость проведения этих
процессов довольно велика, так что в газотурбинных
двигателях, и то лишь стационарных, пока могут быть использованы
только газообразные топлива, полученные из каменного угля.
Сведения о жидких топливах, полученных из каменного угля,
несколько противоречивы. Топливо типа JP5, полученное в
результате разгонки исходного жидкого продукта переработки
каменного угля, не удовлетворяло ряду требований ТУ,
несмотря на проведение интенсивного процесса гидрогенизации:
[9, 72]. Термостабильность его была низкой, теплотворная
способность— на нижнем пределе, плотность — слишком высокой,,
высота некоптящего пламени — слишком низкой. Однако ни
одно из этих свойств не повлияло заметным образом на
рабочие характеристики двигателя.
На модельных и полноразмерных камерах сгорания
стационарных газотурбинных двигателей были проведены испытания
12 различных жидких топлив, полученных из каменного угля,
и трех топлив, полученных из горючих сланцев [73, 74]. В
процессе испытаний определялись уровни выброса окислов азота,
дыма, окиси углерода и несгоревших углеводородов;
измерялись также температуры стенок жаровой трубы. Никакой
заметной разницы в характеристиках камер, работавших на
топливах, полученных из каменного угля и горючих сланцев, и на
нефтяных топливах, обнаружить не удалось. Тем не менее
рекомендуется производить проверку некоторых свойств
каменноугольных и сланцевых топлив, таких, как вязкость, температура
застывания, относительная плотность, содержание смолообра-
зующих и загрязняющих веществ. Несмотря на то что при
использовании топлив пониженного качества уровни выбросов
дыма и окислов азота возрастают, проблема эта в целом не
сложнее той, которая возникает при использовании
низкосортных топлив нефтяного происхождения.
Топлива расширенного фракционного состава
В настоящее время рассматривается некоторая
паллиативная мера, которая позволит расширить поставки топлив,
пригодных для авиационных газотурбинных двигателей; смысл ее
заключается в смягчении требований ТУ на топливо Jet А,
включая расширение интервала температур выкипания. Одним
из последствий такого расширения будет увеличение
содержания ароматических углеводородов, которое в существующих
топливах ограничивается 22 % по массе. Для проверки влияния
380
Глава 9
этого изменения на ресурс жаровой трубы и характеристики
горения было разработано экспериментальное базовое топливо
расширенного фракционного состава (ERBS), в котором
содержание ароматических углеводородов составляет 35 % по массе.
Влияние ароматических углеводородов на характеристики
горения проявляется главным образом в повышении склонности
топлива к сажеобразованию. Данные рис. 9.20 показывают, как
изменяется высота некоптяще-
го пламени в зависимости от
содержания ароматических
соединений Сар в различных топ-
ливах. Экспериментально было
установлено, что увеличение
содержания ароматических
соединений практически
эквивалентно уменьшению
содержания водорода [5]; в некоторых
случаях для оценки
склонности топлива к
сажеобразованию предпочитают
пользоваться именно этим параметром.
Типичная взаимосвязь между
содержанием водорода и
температурой стенки жаровой
трубы показана на рис. 9.21.
Аналогичная взаимосвязь между
содержанием водорода и
числом дымности представлена на рис. 9.22. Обе эти группы
данных были получены при испытании трубчатой камеры сгорания
JT8D на режимах, соответствующих взлету и крейсерскому
полету [76]. Из этих рисунков следует, что при уменьшении
содержания водорода ниже типичной для современных топлив
величины 14 % заметно начинают возрастать уровень дымления /и
температура стенки жаровой трубы.
Влияние содержания водорода в топливе на температуру
жаровой трубы изучалось также в работе [77]. Измерение
температуры производилось в условиях, соответствующих режиму
максимальной тяги на современной кольцевой камере
авиационного ГТД F101, и на несколько устаревшей по конструкции
трубчатой камере сгорания авиационного ГТД J79. В обоих
случаях снижение содержания водорода приводит к
существенному повышению температуры стенок жаровой трубы. Оценки,
базирующиеся на экспериментальных значениях температуры
стенок жаровых труб, показывают, что уменьшение
содержания водорода от 14,5 до 12 % должно привести к уменьшению
ресурса камеры двигателя F101 на 53%, а камеры двигателя
J79 на 65%. Из этих и других аналогичных данных следует
Рис. 9.20. Зависимость высоты некоп-
тящего пламени от содержания
ароматических углеводородов СаР\
экспериментальные точки не показаны [75].
Топлива для газотурбинных двигателей
381
с полной очевидностью, что освоение в будущем топлив со
сниженным содержанием водорода потребует большего внимания
1300
7200 -
о 1700-
^1000 -
Г, 12 73 14- 75 16
Содержание водорода, мае %
77
Рис. 9.21. Зависимость максимальной температуры стенки жаровой трубы от
содержания водорода в топливе [76].
77 12 13 Ш 15
Содержание водорода, мае. %
16
Рис. 9.22. Зависимость числа дымности на взлетном режиме от содержания
водорода в топливе [5].
к проблемам подготовки топлива и улучшения конструкции
«систем охлаждения.
ДРУГИЕ ТОПЛИВА
Ниже рассматриваются другие горючие вещества, которые
могут быть использованы в качестве топлив газотурбинных
двигателей.
Жидкий водород
Основные характеристики водорода [78—80], а также
других представляющих интерес для авиации топлив — метана,
лропана и аммиака — представлены в табл. 9.5. Там же для
сравнения приведены характеристики керосина.
382
Глава
С теоретической точки зрения водород, вероятно, ближе
всего подходит под понятие идеального топлива. Для него
характерны высокая скорость распространения пламени, широкие
пределы устойчивого горения, хорошая воспламеняемость,
отсутствие сажи при сжигании. Более того, жидкий водород
обладает огромным хладоресурсом, большим, чем любое другое
жидкое топливо. К основным недостаткам водорода как
авиационного топлива относятся его малая плотность и низкая
температура кипения, вследствие чего он потребует на самолете
Таблица 9.5 Свойства некоторых сжиженных горючих газов [79—82]
Свойство
Низшая теплотворная
способность, МДж/кг
Хладоресурс, МДж/кг
Относительная плотность (при
289 К)
Удельная теплоемкость,
кДж/(кг-К)
Температура кипения, К
Температура замерзания, К
Скорость распространения
пламени, м/с
Керосин
(Avtur)
42,8
0,38—0,85
0,8
1,97
423—573
223
0,39
** При температуре кипения.
Жидкий
водород
116
20,2
0,071 *>
7,32
21
13
2,67
Жидкий
метан
49
2,55
0,424 *>
3,43
111
91
0,37
Жидкий
пропан
46
1,2
0,585 *>
231
91
0,43
Жидкий
аммиак
17,2
3,39
0,682 *>
240
195
0,30
очень больших топливных баков с тяжелой системой
теплоизоляции. Производство водорода обходится довольно дорого,
однако в одном из недавних исследований [8] было установлено, что
применительно к 400-йгестному дозвуковому пассажирскому
самолету, рассчитанному на дальность полета около 10 000 км,
водород может оказаться в экономическом отношении более
выгодным, чем синтетический авиационный керосин. В
результате, несмотря на большие трудности, связанные с разработкой
конструкции топливной системы и эксплуатацией, жидкий
водород может в будущем оказаться весьма перспективным
топливом для самолетов гражданской авиации.
Жидкий метан
Удельная энергия жидкого метана (~49 МДж/кг) выше,
чем у керосина (~42,8 МДж/кг). Его хладоресурс не столь
велик, как у водорода, тем не менее весьма значителен из-за
очень низкой A12 К) температуры ожижения. Низкие
температуры жидкого метана открывают большие возможности
охлаждения для сверхзвуковых самолетов, а также позволяют
создать систему глубокого охлаждения лопаток турбины и,
Топлива для газотурбинных двигателей 383
следовательно, перейти к более высоким температурам газа
перед турбиной [43]. К другим преимуществам метана
относятся высокая термостабильность и сгорание без образования
загрязняющих веществ.
Основные проблемы, связанные с применением метана,
обусловлены его малой плотностью и низкой температурой
кипения. Метан требует большего на 70 % объема топливных баков,
чем современные сорта керосинов (хотя и значительно меньше,
чем водород); размещение таких баков может оказаться
сложной проблемой для самолетов с тонкими несущими плоскостями
или самолетов с переменной стреловидностью крыла. К
проблемам использования метана, свойственным и другим низкокипя-
щим топливам, относятся также конденсация атмосферной влаги,
приводящая к обледенению крыльев, и потери топлива из-за
кипения его на режиме набора высоты. В работе [83] рассмотрены
различные методы уменьшения возможности закипания жидкого
метана.
Жидкий пропан
Из табл. 9.5 следует, что характеристики пропана близки
к метану, и поэтому он заслуживает внимания во всех тех
случаях, когда рассматривается возможность применения
метана. По сравнению с метаном пропан обладает меньшей
удельной энергией и меньшим хладоресурсом. Однако вследствие
•более высокой температуры кипения он более удобен в
эксплуатации. В частности, он может храниться в жидком
состоянии при температуре окружающей среды, для этого
достаточно относительно небольшого наддува топливного бака.
По всей видимости, однако, пропан как авиационное топливо
сможет найти применение лишь для решения частных
задач.
Жидкий аммиак
Аммиак имеет низкую теплотворную способность, которая
не превышает 40 % теплотворности керосина, и поэтому
представляет интерес лишь в связи с тем, что обладает большим
хладоресурсом. С учетом его низкой теплотворной способности
вероятность использования аммиака в качестве основного
топлива мала, однако он может найти применение как
вспомогательное топливо в тех случаях, когда окажется
выгодным использовать его большой хладоресурс. Подобно пропану,
аммиак может храниться в жидком состоянии при
атмосферной температуре и несколько повышенном давлении в
абаках.
384
Глава 9
Спирты
Спирты практически непригодны в качестве топлив для
дальней авиации, так как из-за большого содержания в них
кислорода они имеют низкую теплотворную способность.
Например, у метанола (СН3ОН) половину молекулярной массы
составляет кислород. Легкие спирты считаются более
безопасными в эксплуатации, чем бензин, в связи с тем, что обладают
более высокой температурой вспышки, а также потому, что
Таблица 9.6 Свойства спиртов [7, 79]
Свойство
Химическая формула
Относительная плотность при 15,5 °С
Низшая теплотворная способность,
МДж/кг
Молекулярная масса
Температура кипения, К
Температура замерзания, К
Стехиометрическое отношение
топливо/воздух, по массе
Поверхностное натяжение, Н/м
Вязкость при 293 К, Ю~6 м2/с
Керосин
(Avtur)
С12Н26
0,8
42,8
170,3
423—573
223
0,0676
0,02767
1,65
Метиловый
спирт
СНзОН
0,797
19,9
32,04
338
178
0,155
0,0226
0,75
Этиловый
спирт
с2н5он
0,794
26,8
46,068
351
156
0,111
0,0223
1,51
спиртовые пламена можно тушить водой. Однако они,
по-видимому, разъедают некоторые металлы, и потребуется
предпринять какие-то меры для предотвращения этого явления.
Метанол, если он имеется в достаточных количествах, весьма
привлекателен в качестве топлива для промышленных
газотурбинных установок. Он не образует золы и почти не создает
дыма. Для метанола характерно голубое малосветящееся пламя
и широкие пределы воспламенения. Более того, низкая
температура пламени.обеспечивает низкий уровень выброса окислов
азота.
Этанол в настоящее время используется в смеси с 10 %
бензина в качестве автомобильного топлива, например в
Бразилии и США. В Бразилии этанол успешно используется также
на одной из крупных газотурбинных установок. Некоторые
свойства метанола и этанола приведены в табл. 9.6.
Суспензионные топлива
К суспензионным топливам, представляющим интерес для
авиации, относятся взвеси порошков различных металлов —
бериллия, бора, алюминия и магния — в бензине или керосине.
Применение этих топлив позволило бы увеличить дальность
Топлива для газотурбинных двигателей 385
полета или получить большую тягу по сравнению с обычными
углеводородными топливами.
В NASA были проведены исследования возможности
использования в качестве топлива для форсажных камер и
прямоточных двигателей суспензий, представляющих собой взвеси
бора или магния в количестве 50 % и более в жидких
углеводородных топливах. Испытания камер сгорания различных
конструкций показали, что магниевые суспензии хорошо горят даже
в условиях, при которых чистые углеводородные топлива гореть
не могут. Суспензии с бором сжигать труднее, чем обычные
реактивные топлива. Кроме того, они образуют нежелательные
отложения на стенках камер сгорания. К другим проблемам,
связанным с применением суспензионных топлив, относятся
технология их приготовления и хранения, а также абразивный
износ трпливных насосов и магистралей. После завершения
программы NASA (в 1958 г.) работы, посвященные
суспензионным топливам, почти не публиковались.
ОБОЗНАЧЕНИЯ
Нт — удельная энергия топлива, МДж/кг;
Ни — низшая теплотворная способность, МДж/кг;
Hv — энергетическая плотность топлива, МДж/м3;
С — концентрация;
Ср — удельная теплоемкость, кДж/(кг- К);
k — коэффициент теплопроводности, Вт/м*К;
L — скрытая теплота испарения, кДж/кг;
М — число Маха;
т — молекулярная масса;
R — параметр излучения;
Т — температура, К;
W — индекс Уоббе;
а — поверхностное натяжение, Н/м;
% — отношение топливо/воздух;
v — кинематическая вязкость, м2/с.
р — плотность, г/см3.
Индексы
з — замерзание;
кк — конец кипения;
нк — начало кипения;
п — пар;
т — топливо;
/ — самовоспламенение;
"" —нормированная величина.
25 Зак. 761
10
Подача топлива
ВВЕДЕНИЕ
Почти все топлива, используемые в газотурбинных
двигателях, в нормальных условиях являются жидкими и поэтому
должны быть распылены перед подачей в зону горения.
Процесс превращения некоторого объема жидкости в совокупность
большого числа мелких капель называется распиливанием.
Этот процесс предназначен для увеличения отношения
поверхности жидкости к ее объему с целью получения высокой
скорости испарения. Распыливание осуществляется довольно
просто: для большинства жидкостей достаточно создать лишь
большую разность скоростей между жидкостью и окружающим
воздухом или газом. Такая разность скоростей обычно
достигается при истечении жидкости из форсунки с большой
скоростью в относительно медленно движущийся газ или воздух.
По этому принципу работают различные типы механических
форсунок (с подачей жидкости под давлением), а также
вращающиеся форсунки, в которых жидкость стекает с края
вращающейся чашки или диска. Другой способ получения
требуемой разности скоростей состоит в обдуве воздухом
сравнительно медленно движущейся жидкости. Разновидностями этого
способа являются газовое распыливание с внутренним
соприкосновением потоков, распыливание с помощью
вспомогательного воздуха и пневматическое распыливание.
Процесс подачи топлива играет большую роль в
обеспечении надлежащих характеристик процесса горения. В будущем,
вероятно, эта роль еще более усилится, поскольку к
авиационным двигателям и промышленным газотурбинным установкам
предъявляются все возрастающие требования в отношении
снижения выбросов вредных веществ, а также ввиду необходимости
использования синтетических топлив и топлив более тяжелых
фракций. Потребуется создавать универсальные топливоподаю-
щие устройства, обеспечивающие распыливание различных
топлив.
В связи с этим специалисты в области горения должны
знать основы процесса распыливания, а также иметь
представление о возможностях и ограничениях устройств, применяемых
для подачи топлива. Эти вопросы детально обсуждаются в дан-
Подача топлива 387
ной главе. В первых разделах описываются механизмы распы-
ливания и различные средства измерения и определения
характеристик размеров образующихся капель. Остальная часть
главы в основном посвящена методам практического получения
мелкодисперсного аэрозоля и описанию влияния свойств
топлива, конструкции форсунки и режимных параметров камеры
сгорания на характеристики распыливания.
Наибольшее внимание здесь уделено механическим и
пневматическим форсункам, но рассмотрены также конструкции
с подачей вспомогательного воздуха и вращающиеся форсунки.
Лишь кратко описаны обычные испарительные системы ввиду
уменьшения интереса к их использованию.
Эволюция применения форсунок в ГТД
Самым ранним устройством подачи топлива, примененным
в авиационных газотурбинных двигателях, была так называемая
одноступенчатая центробежная форсунка. В этой форсунке
топливо под давлением подается через тангенциальные каналы в
камеру закручивания, из которой оно вытекает в виде
конической пелены, быстро распадающейся на капли.
Однако одноступенчатые форсунки обеспечивают устойчивое
горение лишь в узком диапазоне изменения расхода топлива.
Кроме того, при работе двигателей с такими форсунками на
большой высоте полета нередко происходят существенное
понижение полноты сгорания топлива и ухудшение пусковых
характеристик. Для устранения этих недостатков были
предложены различные типы более универсальных форсунок, в том
числе так называемая двухступенчатая форсунка, которая
нашла широкое применение. Разработка этих форсунок вместе
с достижениями в создании топливных насосов и систем
автоматического регулирования на многие годы сделала систему
топливоподачи наиболее удовлетворительной и надежной
системой ГТД.
В ходе совершенствования двигателей, а также вследствие
постоянной тенденции к увеличению степени повышения
давления воздуха в компрессоре использование механических
форсунок стало все чаще приводить к снижению равномерности поля
температур газа в выходном сечении камеры сгорания и к
чрезмерному дымлению. В свете этих проблем возродился интерес
к пневматическим форсункам, распыливание в которых
происходит при подаче топлива в высокоскоростной воздушный поток.
Форсунка такого типа идеально подходит для газотурбинного
двигателя, поскольку в нем благодаря перепаду давлений на
жаровой трубе всегда имеется поток воздуха большой скорости.
Кроме того, пневматическая форсунка образует смесь топлива
25*
388 Глава 10
с воздухом до подачи компонентов в камеру сгорания, что
заметно уменьшает содержание дыма и окислов азота в
выхлопных газах.
ТРЕБОВАНИЯ К РАСПИЛИВАЮЩИМ УСТРОЙСТВАМ
К распыливающим устройствам предъявляются следующие
требования:
1. Хорошее распыливание топлива во всем диапазоне его
расходов.
2. Быстрая реакция на изменения положения ручки
управления двигателем.
3. Отсутствие нестабильных режимов течения.
4. Отсутствие склонности к засорению посторонними
частицами и отложению нагара на сопловой поверхности.
5. Отсутствие склонности к образованию смолистых
отложений при нагреве конструкции.
6. Возможность геометрического и физического
моделирования при конструировании.
7. Низкая стоимость, малая масса, простота изготовления
и демонтажа для технического обслуживания.
8. Слабая чувствительность характеристик к повреждениям
конструкции при изготовлении и монтаже.
Кроме того, распыливающие устройства должны
обеспечивать:
1. Создание легко воспламеняющейся горючей смеси.
2. Более широкий диапазон изменения расхода топлива по
сравнению с диапазоном изменения расхода воздуха в камере
сгорания.
3. Контролируемое распределение топлива по первичной
зоне горения.
4. Распределение температуры газа на выходе камеры, не^
чувствительное к изменениям расхода топлива.
ПРОЦЕСС РАСПЫЛИВАНИЯ
В камерах сгорания газотурбинных двигателей
распыливание топлива обычно осуществляется путем создания тонкой
пелены жидкости, которая легко теряет стабильность и
распадается на капли. Тонкую пелену жидкости можно получить
путем подачи жидкости через цилиндрические отверстия или
узкие щели со специально спрофилированными подводящими
каналами на металлическую поверхность либо в центр
вращающегося диска или чашки. Таким образом, независимо от
способа осуществления распыливания — гидравлического,
пневматического или механического — форсунка предназначается
Подача топлива 389
для превращения потока топлива в тонкую струю или тонкую
лелену, из которых образуются жидкие нити (жгуты), а затем
капли, и распределения капель по всей зоне горения с
заданными расходонапряженностью и направлением движения.
Распад струи
Существует несколько форм распада струи, но во всех
случаях последней стадией распада является ее неустойчивость
и распад на ряды капель в соответствии с классическим
механизмом Релея [1]. Согласно его теории, цилиндрическая струя
жидкости неустойчива и распадается на капли, если величина
амплитуды малых возмущений, симметричных относительно
оси струи, достигает половины ее диаметра. При этом X/d0 =
= 4,5, где X — длина волны возмущения, a d0 — начальный
диаметр струи. Такое теоретическое значение X/d0
соответствует среднему диаметру капли после распада, равному 1,89д?о,
т. е. почти вдвое большему, чем начальный диаметр струи.
Измерения частоты образования капель при распаде струи [2]
дают X/d0 = 4,69, что близко к теоретическому результату Релея.
Релей считал, что только силы поверхностного натяжения
препятствуют распаду; вязкость жидкости не принималась во
внимание. Впоследствии Вебер [3] учел влияние вязкости на
распад струи и получил следующее выражение для величины
X/do, соответствующей максимальной неустойчивости вязкой
струи:
-*- = п У2" A + З
При |лж = 0 величина k/do равна 4,44, что близко к значению
4,5, полученному Релеем.
В экспериментальных исследованиях распада струи вязкой
жидкости [4] при |ыж=0,86 кг/(м-с) величина X/d0 составляла
30—40. Наблюдались четыре режима распада: образование
капель при воздействии окружающего воздуха, образование
капель без этого воздействия, возникновение волн вследствие
трения жидкости о воздух и окончательный распад струи.
В случае распада струи под действием окружающего
воздуха размеры получаемых капель определяются отношением
разрушающей аэродинамической силы Рвозд^оТН к восстанав*
ливающей равновесие силе поверхностного натяжения a/do.
Это безразмерное отношение известно как число Вебера
Для случая распада в отсутствие влияния окружающего
воздуха из анализа размерностей следует, что качество распы-
390 Глава 10
ливания зависит от диаметра струи и свойств жидкости —
плотности, поверхностного натяжения и вязкости. Установлено, что
распад определяется так называемым числом Z [5]:
z
Re
Значения чисел We и Z дают полезную информацию о
качестве и характере процесса распиливания для любого типа
форсунки, если известны значения do и свойства воздуха и
жидкости. Использование этих критериев при обработке
экспериментальных данных о средних размерах капель, получаемых при
распыливании центробежными и пневматическими форсунками,
обсуждается ниже.
Распад пелены
Установлены три формы распада пелены жидкости [6]:
кольцевой, волновой и путем локальных разрывов. В первом
случае силы поверхностного натяжения приводят к
образованию на свободном краю пелены утолщения (валика), которое
затем распадается на капли аналогично распаду струи.
Образующиеся капли продолжают двигаться в первоначальном
направлении, но остаются связанными с остальной поверхностью
пелены тонкими нитями жидкости, которые также быстро
распадаются на ряды капель. Такая форма распада доминирует,
если вязкость и поверхностное натяжение жидкости велики.
При этом образуются отдельные крупные капли и большое
число мелких капель-спутников.
При распаде пелены путем локальных разрывов на
некотором расстоянии от места подачи жидкости в пелене образуются
отверстия с кольцевым утолщением за счет жидкости
соответствующего участка пелены. Отверстия быстро увеличиваются
до слияния соседних кольцевых утолщений, после чего
образуются нити неправильной формы, распадающиеся на капли
различных размеров.
При распаде пелены вследствие волнового движения участки
пелены, размер которых соответствует половине длины или
целой длине волны колебаний, отрываются, еще не достигнув
передней кромки пелены. Эти участки пелены распадаются на
капли под действием потока воздуха и турбулентных пульсаций
до того, как станет возможным образование регулярной
системы нитей. В работе [7] отмечалось, что упорядоченность
процесса распада пелены и равномерность образования
жидких нитей оказывают большое влияние на распределение
капель по размерам. Если отверстия в пелене возникают на
одинаковом расстоянии от места подачи жидкости, то и их
развитие происходит одинаково, так что в этом режиме распада
Подача топлива
391
обеспечивается равномерность нитей и капель по размерам.
В то же время волновой механизм распада пелены, как
правило, весьма нерегулярен, и поэтому образующиеся капли имеют
различные диаметры.
В зависимости от • режимных параметров преобладает тот
или иной механизм распада пелены, что влияет на средние
размеры капель и их распределение по размерам.
Распад пелены жидкости под действием больших
аэродинамических сил будет рассмотрен в разделе, посвященном
пневматическому распыливанию. Более подробное описание
различных форм распада струи и пелены можно найти в работах [7—
9], содержащих также обзоры соответствующих исследований.
ХАРАКТЕРИСТИКИ АЭРОЗОЛЯ
Характеристиками аэрозоля, важными для процесса горения,
являются средний размер капель, распределение по размерам,
Таблица 10.1 Некоторые определения среднего
Параметр
Диаметр
Поверхностно-
линейный диаметр
Объемно-поверхностный диаметр
Средний
поверхностный диаметр
Среднемассовый
(медианный)
диаметр
Словесное определение
Средний арифметический
диаметр капель в аэрозоле
Диаметр капли, имеющей то
же самое отношение
площади поверхности к
диаметру, что и для всего
аэрозоля
Диаметр капли, имеющей то
же самое отношение
объема к площади поверхности,
что и для всего аэрозоля
Диаметр капли, площадь
поверхности которой равна
средней площади
поверхности для всех капель в
аэрозоле
Значение диаметра капли,
разделяющее пополам всю
массу аэрозоля
размера
Обозначение
D
или D
Do
DM
D2
DM
капель
l
Математическое
определение
среднего размера
{п—число частиц
диаметра D)
2nD
2nD2
2nD
2/tD3
2nD2
/2nD2\0,5
I In )
( 2/*D3 \о.зз
распределение потоков массы, угол конуса факела распылива-
ния и его дальнобойность. Наибольшее внимание уделяется
первым трем характеристикам, так как в основном лишь они
зависят от конструкции форсунки. Угол факела распыливания
392 Глава 10
и дальнобойность зависят как от конструкции, так и от
аэродинамических процессов, которые воздействуют на аэрозоль
после завершения распыливания топлива.
Средний размер капель
Термин «средний размер» был введен для облегчения
расчетов скорости испарения и оценки качества распыливания
различных аэрозолей. Определение этого размера зависит от цели
его использования; средний размер капель позволяет заменить
данный аэрозоль воображаемым монодисперсным, имеющим
те же характеристики. Чаще других используется так
называемый средний заутеровский диаметр ?>32, представляющий собой
диаметр капли, у которой отношение объема к площади
поверхности равно этому отношению для всего аэрозоля, т. е.
Часто используется также средний медианный диаметр DM>
т. е. диаметр, для которого массы жидкости, содержащиеся
в меньших и больших каплях, одинаковы. Математические
определения и физический смысл используемых средних диаметров
даны в табл. 10.1.
Распределение капель по размерам
Вследствие неоднородности процесса распыливания жидкие
нити и перемычки, образующиеся при распаде струи или
пелены, имеют широкий разброс размеров, и поэтому как
основные капли, так и капли-спутники также сильно различаются
по диаметрам. Лишь в некоторых специальных условиях,
например при использовании вращающихся форсунок, работающих
в ограниченных диапазонах расхода топлива и скорости
вращения, возможно получение сравнительно однородных
аэрозолей. Следовательно, кроме среднего размера капель необходимо
знать распределение капель по размерам. В современных
газотурбинных двигателях топливные аэрозоли обычно содержат
капли диаметром от 10 до 400 мкм.
Нахождение функции распределения капель по размерам
является трудной задачей как теории, так и эксперимента.
Наглядное представление о такой функции можно получить
из гистограммы размеров капель — графика, на котором
ординатой является число капель диаметром между х— Ах/2 и
х + Д#/2. |-ja рис. 10.1 показана типичная гистограмма
размеров капель при Ал: = 17 мкм. Предполагается, что с
уменьшением Ал: и при достаточно большом числе проб гистограмма
переходит в кривую (рис. 10.2), которую можно рассматривать
Подача топлива
393
как характеристику данного аэрозоля, обычно называемую
кривой частотного распределения капель. Если аналогичным
образом построить кривые для площадей поверхности или объемов
капель аэрозоля, то они, как показано на рис. 10.2,
переместились бы в сторону больших диаметров.
Ординаты кривых частотного распределения капель
соответствуют общему числу капель данного диаметра или
относительному числу, т. е. доле общего числа капель. В последнем случае
АОО
320
1240
80
О
24 68 102 136 ПО 20k
,, Диаметр капли, мкм
Диаметр капли х
Рис. 10.1. Типичная гистограмма раз- Рис. 10.2. Кривые плотности распреде-
меров капель [35]. ления капель по числу или объему.
площадь под кривой частотного распределения капель равна
единице.
Кроме указанного выше графического способа
представления распределений капель по размерам полезную информацию
дают так называемые интегральные распределения. Это
интегралы от кривых частотного распределения капель,
характеризующие долю общего числа капель в аэрозоле, размер которых
меньше данного размера, или же аналогичные зависимости
поверхности и объема от размера капель. Интегральные кривые
в обычных координатах имеют вид типа показанного на
рис. 10.3; при этом вдоль оси ординат откладывается
процентное содержание числа, поверхности или объема капель
диаметром, меньших х. Очевидно, что максимальный диаметр капель
в аэрозоле ограничен, и поэтому кривая на рис. 10.3 должна
достигать ординаты 100% в точке хт- Кроме того, значения
диаметров, меньшие нуля, невозможны, и кривая
распределения не может распространиться левее точки х = 0.
С целью облегчить представление экспериментальных
данных многие авторы делали попытки описать распределения
капель формулами, параметры которых можно определить из
ограниченного числа измерений. Сравнительно простой
функцией, хорошо отражающей действительные распределения
394
Глава 10
капель по размерам, является
dv/dx = axpexp(—bxq). A0.5)
Эта функция содержит четыре независимых параметра: а,
р, Ь и q. Обычно используются упрощенные варианты функции
распределения A0.5). Например, в формуле [10]
dv/dx= 1,5ял;5ехр(— bxq) A0.6)
положено р = 5.
В настоящее эремя наиболее широко используется
распределение Розина и Раммлера [11], первоначально предложенное
t» 700г
I. I 1 i i I I 11 1 I Т Т I I
Диаметр капли х
Рис. 10.3. Типичная форма кривой ин- Рис. 10.4. Типичная зависимость раз-
тегрального распределения капель по мера капли от параметра объема
размерам. жидкости для распределения
Розина — Раммлера [35].
для твердых частиц. Это распределение можно представить
в виде
1-г; = ехр (-&*«), A0.7)
где v — доля общего объема, содержащая капли диаметром
менее х, а Ь и q— константы. В этом случае распределение
капель по размерам описывается двумя параметрами Ь и q.
Показатель степени q дает меру дисперсии капель по размерам.
Чем больше величина q, тем однороднее аэрозоль. Если
величина q бесконечно велика, то все капли имеют одинаковый
размер. Для большинства топливных аэрозолей значения q
лежат между 2 и 4. Пневматические форсунки, исследованные
в работе [12], создавали капли, соответствующие 9 = 2,59. Для
вращающихся форсунок возможны значения q, достигающие 7.
Достоинством формулы Розина — Раммлера является ее
простота, хотя она и допускает бесконечный диапазон
размеров капель. Кроме того, эта формула позволяет
экстраполировать экспериментальные данные в диапазоне очень малых ка-
Подача топлива 395
пель, для которых измерения наиболее трудны и наименее
точны.
Типичный пример обработки результатов измерений с
использованием формулы Розина — Раммлера показан на
рис. 10.4. Параметр q определяется как наклон прямой, а
параметр l/b, обозначающий некоторый средний диаметр, равен
величине х, соответствующей равенству 1—у = ехр(—1).
В работе [13] были проанализированы различные
зависимости, которые использовались для представления
экспериментальных данных с целью сравнения различных средних
диаметров, получаемых экспериментально и из приведенных выше
формул. В результате анализа был сделан вывод о том, что
распределение размеров капель лучше всего описывается так
называемой функцией с верхним пределом. Эта функция
представляет собой модификацию логарифмически-нормального
распределения. Распределение объемов капель при этом
описывается формулой
dv/dy = бехр (- 6V/V*"). (Ю-8)
где у = 1п[ах/(хп — х)].
При r/->=Foo величина х изменяется от минимального
размера капель х0 до максимального размера хт. Величина б
связана со стандартным отклонением у и, следовательно, с х; а —
безразмерная константа. Средний заутеровский диаметр капли
определяется формулой
?>32= [1+аехрA/462)] •
Из этой формулы следует, что при уменьшении 6 распределение
капель по размерам становится более узким.
Функция распределения с верхним пределом точнее
отражает действительную ситуацию, так как она учитывает наличие
капель минимального и максимального размеров, но требует
численного интегрирования. Наиболее подходящее значение
величины хт определяется методом последовательных
приближений.
В работе [13] проанализированы также различные формулы
для вычисления средних значений диаметров и дисперсий при
статистической обработке экспериментальных данных.
Оказалось, что точность определения функции распределения капель
по размерам зависит от метода представления эмпирических
данных. Если реальный механизм процесса распыливания
нельзя связать с тем или иным видом функции распределения,
то, по-видимому, нет теоретического обоснования для выбора
вида этой функции. Наверное, наилучшими критериями выбора
конкретной функции распределения должны быть: 1) простота
396
Глава 10
математического представления, 2) легкость выполнения
расчетов и 3) соответствие рассматриваемым физическим явлениям.
Более подробные сведения
об эмпирических формулах для
распределения капель по
размерам содержатся в работах
[12-14].
В работе [12] исследованы
многочисленные
экспериментальные данные, полученные
при помощи анализатора
фирмы «Паркер» [15] (см. ниже),
и предложена универсальная
функция распределения, в
которой значения диаметров
капель отнесены к среднему
диаметру по массе (или по
объему), т. е. к величине Z)M. На
0,07 0.J 7 Ю 50 90 99 99,99
Суммарный объем,%
Рис 10.5. Диаграмма для оценки до- рис Ю.5— 10.7 приведены
поли объема капель з зависимости от r r
jDm или Дз2 [12].
лученные диаграммы. Из рис.
10.5 можно достаточно точно
оценить долю объема капель
диаметром больше или меньше заданного, так как линейность
зависимостей позволяет проводить простую интерполяцию
50 75 100 125 150 175 200 t
Л32, мкм ¦,
Рис. 10.6. Зависимость объемной доли Рис. 10.7. Зависимость объемной доли
капель, меньших заданного размера, капель, больших заданного размера,
от Да [12]. от DZ2 [12].
для различных значений D32- В иной форме эти
результаты показаны на рис. 10.6 и 10.7. Эти диаграммы весьма
полезны для конструкторов камер сгорания. Например, давно
известно, что для более легкого запуска камеры газотурбинного
двигателя требуется большее количество капель малого
размера. Если, например, капли диаметром менее 50 мкм должны
составлять 5 % общего объема капель, то из рис. 10.6 следует»
Подача топлива 397
что 1>з2 не должен превышать ПО мкм. Другой край спектра
капель, показанный на рис. 10.7, полезен для определения
максимального размера пЪ2 полностью испаряющихся и сгорающих
капель. Это важно знать в случае горения топлив, обладающих
низкой летучестью, особенно для оценки образования вредных
выбросов. В работе [12] введен максимальный размер
стабильной капли, т. е. капли, не подвергающейся распаду. Этот размер
в 3 раза больше среднего медианного и в 3,6 раза больше
среднего заутеровского в данном аэрозоле.
Степень неравномерности распыла
Распределение топлива по окружности конического факела
аэрозоля обычно характеризуется степенью неравномерности.
Неравномерность оказывает отрицательное влияние на многие
характеристики процесса горения (в особенности на поля
температуры и выбросы вредных продуктов) вследствие
образования локальных зон с более богатой или бедной смесью по
сравнению с расчетным составом.
Угол факела распыла жидкости
Величина угла факела распыла сильно влияет на
воспламенение, пределы устойчивости горения и содержание дыма в
выхлопных газах. Для струйных форсунок характерны малые
значения угла факела распыла и довольно равномерное
распределение аэрозоля по объему. Равномерные аэрозоли часто
называют «сплошными». Такой топливный факел можно получить
и при помощи центробежных форсунок, но применяемые в
ГТД форсунки обычно создают полый конический факел с
большим углом раскрытия и с наибольшей расходонапряженностью
жидкости в его периферийной части.
Как в тех, так и в других форсунках струя или пелена
жидкости, быстро распадаясь на капли, сохраняет общее
направление движения исходной струи или конуса. Однако
вследствие сопротивления воздуха капли, которые движутся с
большей скоростью или оказались на периферии факела, быстро
теряют количество движения, дробятся и образуют облако
распыленных капель вокруг основной массы аэрозоля.
Последующие дробление и испарение этих капель определяются главным
образом движением воздуха и газообразных продуктов в зоне
горения.
В случае форсунок с щелевыми соплами, создающих узкие
и компактные факелы, в которых аэродинамическому
воздействию воздуха подвергается малая доля капель,
распространение аэрозоля как целого определяется величиной и
направлением скорости, сообщенной жидкости к выходу из сопла
398 Глава 10
форсунки. В противоположность этому полые факелы
центробежных форсунок испытывают заметное влияние окружающего
потока воздуха. С увеличением угла раскрытия факела возрастает
и степень этого влияния, что улучшает процесс распыливания
и увеличивает долю капель, распределение которых в
пространстве зависит от аэродинамической структуры первичной зоны
горения. По этой причине угол факела распыла центробежной
форсунки является важной характеристикой.
В пневматических форсунках капли с самого начала
образуются под воздействием воздушного потока внутри форсунки,
и поэтому их траектории определяются воздушными течениями,
создаваемыми взаимодействием потоков воздуха, поступающих
в камеру из форсунки и через отверстия в стенках жаровой
трубы.
Степень диспергирования
Если в любой момент времени известно количество топлива,
находящегося в камере сгорания, то можно определить
величину, характеризующую степень диспергирования топлива,
например, как отношение объема аэрозоля к объему
содержащегося в нем топлива. Другие способы определения степени
диспергирования описываются в работе [16].
Польза хорошего диспергирования состоит в быстром
перемешивании топлива с окружающим газом, в результате чего
достигаются высокие значения скорости испарения и
тепловыделения. При использовании форсунок с щелевыми соплами,
создающими узкие факелы, диспергирование выражено слабо,
а в случае центробежных форсунок оно зависит от угла факела
распыла, среднего размера капли, распределения капель по
размерам и в меньшей степени от физических свойств топлива
и окружающей среды. Таким образом, факторы, приводящие
к увеличению угла факела распыла, улучшают и
диспергирование топлива.
Дальнобойность
Дальнобойность капель аэрозоля можно определить как
максимальное расстояние, на которое они проникают в
неподвижную газовую среду. На эту характеристику влияют два
противоположно действующих фактора: 1) начальная кинетическая
энергия струи и 2) сила аэродинамического сопротивления
окружающего газа. Хотя начальная скорость струи велика, по
мере распада струи и увеличения поверхности аэрозоля
кинетическая энергия топлива постепенно уменьшается вследствие
потерь на трение. Наконец, после израсходования всей
кинетической энергии капли ее траектория определяется силой тяжести
и движением окружающего газа.
Подача топлива 399
В общем случае дальнобойность компактной узкой струи
аэрозоля велика, а широкий факел хорошо распыленной
жидкости испытывает большее сопротивление воздуха и обычно
имеет малую дальнобойность. Однако в любом случае
дальнобойность струи аэрозоля значительно выше, чем одиночной
капли, так как капли аэрозоля, движущиеся впереди, увлекают
воздух, отдавая ему свою энергию, а капли, следующие за ними,
испытывают меньшее сопротивление воздуха и продвигаются
на большее расстояние.
ИЗМЕРЕНИЯ В АЭРОЗОЛЯХ
Наиболее важными для конструкторов камер сгорания
характеристиками аэрозолей являются средний размер капель, их
распределение по размерам, угол факела распыла и его
дальнобойность. Ниже описываются наиболее широко используемые
методы определения этих характеристик.
Размер капли
Хотя большинство капель Аэрозоля обычно имеет малые
размеры, именно немногие капли большого размера определяют
средний диаметр. Следова- т а ш Влияние числа капель
тельно, для представитель- в пробе на ТОЧность определения
ности пробы очень важно их размера [18]
учесть все крупные капли.
Присутствие или отсутствие
одной большой капли в
пробе из 1000 капель может
изменить средний диаметр на
100 о/о [17].
Достаточно точную
оценку качества распыливания
можно получить по пробе,
состоящей из ~3000 капель. Точность определения среднего
диаметра при разном числе капель в пробе и доверительном
уровне 95 % представлена в табл. 10.2 [18].
Методы определения размера капель подразделяются на три
основные группы: прямые, косвенные и методы моделирования,
в которых топливо заменяется жидкостями, затвердевающими
после распыливания, так что твердые частицы могут быть
легко измерены и пересчитаны. Простой прямой метод состоит
в улавливании капель на пластинку, покрытую слоем окиси
магния, толщина которого равна диаметру предполагаемой
наибольшей капли. Размеры отпечатков капель обычно
измеряют под микроскопом со сканированием, а затем, вводя
поправки, приведенные в работе [19], вычисляют действительные
размеры капель.^
Число капель
в пробе
500
1500
5500
35000
Погрешность,
%
±17
±10
±5
±2
400 Глава 10
Позже [20] покрытые сажей пластины были использованы
для нахождения распределений капель по размерам на
различных расстояниях от оси факела. Отборное устройство состояло
из поперечно устанавливаемой трубки, имеющей десять 5-мм
отверстий в стенке для улавливания капель. Внутри трубки
помещалась поворачивающаяся вокруг оси стеклянная пластина,
покрытая сажей. Измерения выполнялись на расстоянии 60 мм
от форсунки.
Топливный аэрозоль, проходя через отверстия в стенке
трубки, оставляет отпечатки капель на стеклянной пластине,
которые затем фотографируются под микроскопом при
увеличении в 350 раз. Каждая группа отпечатков соответствует
положению определенного отверстия в топливном факеле. Диаметры
отпечатков измеряются при помощи масштабной линейки с
ценой деления 0,5 мкм, а затем подсчитывается их количество
в интервалах диаметров шириной 10 мкм. Таким образом
получаются распределения капель по размерам на различных
радиальных расстояниях от оси факела.
Одна из трудностей метода улавливания капель на
пластинку состоит в контроле доли площади, занятой отпечатками.
При увеличении числа отпечатков нарастает ошибка, связанная
с их перекрытием, затрудняющим счет и измерение капель.
Если же отпечатков слишком мало, то проба становится
непредставительной. Минимальная доля площади, при которой
измерения можно считать удовлетворительными, составляет 0,2 %;
при ее увеличении до более 1 % влияние перекрытия
отпечатков становится недопустимо большим.
Другими важными для измерений эффектами являются
испарение капель и степень их захвата пробоотборником. Малые
капли существуют короткое время. Например, капли воды
диаметром 10 мкм в атмосфере с относительной влажностью 90 %
существуют в течение приблизительно 1 с [21]. Следовательно,
при измерениях мелких капель очень важно учитывать влияние
испарения. Влияние коэффициента захвата капель особенно
существенно применительно к пневматическим форсункам ввиду
того, что на эту величину сильно влияет поле скорости вокруг
отборного устройства. Крупные капли, обладая достаточно
большой инерцией, попадают на собирающую поверхность,
а мелкие могут миновать пробоотборник вместе с обтекающим
его воздушным потоком. По этой причине размеры капель
пневматических форсунок при использовании этого метода
измерений оказываются завышенными.
Еще одна трудность связана с введением поправочного
множителя, который учитывает отличие размера плоского
отпечатка от первоначального диаметра сферической капли.
Значение этого множителя зависит от свойств жидкости (главным
образом от ее поверхностного натяжения) и характеристик
Подача топлива 401
слоя, нанесенного на пластину. Так, для капель масла
поправочный множитель приблизительно равен 0,5 в случае чистой
стеклянной пластины и 0,86 в случае пластины, покрытой
окисью магния [22].
Другим важным методом исследования распределения
капель по размерам является так называемый парафиновый
метод [23]. Идея метода состоит в замене топлива
расплавленным парафином, который после распыливания затвердевает.
Использованный в работе [23] расплавленный парафин имел
физические свойства, близкие к свойствам авиационного
керосина (плотность 780 кг/м3, поверхностное натяжение 0,027 кг/с2,
кинематическая вязкость 1,5-10~6 м2/с).
Использовались также расплавы воска и его смеси с
полиэтиленом, позволяющие варьировать вязкость [21].
Достоинством этого метода является возможность непосредственного
определения объемных (или массовых) долей для каждого
диапазона размеров капель либо под микроскопом, либо при
просеивании отвердевших капель. Главный недостаток метода
заключается в трудностях контроля температуры расплава и его
быстром остывании после выхода из форсунки, в результате
чего процессы образования и последующего слияния капель не
могут быть точно смоделированы. По этой причине необходимо
нагревать воздух вблизи сопла до температуры расплава, так
как здесь происходят наиболее важные процессы распыливания.
Естественным развитием парафинового метода была попытка
замораживания капель жидкости. В 1957 г. был описан [24]
метод замораживания аэрозоля жидким азотом. Форсунка
располагалась на высоте 0,4 м над поверхностью жидкого азота;
после сбора достаточного количества капель жидкий^азот
процеживался, а замороженные капли просеивались через ряд
сеток с размером ячеек от 53 до 5660 мкм. Оказалось, что для
предотвращения агломерации капель на поверхности жидкого
азота плотность распыленной жидкости должна быть больше
1200 кг/м3. Таким образом, этот метод не подходит для
керосина, нефтяных масел и воды, что, конечно, является его
серьезным недостатком. Кроме того, минимальный измеряемый размер
E3 мкм) слишком велик.
Различные модификации этого метода предлагались в
работах [22, 25, 26]. В методе работы [22] применялся
специальный изокинетический зонд. К кончику зонда подводился
газообразный или. жидкий азот, который выпускался в набегающий
поток аэрозоля через узкую кольцевую щель. Температура
азота составляла 140 К, что приводило к быстрому
замораживанию капель, которые затем собирались в охлажденную
азотом прозрачную кювету и фотографировались под микроскопом.
Число и размеры капель определялись путем обработки их
изображений на фотоснимках, увеличенных более чем в 50 раз.
26 Зак. № 761
™ Глава 10
Этот метод прост и удобен, но все-таки требует введения
поправок, учитывающих изменение размера капли при ее
замораживании.
В последние годы интенсивно разрабатывались оптические
методы определения размеров капель и их распределений. Эти
методы обладают таким существенным преимуществом, как
бесконтактность измерений, поскольку не требуют применения
отборных устройств. В большинстве процессов горения
представляют интерес капли диаметром более 10 мкм, так как меньшие
капли быстро испаряются. Кроме того, мелкие капли
составляют малую долю общей массы жидкости в аэрозоле. Были
развиты различные оптические методы определения размеров-
капель в диапазоне, имеющем практический интерес. В работе
[27] впервые был предложен метод определения среднего зауте-
ровского диаметра капель нереагирующего аэрозоля по
рассеянию света, основанный на измерении интенсивности
монохроматического света, рассеянного на различные углы.
Величина Ds2 может быть получена непосредственно из
распределения интенсивности по расстоянию от оси пучка света в
фокальной плоскости собирающей линзы. На практике достаточна
измерить расстояние от оси г, на котором интенсивность
рассеянного света уменьшается в 10 раз. Используя выведенное
в работе [28] соотношение между указанным расстоянием
и 1>з2, можно определить этот средний диаметр. Метод Доб-
бинса широко использовался в исследованиях топливных
форсунок автором этой книги и его сотрудниками [29—37].
Результаты измерений показали практическую пригодность этого»
метода и хорошее его согласие с другими методами. Последний
вариант этого метода [33] обеспечивает хорошую точность
определения среднего размера капель до 20 мкм.
Главное преимущество метода Доббинса состоит в том, что
он очень удобен для анализа дисперсности аэрозолей и
позволяет достаточно просто, быстро и непосредственно оценить
качество распыла. Недостатком его является отсутствие
информации о распределении капель по размерам, однако этот
недостаток не очень существен, так как, согласно работе [12] г
распределение объема жидкости по размерам капель
однозначно связано с D32 или Z)M.
В работе [38] предложена модификация этого метода,
основанная на измерении энергии рассеянного света, проходящего
через кольцевые диафрагмы в фокальной плоскости
собирающей линзы. При этом предполагается, что распределение капель
по размерам соответствует формуле Розина — Раммлера [11].
Из результатов измерений получаются оба параметра этого
распределения. Достоинства метода состоят в автоматическом
выявлении ошибок и некоторой стандартизации процедуры об-
Лодача топлива 403
работки результатов измерений. Наибольшая точность
измерений достигается в диапазоне значений D32 от 80 до 130 мкм.
Для определения размеров капель в аэрозолях
использовались также фотографические методы измерений. В некоторых
из них применялись фотовспышки для получения
«замороженных» изображений капель [39—45]. Кроме того, при двойной
экспозиции можно получать пары изображений каждой капли
и определять по ним скорость движения капель.
Проблемы обработки данных, полученных фотографическими
методами, значительно облегчаются при использовании
телевизионных анализаторов типа разработанного фирмой
«Паркер— Хэннифин» [15]. Такой прибор применялся в
исследованиях характеристик аэрозолей многих центробежных и
пневматических форсунок. Он позволяет с выдержкой 0,5 мкс
получать фотоснимки капель, находящихся в объеме 1,5 X 2,0 X
X 1 мм. Разрешающая способность системы составляет 4 мкм,
частота — 15 кадр/с. Полное время измерений приблизительно
равно 20 мин, число обрабатываемых капель—14 000.
Воспроизводимость результатов измерений величины ZK2 в диапазоне
80—200 мкм составляет ±6 %.
Возрастающий интерес к изучению распыливания
жидкостей в последние годы привел к созданию нескольких новых
лазерных методов, основанных на регистрации рассеянного
света и измерениях отношения интенсивностей.
Методы, связанные с измерениями отношения
интенсивностей, позволяют определять размеры очень мелких капель,
например в диапазоне от 0,3 до 3 мкм. Методами, основанными
на регистрации рассеянного света, можно точно определять
размеры капель диаметром более 10 мкм. Пока новые методы
опробованы лишь в «холодных» условиях, но исследуются
возможности их применения при горении. Дополнительные
сведения о разработках таких методов содержатся в обзоре [46].
Угол факела распыла
Основная трудность в определении и измерении угла факела
распыла центробежных форсунок состоит в том, что его
границы криволинейны вследствие эффекта захвата воздуха
топливной струей. Ввиду этого угол факела распыла часто
принимают равным углу между прямыми линиями, выходящими из
отверстия форсунки и пересекающими контур факела на
некотором фиксированном расстоянии от торца форсунки. Вполне
удовлетворителен метод определения угла факела распыла по
теневой картине, получаемой на матовом стекле при
увеличении изображения в 2—3 раза.
Для пневматических форсунок нет вполне
удовлетворительного метода определения угла факела распыла. Трудность со-
26*
404 ^ Глава 10
стоит в том, что нельзя точно определить край факела, и
поэтому угол факела можно найти лишь по измерениям
радиального распределения потока массы топлива на заданном
расстоянии от форсунки.
Степень равномерности
Окружное распределение топлива в коническом факеле
можно найти, распыливая топливо вертикально вниз в лоток*
разделенный на сектора. Каждый сектор соединен с отборной
трубкой. Подача топлива прекращается, когда одна из отборных
трубок становится полной. Относительный уровень наименее
заполненной трубки принимается за степень равномерности.
Во многих приложениях эта величина считается приемлемой,
если она равна 80 %.
Другие методы определения равномерности распределения
аэрозоля описаны в работе [46].
СТРУЙНАЯ ФОРСУНКА
Распыливание жидкостей может быть осуществлено
довольно простыми средствами. Например, при истечении
керосина или бензина через отверстие в стенке трубы под
давлением ~ 100 кПа создается мелкораспыленный аэрозоль.
Топливные форсунки, основанные на этом простом принципе,
называют струйными. Такие форсунки редко применяются в
основных камерах сгорания газотурбинных двигателей, но широко
используются в форсажных камерах, в которых система подачи
топлива обычно состоит из одного или нескольких укрепленных
на стойках кольцевых коллекторов со струйными форсунками.
Иногда в качестве коллекторов применяются радиально
расположенные трубки с заглушёнными концами, соединенные
кольцевыми трубопроводами. На этих трубках располагается
большое число топливных форсунок, которые обеспечивают
равномерное распределение мелкораспыленного топлива в потоке
газа, поступающего в зону горения.
Ясно, что при заданном расходе топлива большое число
малых отверстий позволяет более равномерно распределить
топливо в пространство, чем небольшое число крупных отверстий.
Однако ввиду опасности их засорения диаметр 0,5 мм на
практике обычно считают минимально допустимым.
Расход жидкости через струйную форсунку определяется по
формуле
ДРж)<>.5. A0Л0)
Коэффициент расхода отверстия CD зависит от многих
параметров, но главным образом от диаметра отверстия и отно-
Подача топлива 405
шения I/do, где / — длина канала. В работе [16] приведены
графики зависимостей коэффициента расхода от числа Рей-
нольдса, I/do, do и перепада давлений на форсунке. Эти
зависимости получены в основном из экспериментов [47]. Из них
следует, что коэффициент расхода максимален при I/do = 4—6.
При этом также максимальна дальнобойность топливной струи:
в неподвижном воздухе.
Эффективная площадь поперечного сечения потока
жидкости, вытекающей из форсунки, определяется величиной
отношения расхода жидкости к квадратному корню из перепада
давлений на форсунке. Эту величину называют параметром
расхода форсунки. Используются две величины, соответствующие
объемному и массовому расходам жидкости:
(кПа°>5), A0.11)
FN2 = тж(кг/ч)/УАР^ (кПа0'5). A0.12)
Угол конуса распыла струйных форсунок обычно находится?
в диапазоне от 5 до 15°. Диаметр отверстия и отношение I/do
на его величину влияют слабо. Угол конуса распыла зависит
главным образом от вязкости и поверхностного натяжения
жидкости и характеристик турбулентности вытекающей струи.
С увеличением интенсивности турбулентности возрастает
отношение радиальной и осевой компонент скорости потока в струег
что приводит к увеличению угла конуса распыла.
В случае струйных форсунок распыливание происходит с
образованием жидких нитей, которые затем распадаются на
капли. Распад струи улучшается с увеличением скорости
потока вследствие повышения уровня турбулентности в струе
и аэродинамических сил сопротивления окружающей среды.
Вязкость жидкости оказывает противоположное влияние на
распад жидких нитей. Аналитически это выражается
следующим соотношением для среднего размера капель аэрозоля
струйной форсунки при истечении жидкости в неподвижный,
воздух [48]:
о 1С. in4v0'2
Д ' \ ж (Ю13)
где иж — скорость жидкости, м/с, Vж — кинематическая
вязкость жидкости, м2/с
Следует подчеркнуть, что соотношение A0.13) справедлива
только при подаче жидкости в неподвижную воздушную среду.
Ниже рассмотрены два практически важных случая: 1) подача
в спутный или встречный поток воздуха и 2) подача в
сносящий поток воздуха.
Влияние скорости воздуха (газа) существенно потому, что
процесс распыливания не завершается на срезе форсунки: он
406
Глава 10
продолжается в окружающей среде до тех пор, пока размер
капли не достигнет минимальной критической величины, ниже
которой ее распад становится невозможным. Критический
размер капли зависит не от абсолютной, а от относительной
величины скорости жидкости в окружающей среде. Если жидкость
и газ движутся в одном направлении, то дальнобойность струи
увеличивается, а распыливание ухудшается, что выражается
в увеличении среднего диаметра капель. Наоборот, при
движении жидкости и газа в противоположных направлениях
дальнобойность струи уменьшается, конус факела расширяется, а
качество распыливания повышается. Таким образом, при оценке
влияния газового потока на об-
разование аэрозоля, а также
достигаемой степени дисперги-
рования жидкости следует
использовать величину
относительной скорости.
Если струйная форсунка
ориентирована по нормали к
направлению потока воздуха,
то капли большего размера
Воздух
Жидкость
рПа°сТп°рКеа
деление капель.
проникают в поток на большее
расстояние; распределение ка-
пель по размерам в этом
направлении показано на
рис. 10.8. Такое распределение аэрозоля не всегда является
недостатком; например, воспламенение облегчается, если оно
производится в области мелких капель.
Приведенное выше обсуждение влияния движения воздуха
на характеристики аэрозоля, создаваемого струйными
форсунками, относится только к случаю не очень высокой скорости
воздуха. Если струя жидкости подвергается воздействию
высокоскоростного воздушного потока, то механизм ее распада
становится близким к пневматическому. Струйные пневматические
форсунки широко используются в газотурбинных двигателях;
их характеристики и свойства аэрозолей будут описаны в этой
главе несколько ниже.
ОДНОСТУПЕНЧАТАЯ ЦЕНТРОБЕЖНАЯ ФОРСУНКА
Вследствие узкого конуса распыла струйные форсунки часто
непригодны для камер сгорания ГТД. Большие углы
характерны для центробежных форсунок, из .которых в результате
вращения жидкость вытекает в виде полого конуса.
Простейшую конструкцию имеет так называемая
одноступенчатая центробежная форсунка, показанная на рис. 10.9.
Топливо поступает в камеру закручивания через тангенциаль-
Подача топлива
407
Осевая сила
Результирующий
•поток >
Центробежная \
сила
ные каналы, сообщающие потоку большую крутку, при которой
образуется воздушный вихрь. Вращающаяся жидкость
вытекает через сопло под действием осевых и радиальных сил в виде
полой конической пелены. Угол конуса распыла определяется
отношением радиальной и осевой компонент скорости жидкости
на выходе из сопла. По мере
увеличения давления подачи
жидкости происходят
следующие изменения режима работы
форсунки: 1) топливо капает
из сопла; 2) топливо вытекает
в виде тонкой
деформированной струи; 3) возле сопла
образуется конус, который схло-
пывается в пузырь под
действием сил поверхностного
натяжения; 4) пузырь
раскрывается и приобретает форму
тюльпана с рваным краем, на
котором происходит распад
пелены жидкости на
сравнительно крупные капли; 3)
искривленная поверхность
выпрямляется до образования
пелены конической формы, при- Рис« 10^ Одноступенчатая центро-
л. бежная форсунка.
Чем С удалением ОТ форсуНКИ ,_тангеНциаЛЫ1ые каналы; 2-камера за-
Пелена уТОНЫПаеТСЯ, СТаНОВИТ- кручивания; 3 — угол конуса распыла;
СЯ НеуСТОЙЧИВОЙ И распадается 4-°°?™ш™* »«Р« 5—ходное отвер-
на нити, а затем на капли,
образующие равномерный полый конус аэрозоля.
Были предложены различные типы центробежных форсунок,
различающиеся главным образом методом создания
закрученного течения жидкости до истечения струи [23]. К ним
относятся использование камер закручивания с тангенциально
расположенными щелями или отверстиями (как на рис. 10.9),
каналов со спиральными канавками или лопатками, а также
тонких закручивающих пластин без камеры закручивания и
тангенциальных каналов.
Коэффициент расхода
Коэффициент расхода центробежных форсунок мал
вследствие образования воздушного вихря, который занимает
значительную часть площади поперечного сечения сопла. В работе
[49] были изучены характеристики большой группы форсунок
сходных конструкций при использовании жидкостей с различ-
408
Глава 10
ными плотностями и вязкостями. Установлено, что существует
общая зависимость коэффициента расхода от числа Рейнольдса,
определенного по диаметру сопла. При малых числах Рейнольдса
силы вязкости приводят к утолщению пленки жидкости у
выхода сопла и поэтому увеличивают коэффициент расхода. В
случае сопел с малым параметром расхода при малых
номинальных расходах и низкой температуре керосина этот эффект
может привести к
существенно ному завышению расхода по
сравнению с требуемым для
воспламенения и запуска
двигателя. При значениях
числа Рейнольдса более
3000 (что характерно для
обычных условий работы
двигателя) коэффициент
расхода практически не
зависит от Re. Таким
образом, для маловязких топ-
лив принято считать, что
коэффициент расхода
данной форсунки постоянен в
любых условиях ее
работы.
Согласно предложенной
Тейлором [50] теории
центробежной форсунки для невязкой жидкости, коэффициент
расхода зависит от формы камеры закручивания и является
однозначной функцией отношения площади поперечного сечения
входных каналов к произведению диаметра камеры закручивания и
диаметра сопла Аф/О3с10 (рис. 10.10). Были предложены и
другие теории центробежной форсунки, основанные на
предположении о течении идеальной жидкости, однако все они имеют
ограниченное применение, так как вязкость жидкости изменяет
распределение скорости в камере закручивания.
0
Рис. 10.10. Теоретические зависимости
коэффициента расхода и угла конуса
распыла от геометрической
характеристики.
Соображения по проектированию
Основное внимание при проектировании центробежных
форсунок следует уделять величине потерь давления на трение. Эти
потери оказывают противоположные влияния на коэффициент
расхода. С одной стороны, потери на трение являются
бесполезной тратой энергии, уменьшающей эффективный перепад
давления на форсунке, что уменьшает коэффициент расхода.
С другой стороны, препятствуя вращению жидкости в камере
закручивания, трение уменьшает диаметр воздушного вихря
я поэтому увеличивает коэффициент расхода. Относительный
Подача топлива
409>
вклад этих противоположных эффектов зависит главным
образом от различных геометрических параметров, которые будут
далее обсуждаться.
Отношение диаметра камеры закручивания к диаметру
сопла. Влияние величины Ds/d0 на коэффициент расхода
показано на рис. 10.11, из которого видно, что Cd возрастает с
увеличением Ds/do. Однако величина Ds/do не должна быть больше
5,0, чтобы потери на трение не были велики [51]. В работе [52]
' о • . - , -
2s/do
Рис. 10.11. Зависимость
коэффициента расхода от отношения диаметра
камеры закручивания к диаметру
сопла форсунки.
Рис. 10.12. Зависимость коэффициента-
расхода от отношения длины камеры
закручивания к ее диаметру.
рекомендуется, чтобы Ds/d0 не превышало 2,5. Если нет других
соображений, то наиболее подходящим значением Ds/d0 можно
считать величину 3,3, при которой отклонение теоретического
значения Cd от экспериментального минимально (рис. 10.11).
Зависимость CD от Ds/do на рис. 10.11 может быть
представлена в виде
/сд.теор = о,
cD, „з„/
Отношение длины камеры закручивания к ее диаметру. Эта
величина должна быть по возможности малой для уменьшения
потерь на трение, однако для слияния отдельных струй из
тангенциальных каналов в равномерную вихревую пелену
необходима некоторая длина пути. В большинстве современных
центробежных форсунок отношение Ls/Ds выбирается между 0,5
и 1,0, хотя в последних исследованиях установлено, что более
высокие значения Ds/d0 (до 2,75) позволяют улучшить распы-
ливание [20].
Отношение длины сопла к его диаметру. Ввиду больших
потерь в сопле следует уменьшать это отношение до минимума.
В крупноразмерных форсунках I/do можно снизить до 0,2.
В форсунках малого размера вследствие трудностей их
изготовления с требуемой точностью величина l/d0 должна состав-
лять около 0,5.
410 Глава 10
Отношение длины тангенциальных каналов к их диаметру.
В работе [52] рекомендуется, чтобы эта величина не была
меньше 1,3. Более короткие каналы могут вызвать
неравномерное распыливание топлива.
Изготовление
Хорошее распыливание топлива и его равномерное
распределение в пространстве достигаются только при условии
точного изготовления и монтажа форсунки. В работе [53]
подробно описываются различные дефекты изготовления,
которые могут ухудшить характеристики форсунки. Важно не до-
лускать повреждения сопловых отверстий при установке
форсунок в двигатель..
Формула для коэффициента расхода
В работе [50] коэффициент расхода идеальной жидкости,
вытекающей из центробежной форсунки, определяется по
формуле
^ = «.225^. A0.15)
Учет влияния величин Ds/d0 и Ls/Ds на CD [51] требует
модификации этой формулы. Влияние Ds/d0 легко
учитывается при помощи поправочного множителя O,55(Ds/doH'5.
Обращаясь к зависимости Со от Ls/Ds> показанной на рис. 10.12,
можно заметить, что соответствующий поправочный
множитель в наиболее важном диапазоне изменения Ls/Ds (от 0,5 до
1,0) равен 0,95. Учет этих поправочных множителей в формуле
A0.15) дает
^ = 0,0616^^!-. A0.16)
Эта зависимость приведена на рис. 10.13 для двух значений
Ds/do, равных 5,0 и 3,5, вместе с кривой, полученной в работе
[54] и используемой на фирме «Лукас».
Расход топлива
Массовый расход топлива через одноступенчатую форсунку
зависит от размеров тангенциальных каналов и сопла,
плотности топлива и перепада давлений на форсунке. Расход
определяется по формулам A0.16) и A0.10), из которых следует
АРжР. A0.17)
Подача топлива
411
Угол конуса распыла
Угол конуса распыла 6 зависит главным образом от
площади поперечного сечения тангенциальных каналов и диаметров
камеры закручивания и выходного сопла. Теоретическое
соотношение между 9 и геометрическим параметром Аф/Dsdo
показано на рис. 10.10. Это соотношение справедливо только для
невязких жидкостей. Влияние вязкости приводит к его
модификации, которая зависит от формы и площади смоченной
поверхности, выражаемых отношениями Ds/d0, Ls/Ds и I/do, На
0,4
0,8 1,2
Аф/^о
0A 0,6
Аф/Vsdo
Рис. 10.13. Зависимость коэффициента Рис. 10.14. Зависимость угла конуса
расхода от геометрической характери- факела от геометрической
характеристики форсунки.
теория идеальной жидкости; эк-
р
стики форсунки.
теория идеальной жидкости;
эмпирическая кривая фирмы «Лукас» для
проектирования форсунок.
сперимент.
рис. 10.14 результаты теории Тейлора сравниваются с
экспериментальными данными [51, 54, 55]. Согласие между ними
оказывается удовлетворительным при больших значениях угла, но
при 6 = 60° теоретическое значение на 3° меньше
экспериментального.
Влияние коэффициента вязкости топлива на угол конуса
распыла 6 исследовалось в диапазоне значений от 2-10~6 до
50-10-6 м2/с [55]. Получено следующее соотношение между 0
и коэффициентом вязкости:
tgBoov'131. A0.18)
Влияние давления подачи топлива и давления среды, в
которую оно распыливается, на угол конуса распыла
одноступенчатых форсунок большой производительности исследовано в
работе [56]. Установлено, что в диапазоне изменения перепада
давлений от 1,7 до 2700 кПа и давления в среде от 10 до
800 кПа угол 6 изменяется обратно пропорционально произве-
412 Глава 10
дению АРжР^зд. Аналогичный результат получен для воды,
распиливаемой в неподвижный воздух; уменьшение угла А9
пропорционально АРжР^о2зд ^"П- Такое смыкание факела при
больших расходах топлива и высоком давлении среды является
главной причиной образования сажи и дыма при использовании
форсунок этого типа.
Как указывалось выше, угол конуса распыла зависит в
основном от величины Аф/Dsdo, но он может изменяться в широких
пределах в зависимости от конфигурации кромок сопла (скруг-
ления, фаски, выступы и др.), что часто делается с целью
уменьшения влияния вязкости топлива.
Параметры, влияющие на средний размер капель
В работе [7] и в других исследованиях установлено, что
основными факторами, влияющими на качество распыливания
топлива, являются свойства топлива и среды, давление подачи,
размеры и форма форсунки. Ниже обсуждается влияние этих
факторов.
Свойства жидкости. Важными свойствами топлив являются
поверхностное натяжение, вязкость и плотность. Величины
поверхностного натяжения топлив, используемых в ГТД, мало
различаются, и поэтому указанное свойство на практике не
имеет большого значения. То же самое относится и к
плотности. В противоположность этим свойствам вязкость топлив
может изменяться почти на два порядка, и поэтому ее влияние на
^средний размер капель существенно.
Работ по выявлению зависимости ?K2 от поверхностного
натяжения мало, а от плотности, по-видимому, нет вовсе. Влия-
лие поверхностного натяжения обычно представляют в виде
DS2ooGa. A0.19)
Величина а в работе [58] оказалась равной 0,6, но весь
диапазон изменения а составлял лишь около 20%, а вязкость
при этом изменялась очень сильно. В более основательной
работе [59] изучались шесть одноступенчатых форсунок с
впрыскиванием воды и керосина, имеющих одинаковые
коэффициенты вязкости, различающиеся на 30 % плотности и
коэффициенты поверхностного натяжения, различающиеся примерно
в 3 раза. Из полученных данных следует, что величина D32
изменяется под влиянием коэффициента поверхностного
натяжения, а не плотности. Для практически важных значений числа
Вебера, меньших единицы, было получено а = 0,16 или 0,19
в зависимости от того, какая величина поддерживалась
постоянной — АРЖ или тж.
Данные о влиянии вязкости на средний размер капель более
определенны. Во всех работах экспериментальные данные пред-
Лодача топлива 413
ставлялись в виде
где b = 0,16 [58], 0,20 [60] или 0,215 [61]. Принимая среднее
из этих значений, получим
Свойства окружающей среды. Представляет интерес влияние
двух параметров воздушной среды: давления и температуры.
Обычно их рассматривают как величины, изменяющие
плотность воздуха. Однако такое представление в действительности
является весьма упрощенным и, как будет показано ниже,
может привести к серьезным ошибкам.
Экспериментальные исследования влияния давления воздуха
на средний размер капель дали противоречивые результаты.
В работе [40] значение D32 возрастало с увеличением Рвозд,
что согласуется с выводами работы [57], в которой получено
соотношение D39 ©о Р°^1Л. Однако в работах [62, 63] обнаружен
«обратный эффект. Получены соотношения DS2 со Р~^ [63], D32oo
сор-о°з>2[64, 65] и D32oo Р~№[щш Таким образом, ввиду
неясности характера влияния давления на средний размер капель
необходимы дальнейшие исследования, особенно при высоких
давлениях, соответствующих условиям в современных
газотурбинных двигателях.
На рис. 10.15 показаны функции распределения капель по
размерам, полученные в работе [66]. С повышением давления
максимумы кривых смещаются в сторону более мелких капель,
что объясняется дроблением крупных капель при повышенном
давлении.
Исследовалось влияние температуры воздуха на средний
размер капель [66]. Результаты оказались противоположными
тем, которые можно было ожидать из чисто теоретических
соображений, указывающих на уменьшение числа Вебера (и,
следовательно, увеличение размеров капель). при повышении
температуры. Была получена зависимость
Ds2 оо Гво'з'д56. A0.22)
Такой несколько неожиданный результат был приписан
тому, что топливо, впрыснутое в горячий воздух, нагревается
конвективным и радиационным потоками тепла. Это уменьшает
поверхностное натяжение и, следовательно, увеличивает число
Вебера до значений выше критического, что приводит к
дроблению крупных капель. Отметим, что процессы теплообмена
должны способствовать улучшению распыливания также в
результате уменьшения вязкости топлива.
414
Глава 10>
Давление подачи топлива. С увеличением перепада
давлений возрастает скорость истечения топлива из форсунки,
вследствие чего увеличивается число Вебера и улучшается распыли-
вание. Аналитически этот эффект можно представить в виде
#32 <*>
A0.23)
В литературе приводятся значения с, равные 0,275 [67], 0,35
[66], 0,4 [60] и 0,43 [58]. Наиболее достоверной величиной
можно считать с = 0,35, так как в экспериментах работы [66]
0 20 40 60 50 100 120
Диаметр капли, мкм
10 40 60 80 100 12Q
Диаметр капли, мкм
Рис. 10.15. Распределение капель по Рис. 10.16. Влияние отношения длины
размерам при различных давлениях камеры закручивания к ее диаметру
воздуха [66]. на распределение капель по размерам
ТА=300 К, АР?-1700 кПа. [20].
диапазон изменения давлений был наиболее широк — от 100 до
1700 кПа.
Размеры форсунки. В работах [30, 31, 34] было
установлено, что характерным размером при распыливании является
толщина пелены жидкости, вытекающей из сопла форсунки.
Из теорий [68—70] следует, что средний размер капель
приблизительно пропорционален корню квадратному из толщины
пелены жидкости; это подтверждается экспериментальными
данными. Следовательно, при прочих равных условиях увеличение
размера форсунки снижает качество распыливания, поскольку
D32 сю rfj5. Хотя это соотношение следует из анализа
размерностей, влияние размера форсунки, насколько известно автору,
систематически еще не изучено.
Отношение длины камеры закручивания к ее диаметру.
Влияние отношения Ls/Ds на качество распыливания
изучалось в работе [20] в рамках более широкого исследования
зависимости размеров капель аэрозоля от геометрических
параметров форсунки. Полученные результаты показаны на
Подача топлива
415
рис. 10.16. Из них следует, что вначале с ростом Ls/Ds
качество распыливания повышается благодаря выравниванию
неравномерности распределения жидкости из-за малого числа
тангенциальных каналов. Затем с увеличением длины сильнее
начинают влиять потери давления, что ухудшает распыливание.
Таким образом, можно ожидать, что существует оптимальное
20 40 60 80 700 120 ПО
Диаметр.капли, мкм
Рис. 10.17. Влияние отношения длины сопла к его выходному диаметру на
распределение капель по размерам [20].
значение Ls/Ds. По данным работы [20], это оптимальное
значение близко к 2,75.
Отношение длины сопла к его выходному диаметру.
Результаты исследования [20] влияния l/d0 на размеры капель
показаны на рис. 10.17. Установлено, что величина D32 непрерывно
уменьшается в диапазоне изменения I/do от 2,82 до 0,4.
Оптимальное значение I/do не найдено, поэтому можно ожидать
дальнейшего повышения качества распыливания при
уменьшении l/d0 ниже 0,4.
Зависимости, определяющие размеры капель
Эмпирические соотношения, выведенные многими авторами
(см., например, [9, 60, 61]), обычно имеют вид
A0.24)
Чаще других используется одна из ранних формул,
полученная в работе [60]:
Гм. A0.25)
416 Глава 10
В недавней работе [58] приводится формула
D32 = 4La0-6v^16m^22 (ДРЖГМЗ, A0.26
охватывающая широкий диапазон изменения коэффициента
вязкости жидкости (от 1,0-10—6 до 93,0-10~6 м2/с), что
повышает достоверность показателя степени 0,16 величины vm-
Ввиду малого диапазона изменения поверхностного натяжения,
сопровождающегося сильным изменением вязкости, показатель
0,6 в формуле A0.26) может потребовать уточнения.
Анализ влияния параметров на размеры капель
На процесс распыливания жидкостей одноступенчатыми
форсунками воздействуют две противоположные силы: 1)
аэродинамическая сила, которая приводит к распаду пелены
жидкости на нити и капли, и 2) сила поверхностного натяжения,
препятствующая распаду пелены. Относительная роль этих сил
количественно выражается числом Вебера.
Как уже упоминалось ранее, определяющим параметром
при распыливании является толщина пленки, и поэтому она
должна быть выбрана в качестве характерного размера в
критерии Вебера. Таким образом,
. A0.27)
При этом предполагается, что ?>32 не зависит от вязкости
жидкости. Но величина t зависит от вязкости жидкости согласно
соотношению [34]
do \ |лж / V '
Тогда, подставляя A0.28) в A0.27), можно получить
^^^^0^. ' (Ю.29)
Анализируя имеющиеся экспериментальные данные с учетом
ширины диапазонов изменения параметров и надежности
применяемых методов измерения, можно принять в качестве
наилучших значений х и у соответственно величины 0,25 и 0,333.
При этом из A0.29) и выражения ^ж = 2АРж/рж следует
Г) j 0.25 0,25 0,125.0,5/д„ v-0,375 -0,25 П П ЧО\
^32 — АО [1Ж рж по {1лУж) Рвозд • V1U.OUJ
Величина показателя степени а близка к данным [59]
@,16—0,19). Величина показателя степени при |1Ж согласуется
со всеми известными данными. Влияние плотности жидкости на
Подача топлива 417
Z?32 невелико, что также следует из экспериментов, однако
надежных данных для проверки показателя степени рж не имеется.
Показатель степени do в экспериментах соответствует
теоретическому значению. Также подтверждаются значения показателей
степени перепада давления и плотности воздуха (—0,375 и
—0,25) [66]. Если в A0.30) подставить выражение dQ ~ т^/
ДАРжржH*25 и использовать данные работы [58], то можно
определить величину Л, и тогда получается следующая формула:
О32 = 2,25о0'2У*5т0*5(АРжГ0-5Р;о0?. A0.31)
Распределение капель по размерам
Кроме обширного исследования [12], число работ, в которых
изучалось распределение капель по размерам для
центробежных форсунок, невелико. Это объясняется большими
трудностями измерений в широком спектре размеров капель,
создаваемых рассматриваемыми форсунками. В работе [12]
сделано предположение о том, что распределение капель по
размерам для" хорошо спроектированной центробежной форсунки
можно вычислить, зная лишь средний размер капель
аэрозоля — jD32 или /)м. Оно основано на двух положениях,
проверенных экспериментально:
1. Отношение Z)M/D32 по многочисленным данным является
постоянной величиной как для центробежных, так и для
пневматических форсунок и равно 1,20. (Такое же отношение было
получено в работе [21] при определении парафиновым методом
размеров капель в случае форсунок, использующих
вспомогательный воздух.)
2. Существует универсальное соотношение между
относительным размером капли (при выборе DM в качестве характерной
величины) и соответствующей долей объема жидкости независимо
от типа сопла, вязкости жидкости и способа измерений.
Практическая важность такого результата состояла бы
в том, что можно быстро и точно установить распределение
капель по размерам, измерив только величину D32- Однако
величина отношения DM/D32 оказалась переменной [71]. Она
представляет собой меру дисперсии капель по размерам. Чем
меньше это отношение, тем аэрозоль ближе к монодисперсному.
Эксперименты показали [71], что возможно большое
отклонение от среднего значения DM/D32= 1,14, и поэтому сделан
вывод о необходимости использования двух параметров для
описания распределения капель по размерам.
Дальнобойность факела распыла
Уже отмечалось, что дальнобойность топливного факела
значительно больше, чем единичной капли, вследствие
индуцированного каплями спутного потока газа. Тем не менее, если
27 Зак. 761
418 Глава 10
нет каких-либо данных о дальнобойности факела, некоторое
представление о влиянии различных параметров можно
получить из рассмотрения движения единичной капли. При
использовании значения коэффициента сопротивления жидкой капли,
полученного в работе [72], показано [73], что для
дальнобойности капли диаметром D в покоящемся воздухе справедливо
соотношение
S оо (ДРж)М2Д1-84Рв-о°^Рж0-42. A0.32)
Наибольший интерес для практики в этом соотношении
имеют зависимости от перепада давлений подачи топлива ДРЖ и
давления газа РВозД. Влияние ДРЖ оказывается двояким.
Истечение топлива с большей скоростью способствует
увеличению дальнобойности факела, но происходящее при этом
уменьшение размеров капель приводит к увеличению
суммарной поверхности капель аэрозоля и, следовательно,
аэродинамического сопротивления, что уменьшает дальнобойность.
Из формулы A0.30) для рассматриваемой форсунки
следует
А>2~(ДРЖГ0'375. A0.33)
Подстановка A0.33) в A0.32) дает
-°'27. A0.34)
Таким образом, повышение давления подачи топлива в целом
приводит к уменьшению дальнобойности факела.
Влияние давления воздушной среды на дальнобойность
исследовано в работе [73]. Установлено, что дальнобойность
факела обратно пропорциональна корню кубическому из давления
воздуха, т. е.
, A0.35)
Такое уменьшение дальнобойности в совокупности с
соответствующим уменьшением угла конуса распыла может приводить
к чрезмерной концентрации топлива вблизи форсунки.
Наиболее серьезным следствием этого при высоком давлении в
камере сгорания является увеличение образования сажи,
приводящего к усилению излучения пламени и дымления.
Обдувочный воздух
Топливные форсунки в камерах сгорания газотурбинных
двигателей обычно располагают внутри экрана, образующего
вокруг форсунки кольцевой канал для подвода воздуха. Через
этот канал проходит в радиальном направлении по торцу
форсунки малая часть всего расхода воздуха в камеру — менее
2%. Этот воздух предназначается для защиты топливного
Подача топлива 419
сопла от перегрева пламенем и предотвращения нагарообразо-
вания, которое может повлиять на форму топливного факела.
Неравномерность распределения топлива по окружности факела
нежелательна ввиду вызываемой ею неравномерности поля
температуры и ухудшения характеристик высотного запуска. Кроме
того, на наиболее жестких режимах работы могут происходить
местные перегревы стенок жаровой трубы. Как показали
эксперименты, обдувочный воздух выполняет не только указанные
задачи, но при тщательном проектировании может заметно
повысить качество распыливания, особенно на режимах
неудовлетворительной работы форсунки.
Эффективность воздействия обдувочного воздуха как
средства уменьшения среднего размера капель изучалась в случаях
закрученного и незакрученного потока воздуха [74].
Установлено, что закрученный поток уменьшает средний размер D3*
(например, в одном из исследованных случаев с 171 до 126 мкм)
и способствует раскрытию факела в форме тюльпана при
низком давлении подачи топлива. На {Тежиме нормальной работы
форсунки обдув не влияет на угол конуса распыла. Менее
эффективно применение незакрученного потока воздуха (D32
уменьшается с 171 до 149 мкм); оно приводит к уменьшению
угла конуса распыла на А0 до 30° при самых малых расходах
топлива. Следовательно, обдув форсунки воздухом является
средством изменения угла конуса распыла.
Установлено [75], что количество движения обдувочного
воздуха рвоз U\O3A пропорционально Рвозд> а количество движения
топливного факела пропорционально Р2воз . Таким образом,
отношение этих количеств движения возрастает с уменьшением
давления в камере и максимально при самом низком рабочем
давлении. Это важно для авиационных двигателей, так как при
использовании незакрученного обдувочного воздуха
уменьшается угол конуса распыла на больших высотах полета
по сравнению с его значением в наземных условиях, что
увеличивает пределы устойчивого горения и диапазон надежного
повторного высотного запуска. Для работы при высоком давлении
воздуха в двигателе желательно иметь широкий факел распыла
топлива, что обеспечивает минимальное содержание дыма в
выхлопных газах. Если используются двухсопловые или
двухступенчатые форсунки, то отношение количеств движения обдувочного
воздуха и аэрозоля достигает максимального значения не при
минимальном, а некотором промежуточном расходе топлива.
В процессе доводки камер сгорания важно определить расход
топлива, при котором уменьшение угла конуса распыла обдувоч-
ным воздухом еще не вызывает неустойчивости горения. Эта
проблема не возникает, если угол конуса распыла всегда
больше 60°.
27*
420 Глава 10
Подводя итог, можно сказать, что кроме основной функции
защиты форсунки от нагрева и нагара обдувочный воздух
позволяет повысить качество распыливания при малом расходе
топлива и поэтому расширить пределы бедного срыва и
улучшить характеристики запуска. Однако следует помнить, что
чрезмерное количество незакрученного обдувочного воздуха
уменьшает угол конуса распыла и приводит к неустойчивому
горению.
РЕГУЛИРУЕМЫЕ ФОРСУНКИ
Основной недостаток одноступенчатой форсунки состоит
в том, что обеспечиваемый ею расход топлива изменяется
пропорционально корню квадратному из перепада давлений.
Следовательно, удвоение расхода топлива требует увеличения этого
перепада в 4 раза. В случае подачи керосина минимальное
значение перепада давлений для получения удовлетворительного
распыливания составляет около 100 кПа. Это означает, что
увеличение'расхода топлива, например, в 20 раз потребует
повышения перепада до 40 000 кПа. Такой существенный недостаток
одноступенчатой форсунки вызвал интерес к регулируемым
форсункам— двухступенчатым, двухсопловым и с перепуском
топлива, в которых изменение расхода топлива в 20 раз можно
получить при давлении подачи, не превышающем 7000 кПа.
Конструкции таких форсунок анализируются в работах [9, 49,
52, 53, 60, 76—78].
Двухступенчатая форсунка
Основное отличие двухступенчатой форсунки от
одноступенчатой состоит в использовании двух рядов, тангенциальных
каналов. Один ряд служит для подачи малого (дежурного) расхода
топлива на режиме малого газа или при работе двигателя
на большой высоте полета, а второй — для подачи топлива
с большими расходами на основных режимах. На режиме малой
тяги подачу топлива в основной трубопровод второго канала
закрывает подпружиненный клапан. Этот клапан открывается при
заданном повышении давления подачи топлива, после чего оба
канала остаются открытыми.
На рис. 10.18 показана схема конструкции такой двухканаль-
ной форсунки, а на рис. 10.19 — сравнение гидравлических
характеристик одноканальной и двухканальной форсунок, из которого
видно значительное преимущество последней, особенно при
малых расходах топлива. Например, при расходе топлива,
равном 10 % его максимального значения, перепад давлений
на двухканальной форсунке в 8 раз больше, чем на
одноканальной. В соответствии с формулой A0.31) такое увеличение пере-
Подача топлива
421
Основное
топливо ^_
Рис. 10.18. Двухступенчатая (двухка-
нальная) форсунка.
пада давлений почти втрое повышает качество распыливания.
Аналогичным преимуществом обладает и двухсопловая
форсунка, описание которой будет
дано в следующем разделе.
Одним из недостатков двух-
канальной форсунки является
тенденция к уменьшению угла
факела распыла примерно на
20° при включении второго
канала вследствие увеличения
отношения Аф/Dsdo (см. рис.
10.10). Эту трудность можно
преодолеть, если расположить
тангенциальные каналы подачи
дежурного топлива на
цилиндрической поверхности
меньшего диаметра. При этом
крутка потока и угол
топливного факела дежурного
топлива сначала уменьшаются, а
затем остаются неизменными.
На рис. 10.20 показана
схема устройства с общим
клапаном для нескольких форсунок.
0 20 АО 60 80 100
Относительное давление подачи
топлива, %
Клапан регулирует
распределение дежурного и основного
топлива между двумя
топливными коллекторами. Однако
на режиме малой тяги в такой
системе может происходить перетекание топлива через
основной топливный коллектор. Эту трудность можно
Рис. 10.19. Расходные характеристики
одноканальной и двухканальной
форсунок. «•
одноканальная форсунка; двух-
канальная форсунка. *-
Рис. 10.20. Двухколлекторная система
двухканальных форсунок.
/— топливный насос; 2 — клапан; 3
—основное топливо; 4 — дежурное топливо; 5—двух-
канальные форсунки.
Рис. 10.21. Клапан для
перераспределения топлива.
/ — стойка для подачи топлива к форсунке;
2 — клапан; 3—коллектор дежурного
топлива; 4— коллектор основного топлива.
422 Глава 10
устранить установкой клапана на каждой форсунке
(рис. 10.21).
В другой системе двухканальных форсунок используется
общий коллектор для дежурного и основного топлива с
клапанами у каждой форсунки. При повышении давления подачи
увеличение расхода топлива происходит с открытием клапанов под
действием давления в коллекторе. Обычно давление открывания
клапанов составляет около 700 кПа, поэтому на режиме малого
газа при наземной работе двигателя и при неполной нагрузке
в высотных условиях в камеру поступает лишь дежурное
топливо и также обеспечивается хорошее распыливание.
Двухканальные форсунки проектируются теми же методами,
что и одноканальные. Однако если нужно сохранить постоянный
угол конуса распыла, то при расположении каналов для
дежурного топлива на меньшем радиусе необходим специальный
анализ [52].
Двухсопловая форсунка
На рис. 10.22 схематично показано устройство так
называемой двухсопловой форсунки, которая, по существу, состоит
из двух односопловых форсунок, расположенных одна внутри
*г///////////--"""--><\ ДРУг°й таким образом, что фа-
°гпопливо ^Ш^^^Ж кел распыла дежурного топли-
топливо^ W^^ ва нах°Дится внутри факела
основного топлива. При малом
расходе все топливо поступает
во ВНуТреннее сопло, имеющее
Рис. 10.22. Двухсопловая форсунка. низкий параметр расхода. При
повышении давления подачи
топлива до некоторого заданного уровня открывается клапан
подвода топлива во внешнее сопло с высоким значением
параметра расхода. Этот уровень давления для различных
двигателей находится в диапазоне от 1400 до 3000 кПа.
В двухсопловой форсунке обеспечивается высокое качество
распыливания топлива при низких расходах благодаря большому
перепаду давлений в узких тангенциальных каналах внутренней
форсунки. В момент открытия клапана основного топлива
качество распыливания ухудшается вследствие невысокого давления
подачи основного топлива, а затем с ростом расхода
распыливание улучшается. Для повышения качества распыливания
сразу после открытия клапана обычно увеличивают угол
факела распыла дежурного топлива до значения, немного
превышающего угол факела основного топлива, с тем, чтобы
они, сливаясь на малом расстоянии от форсунки, обменивались
энергией. При этом распыливание топлива несколько
улучшается.
Подача топлива 423
Проведен анализ условий распиливания в указанном
критическом диапазоне расходов в предположении слияния факелов
и обмена их количествами движения [75]. В результате
получено следующее выражение:
[A +#H'5- I]2. ( Ю.36)
Здесь АРэкв — эквивалентный перепад давлений подачи всего
топлива, АРдеж — перепад давлений подачи дежурного топлива,
R — отношение параметров расхода для основного и дежурного
топлив. Следовательно, при любой комбинации параметров
расхода и давления открытия клапана можно из формулы A0.26)
или A0.31) вычислить средний размер капель, зная
минимальное значение АРЭкв. (Для обеспечения горения керосина с
высокой полнотой сгорания величина АРЭкв должна быть не меньше
140 кПа.) Наихудшие условия распыливания возникают при
отношении расходов основного и дежурного топлив, равном
<1+/?H5
)
В работе [75] исследовано влияние силы тяжести на
распределение топлива в многофорсуночных системах, используемых
в большинстве авиационных двигателей. Плохое распределение
топлива происходит при низком давлении подачи, койа
гидростатическое давление становится существенным для нижних
форсунок. Увеличение давления открытия клапана улучшает
распределение топлива, а увеличение отношения R ухудшает его.
Для обеспечения более равномерного распределения топлива
по форсункам следует устанавливать отдельные клапаны на
каждой форсунке.
Форсунка с перепуском
В отличие от одноканальной форсунки на внешней стенке
камеры закручивания этой форсунки имеется кольцевая щель,
через которую топливо перепускается, из камеры закручивания
(рис. 10.23) (см. [53, 77, 79,
80]). Подача топлива осуще- подача
ствляется под высоким давле- о
нием и с большим расходом.
Доля топлива, поступающего в
камеру сгорания, регулируется
вентилем на линии перепуска. Рис# 1(Ш. Схема форсунки с перепу-
Для уменьшения расхода топ- ском топлива,
лива в высотных условиях
полета или на малых оборотах двигателя количество
перепускаемого топлива увеличивают. Постоянное высокое давление
подачи обеспечивает большую крутку и эффективное распыли-
вание топлива даже при довольно малых расходах. Таким
424 Глава 10
способом можно удовлетворительно распиливать топливо
при расходе, равном 1 % его максимального значения; с
уменьшением расхода качество распыливания даже повышается [77].
Средний размер капель керосина при закрытом перепуске
определяется эмпирическим соотношением [60]
/K2 = 0,61т°ж318(АРж)-°'53. A0.37)
Широкий диапазон расходов топлива при высоком качестве
распыливания является наиболее важной характеристикой
форсунки с перепуском. Регулируя только перепуск и оставляя
постоянным давление подачи топлива, можно получить
диапазон изменения расходов 20: 1 [53]. Если при этом изменять
давление подачи в 25 раз, то диапазон изменения расходов
увеличивается до 100:1. Другим достоинством этой форсунки является
отсутствие движущихся частей и опасности засорения топливных
каналов, поскольку они рассчитаны на большие расходы
топлива.
Однако в форсунке с перепуском происходит значительное
(до 50°) увеличение угла конуса распыла при уменьшении
расхода топлива (ввиду уменьшения осевой компоненты скорости
при сохранении радиальной компоненты). Этот недостаток
отрицательно сказывается на процессе горения; как упоминалось
выше, желательно иметь обратную зависимость.
Другими недостатками системы с перепуском являются: 1)
сложность измерения расхода топлива по сравнению с другими
типами форсунок и 2) необходимость использования топливных
насосов повышенной производительности. По этим причинам
в последние годы интерес к форсункам с перепуском снизился.
Однако с увеличением содержания в авиационном топливе
ароматических соединений могут возникнуть серьезные трудности,
обусловленные отложением смол в узких каналах обычных
форсунок. Форсунка с перепуском такого недостатка не имеет, что
делает ее привлекательной при использовании в авиационных
двигателях топлив пониженного качества, для которых
характерны высокое содержание ароматических соединений, большая
вязкость и малая летучесть.
ФОРСУНКИ С ВЕЕРНЫМ ФАКЕЛОМ
Плоский факел распыленного топлива можно получить
посредством струй, вытекающих из щелей на плоской или
цилиндрической поверхностях навстречу друг другу. Существуют
форсунки, имеющие лишь одно отверстие, спрофилированное так,
чтобы соударение потоков жидкости происходило внутри
форсунки и топливо вытекало в виде веера с углом до 75°. Вокруг
таких форсунок устанавливают экраны для подвода вспомога-
Подача топлива
425
тельного воздуха с целью улучшения распыливания и обдува
кромки сопла. При этом используется перепад давлений воздуха
на жаровой трубе.
200
100
80
60
40
20
0
1
\
\ \
\ \
\ \
2^
-
I 1 1 ! L
АРобдувочного
воздуха, кПа
0,50
1,00
7,75
250
O,LlU
i i i i i i
50 100 -500 1000
АР подачи топливо, кПа
«У
Рис. 10.24. Характеристики распыливания форсунок с веерным факелом
(вязкость топлива 6,5-Ю-6 м2/с) [83].
Плоские факелы исследовались в работах [8, 81, 82].
Данные о среднем диаметре капель для форсунок с веерными
факелами удалось описать формулой [82]
v-0,18
0,25 0,18л0,2 1
О Рж РвоздЬ
A0.38)
Воздух
Увеличение размеров капель с повышением давления воздуха
объяснялось в работе [82] тем, что распад пелены жидкости при
этом происходит ближе к
соплу, где пелена толще.
Давление воздуха в камере, как
оказалось, не влияет на угол
факела распыла.
Как правило, капли,
создаваемые этими форсунками,
крупнее, чем в случае
центробежных форсунок при таких же
расходах топлива. Однако в
работе [83] описана форсунка
с веерным факелом,
создающая мелкие капли (D32 <
< 25 мкм) масла с вязкостью до 8,5-10~6 м2/с Эти данные
обобщены на рис. 10.24. При малых значениях перепада
давлений топлива очевидна важная роль обдувочного воздуха.
Форсунки с веерным факелом идеально подходят для малых
кольцевых камер сгорания, так как они обеспечивают хорошее
Рис. 10.25. Форсунка с веерным
факелом [84].
426 Глава 10
распределение топлива и позволяют уменьшить число точек
впрыска. Фирма «AVCO Лайкоминг» разработала несколько
вариантов конструкции такой форсунки. Один из них
схематически показан на рис. 10.25. Более подробные сведения об этой
и других форсунках имеются в работе [84].
ВРАЩАЮЩИЕСЯ ФОРСУНКИ
Во вращающихся форсунках жидкость подводится на
вращающуюся поверхность, по которой она под действием
центробежной силы достаточно равномерно распределяется. Вращающаяся
поверхность может иметь вид плоского диска, диска с
лопатками, чашки или колеса со щелью диаметром от 25 до 450 мм.
Малые диски вращаются со скоростью до 60 000 об/мин,
большие — до 12 000 об/мин. Расход топлива через одну форсунку
может достигать 1,4 кг/с [9]. Можно применять более низкие
скорости вращения — до 3000 об/мин, если использовать
вспомогательный воздух для улучшения распыливания. Такая система
обладает большой универсальностью. Она позволяет успешно
распыливать жидкости в широком диапазоне изменения
вязкости. Важное свойство вращающихся форсунок заключается в
возможности контроля толщины пелены жидкости и ее
равномерности путем изменения расхода и частоты вращения.
Процесс распыливания в поле центробежных сил изучался
в ряде работ [8, 10, 85, 86]. Детальный обзор методов
распыливания приведен в работе [9].
В зависимости от расхода жидкости и скорости вращения
диска могут действовать различные механизмы распыливания.
При малых расходах жидкость растекается по поверхности
и сбрасывается с диска в виде отдельных капель одинакового
размера. За каждой каплей тянется тонкая жидкая нить. Затем
капли отделяются от нитей, из которых в свою очередь
образуются мелкие капли примерно одинакового размера. Этот процесс
нерегулярен и происходит в различных местах периферии
вращающегося диска или чашки. С увеличением расхода процесс
распыливания, по существу, не изменяется, но жидкие нити
начинают образовываться по всей периферии, а их диаметр
увеличивается. При еще большем расходе жидкости образуется
тонкая пелена, распространяющаяся за кромку диска до тех пор,
пока поверхностная энергия не сравняется с кинетической
энергией пелены. На ее границе образуется толстый валик,
который затем разрывается на нити и капли; однако в отсутствие
опорной твердой поверхности распад происходит нерегулярно,
что приводит к большому различию капель по размерам. При
очень большой окружной скорости диска (например, более
50 м/с) жидкость, достигшая края диска, сразу распыливается
под действием окружающего воздуха.
Подача топлива 427
Установлено [87], что, за исключением ограниченного
диапазона условий течения, вращение не сглаживает течение
жидкости на поверхности, а равномерность толщины пелены в
сильной степени зависит от способа подвода жидкости. Установлено
также, что толщина пелены в точке ее свободного распада
обычно не зависит от скорости и диаметра диска или чашки,
а является лишь функцией расхода жидкости.
Описанный выше механизм распыливания вращающимися
форсунками должен способствовать уменьшению среднего
размера капель с повышением скорости вращения и увеличению
размера с ростом расхода и вязкости топлива. Это соображение
подтверждается различными теоретическими и
экспериментальными исследованиями, в которых получен ряд соотношений
между размерами капель и параметрами, характеризующими
процесс распыливания [9]. Одно из таких соотношений,
наиболее подходящее для газотурбинных двигателей, имеет вид [88]
DS2 = 6J0QJND(j;\ A0.39)
где ?>д — диаметр диска в метрах. Эта формула получена для
воды при расходах до 0,008 л/с, распыливаемой плоскими
дисками, имевшими диаметр от 0,06 до 0,14 м и частоту
вращения до 9000 об/с.
РАСПЫЛИВАЮЩИЕ СИСТЕМЫ
С ВРАЩАЮЩИМИСЯ СОПЛАМИ
Во Франции фирмой «Тюрбомека» разработана удачная
конструкция форсунки барабанного типа для использования в
радиально-кольцевой камере сгорания (рис. 10.26). Топливо
подводится под низким давлением
по полому валу двигателя и
вытекает в радиальном
направлении через сопла в
стенке вала. Число сопел
составляет от 9 до 18, а их диаметр —
от 2,0 до 3,2 мм. Сопла
располагаются в одном или двух
рядах. Жидкостью никогда не
заполняют всю площадь
поперечного сечения сопла во избежа- рис. 10.26. Система распыливания
ние засорения. Однако важно, фирмы «Тюрбомека».
чтобы сопла были тщательно ^^^
ИЗГОТОВЛеНЫ, а ИХ Края ОТПО- т
лированы, поскольку
равномерность истечения жидкости сильно зависит от точности и чистоты
обработки. При неравномерной подаче топлива на выходе из
428 Глава 10
камеры образуется вращающееся пятно горячих газов,
которое разрушительным образом воздействует на лопатки
турбины.
Равномерность подачи жидкости сильно зависит от характера
ее течения внутри вала, особенно в окрестности сопел. В случае
двух рядов сопел важно правильно распределить расход
жидкости между рядами. Важную роль, кроме того, играет форма
канала.
Главными достоинствами системы с вращающимися соплами
являются ее простота и малая стоимость изготовления. Требуется
низконапорный топливный насос, так как качество распыливания
зависит только от частоты вращения вала двигателя.
Эквивалентное давление подачи топлива очень велико: при
максимальной частоте вращения вала двигателя оно составляет около
3,4-104 кПа. Удовлетворительное распыливание достигается
даже при ~ 10 % максимальной частоты вращения. Влияние
вязкости топлива невелико, поэтому такая система в принципе
пригодна для распыливания различных топлив.
Из испытаний серии барабанных распылителей различного
диаметра при различных числах и размерах сопел было
установлено [89], что средний диаметр капель обратно
пропорционален окружной скорости барабана. В случае распыливания
керосина
D32 = 0,0426/l/6, A0.40)
где Уб — окружная скорость барабана, м/с.
Одним из недостатков системы с вращающимися соплами
является запаздывание изменения расхода вследствие большого
пути, проходимого топливом. Более серьезной проблемой
является обеспечение высотного запуска двигателя, поскольку на
режиме авторотации двигателя частота вращения вала мала и
качество распыливания снижается.
Описанная система идеально подходит для малоразмерных
двигателей с низкой степенью повышения давления воздуха, и
до настоящего времени это было основной областью ее
применения. Использовать системы с вращающимися соплами лучше
всего при больших значениях частоты вращения вала двигателя
(более 20 000 об/мин). В больших двигателях частота вращения
вала значительно меньше. Кроме того, в случае большой степени
повышения давления воздуха возникают трудности с
охлаждением стенок камеры ввиду сложного пути ввода охлаждающего
воздуха.
В США системы распыливания вращающимися соплами
успешно использовались на нескольких двигателях фирмы «Вильяме
рисёрч». Публикаций об этих системах немного. Полезные
сведения имеются в работах [90—93].
Подача топлива 429
ФОРСУНКИ С ПОДВОДОМ ВСПОМОГАТЕЛЬНОГО ВОЗДУХА
Отметим некоторые соображения о полезном влиянии потока
воздуха на распад струи или жидкости. Примером такого
влияния служит использование обдувочного воздуха вокруг однока-
нальных форсунок или форсунок с веерным факелом. Как
указывалось выше, главным недостатком одиоканальной форсунки
является малый перепад давлений на режиме малого расхода
топлива, если эта форсунка предназначена для работы с
большой производительностью на номинальном режиме. Одним из
решений этой проблемы является применение двухсопловых или
Топливо
воздух^ УШ/ЩЗ Возд^
\J////////////
Рис. 10.27. Форсунка с внутренним со- Рис. 10.28. Форсунка с внешним
соприкосновением потоков воздуха и прикосновением потоков воздуха и
топлива. топлива.
двухканальных форсунок, однако в случае одноканальной
форсунки можно использовать поток воздуха или пара для
улучшения распыливания при малом расходе. Было предложено
множество систем газового распыливания в промышленных
газотурбинных установках и топках [94—97]. В этих
конструкциях высокоскоростной газовый поток сталкивается с потоком
жидкости, имеющим относительно низкую скорость, либо внутри
форсунки (рис. 10.27), либо вне ее (рис. 10.28).
В форсунке с внутренним соприкосновением потоков угол
конуса распыла минимален при максимальном расходе воздуха
и увеличивается с уменьшением его расхода. Такой тип форсунки
подходит для распыливания очень вязких топлив, причем
хорошее распыливание обеспечивается при любом малом расходе
топлива. Форсунка с внешним соприкосновением потоков может
быть сконструирована таким образом, чтобы угол топливного
факела сохранялся постоянным при всех расходах топлива.
Достоинством такой форсунки является отсутствие опасности
попадания топлива в воздушный канал. Однако эффективность
использования воздуха в данном случае ниже, а энергетические
затраты выше, чем при внутреннем соприкосновении потоков.
В работе [98] описана конструкция форсунки с подачей
вспомогательного воздуха, в которой топливо в виде тонкой
пленки вводится радиально внутрь закрученного
высокоскоростного потока воздуха.
В табл. 10.5 приведены формулы, обобщающие
экспериментальные данные р размерах капель для форсунок различных
типов, в которых используется вспомогательный воздух.
430 Глава 10
Главным недостатком рассматриваемых форсунок является
необходимость подвода воздуха высокого давления, что
фактически исключает возможность их использования в авиационных
газотурбинных двигателях. Наилучшей областью их применения
являются крупные промышленные установки, особенно если
воздух высокого давления требуется лишь в периоды запуска
установки и выхода ее на рабочий режим.
ПНЕВМАТИЧЕСКИЕ ФОРСУНКИ
Принцип действия пневматических форсунок и форсунок,
использующих вспомогательный воздух, один и тот же. В них
кинетическая энергия потока воздуха тратится на дробление
струи или пелены жидкости с образованием ^идких нитей, а
затем капель. Различаются они в основном величинами расхода
и скорости потока воздуха. В форсунки с вспомогательным
воздухом он падается от компрессора или баллона высокого
давления, поэтому очень важно свести расходы воздуха к минимуму.
Если отсутствуют особые ограничения по величине давления, то
скорость воздуха можно сильно увеличить. Таким образом,
форсунки с подводом вспомогательного воздуха используют малое
количество воздуха при высокой скорости его течения. В
пневматических форсунках скорость воздушного потока ограничена
величиной ~120 м/с, соответствующей перепаду давлений на
стенке жаровой трубы, поэтому требуется большее количество
воздуха для получения высокого качества распыливания. Этот
воздух после его использования для распыливания топлива
участвует в процессе горения в первичной зоне камеры сгорания.
Пневматические форсунки обладают рядом преимуществ по
сравнению с механическими форсунками, особенно в
газотурбинных двигателях с высокой степенью повышения давления
воздуха. Они не требуют высокого давления подачи топлива и
хорошо распыливают его. Кроме того, вследствие эффективного
перемешивания воздуха с топливом при пневматическом рас-
пыливании содержание сажи в продуктах сгорания и уровень
излучения минимальны, что благоприятно для охлаждения стенок
жаровой трубы и в отношении дымности выхлопных газов.
Далее, пневматические форсунки обеспечивают одинаковое
распределение топлива по камере при любом его расходе, и
поэтому распределение температуры газов перед турбиной на
режимах с высоким давлением в двигателе можно точно
предсказывать, определяя поля температур газа при низких давлениях,
что, очевидно, имеет большое практическое значение.
Эти достоинства пневматических форсунок в последние
годы привели к их широкому использованию в промышленных
и авиационных газотурбинных двигателях. Большинство
применяемых форсунок относится к типу устройств с предваритель-
Подача топлива
431
ным созданием пленки топлива, которая затем подвергается
воздействию высокоскоростного воздушного потока. В других
конструкциях топливо подается в воздушный поток в виде одной
или нескольких струй. Во всех случаях важно наиболее
эффективно использовать воздух для распыливания.
В последнее время проведено большое число
экспериментальных исследований пневматических форсунок различных типов.
Их обзор и основные выводы будут изложены в последующих
разделах этой главы в форме, полезной инженерам, занятым
разработкой и испытаниями форсунок камер сгорания.
Экспериментальные исследования
Первое важное исследование пневматического распыливания
было выполнено Нукиямой и Танасавой [99] на форсунке с
простой струей жидкости (рис. 10.29). Размеры капель
определялись методом их улавливания на стеклянные пластины,
покрытые маслом. Исследовались жидкости с коэффициентом
вязкости от 0,001 до 0,050 кг/(м-с), коэффициентом
поверхностного натяжения от 0,019 до 0,073 кг/с2 и плотностью от 700 до
1200 кг/м3. Результаты иссле- Топливо
дований описываются эмпири- |
ческой формулой 1
0 5 Воздух р^Боздух ^
0,225 у п Ч1,5
V Яъозд,
A0.41)
Отметим, что члены суммы
в формуле A0.41) отражают
вклад относительной скорости
?7отн И ВЯЗКОСТИ ЖИДКОСТИ [Лж
соответственно. Результаты
работ [30—37] подтвердили
справедливость такой формы
зависимости Dz2 от определяющих
параметров.
Хотя формула A0.41) не является строгой с точки зрения
теории размерностей, из нее следует ряд полезных выводов.
Например, средний размер капель маловязких жидкостей
обратно пропорционален относительной скорости потоков воздуха
и жидкости, а при больших отношениях расходов воздуха и
жидкости влияние вязкости жидкости становится несущественным.
Исходя из анализа размерностей, следовало бы в формулу
A0.41) ввести величину размерности длины в степени 0,5.
/// п\\
/ / /1 I \ \ \
/ //I I \\ \
Рис. 10.29. Форсунка Нукиямы и Та-
насавы [99].
432 Глава 10
Кажется очевидным выбор в качестве этой длины диаметра сопла
для потока жидкости или воздуха. Однако из испытаний,
проведенных с соплами различных форм и размеров, Нукияма и Тана-
сава сделали вывод, что эти параметры не являются
определяющими. Следовательно, отсутствие характерного размера
форсунки— существенная черта формулы A0.41).
Серьезным ограничением формулы A0.41) является то, что
она не учитывает влияние плотности воздуха, так как все
эксперименты выполнялись в нормальных условиях. Это
обстоятельство не позволяет применять формулу A0.41) к камерам
сгорания, работающим в широком диапазоне изменения давления
и температуры воздуха.
Для оценки влияния отношения расходов воздуха и
жидкости на величину Dz2 в работе [17] форсунки с простой струей
помещались в трубы Вентури с горловинами диаметрами 0,27,
1,27 и 8,48 см. Жидкость подавалась вдоль осей двух меньших
труб и радиально в последнем случае. Капли улавливались
на пластины при их прохождении через факел (этот метод
искажает распределение по размерам в области малых капель).
Пробы были малопредставительны (примерно около 300
капель). По этим причинам точность полученных результатов
невелика. Однако удалось качественно оценить влияние плотности
газа (использовались азот, этилен и гелий) на ZK2 при распыли-
вании дизельного топлива. С уменьшением плотности газа в
7 раз Dz2 увеличивался приблизительно в 2 раза несмотря на
небольшое увеличение скорости потока газа.
В работе [100] исследовано распыливание струй жидкости,
подаваемых против потока воздуха и в спутном направлении.
Эксперцменты выполнены в диапазонах изменения скорости
воздуха от 60 до 300 м/с, диаметра отверстий от 1,2 до 4,8 мм,
коэффициента вязкости жидкости от 0,0032 до 0,0113 кг/(м-с) и
плотности воздуха от 0,74 до 4,2 кг/м3. Установлено, что
наиболее важным параметром, влияющим на средний размер
капель, является относительная скорость потоков воздуха и
жидкости. Обнаружено, что распределение капель аэрозоля по
размерам зависит от диапазона длин волн неустойчивых
возмущений на поверхности пелены жидкости, причем минимальная
длина таких волн обусловлена стабилизирующим влиянием сил
вязкости, а масимальная — влиянием сил инерции. Основываясь
на этих соображениях, авторы работы [100] получили формулу
,16.,0,34
"возд^отн
Результаты их экспериментов подтвердили зависимость от
скорости воздуха, а для показателей степени параметров жидкости
дали несколько другие значения.
Подача топлива 433
Сильная зависимость среднего размера капель от скорости
потока воздуха была обнаружена также при исследовании рас-
пыливания струй расплавленного парафина [101]. На основании
экспериментов получена формула
DM = 2,0f/^H68435. A0.43)
Средний размер капель и их распределение по размерам для
двух пневматических форсунок различных конструкций
определялись в работе [95]. Одна из форсунок имела сужающееся
сопло такого же типа, как в работе [99], и жидкость начинала
подвергаться воздействию воздуха в наиболее узком сечении сопла.
Другая форсунка состояла из центральной трубки для подводд
воздуха и кольцевого канала для подвода жидкости.
Использовались форсунки с отверстиями диаметрами 2,4, 2,8 и 3,2 мм.
В диапазоне размеров капель от 5 до 30 мкм результаты
экспериментов [95] описываются формулой
Z)M - 2,6 • 10~3 -j?=- ( ^озд )М A0.44)
Я*возд V Рвозд^возд^ /
в случае сужающегося сопла и
015
Рвозд^возд
J015 A0.45)
в случае форсунки второго типа. Здесь L — диаметр сечения
пленки жидкости на стенке канала.
, Результаты этого исследования в общих чертах подтвердили
ранее полученные выводы о благоприятном влиянии увеличения
отношения расходов воздуха и топлива, скорости и плотности
воздуха на качество распыливания. Интересной особенностью
зависимостей A0.44) и A0.45) является наличие в них величины
вязкости воздуха (хотя влияние вязкости непосредственно не
изучалось). Кажется удивительным и то, что с увеличением
диаметра сопла средний размер капель уменьшается; однако этот
результат объясняется утонением пленки жидкости с
увеличением ее длины.
Анализ механизма пневматического распыливания [102]
выявил важность кинетической энергии распыливающего
воздуха и существование связи между средним размером капель
и разностью кинетических энергий поступающего воздуха и
выходящего аэрозоля. В более поздней работе [103] были
использованы данные [98, 104] о распыливании парафина посредством
форсунки, разработанной в Национальном
научно-исследовательском институте газотурбинных двигателей (рис. 10.30),
28 Зак. 761
434
Глава 1©
и получено следующее выражение для среднего медианного
размера капель:
A0.46)
о0'3 Uuo
U
отн
В работе [97] изучалась эмульсионная форсунка, схема
которой показана на рис. 10.31. В этой форсунке жидкое топливо
Воздух
I
Топливо
J Топливо
J
I
• •>•
Рис. 10.30. Форсунка NGTE [102].
Рис. 10.31. Форсунка Малинджера
и Чиджера [97].
и воздух (или пар) подаются в камеру смешения. Процесс рас-
пыливания происходит частично в этой камере, но главным
образом в результате распада вытекающей пелены жидкости.
Получено хорошее согласие результатов этих экспериментов
с зависимостью A0.46) даже при отношении расходов воздуха
и жидкости, равном 0,005, т. е. в 10 раз меньшем, чем в работе
[102].
С другой стороны, в случае распыливания воды [99,106]
согласие с формулой A0.46) оказалось плохим, что было
объяснено коагуляцией капель. Предложено учесть этот эффект путем
введения в формулу A0.46) эмпирического сомножителя [106]
V^1. A0.47)
Подвергалась исследованию и пневматическая
форсунка, в которой могут быть реализованы различные течения
распыливающего потока воздуха [21]. В одном случае воздух
Подача топлива
4 35
Вспомогательный воздух
Топливо
подводится к топливному соплу по кольцевому сужающемуся
каналу, а в другом, кроме того, — по трубке, помещенной вдоль
оси топливного сопла (рис.
10.32). В этом случае
кольцевая пелена жидкости может
подвергаться воздействию
потоков воздуха с двух сторон.
Такое устройство создает
мелкодисперсный аэрозоль [105].
Размеры капель
расплавленных парафиновых смесей
определялись в диапазонах
изменения вязкости расплавов от 0,001
до 0,050 кг/(м-с),
относительной скорости воздуха от 75 до
393 м/с, отношения массовых
расходов воздуха и жидкости
от 0,06 до 40, плотности
жидкости от 800 до 960 кг/м3 и
плотности воздуха от 0,93 до
2,4 кг/м3.
В случае подачи
только основного (периферийного)
мость
Рис. 10.32.
шалла [21].
/—топливное
воздуха.
Форсунка Кима и
Марсопло; 2 — сопло основного
воздуха получена
зависи)м = 5,36. 10
a°'V'32
+ 3,44- 10
возд^отн
-3
40,57
10,36Л0,16
1 "ж
y-17 /твозд
г/0,54
иотн
A0.48)
где А — площадь проходного сечения канала воздушного потока
<м2), а
-1 при -^f <3,
-0,5 при
Для случая подачи как основного, так и дополнительного
воздуха получена зависимость
А, = 2,62-
a0.41(l0,32
0,16
+ 1.С
A0.49)
Был сделан вывод, что важными параметрами процесса
пневматического распыливания являются отношение массовых
28*
436 Глава 10
расходов воздуха и жидкости тВОзЛ/тж и скоростной напор
Рвозд^отн [21]. Их возрастание приводит к уменьшению размеров
капель. Рекомендуется использовать диапазон 0,1 <С тВОЗ!1/тж <
< 10. При тВозд/тж<0,1 распиливание резко ухудшается,
а при тВозд//йж > 10 энергия воздушного потока не используется
полностью. Следует отметить, что этот диапазон значительно
шире указанного в работах [31, 33, 37], где ухудшение распыли-
вания наступало при тВОЗдДйж < 2,0.
В работе [87] определялись характеристики аэрозоля,
создаваемого кольцевым потоком воздуха большой скорости,
симметрично обдувающего круговую пелену жидкости постоянной
толщины, стекающей с кромки вращающейся чашки.
Сопоставление полученных результатов с данными других авторов
показывает, что форсунки, в которых происходит предварительное
образование пелены, имеют преимущество перед форсунками
с плоской струей жидкости, так как контролируемое образование
тонкой пелены жидкости существенно для получения
мелкодисперсного аэрозоля. Полученная зависимость имеет вид [87]
a0,5v0,21
ц.-б. Ю-+0,0,87 p^(aP;;,yi5 х
X Гi + 0,065(Л±Л1*1 Г 2/ 2Q- Л0'5,
A0.50)
где Voth — отношение коэффициентов кинематической вязкости
жидкости и воды; а — радиальный зазор у кромки чашки, м;
Вф — диаметр чашки, м; ?/ф — окружная скорость форсунки
(периферии чашки), м/с; U0Tn — отношение скоростей воздуха и
жидкости (Gвозд/^/ф). Установлено, что при тВозд//йж > 1,5
влияние отношения расходов на величину jD32 становится незаметным.
Этот предел значительно меньше указываемого в последующих
работах [31, 32, 37, 105] (от 4 до 5).
Проведено теоретическое исследование роста капиллярных
волн на поверхности жидкости под действием потока воздуха
[106]. Считалось, что при определенной величине длины волны
ее гребень срывается в виде нити, распадающейся на капли,
диаметр которых пропорционален длине волны. Из этих
соображений получена формула
В 1960-х гг. в Кренфильде была проведена серия
экспериментальных исследований пневматического распыливания [30—37,
58, 105, 107]. Постановка этой продолжающейся
исследовательской программы связана с тем, что обычные механические фор-
Подача топлива
437
сунки не удовлетворяют требованию уменьшения лучистого
потока тепла от пламени и содержания дыма в выхлопных газах ГТД
с большой степенью повышения давления воздуха.
Для выяснения основных факторов, которые следует
учитывать при проектировании пневматических форсунок, в работе
[105] выполнено большое число испытаний различных распыли-
вающих устройств с использованием воды и керосина. Размеры
капель определялись методом улавливания на пластины,
покрытые окисью магния. Эксперименты подтвердили улучшение рас-
пыливания с увеличением скорости потока воздуха и слабое
топливо.
Воздух
\
\ Воздух
Рис. 10.33. Форсунка Брайана, Годбоула и Норстера [107].
влияние отношения расходов воздуха и жидкости в диапазоне
от 3,0 до 9,0. Был сделан вывод о том, что капли минимального
размера создаются форсунками, обеспечивающими наилучший
контакт между потоками воздуха и жидкости. При этом важно,-
чтобы образующаяся пелена жидкости подвергалась
воздействию высокоскоростного потока воздуха с двух сторон, что
также предотвращает попадание капель в потоке воздуха на
твердые поверхности.
Авторы также указали на важность создания как можно
более тонкой пелены жидкости перед ее обтеканием потоком
воздуха, поскольку увеличение толщины пелены жидкости,
стекающей с поверхности, приводит к увеличению толщины жидких
нитей и образованию капель большего размера.
Главной ценностью рассматриваемой работы [105] являются
не столько экспериментальные данные, которые получены с
помощью сравнительно грубых методов измерений, сколько ясная
формулировка главных принципов проектирования
высокоэффективных форсунок. Эти принципы можно суммировать
следующим образом:
438
Глава 10
1) Жидкость следует распределять в тонкую непрерывную
лелену постоянной толщины.
2) Лучше всего распыливаются пелены минимальной
толщины; на практике это означает, что диаметр кромки, с которой
стекает жидкость, должен быть максимально возможным.
3) Кольцевая пелена жидкости должна с двух сторон
подвергаться воздействию потока воздуха с максимально возможной
скоростью, т. е. потери полного давления воздушного потока
должны быть минимальными, а скорость воздуха у кромки —
максимальной.
В более поздних испытаниях форсунки рис. 10.33 [107]
было установлено, что в результате распределения топлива по
Топливо*
Рис. 10.34. Пневматическая форсунка с предварительным созданием пленки
жидкости [30, 31].
Л — поверхность, на которой образуется пленка жидкости; 2 — распылительная кромка;
•3—конус; 4—водослив.
поверхности распылителя и обдува пелены жидкости воздухом
с двух сторон получается значительное улучшение
характеристик распыливания и воспламенения топлива. Методом
рассеяния света исследовано влияние скорости и давления воздуха
на средний размер капель. Большая часть испытаний проведена
с водой. При этом в диапазоне скоростей воздуха от 60 до
120 м/с показатель степени в зависимости размера капель от
скорости составлял— 1,0—1,2. При давлении воздуха >200 кПа
средний размер капель изменяется в соответствии с
соотношением Dz2 ~ Рвоал*
В подробных исследованиях пневматического распыливания
[30, 31] также применялся метод рассеяния света. Схема
испытанной форсунки показана на рис. 10.34. В форсунке этой
конструкции жидкость подается через шесть расположенных
равномерно по окружности тангенциальных каналов в кольцевую щель
и через ее водослив на поверхность для образования пелены,
жоторая срывается у кромки этой поверхности. Предусмотрена
подача воздуха с двух сторон от пелены: часть воздуха проходит
¦через центральный цилиндрический канал и отклоняется грибком
Подача топлива
439
200
'180
160
740
g 720-
\юо
? 80
i
60
40
го\-
0 20 40 60 80
Коэффициент вязкости,Ю'3 кг/(м-с)
Рис. 10.35. Зависимость среднего
размера капель от вязкости
жидкости [30].
Форсунка с предварительным созданием
пленки жидкости {тж=0,015 кг/с,
=100 кПа)-
Wo*
w
1
/& о
A
X
#
+
€
A
1
^^
Скорость
духа Ug03fyM/(
60
70
80
90
100
110
725 J
I l
30 АО 50 60 70 80
Коэффициент поверхностного натяжения.
Рис. 10.36. Зависимость среднего
размера капель от поверхностного натяжения
жидкости [30].
Форсунка с предварительным созданием пленки
eW100 П Гвозд=29бК' <W
=100 м/с).
20
V
-1%
\ \
:^
/22,7
73,7
,73,6
\ ^
1 !
Цтд^,9
i i
1 i
1 I [ I
„г 1,0 7,2 7,4 7,6 7,8 2,0 2,2
Плотность жидкости, 70 3 кг/м3
Рис. 10.37. Зависимость среднего
размера капель от плотности
жидкости [34].
Форсунка с предварительным созданием
'1 23456789 10 11
Отношение массовых расходов воздуха и
жидкости
пленки жидкости (Рв
= 100 кПа,
Рис. 10.38. Зависимость среднего размера
капель от отношения массовых расходов
воздуха и воды (РвозД= 100 кПа„
ГВОЗД = 296 К) [31].
440
Глава 10
в радиальном направлении к внутренней поверхности пелены
жидкости, а другая часть проходит через кольцевой канал,
окружающий корпус основной форсунки. Площадь кольцевого канала
выбрана минимальной в плоскости распыливающей кромки с тем,
чтобы поток воздуха имел наибольшую скорость в точке
соприкосновения с внешней поверхностью пелены жидкости.
Исследовалось влияние на средний размер капель свойств
жидкости — плотности и коэффициентов вязкости и
поверхностного натяжения. Влияние свойств воздуха оценивалось путем
20
1000 500 400 300 200
Температура воздуха, К
Рис. 10.39. Зависимость среднего
размера капель от температуры воздуха
Явозл=Ю0 кПа, /)з2~Г*озд)[31].
:еросин.
возд
вода;
7 2 3 Ч б 8 10
Давление воздуха, 105Па
Рис. 10.40. Зависимость среднего
размера капель от давления
воздуха [31].
О — вода; X—керосин.
•его подогрева. Кроме того, определялась зависимость ?>32 от
давления воздуха. Диапазоны изменения переменных величин
составляли: скорость воздуха 55—125 м/с, температура воздуха
296—424 К, давление воздуха 100—850 кПа, отношение
массовых расходов воздуха и жидкости 1—10, коэффициент
вязкости жидкости 0,001—0,044 кг/(м-с), коэффициент
поверхностного натяжения 0,024—0,074 кг/с2.
Результаты этих исследований [30, 31], частично
показанные на рис. 10.35—10.40, позволяют сделать следующие общие
выводы о роли основных факторов, определяющих средний
размер капель. В случае маловязких жидкостей определяющими
являются поверхностное натяжение, скорость и плотность
воздуха. Вязкость жидкости в широком диапазоне изменения
параметров оказывает особое влияние. По этой причине формула
Подача топлива * 441
для среднего размера капель имеет вид суммы, состоящей из
двух слагаемых:
\РвозХ,зд/ V ™возд/
возд^возд/ \ '"возд .
2 \0,425 у •
И'ж I ^0,575 f , , mM
где за характерный размер форсунки принят диаметр ?)ф.
Первое из них зависит главным образом от поверхностного
натяжения жидкости и количества движения воздуха, а второе — от
вязкости жидкости. При выводе этого соотношения
использован анализ размерностей, а константы получены из
результатов экспериментов.
Для таких маловязких жидкостей, как вода и керосин,
первое слагаемое в формуле A0.52) является главным, так что
?>32 увеличивается с ростом поверхностного натяжения и
плотности жидкости, размеров форсунки и отношения расходов
воздуха и жидкости и убывает с увеличением скорости и плот-
кости воздуха. Для вязких жидкостей второе слагаемое в
формуле A0.52) приобретает большее значение, в результате чего
Dz2 меньше зависит от скорости и плотности воздуха. Большие
отношения расходов воздуха и жидкости практически не влияют
на средний размер капель, что видно из рис. 10.38. Данные
этого рисунка имеют прямое отношение к проектированию
пневматических форсунок, поскольку они отражают следующие
важные для конструктора положения:
1) Качество распыливания начинает немного снижаться,
• когда АПвоздДйж становится меньше 4,0, а при тВоздДйж < 2,0
распыливание ухудшается очень быстро.
2) При тВозд/тж > 5,0 происходит лишь небольшое
повышение качества распыливания с увеличением расхода воздуха.
Ввиду возрастающего интереса к альтернативным топливам
для газотурбинных двигателей проведены широкие
исследования пневматического распыливания керосина, бензина и
различных * смесей бензина с тяжелыми фракциями нефти [58].
Использовалась форсунка, показанная на рис. 10.33; средние
размеры капель определялись методом рассеяния света.
Полученные экспериментальные данные представлены в виде
т \0'5 Г Г™ "I0*5 / и,2 У»425!
тВОзд / L Рвозд^возд V арвозд / J
A0.53)
Эта формула отличается от A0.52) лишь отсутствием влияния
размера форсунки и более слабой зависимостью D32 0T
отношения расходов воздуха и жидкости.
442
Глава 10
В экспериментах [30, 31] не делалось попыток измерить
толщину пелены жидкости, стекающей в поток воздуха с кромки
форсунки, хотя в анализе экспериментальных данных
предполагалось, что эта толщина оказывает сильное влияние на средний
размер капель [31]. Для проверки этого предположения
проведены испытания двух форсунок с плоской пеленой жидкости,
вводившейся вдоль средней плоскости прямоугольного канала
для потока воздуха [34]. В одном случае тонкая равномерная
пелена создавалась путем
введения жидкости через
пористую пластину,
расположенную перед распыливаю-
щей кромкой. Толщина
пелены t измерялась
контактной иглой. Во втором
случае использовалось
устройство, показанное на рис.
10.41, в котором топливо
вводилось в поток воздуха
через тонкую щель
регулируемой высоты, что позволяло
точно изменять и
контролировать начальную толщину
Воздух
Воздух
Рис. 10.41. Исследовательская форсунка
134].
пелены. Размеры капель определялись оптическим методом. По
экспериментальным данным была получена следующая
зависимость [35]:
а0,6р0,25
ВОЗД
A0.54)
Наиболее важной особенностью формулы A0.54) является то,
что в ней величина среднего размера капель непосредственно
связана с толщиной пелены жидкости t. Таким образом, в
случае маловязкой жидкости D32 ~ t°>\ Отсюда также следует
соотношение между ?>32 и размером форсунки Do, так как при
лрочих равных условиях / ~ Lc-
Влияние размера форсунки на средний размер капель
изучалось в работе [36]. Были испытаны три геометрически
подобные форсунки, у которых площади поперечных сечений
отверстий относились как 1:4: 16. Конструкция форсунок отличалась
от показанной на рис. 10.34 лишь небольшими изменениями
внутреннего воздушного канала с целью обеспечения более
плавного уменьшения его площади с приближением к распыли-
вающей кромке. Эти изменения исключали возможность мест-
Подача топлива
443
ного отрыва потока и обеспечивали прилипание пленки
жидкости к поверхности на всей длине канала. Эксперименты
проводились в основном с водой и керосином, но были также
испытаны специально приготовленные жидкости с большой
вязкостью. Средние размеры капель определялись
усовершенствованным методом рассеяния света [33]. Результаты для
воды, полученные в широком диапазоне изменения скорости
воздуха, показаны на рис. 10.42. Из них следует D32D°AZ
50 100 150 200 250 300
Расстояние, мм
Рис. 10.43. Изменение D& с удалением
от форсунки по оси факела распыла
воды (Явозд = 100 кПа, Г„озд =
= 296 К, t/возд = 100 м/с, ?>ф =*
= 76 мм) [37].
Рис. 10.42. Влияние линейного
масштаба форсунки на средний диаметр
о 1,2 з 4 5 капель воды [37].
Отношение массовых расходов воздуха Dqo~?>J}'43, Po e =100 кПа, г о =296 К.
и жидкости 62 ° В03Д ВОЗД
На основании анализа экспериментальных данных получена
следующая формула для среднего размера капель в случае
распыливания пневматическими форсунками с предварительным
образованием пленки жидкости на чашеобразной поверхности:
2 -
D0
*
возд
Рвозд^возд^ф
Рвозд
Исследовано также изменение среднего размера капель
с расстоянием от форсунки [37]. Эти результаты относятся
к водным аэрозолям, полученным с использованием наибольшей
444
Глава 10
форсунки при двух значениях тВОзд/тж и скорости воздуха
100 м/с (рис. 10.43). Эти и аналогичные данные .для других
форсунок показывают, что величины ?>32 имеют минимальное
значение на расстоянии 1,5 Оф от распыливающей кромки
форсунки. На больших расстояниях средний размер
капель несколько возрастает вследствие исчезновения (испаре-
\ния) мелких капель и, возможно, коагуляции крупных
капель.
Существенной конструктивной особенностью описанных
выше форсунок является поверхность, где предварительно
создается пленка жидкости, которая становится тонкой и
равномерной у распыливающей кромки. Такие форсунки особенно
эффективны, если обе
поверхности пелены, срывающейся с
кромки, подвергаются
воздействию потока воздуха. Это
требование приводит к
усложнению конструкции форсунки, в
которой приходится делать два
раздельных канала для
воздуха. По этой причине
некоторые конструкторы отдают
предпочтение пневматическим
форсункам с подачей топлива от-
Жидкость
i
Воздух
Рис. 10.44. Форсунка с простой струей
жидкости [32].
дельными простыми струями, как показано на рис. 10.29.
Форсунка этого типа впервые была изучена Нукиямой и Танасавой
[99], а впоследствии — многими другими авторами (см.,
например, [95, 108—110]).
Форсунки с простыми струями жидкости подробно
исследовались в работах [32, 33] специальным методом, который
позволял определять влияние на распыливание свойств жидкости
и воздуха, а также размеров форсунки независимо друг от
друга и в широких диапазонах их, изменения. Схема
исследованной форсунки показана на рис. 10.44.
Некоторые из результатов этого исследования показаны на
рис. 10.45—10.47. За исключением слабой тенденции
улучшения распыливания с увеличением плотности жидкости
(рис. 10.47), эти результаты в целом аналогичны полученным
на форсунке с предварительным созданием пленки жидкости.
"Немного сильнее зависимость D$2 от отношения расходов
воздуха и жидкости. Влияние диаметра топливного сопла do
оказалось весьма слабым, за исключением случаев распыливания
очень вязких жидкостей, для которых D39 ~ rfj5.
На рис. 10.48 сравниваются характеристики распыливания
форсунок этих двух типов в сопоставимых условиях. Видно, что
форсунка с предварительным созданием пленки образует капли
меньшего размера, особенно в неблагоприятных условиях
Подача топлива
445
О 10 20 30 40 50 60 10 80
Коэффициент вязкости жидкости, 10~2кг](м-с)
Рис. 10.45. Зависимость среднего размера капель от вязкости жидкости
(Рвозд = 100 кПа, Гвозд = 296 К) [32].
0 20 30 40 50 60 70 80
Коэффициент поверхностного
натяжения , ю~3кг/с2
Рис. 10.46. Зависимость среднего
размера капель от поверхностного натя-
.жения (Явозд = 100 кПа, Гвозд =
-= 296 К) [32].
0,8 1,0 1,2 /,4 1,6 1,8 2,0
Плотность, жид кости,Ю3 кг/м3
Рис. 10.47. Зависимость среднего
размера капель от плотности жидкости
(Рвозд = 100 кПа, Г3озд=296 К) [32].
446
Глава 10
малого отношения расходов воздуха и жидкости или малой
скорости воздуха.
Из анализа экспериментальных данных получена следующая
формула:
/ тж у»70
Ч "*возд/
)lf7°. A0.56)
rj
0,37 0,30
^ж "возд
Это выражение справедливо с погрешностью не более 8 %
в широком диапазоне свойств воздуха и жидкости, указанных
в табл. 10.7.
Дальнейшие исследования пневматического распыливания
выполнены в работе [58] с использованием форсунки, схема
которой изображена на рис. 10.49. В этой форсунке топливо
по
100
; 80
МО
20
I !
Топливо
Завихритепь
\
Ч\
Воздух
50
Воздух
Рис. 10.49. Пневматическая фор-
сунка с простыми струями [581.
60 70 80 90 700 170 720 7J0
Скорость воздуха, м/с
Рис. 10.48. Сопоставление характеристик
распыления пневматических форсунок с
простой струей жидкости и с
предварительным созданием пленки жидкости
(Рвозд = 100 кПа, Гвозд = 295 К) [32].
простая струя [32]; пленка
жидкости [31].
вытекает из большого числа круглых отверстий на
цилиндрической поверхности и попадает в закрученный поток воздуха.
Затем, без предварительного образования пленки, струи
разрушаются. Для такой схемы распыливания получена следующая
формула [58]:
0,19
v0,35
» РжРвозд /
т
2L.V
^возд / '
A0.57)
Подача топлива
447
о.
S
-г
s
•ecJ
cd
¦C
IS
« о
•ч w
3Л
о s
Qb S
2Г p<
О
Л
4
с
о
о
(Я
о
<U
со
СЗ н
Си <v
8
§
S
0)
ч
с
СЗ
•С)
448
Глава К
S
US
В
>>
о
о,
о
Я
s
S
в*
ш
н
а
со
О)
3
О)
5
о.
S
II
О
о ? g;
S
и
ч н
СЗ К О)
Я U Я
ffi
i
¦SB
н о
О Я
О А
е( ев
5 S
к ч
l
а
CQ
I
о
Си
О
с
о
о
се
а.
Ом С)
s к
5
•У?
!
+
I
о
я
к н
ч <¦>
«S
3 ВС
1=3 S
§"8
W О
<
?з
rf*M
^°
-^ О
I
О
°1
со"
С?
1"
п
ю
о"
Подача топлива
449
л о
ч к
§ а
«J
м
о
а,
о
Я-
?
S
се
О)
I
о
о
со схоо
¦ V,
в* ^<
11
о II о
X
•I
а
о
е
w
S
О)
IS
5
vo
с?
X
§ g
«s g
W О m
29 Зак. 761
450 Глава 10
Эта формула близка к полученной в работе [32], за
исключением более слабой зависимости ZK2 от отношения массовых
расходов воздуха и жидкости.
В общем было предложено большое число зависимостей
среднего размера капель от ряда параметров. Наиболее важные
из них для пневматических форсунок различных типов
приводятся в табл. 10.3—10.5.
ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ПАРАМЕТРОВ
НА СРЕДНИЙ РАЗМЕР КАПЕЛЬ
Основными параметрами распыливания являются
физические свойства жидкости и воздуха и геометрические
характеристики форсунок.
Свойства жидкости. Наиболее важными свойствами
жидкости при пневматическом распыливании являются ее вязкость,
поверхностное натяжение и плотность. Увеличение вязкости
отрицательно влияет на качество распыливания (рис. 10.35).
Как показывает высокоскоростная фотосъемка, с увеличением
вязкости подавляется образование на поверхности жидкости
волн, которые обычно предшествуют процессу распыливания.
Вместо образования волн происходит вытягивание длинных
жидких нитей с кромки сопла. Силы вязкости также тормозят
образование капель из нитей, так что процесс распада
завершается на большем расстоянии от форсунки при малых
относительных скоростях газа. Таким образом, увеличение вязкости
должно приводить к увеличению размеров капель, что
подтверждается результатами, показанными на рис. 10.35 и 10.45.
Силы поверхностного натяжения ухудшают процесс
распыливания, сглаживая возмущения на поверхности жидкости и
задерживая образование жидких нитей. Влияние
поверхностного натяжения на D32 для форсунок с простыми струями
и с предварительным созданием пленки жидкости
иллюстрируют соответственно рис. 10.46 и 10.36. Данные рис. 10.36, кроме,
того, свидетельствуют об отрицательном влиянии увеличения
расхода жидкости на качество распыливания.
Плотность жидкости сложным образом влияет на размер
капель. Например, в форсунках с предварительным созданием
пленки длина нераспавшегося участка пелены за кромкой
возрастает с увеличением плотности, так что образование нитей
происходит при меньшей относительной скорости жидкости
и воздуха. Кроме того, при данном расходе увеличение
плотности жидкости увеличивает плотность аэрозоля, что ослабляет
распыливающее действие потока воздуха внутри факела
распыла. Оба этих эффекта способствуют увеличению размеров
капель. Однако с увеличением плотности жидкости уменьшается
толщина пелены, образующейся у распыливающей кромки
форсунки с предварительным созданием пленки (*~РжМ), а в
Подача топлива
451
730
120
W0
80
60
I
случае форсунки с простой струей увеличивается
относительная скорость U0TH. Суммарный эффект этих противоположных
воздействий таков, что влияние плотности жидкости на D32
оказывается малым. В форсунках с предварительным
созданием' пленки ZK2 при увеличении плотности немного
возрастает, а в форсунках с простой струей — несколько уменьшается
(рис. 10.37 и 10.47).
Свойства воздуха. Среди
других факторов наиболее
важным является скорость
воздуха, что следует из рис. 10.35,
10.37, 10.45 и 10.47. В случае
маловязкой жидкости величина
DZ2 приблизительно обратно
пропорциональна скорости
воздуха. Это обстоятельство
указывает на важность
обеспечения максимальной
относительной скорости воздушного
потока при заданном перепаде
давлений воздуха в
пневматической форсунке.
Другим важным
параметром форсунки этого типа
является отношение массовых
расходов воздуха и жидкости. Как
показано на рис. 10.36 и 10.50,
для форсунок с
предварительным созданием пленки это
отношение оказывает на D32
существенное влияние.
Оказалось, что для пневматических
форсунок всех типов качество
распыливания начинает
понижаться, если /ПвоздДйж
становится меньше 4, и сильно
снижается, если это отношение уменьшается до 2. При тВозД/тж > 5
ценой значительного увеличения расхода воздуха достигается
лишь слабое уменьшение Dz2- Указанное влияние отношения
расходов воздуха и жидкости на размер капель согласуется с той
точкой зрения, что недостаток воздуха не позволяет
преодолевать силы вязкости и поверхностного натяжения для отрыва
капель, а избыток воздуха не дает преимущества ввиду его
физического отдаления от жидкой струи или пелены
жидкости.
Из рис. 10.38 также можно видеть, что небольшой
относительный расход воздуха в некоторой степени можно компенси-
40
30
20
16
15
Рис. 10.50. Зависимость ?>32 от
величины 1 + гпж/гпВозд в случае распыли-
•вания воды (Рвозд = 100 кПа, ГВозд=
= 295 К) [37].
1 1 i 1
I
1 I 1 Т
0,4 0,6 0,8 1,0 7,2
29*
452
Глава 10
остей
к
X
s
id
M
к
09
О
мал
in ель
то
аметр
к
•в
s
к
сред
ей
В
C
метр<
ей
си
ей
С
S
S
а
к
ВЛИ
о
дка данны
Сво
70.6*
аблица
о
<U
И
S
13мера
Си
О
реднег
и
осте
«а
ависи
со
К
аз
си
к
н
1бота
а*
змера
рсунки
ч
||
1
щ
°
11*
1возд
45
о —
л 2 <ь
ill"
р
On M
2 s
e *
ЮСТИ
уха
)ЗД
Е- en M
О о °-
ч м
с
ta
°
унки
форс
Тип
:з11
ю
о
о
ю
о
о
*-*
1
о
т
м создание
ЛЬНЫ
00
ю
о
ю
о
ю
о
ю
о
о
1-
т
S
LK0CT
рите,
ЖИ1
предва
пленки
О
со
о
о
СО
о
с?
о
ю
оо
о
1
CN
7
112]
ю
о
1-*
ю
о
о
ю
о
1
о
7
371
if
о
»-«
СО
о
о
о
1
<N
7
II
ю
о
о
Ю СО
о о
1 1
О <N
Т7
о
о
1Л
о
ю
о
1
о
о
7
жидкости
руей
н
о
sS
просто
и
951 -
сГ
о"
о
о
о"
1
<*
о
о
ю
о
о
с5
о
,25
о
1
ем
о"
1
,75
о
1
211 *
A0.48)
и
о
о
,41
о
со
о
1
о4
1
21
1
1001
CD
О
со
о~
1
,33
1
'I
> о
о
~?
СО
О
о
1
о.
СО
сГ.
1
о
1
Ч 1—
Ё
О
ю
CN
о"
ю
СО
сГ
98'
о
1
1Л
сГ
1
о
1
ЮЗ]
о
О
СМ
о
о
со
о
1
о
1
нный
03
ш
а
омбини
101]
95]
« 3
ОСЭ |
0,6
о
о
ю
о
1
§ а
*-< о
1 1
г—
о
о
о
,41
о
СО
о
1
й
о
1
7
119]
106]
со
СО
CD
S
о"
о"
1
Ю СО
о- со
О *-<
1 1
Подача топлива 453
ровать увеличением скорости воздушного потока. Это
существенно для проектирования форсунок с использованием
вспомогательного воздуха. Влияние температуры и давления
воздуха показано на .рис. 10.39 и 10.40 (керосин и вода). Из этих
результатов следует, что для форсунок с предварительным
созданием пленки жидкости D32 пропорционален плотности
воздуха в степени —0,7. Для этих форсунок D32 увеличивается
с ростом их размера согласно зависимости D32~ Z>4.
Влияние основных параметров на средний размер капель
маловязких жидкостей отражено в табл. 10.6. Условия
проведения различных экспериментов сведены в табл. 10.7.
Анализ экспериментальных данных
Различные формулы, предложенные для определения
величины среднего размера капель в случае пневматических
форсунок с предварительным созданием пленки, имеют важные
общие черты. Так, из табл. 10.6 видно, что показатель степени
скорости изменяется только от —1,0 до —1,2. Показатель
степени давления изменяется в более широком диапазоне — от
—0,5 до —1,0, однако величина —1,0 в работе [31] получена
при некотором изменении скорости и отношения расходов.
Если учесть эти обстоятельства, то показатель степени
уменьшится до —0,7 (рис. 10.40). В экспериментальном исследовании
[107] получена зависимость D32 от давления РВОзД в степени
—0,6. Следовательно, можно принять, что этот показатель
изменяется в диапазоне от —0,6 до —0,7.
Согласно данным, показанным на рис. 10.37, с увеличением
плотности жидкости ?>32 несколько возрастает. Все
экспериментальные данные о влиянии поверхностного натяжения
согласуются между собой и дают показатели степени в диапазоне
от 0,5 до 0,6. Интересно также отметить, что, за исключением
экспериментов [58], показатель степени величины A +
+ /пж//йвозд) изменяется лишь от 0,85 до 1,0 (см. табл. 10.6),
а из табл. 10.4 следует, что показатель степени у величины
размера форсунки изменяется между 0,4 и 0,5.
Таким образом, для пневматических форсунок с
предварительным созданием пленки в случае маловязких жидкостей
значения показателей степеней находятся в указанных ниже
диапазонах:
Параметр Показатель степени
Скорость воздуха —1,0 ... —1,2
Плотность воздуха —0,6 ... —0,7
Плотность жидкости 0 ... 0,25
Поверхностное натяжение 0,5 ... 0,6
Величина 1 + тж/тВозд 0,85 ... 1,0
Линейный размер 0,4 ... 0,5
454
Глава 10
Таблица 10.7 Условия проведения экспериментальных исследований
Тип форсунки
Использованные
жидкости
Свойства жидкости
W
10 кг/(м-с)
С
предварительным созданием
пленки
жидкости
Вращающаяся
чашка с
предварительным
созданием пленки
жидкости
С простой струей
С соударением
струй
Вода, керосин
Специальные
растворы
Вода, керосин,
специальные
растворы
Тяжелые фракции
нефти
Вода, керосин
Вода, керосин,
дизельное топливо
Вода, керосин,
специальные
растворы
Различные топлива
Вода, бензин, спирт,
тяжелое нефтяное
топливо
Водные растворы
Вода, изооктан,
бензол, топливо JP 5
Расплавленный
парафин
Расплавленный
парафин
Вода, керосин,
специальные
растворы
Тяжелые фракции
нефти
Вода
Водные растворы
Вода
2,77-73,5
24-73
26-73
27-74
27,7-73,5
27-73,5
26—74
29-35
19-73
50
16—71
30-50
18—22
26—76
27-74
73,5
50
73,5
784-1000
784—2180
780—1500
784—1000
784-1000
784—1000
784—1000
810—830
700-1200
800-960
806-828
794—2180
784—1000
1000
1000
1,0-1,29
1,0—1,20
1,0—44
1,0-86
1,0-1,29
1,0—4
1,0—44
5-165
1,0—50
1,0
0,45—1,93
1,0—50
3,2—11,3
1,0-76
1,0-53,4
1,0
1,0
1,0
Подача топлива
455
Свойства воздуха
р
ВОЗД'
10~2 кПа
Гвозд'
м/с
з2, МКМ
Метод
измерений
Работа
1,0
1,0
1,0-8,5
1,0
1,0
1,0-10,0
1,0-8,5
1,0
1,0
1,6—4
0,4—1,64
0,76—2,0
1,0—5,0
1,0
1,0
1,0
1,6—4
1,0
295
295
296—424
295
295
295
295
295
295
295
298
298
298
295
295
295
295
298
67—122
60-125
70-125
55-135
54—123
60-120
60-190
29-198
60-340
До
скорости звука
30—210
75-393
60-300
60-180
70—135
300—340
До
скорости звука
23-38
3-9
2-11
1-8
2—10
0,5—6,5
0,5-5,0
0,17-4
1-14
1—16
5—100
0,06—40
4-25
1-16
2-18
1—3
1-16
42—90
30—200
30—120
30—140
45—225
20—83
25-125
20—320
15-90
5—30
25-80
10—160
17-100
20-130
35—120
50-115
5-30
90—300
Улавливание
на пластины
с покрытием
Рассеяние
света
То же
Поглощение
света
Улавливание
на пластины
с покрытием
Счет под
микроскопом
Высокоскоростная
фотосъемка
Счет под
микроскопом
и просеивание
Микрометрические
измерения и
просеивание
Рассеяние
света
То же
Счет под
микроскопом
Сканирование
при помощи
радиометра
[105]
[30]
[31]
[58]
[34]
[107]
[37]
[87]
[99]
[95]
[ПО]
[21]
[ЮО]
[32]
[58]
[103].
[95]
[119]
456 Глава 10
Формула A0.55) лучше других соответствует этим
показателям. К тому же она получена с использованием более
совершенного оптического метода определения размеров капель
и на таком расстоянии от форсунки, где средний размер капель
минимален [37]. Кроме того, лишь в этом исследовании [37]
непосредственно оценивалось влияние размеров форсунки.
Величина показателя степени для рвозд получена косвенно (—0,7)
из соображений размерностей и в точности соответствует
экспериментальным данным, показанным на рис. 10.40.
Аналогичной согласованности экспериментальных данных
для форсунок с простой струей не наблюдается. Это видно из
табл. 10.6, где для всех переменных характерен большой
разброс значений показателей степени, полученных различными
авторами. Следовательно, трудно рекомендовать какую-либо
точную зависимость для размеров капель в данном случае. По-
видимому, следует отдать предпочтение формуле A0.56), так
как она получена в экспериментах с наиболее широким
изменением определяющих параметров — размера и свойств
жидкости и газа.
При сравнении приведенных в табл. 10.6 зависимостей для
этих двух типов форсунок можно заметить большое различие
показателей степени, особенно для плотности жидкости,
влияние которой на DS2 оказывается даже противоположным. Эта
различие не удивительно и объясняется следующими
причинами. В форсунках с предварительным созданием пленки
превращение массы жидкости в капли протекает в две стадии.
Первая стадия — это процесс создания пелены, в котором
жидкость, выходящая из нескольких тангенциальных щелей,
трансформируется в тонкую кольцевую пелену у распыливаю-
щей кромки. Установлено, что толщина этой пелены /
оказывает значительное влияние на качество последующего распы-
ливания; как показано в работе [34], D32 ~ t0'4. Но для данной
форсунки значение t зависит от расхода жидкости, диаметра
кромки канала, по стенкам которого движется пленка (/ ~ ^ф1),
а также от некоторых свойств воздуха и жидкости, особенно от
скорости воздуха и вязкости жидкости. Эти же свойства,
конечно, в значительной мере определяют и вторую стадию
процесса— распад жидкой пелены на нити и капли. Таким
образом, для форсунок с предварительным созданием пленки
зависимость среднего размера капель от того или иного параметра
определяется влиянием этого параметра на а) толщину пленки t
и б) распад пелены жидкости на капли. В форсунках же с
простой струей начальная толщина пелены жидкости всегда равна
диаметру струи, так что свойства жидкости и воздушного
потока влияют только на процесс распыливания. Это основное
различие в принципе действия рассматриваемых форсунок
обусловливает различия в характеристиках их работы. Ясно, что
Подача топлива 457
влияние отношения плотностей рж/рвозД должно проявляться
в этих форсунках по-разному. Согласно формуле A0.55), для
форсунки с предварительным созданием пленки показатель
степени у этого отношения равен 0,10. Учитывая зависимость
(?K2)i от числа Вебера в степени 0,6, получаем для рж и рВОзд
соответственно степени 0,1 и —0,7 (см. табл. 10.6). Если же
зависимость от отношения плотностей имеет степень —0,3, то
(ZK2)i зависит от рж и рВОзд в степени —0,3, что хорошо
согласуется с экспериментальными данными для форсунок с
простыми струями [32, 58, 100] (см. табл. 10.6).
Отсюда можно сделать вывод, что влияние отношения
плотностей на D32 для этих двух типов пневматических форсунок
существенно различно: для форсунки с предварительным
созданием пленки (D32)\ ^(рж/рвоздH'1, а для форсунки с простой
струей (D32)i ^(рж/рвозд)'3. Следовательно, требуются
дальнейшие более тщательные исследования двух систем
пневматического распыливания.
Анализ формул для размеров капель
Из обзора имеющихся экспериментальных данных для
пневматических форсунок с предварительным созданием пленки
можно сделать некоторые общие выводы о влиянии свойств
воздуха и жидкости на средний размер капель. Для таких
маловязких жидкостей, как вода и керосин, основными параметрами,
определяющими D32, являются поверхностное натяжение
жидкости, плотность и скорость воздуха. Для высоковязких жидкостей
влияние свойств воздуха менее важно, и ?>32 зависит в основном
от свойств жидкости, главным образом, ее вязкости.
Исследования влияния вязкости и скорости на средний
размер капель [23, 30, 33, 35, 37, 58, 99] показывают, что
зависимость для ?K2 должна иметь форму двухчлена
- A0-58)
В случае форсунок с предварительным созданием пленки (D32)i
определяется зависимостью от числа Вебера We = Рвозд^отн^ф/
/сг, т. е.
(D32)JLC со ( JL--V со We-, A0.59)
\ Рвозд^отн^ф /
где Lc — характерный масштаб форсунки (ее линейный
размер). По экспериментальным данным величина х равна 0,5,
так что
Lc
A0.60)
458 » Глава 10
Следуя работе [103], из уравнения сохранения количества
движения для области взаимодействия жидкости и воздуха
имеем
д "Г ^
т. е.
UВ
^ ОТН 1 _|_
Подстановка величины U0TH в формулу A0.60) дает
Для высоковязких жидкостей следует учитывать и величину
(?32J. Из работы [5] известно, что она зависит от
произведения Lc на критерий Z, являющийся отношением квадратного
корня из числа Вебера к числу Рейнольдса, т. е.
co^ A0.62)
ил„ jjfc.M-W'r A0.63)
Подставляя сюда величину UOTH= ?/ВОзд/A +^ж/^возд),
получаем
Суммируя выражения A0.61) и A0.64), для форсунок с
предварительным созданием пленки жидкости получаем:
+—)•
Рвозд^возд^ф
A0.65)
где Лг и В' — экспериментально определяемые константы,
зависящие от конструкции форсунки.
Из формулы A0.65) видно, что величина D32
пропорциональна квадратному корню из характеристического размера
и убывает с увеличением диаметра ?)ф, вызывающим (при
постоянстве других параметров) уменьшение толщины пелены
у распыливающей кромки [34]. Значение этого результата для
проектирования форсунок очевидно: в форсунках данного
размера (т. е. при заданной величине Lc) отношение D$/Lc
следует увеличивать, насколько это возможно.
На процесс распыливания оказывают влияние и такие
второстепенные факторы, как число Рейнольдса потока жидкости
и число Маха потока воздуха. Эти влияния не полностью вы-
Подача топлива 459
яснены. Точность оценки среднего размера капель по формуле
A0.65) можно улучшить, если увеличить показатель степени
первого слагаемого (Фаозди1оздрф) с 0,5 до 0,6. Кроме того, как
показывает высокоскоростная фотосъемка процесса распылива-
ния, с увеличением отношения рж/рвозД возрастает расстояние
от кромки, на котором происходит распад пелены, и
уменьшается относительная скорость [35]. Анализ экспериментальных
данных показывает, что этот эффект можно учесть, вводя
в формулу A0.65) сомножитель (рж/рвоздH'1 следующим
образом:
Рвозд^возд^ф / V Рвозд 7 V ^возд .
A0.66)
В качестве характеристической длины Lc целесообразно
выбирать средний гидравлический диаметр воздушного
канала форсунки в его выходном сечении (см. рис. 10.34). При
Lc ~ Do из A0.66) следует формула A0.55), где величины А
и В соответствуют экспериментальным данным [37].
Влияние толщины пелены жидкости
Влияние начальной толщины пелены жидкости на
характеристики аэрозоля, создаваемого пневматическими форсунками
с предварительным созданием пленки, изучалось в работе
[34] на исследовательской форсунке с плоской пеленой,
обдуваемой с двух сторон потоком воздуха в прямоугольном
канале (рис. 10.41). Анализ процесса распыливания и
обобщение экспериментальных данных показывают, что с
увеличением вязкости и расхода жидкости происходит увеличение
толщины пленки и среднего размера капель согласно зависимости
D32 ~ t°>4. Этот результат представляет большой интерес, так
как при постоянных остальных параметрах толщина пленки
пропорциональна размеру сопла, откуда следует, что
величина Ь32 пропорциональна линейному размеру форсунки в
степени 0,4. Это согласуется с выводом работы [37] и
предыдущими исследованиями [68—70]. Из фотографий, полученных
в работе [87], видно, что пелена жидкости распадается на
нити, диаметр которых зависит главным образом от толщины
пелены.
Механизм распада пелены
Процесс распада пелены, согласно работе [111],
определяется скоростью движения потока воздуха по отношению к
прилежащему слою жидкости. Под действием сил трения на
460
Глава 10
Рис. 10.51. Механизм распиливания маловязкой жидкости (движение воздуха
слева направо) [34].
первоначально гладкой поверхности пелены образуются
неровности, а затем неустойчивые нити жидкости. С увеличением
относительной скорости воздуха диаметр нитей и время их
существования уменьшаются, а в результате распада нитей образуется
большое число мелких капель в соответствии с теорией Релея.
Механизм распада пелены жидкости и образования капель
изучался в работе [34] с помощью искровой фотосъемки (с
выдержкой 0,2 мкс). На рис. 10.51 показано распыливание воды
при скорости воздуха 55 м/с. Тип распада соответствует
предположениям, сделанным в работе [70], о возникновении не-
Подача топлива 461
Рис. 10.52. Механизм распыливания вязкой жидкости (движение воздуха
слева направо) [34].
устойчивых волн при взаимодействии жидкости и воздуха,
разрыве пелены, образовании нитей и их распаде на капли. При
увеличении скорости воздуха распад пелены жидкости
происходит раньше, вследствие чего нити возникают ближе к распы-
ливающей кромке форсунки. При этом диаметр и длина нитей
уменьшаются, а образующиеся капли становятся мельче. В
случае высоковязких жидкостей механизм разрыва пелены
вследствие образования волн не действует, и жидкость сразу с рас-
пыливающей кромки растекается в виде длинных нитей. Распад
нитей происходит на большом расстоянии от распыливающей
кромки, где относительная скорость воздуха мала, поэтому
размеры образующихся капель довольно велики. Тип распада,
подтверждающий такую «волоконную» теорию [111],
иллюстрирует рис. 10.52 для жидкости с коэффициентом вязкости
0,017 кг/(м-с) при скорости воздуха 91 м/с.
Поскольку из толстых пелен жидкости образуются нити
большого диаметра, распадающиеся на крупные капли, для
достижения наилучшего распыливания важно создавать тонкие
462
Глава 10
пелены. Толщина пелены зависит от свойств воздуха и жидкости;
при увеличении вязкости и (или) расхода жидкости она
возрастает. Изменения поверхностного натяжения не оказывают
влияния на толщину пелены [34], однако при меньших значениях
коэффициента поверхностного натяжения пелена легче
распадается под действием потока воздуха, а длина жидких нитей
становится меньше.
Схема пневматической форсунки с двойным завихрителем
Не все пневматические форсунки, обсуждавшиеся в этой
главе, могут быть использованы в газотурбинных двигателях.
Воздух
Воздух
Топливо
Рис. 10.53. Форсунка с двойным
завихрителем [29].
/—топливная стойка; 2 — закручивающие
топливные каналы; 3 —внешний завихритель
воздуха; 4 — распиливающая кромка;
5"-внутренний завихритель воздуха; 6 —
поверхность для создания пленки жидкости;
7 —центральное тело.
Рис. 10.54. Форсунка фирмы «Паркер
Хэннифин» с двойным завихрителем.
Многие из них были разработаны для других практических
приложений, а некоторые — для проведения исследований
физических закономерностей распыливания. Например, очевидным
недостатком схемы форсунки, показанной на рис. 10.34, является
возможность перегрева и отложения нагара на поверхности
грибка (конуса), который может подвергаться воздействию
пламени. Эта трудность не возникает в схеме форсунки с двойным
завихрителем (рис. 10.53), в которой грибок заменен
завихрителем, предназначенным для создания закрученного воздушного
потока внутри потока воздуха, вытекающего концентрично из
внешнего завихрителя, но вращающегося в противоположном
направлении [29]. В этой форсунке тонкая сплошная пелена
топлива распыливается высокоскоростным потоком воздуха, а
возникающий аэрозоль подается на границу раздела противопо-
Подача топлива 463
ложно вращающихся потоков воздуха. Форсунка не имеет
выступающих в пламя металлических деталей и закрытых невен-
тилируемых полостей, в которых могут происходить образование
сажи и отложение нагара. Другие преимущества этой форсунки
связаны с использованием лопаточных завихрителей для
создания противоположно закрученных потоков во внутренней и
наружной областях течения и генерации интенсивной
турбулентности в сдвиговом слое. Поскольку в этом слое велика
концентрация распыленного топлива, скорость горения может
быть очень большой. На рис. 10.54 показана пневматическая
форсунка с двойным завихрителем, разработанная фирмой
«Паркер Хэннифин».
Распыливание пневматическими форсунками —
основные выводы
Из результатов многочисленных исследований
пневматических форсунок различных типов можно заключить следующее:
1. Средний размер капель аэрозоля увеличивается с
повышением вязкости жидкости и поверхностного натяжения и с
уменьшением отношения массовых расходов воздуха и жидкости.
Отношение массовых расходов следует выбирать немногим
более 3; увеличение его до 5 лишь незначительно улучшает
качество распыливания.
2. Плотность жидкости не оказывает большого влияния на
средний размер капель. Для форсунок с предварительным
созданием пленки жидкости средний размер капель несколько
возрастает с увеличением плотности жидкости, а для форсунок с
простыми струями жидкости — немного уменьшается.
3. Плотность и скорость воздуха играют наибольшую роль
в процессе пневматического распыливания. Средний размер
капель в общем обратно пропорционален скорости воздуха.
Влияние плотности воздуха можно выразить соотношением
D32 ~ р~ОзД, где п ж 0,3 для форсунок с простыми струями и
п = 0,6 — 0,7 для форсунок с предварительным созданием
пленки.
4. В случае форсунок с простыми струями начальный размер
струи слабо влияет на средний размер капель невязкой
жидкости. Увеличение размера струи для вязких жидкостей приводит
к значительному ухудшению распыливания.
5. В случае форсунок с предварительным созданием пленки
средний размер капель возрастает с увеличением характерного
размера форсунки согласно зависимости DZ2 ~ L°CA.
6. Для форсунки заданного размера (т. е. при любом
заданном значении величины Lc) наилучшее распыливание получается
при возможно большем диаметре распыливающей кромки ?)ф.
464 Глава 10
Это объясняется уменьшением толщины пелены t с ростом /)ф.
В результате средний размер капель уменьшается (Ь32 ~ t°>4).
7. Процесс распыливания жидкости форсункой с
предварительным созданием пленки завершается на расстоянии около
1,5 Вф. Далее этого расстояния средний размер капель несколько
увеличивается вследствие испарения мелких капель и,
возможно, коагуляции крупных капель.
8. Капли минимального размера создаются форсунками, в
которых обеспечивается максимальный контакт воздуха и
жидкости. В форсунке с предварительным созданием пленки
наилучшее распыливание пелены достигается в случае, когда она имеет
наименьшую и одинаковую толщину. На практике это означает,
что распыливающая кромка форсунки должна иметь
наибольший возможный диаметр. Важно также, чтобы
высокоскоростной поток воздуха обтекал пелену с обеих сторон. Это не только
улучшает распыливание, но и предохраняет стенки от попадания
на них капель топлива.
9. Форсунка с предварительным созданием пленки имеет
лучшие характеристики, чем форсунка с простой струей, особенно
при малых отношениях расходов воздуха и жидкости и малых
скоростях воздуха.
10. Существуют по крайней мере два различных механизма
пневматического распыливания. Их относительная роль зависит
в основном от вязкости жидкости. Если маловязкая жидкость
подается в поток воздуха, имеющий малую скорость, то на ее
поверхности образуются волны, поверхность становится
неустойчивой и распадается на части. Эти части сливаются в нити, которые
затем распадаются на капли. С ростом скорости воздуха распад
пелены происходит раньше, так что нити образуются на
меньшем расстоянии от распыливающей кромки; они тоньше и
короче и распадаются на капли меньшего размера. В случае
жидкости с большой вязкостью такой механизм распыливания не
реализуется. Жидкость стекает с распыливающей кромки в виде
длинных нитей, которые распадаются на довольно крупные
капли на большом расстоянии от форсунки, в области
относительно низких скоростей потока.
Более подробные сведения о пневматическом распыливании
содержатся в работе [112].
ИСПАРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
Другой способ подготовки топлива для горения состоит в
нагреве выше точки кипения наиболее тяжелой фракции
углеводородов с тем, чтобы топливо полностью испарялось до начала
процесса горения. Испарительные системы начали применяться
в камерах газотурбинных двигателей уже довольно давно. Так,
в первых камерах Уиттла топливо подогревалось в трубках,
Подача топлива
465
Рис. 10.55. Испарительная система.
/—патрубки для подвода воздуха;
2—корпус; 3 — жаровая труба; 4 — испарительная
трубка; 5 —турбулизатор.
помещенных в пламя; нагретое топливо поддерживалось при
высоком давлении, чтобы оно не испарилось в трубке до его
подачи через сопло, где давление резко уменьшалось до величины,
соответствующей давлению в камере сгорания [60]. Такой метод
испарения в настоящее время используется редко вследствие
теплового разложения топлива и нагарообразования внутри
трубки, а также трудностей регулирования расхода топлива.
Другим, значительно более
простым методом испарения
является подвод топлива и
воздуха в трубку, помещенную
в пламя. Топливовоздушная
смесь подогревается от стенки
трубки и в идеальном случае
вытекает из нее в виде смеси
пара и воздуха. В работе [113]
описываются ранние
конструкции испарителей,
использованных на двигателях «Мамба»,
«Сапфир» и «Вайпер» в
Великобритании и «Райт» J65 в
"США. Схема такой системы
показана на рис. 10.55.
Метод испарения топлива легко применим к различным
конструкциям камер сгорания. Многие успешно работавшие
трубчатые и трубчато-кольцевые камеры с испарением топлива
были разработаны фирмами «Роллс-Ройс», «Кертис-Райт» и
«Лайкоминг». Все эти камеры имеют плоское или скругленное
фронтовое устройство, на котором расположены испарительные
трубки и воздушные патрубки. В больших кольцевых камерах
число испарительных трубок обычно равно 24. Они имеют J-об-
разную форму и располагаются в два ряда (рис. 10.56). Высота
трубки обычно составляет 100—120 мм, а ее диаметр 20—30 мм.
Некоторые конструкции в длинной части колена испарительной
трубки имеют турбулизаторы потока для улучшения
перемешивания топлива с воздухом. По внешнему и внутреннему
периметрам фронтового устройства располагаются патрубки подвода
воздуха высотой 10—20 мм и диаметром 30 мм. В верхней
крышке каждого патрубка проделана щель шириной 5—10 мм.
Число патрубков чаще всего равно числу испарительных трубок.
Обычно отношение расходов воздуха и топлива принимают
близким к 3 при скорости воздуха около 40 м/с. Остальной
воздух первичной зоды распределяется через щели в патрубках и
участвует в горении с топливовоздушной смесью. Процесс
горения происходит вокруг испарительных трубок и за ними. Для
запуска камеры используется простейший факельный
воспламенитель.
30 Зак. 761
466
Глава ID
В случаях малоразмерных камер сгорания или камер, в
которых нельзя использовать большое число топливных трубок,
применяют Т-образные испарительные трубки, которые
увеличивают вдвое число точек подачи топлива. На рис. 10.57 показана
схема такой трубки; ее особенностью является разделитель во
входном колене, что делает это устройство эквивалентным двум
J-образным трубкам с общим входом.
При общей простоте испарительной схемы существует
множество их конфигураций. Так, на рис. 10.58 показаны два вари-
Рис. 10.56. Вид испарительной
системы со стороны выхода кольцевой
камеры.
/ — передняя стенка камеры; 2—патрубок
для подвода воздуха; 3 — испарительная
трубка.
Рис. 10.57. Т-образная испарительная
трубка (публикуется с разрешения
фирмы AVCO Lycoming).
/ — выходное колено; 2 — разделитель
потока; 3 — топливный факел.
анта конструкции, имеющей форму гриба. Получаемые с их
помощью распределения топлива исследованы в работе [114].
Испарительные системы имеют следующие преимущества:
1. Меньшее образование сажи благодаря предварительному
перемешиванию воздуха и топлива в испарительных трубках.
2. Низкие напоры в системе подачи топлива.
3. Простота и низкая стоимость по сравнению с двухсопло-
выми форсунками.
4. Практически неизменная равномерность распределения
топлива по зоне горения при изменении его расхода (по
сравнению с распределением для двухсопловой форсунки) и,
следовательно, постоянное поле температуры газа на выходе из камеры
сгорания.
Однако испарительные системы имеют ряд недостатков.
К ним относятся в первую очередь более узкие, чем для
форсуночных систем, пределы устойчивости горения по составу смеси.
Кроме того, существует опасность теплового разрушения
испарительных трубок, особенно при высоком давлении в камере.
Для поджигания смеси требуется поджигающая струя или
факельный воспламенитель. Наконец, работа испарительной
системы зависит от типа топлива.
Подача топлива
467
В современных двигателях испарительные системы
выполняют в основном функцию распределения топлива, а не его
испарения. Значительная часть топлива попадает на фронтовое
устройство жаровой трубы, где оно либо испаряется, либо рас-
пыливается воздухом, вытекающим из множества малых
отверстий во фронтовом устройстве.
Обзор развития испарительных камер сгорания фирмы
«Роллс-Ройс» до 1969 г. сделан в работе [115]. Там же
приведены характеристики
некоторых кольцевых испарительных
камер, а также их
диффузоров.
Другая схема
испарительной системы предложена в ра- __
боте [116]. В этой системе топ-
ЛИБО распределяется ВДОЛЬ Воздух'
стенки испарительной
предкамеры, где оно испаряется под рИс.
действием закрученного пото- П14].
ка первичного воздуха. Ее
преимущество состоит в создании предварительно перемешанной
смеси, что обеспечивает малое образование дыма, а при низком
коэффициенте избытка топлива и низкий уровень выброса N0*.
Недостатком такой системы является ее подверженность
отложению нагара на стенках при использовании тяжелых топ-
лив.
Топливо
10.58. Грибковый
испаритель
ПОДАЧА ГАЗА
При условии достаточно большой теплотворной способности
газообразных топлив (не менее 6 МДж/м3) их сжигание не
вызывает особых проблем. Обычно горение газа происходит с
малым образованием сажи и окислов азота. Основной трудностью
является достижение оптимального уровня перемешивания в
зоне горения. Слишком интенсивное перемешивание сужает
пределы устойчивого горения; а слишком слабое может вызвать
вибрационное горение с колебаниями давления. В двигателях,
предназначенных для работы на газообразном и жидком топ-
ливах, важно, чтобы распределения потоков топлива и воздуха
оставались одинаковыми при переходе на другое топливо, так
как в противном случае будет изменяться поле температур
газа на выходе из камеры. Необходимо также тщательно
регулировать расход топлива при таком переходе во избежание
срыва пламени или перегрева камеры.
Использовались различные способы подачи газа в камеру
сгорания, включая отверстия, щели, завихрители и трубки Вен-
тури. Их описание можно найти в работах [117, 118].
30*
468
Глава 10
СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ МЕТОДОВ ПОДАЧИ ТОПЛИВА
Процесс подачи топлива влияет на пределы устойчивости
горения и скорость тепловыделения. На рис. 10.59 показаны
типичные границы области устойчивости. Одна из них
соответствует равномерному перемешиванию топлива с воздухом,
создаваемому, например, пневматической форсункой, а другая —
плохому перемешиванию, имеющему место при использовании
Нагрузка камеры сгорания
Рис. 10.59. Влияние
перемешивания топлива с воздухом на
пределы устойчивого горения и скорость
тепловыделения.
хорошо перемешанные смеси
(пневматическая форсунка); плохо
перемешанные смеси (центробежная
форсунка).
200
100
0
i !
1
Запуск Малый
* газ
Взлет
Режим работы двигателя
Рис. 10.60. Сравнение характеристик рас-
пыливания двухсопловой и
пневматической форсунок по режимам работы
двигателя [67].
коэффициент вязкости 12-10 6 м/с;
коэффициент вязкости 1,2-10 6 м2/с
/ —двухсопловая форсунка; 2 — пневматическая
форсунка.
большинства механических форсунок. В однородных смесях
достигается высокий максимум скорости тепловыделения, но
диапазон устойчивого горения узок; он зависит главным
образом от температуры и скорости поступающего в камеру воздуха.
При плохом перемешивании максимум тепловыделения низок,
несмотря на то что средний состав смеси в максимуме
тепловыделения равен стехиометрическому. Плохое распределение
топлива вызывает значительные пульсации состава смеси
относительно стехиометрического значения. Однако горение
поддерживается даже вне концентрационных пределов
воспламенения соответствующей однородной смеси, так как при
неравномерном составе смеси существуют области, в которых локальное
значение состава близко к стехиометрическому. Таким образом,
для механических форсунок характерен широкий диапазон
устойчивого горения; в частности, «бедный» срыв происходит
при отношении расходов воздуха и топлива ~1000, тогда
Подача топлива
469
как в случае хорошего перемешивания оно примерно
равно 120.
Недостатки механических форсунок (особенно на
двигателях с высокой степенью повышения давления воздуха)
способствовали широкому применению пневматических форсунок,
которые показали ряд важных преимуществ: хорошее
распределение температуры газа, малое дымообразование, низкое
давление подачи топлива, большую надежность конструкции и
слабую зависимость от вязкости топлива (рис. 10.60). Такой
Дежурное
топливо
Рис. 10.61. Схема конструкции пневматической форсунки с дежурным
факелом.
недостаток пневматических форсунок, как более узкий диапазон
устойчивого горения, может быть устранен использованием
систем подачи топлива, в которых применяются комбинированные
форсунки. При запуске двигателя топливо подается через
механическую форсунку (струйную или односопловую центробежную).
На основных режимах работы дежурное топливо поступает
в'камеру вместе с топливом из пневматической форсунки. Это
обеспечивает легкий запуск, удовлетворительную эффективность
горения и широкие пределы его устойчивости при малом расходе
топлива без недостатков механических систем распыливания при
большом расходе топлива (соответствующем высокому давлению
воздуха) — сильного излучения пламени, большой дымности
выхлопных газов и чувствительности поля температуры газа в
выходном сечении камеры сгорания к изменению расхода
топлива. Конструкция комбинированной форсунки показана на
рис. 10.61.
Сравнение различных типов форсунок представлено в
табл. 10.8.
470
Глава 10
sli
5 x
я я оз
lib
ffl со Ь t4-
'egg
в g о
Big
и
53 q Co
И X К
1Ш
Sfe 0.0
Я g
и u
03 в
! * g к н «
!^ Я в о S^
' й 1 «S.S
га Э f Я
о о з оз" е{
§ § & «
о о ?
О
а
о
a*
о
X
s
a
s
4
с
о
н
В
8
2g
S3
03
S3
о
S3
So
f2
03 Я
« о
о м
ё
. о
n
2 со сз
ЯКе
Я О- О
О f_ *?
I
я
о
03
Н я <-> PQ
о
в
я
Я
s
н
ев
н
о
о
4>
о
о
я
s
я
о
н
я
я
я
S5
о
»Я
Л 03 03
1=3 И Я
03 Я Е?
я ^
S с о
о I
g »я a g
« О S й
_ я я я
я
о
со
§!
: э р
о о
у С Й
о g §5 g « « о
. я
—< СЧ 5* СО ^f1
СО
я
я
о
я
»я
я
S3 О
03 VO
я о
03 CU
М Е-
о я
я «
5"
я о
Ю
О
8
Подача топлива
47Т
ill
$ С сз s
5 о л 5
§ л сз
о
С
ST CQ
Я Я
CO эЯ
сз о
о. «
О со
«=5 S
сз К
Я о
о ч
03 О S
I
« CQ
: о
3 н К
2Го
= со 2 ю
SISI
2 к
5 я
л я
Я СЗ
О ffl
СО о
О- СО VO
а си
l§f Is
53 о s со о
I III!
—; cm'
а>
я ш
is
s g
я о
о а
? S
^ S си
CU X и л) Я
1-и:
сз о
« СО
я я §
i к « №
g s s &
О Ь S О
о
с
S со я
g g-g
Н о е!
III
-ч CN СО
*-ч CSJ СО
^ ю
1
о
>>
с
&
О)
я
Is
5 со
U
«я
о со
2 |
I:
iii.
о
е
l
i
472
Глава 10
1
IB
g-g
i
s
С
я
я
PQ
ано
о
14HH9L
а
а
Q
Он
а
о
я
сз
я
л
СЗ
сз
О
о
я
о
я
X
еля
И
CQ
с;
О
gs
CQ
Л я
§|
»Я
о к
? к
Он а сз
н
S
я
>5
СЗ
II
о §
<L>O
is
i!
is
X
Он СЗ 03 О, О ^
r-н* CN СО
5
I
S* 5 «о
5-
я
я s
я
я
СЗ
CQ
? Ч
«Я
О Я
4 О и
—< <N CO Th
o я
* я
я
g
R « vo о
S о
S 2
сз 5
»Я н
|'| я
С CQ Я
Подача топлива 473
ПЕРСПЕКТИВЫ И ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ СИСТЕМ
ПОДАЧИ ТОПЛИВА
В настоящее время установлено, что процессы подачи и
подготовки топлива имеют первостепенное значение для горения и
являются важной частью организации рабочего процесса в
камерах сгорания. При этом можно отметить следующие тенденции.
В отношении промышленных установок появляются требования
к использованию многих типов топлив, иногда с подачей воды,
что связано с существенным усложнением конструкции
форсунки. Ко всем двигателям предъявляется требование низких
уровней выбросов N0* и дыма, что может быть обеспечено
путем полного испарения топлива и его перемешивания с
воздухом до начала процесса горения. При этом возникнут
трудности с устойчивостью горения, для преодоления которых,
возможно, понадобятся системы регулирования расхода воздуха
и (или) распределения подачи топлива.
Потребуется разработка методов хорошего распыливания
альтернативных топлив, которые предполагается применять в
тазотурбинных двигателях, с целью достижения
удовлетворительных характеристик по запуску, полноте сгорания и выбросу
вредных веществ. Повышенное содержание ароматических
соединений в этих топливах значительно осложняет проблемы,
связанные с нагревом топлива и засорением топливных каналов
смолами. Поэтому топливная форсунка не только сохранит
свое первостепенное значение как элемент камеры сгорания, но
и потребуются дополнительные исследования и разработки
форсунок новых конструкций.
ОБОЗНАЧЕНИЯ
Лф — площадь входных каналов в камере закручивания;
CD — коэффициент расхода отверстия;
D — диаметр капли;
Do — средний гидравлический диаметр воздушного канала
форсунки в выходном сечении;
?)ф — диаметр кромки поверхности для предварительного
образования пленки жидкости;
Ds — диаметр камеры закручивания;
d0 — диаметр отверстия для подачи топлива, начальный
диаметр струи;
FNi — параметр объемного расхода форсунки, л (кПа)-°>5/ч;
FN2 — параметр массового расхода форсунки, кг (кПа)-°'5/ч;
L —диаметр сечения пленки жидкости, формула A0.44);
Lc — характерный размер форсунки;
Ls — длина камеры закручивания;
/ — длина выходного отверстия;
474 Глава 10
Du — средний медианный диаметр;
?K2 — средний заутеровский диаметр капли;
т — массовый расход;
N — частота вращения, об/мин;
п — число капель;
Р — давление;
Q — объемный расход, л/с;
q — параметр распределения капель по размерам;
R — отношение параметров расхода основного и дежурного
топлив;
Re — число Рейнольдса;
S — дальнобойность струи аэрозоля;
Т — температура;
U — скорость;
v — доля общего объема жидкости, содержащейся в каплях
диаметром менее х;
We — число Вебера;
х, у— параметры распределения капель по размерам;
х0 — минимальный размер капли;
хт — максимальный размер капли;
Z — число Z = VWe/Re;
б — стандартное отклонение;
К — длина волны;
\i — коэффициент динамической вязкости;
v — коэффициент кинематической вязкости;
р — плотность;
а — коэффициент поверхностного натяжения;
<р — угол конуса распыла.
II
Выбросы загрязняющих атмосферу
веществ
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время общепризнано, что загрязнение
окружающей среды выбросами продуктов сгорания 1) опасно.
Применительно к авиационным газотурбинным двигателям важны два
аспекта этой проблемы: 1) загрязнение городских территорий
в окрестностях аэропортов и 2) загрязнение стратосферы.
Измерения свидетельствуют о том, что лишь около половины всего
загрязнения среды в аэропортах создается самолетами, тогда
как остальное автомобилями. Однако, по мере того как
контроль за выбросами от автомобилей становится все более
эффективным, неконтролируемые выбросы от двигателей самолетов
могут превратиться в основной источник загрязнения.
Дым представляет собой наиболее очевидный загрязнитель,
свойственный газотурбинным двигателям, поскольку его можно
видеть невооруженным глазом. Другими загрязняющими
веществами, с котороми следует считаться, являются окись углерода
(СО), несгоревшие углеводороды (UHC), окислы азота (N0*)
и окислы серы (SO*). О вредном воздействии СО и N0* на все
живое широко сообщалось в литературе (см., например, [1,2]).
Выбросы дыма, включающие твердые частицы, нежелательны,
так как снижают прозрачность атмосферы; кроме того,
высказывались предположения, что частицы дыма (сажи) могут
содержать канцерогенные вещества. Несгоревшие углеводороды
являются основным источником неприятного запаха,
преобладающего в аэропортах и их окрестностях. Оксиды серы (в
основном S02 и БОз) образуются в результате реакций между
содержащими серу компонентами топлива и кислородом воздуха
в камере сгорания. Окислы серы токсичны, вызывают коррозию
и могут приводить к образованию капель серной кислоты. Так
как практически вся содержащаяся в топливе сера окисляется
до SO*, единственный эффективный метод снижения выбросов
SO* — очистка топлива от серы в процессе рафинирования. По
*) В отечественной литературе выбросы загрязняющих веществ,
содержащихся в продуктах сгорания, часто называют эмиссией (по аналогии с
английским emissions). Однако ГОСТ 17.2.1.02—76 исключает употребление термина
«эмиссия» и предписывает термин «выбросы». — Прим. перев.
476 Глава 11
этой причине окислы серы здесь более подробно не
рассматриваются.
По-видимому, наибольшую опасность для стратосферы
представляют следующие выбросы от двигателей:
1. Водяной пар и двуокись углерода — из-за опасности
возникновения в атмосфере «парникового эффекта».
2. Соединения серы, вызывающие образование в атмосфере
твердых частиц,, которые не пропускают солнечное излучение.
3. Окислы азота — из-за опасности разрушить озонный слой
в атмосфере, что привело бы к увеличению ультрафиолетовой
радиации на поверхности земли.
Первая проблема в настоящее время не считается
заслуживающей внимания. Вторая проблема может быть решена, как
уже указывалось, очисткой топлива от серы. Остается проблема
окислов азота и их реагирования в атмосфере с озоном.
Кинетический механизм этого процесса может быть представлен
следующим образом:
NO + Оз —> N
—> NO + O2.
Первая реакция отражает процесс исчезновения озона, а
вторая — процесс воспроизводства N0, благодаря которому
молекулы окиси азота могут вновь и вновь вступать в реакцию с
молекулами озона.
Насколько этот механизм важен для стратосферного озона
и отражательной способности планеты Земля, пока еще неясно.
Но именно вследствие такого пробела в наших сегодняшних
знаниях снижение уровня выбросов N0* является и останется
в ближайшем будущем важной задачей при конструировании
перспективных авиационных двигателей.
НОРМИРОВАНИЕ ВЫБРОСОВ
В соответствии с положениями закона «О чистом воздухе»,
принятого в США в 1970 г., федеральное Агентство по охране
окружающей среды (ЕРА) предприняло исследования с целью
выяснения степени воздействия выбросов загрязняющих веществ
с выхлопными газами авиационных двигателей на качество
воздуха. В результате этих исследований был сделан вывод о
необходимости введения ограничений на выбросы СО, UHC, N0*
и дыма от двигателей летательных аппаратов, совершающих
операции в зоне аэропорта. Были разработаны соответствующие
национальные стандарты США, опубликованные в 1973 г. [3].
Стандарты на дымление начали действовать с 1976 г. С тех пор
в стандарты вносились различные поправки, отчасти для того,
чтобы сделать возможным продолжение производства разрабо-
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
477
тайных авиационных двигателей, но также и для того, чтобы
учесть тот прогресс в знаниях и технологии, который был
достигнут в результате значительных усилий со стороны правительства
и промышленности [4].
Для того чтобы при нормировании выбросов
классифицировать двигатели по типам и размерам, ЕРА установило классы
двигателей, перечисленные в табл. 11.1. К классу Т1 относятся
Таблица
Класс
двигателей
Т1
Т2
ТЗ
Т4
Т5
Р1
Р2
11.1 Классификация ЕРА авиационных двигателей
Определение
Турбореактивные (ТРД) и
турбовентиляторные
(ТРДД) с взлетной тягой
менее 35,6 кН
ТРД и ТРДД с взлетной
тягой 35,6 кН и более
Двигатели семейства JT3D
Двигатели семейства JT8D
Двигатели для сверхзвуковых
полетов
Поршневые двигатели
Турбовинтовые двигатели
(ТВД)
Применение
Общего назначения
Широкофюзеляжные самолеты
Самолеты В707, DC-8
Самолеты В727, В737, DC-9
Сверхзвуковые пассажирские
самолеты
Общего назначения
» »
небольшие турбовентиляторные двигатели (ТРДД) общего
назначения с взлетной тягой менее 35,6 кН, тогда как более
крупные двигатели коммерческой (пассажирской и транспортной)
авиации вошли в класс Т2. Очень большое количество
находящихся в эксплуатации двигателей семейств JT3D и JT8D было
сочтено достаточно веским основанием для выделения этих
семейств в отдельные классы, обозначенные в табл. 11.1 как ТЗ и
Т4. Аналогичным образом двигатель «Олимп» 593,
установленный на самолете «Конкорд», включен в класс Т5, который
ограничен двигателями сверхзвуковых пассажирских и транспортных
самолетов. К классу Р1 относятся поршневые двигатели, а к
классу Р2 — турбовинтовые.
Нормирование выбросов загрязняющих веществ от
авиационных газотурбинных двигателей с целью снижения этих выбросов
базируется на эксплуатационных режимах, характерных для
зоны аэропорта и определяемых условно как стандартный цикл
взлетно-посадочных режимов. Этот цикл включает все операции,
совершаемые самолетом от момента, когда он при заходе на
посадку пересечет отметку высоты 914 м C000 фут), и до
момента пересечения этой же отметки при наборе высоты после
478
Глава It
взлета. Ясно, что суммарное количество загрязняющих веществ,
выброшенное самолетом в течение цикла взлетно-посадочных
режимов, зависит от продолжительности цикла и от величины
массовой скорости выброса этих веществ. Указанные факторы
в свою очередь зависят от типа самолета, числа, размера и
особенностей конструкции его двигателей. Данные о характерных
величинах суммарного выброса за цикл взлетно-посадочных,
режимов для трех главных классов самолетов приведены в
табл. 11.2. В этой таблице наземные операции самолета вклю-
Таблица 11.2 Выбросы загрязняющих веществ от самолетов
за цикл взлетно-посадочных режимов [2]
Класс
самолетов
Дальнего
радиуса,
реактивные
Среднего
радиуса,
реактивные
Ближнего
радиуса,
реактивные
Операции
Наземные
Полетные
Сумма
Наземные
Полетные
Сумма
Наземные
Полетные
Сумма
Выбросы, кг/самолет/цикл
СО
74,52
5,08
79,60
12,38
1,45
13,83
37,97
1,68
39,65
инс
32,07
8,62
40,69
2,45
0,41
2,86
3,67
0,09
3,76
Nox
2,38
3,63
6,01
1,12
1,51
2,63
1,06
0,06
1,12
дымовые
частицы
0,36
0,91
1,27
0,51
1,06
1,57
0,05
0,08
0,13
чают холостой ход (на стоянке с включенными двигателями),
руление, разбег при взлете и пробег после посадки, а полетные
операции — снижение при заходе на посадку (с высоты 914 м)
и набор высоты (914 м). Стандарты ЕРА определяют для
различных классов двигателей максимально допустимые уровни
выбросов четырех основных загрязняющих веществ: СО, UHC,
NO* и дыма. Указанные уровни выражены в граммах веществ
(за цикл) на 1 кН взлетной тяги и названы нормами выбросов
ЕРА 1981 г. Стандарты ЕРА для различных классов
эксплуатируемых двигателей и диапазонов взлетной тяги
устанавливают следующие нормы выбросов 1).
1) Одновременно с разработкой и совершенствованием национальных
стандартов США в Международной организации гражданской авиации
(ICAO) при участии советских специалистов был разработан проект
международных норм на выбросы загрязняющих веществ. Опубликованные ICAO
в 1981 г. максимально допустимые значения норм выброса СО, UHC и NO*
значительно отличаются от принятых в стандарте США 1981 г.
Предусматривается, что для всех турбореактивных двигателей (дозвуковых пассажирских
самолетов) с взлетной тягой более 26,7 кН, изготовленных после 1 января
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 479
1. Для двигателей в классе Р1, в классе Т1 при взлетной
тяге менее 27 кН и в классе Р2 при максимальной мощности
менее 2 МВт ограничения выбросов не устанавливаются.
2. Для двигателей в классах Т1, Т2, ТЗ и Т4 при взлетной
тяге в диапазоне от 27 до 90 кН (с 1 января 1981 г.): а) СО:
169,47-10'007462 RP, б) UHC; 26,51 • К)-0'006637 *р, где RP -
взлетная тяга в кН.
3. Для двигателей в классах Т2, ТЗ и Т4 при взлетной тяге
более 90 кН (с 1 января 1981 г., по N0* с 1 января 1984 г.):
а) СО: 36,1, б) UHC:6,7,b) NO* : 33/(rPR/25)°>5 [(гТ3)/288,15 —
2,774], где rPR — степень повышения давления в компрессоре
двигателя при взлете, а гТ3 — температура воздуха за
компрессором при взлете.
4. Для двигателей в классе Т5 (с 1 января 1980 г.): а) СО:
237, б) UHC : 30,7, в) N0* : 70,8.
5. Нормы выброса ЕРА по дыму (в условных единицах
измерения дымности отработавших газов, SN): а) в классах Tl, T2,
ТЗ и Т4 (с 1 января 1979 г.) SN = 79(RP)-°>265, б) в классе
Р2 (с 1 января 1979 г.) SN = 277 (RP)-0'280, в) классе Т5
(с 1 января 1980 г.) SN = 79 (RP)-0>265.
Выбросы с отработавшими газами для новых типов
газотурбинных двигателей гражданской авиации, которые будут
выпускаться после 1 января 1984 г., не должны превосходить
следующих уровней:
1. Для двигателей в классах Т1, Т2, ТЗ и Т4 при взлетной
тяге 27 кН и более:
a) UHC : 3,3, б) СО : 25,0, в) N0* : 33,0.
2. Для двигателей в классе Т5:
1986 г., выбросы не должны превышать: по СО —118 г/кН, по UHC —
19,6 г/кН, по N0*—D2 + 2rPR) г/кН, где rPR — степень повышения
давления в двигателе при взлете.
Следует отметить, что некоторые положения проекта международных
норм переходили затем в стандарты США в виде поправок к ним. В
частности, поправками от 1981 г. нормы выброса были сделаны по форме
идентичными параметру ICAO (т. е. в форме массы загрязняющего вещества за
взлетно-посадочный цикл, отнесенной к взлетной тяге, — эта форма нормы
выброса была предложена советскими специалистами). В декабре 1982 г. из
стандартов США были исключены все требования, касающиеся выброса
газообразных загрязняющих веществ, кроме требования по выбросу
углеводородов, распространяющегося на все турбореактивные двигатели с взлетной
тягой более 26,7 кН, изготовленные после 1 января 1984 г. Допустимый уровень
выброса UHC был установлен равным норме ICAO— 19,6 г/кН. Относительно
высокие допустимые выбросы СО, UHC и N0*, установленные ICAO, и
значительное смягчение требований в стандартах США не означают, что
проблема снижения выбросов от авиационных двигателей стала неактуальной. Это
скорее свидетельствует о сложности решения рассматриваемой проблемы, что
подтверждается и материалами данной главы. Ужесточение требований по
выбросам станет возможным только после освоения конструкторами и
промышленностью тех принципиально новых методов организации процесса в
камерах сгорания, которые рассматриваются далее в этой главе. — Прим. ред.
480 Глава If
a) UHC : 7,8, СО : 61,0;Чв) N0* : 39,0.
С точки зрения оценки суммарного выброса структура норм
ЕРА удовлетворительна, но для характеристики камеры сгорания
выбросы удобней выражать в виде удельных выбросов
загрязняющего вещества в граммах на один килограмм
израсходованного топлива. Обе величины легко перевести одну в другую, если
для данного двигателя известен удельный расход топлива.
Например, допустимые удельные выбросы, соответствующие
последним из рассмотренных норм ЕРА (для двигателей новых типов),
при среднем за цикл взлетно-посадочных режимов удельном
расходе топлива, равном 59 г/Н-ч получаются следующими:1)
Нормы ЕРА: по СО —25, по UHC —3,3, по N0* —33,0.
Допустимые удельные выбросы: по СО — 8,6, по UHC—1,2,
по N0*—11,3.
Следует отметить, что величина удельного выброса обратно
пропорциональна удельному расходу топлива, поэтому любые
усовершенствования конструкции двигателя, способствующие
уменьшению удельного расхода топлива, будут снижать и
уровень требований к камерам сгорания (т. е. повышать
допустимые значения удельных выбросов).
Для промышленных газотурбинных установок
ограничиваются только выбросы N0* и SO*. Предложенная норма для
N0* соответствует концентрации 75-10-6. Измеренные
концентрации N0* должны быть приведены к концентрации кислорода
в выхлопных газах, равной 15 %. Допускается введение
дополнительных поправок, учитывающих размер установки и ее тепло-
напряженность. Федеральные требования ЕРА в отношении
1) Автор допускает здесь неточность. Норма выброса ЕР и удельный
выброс El связаны между собой достаточно сложным образом, так как
удельный выброс характеризует выбросы на отдельных режимах работы двигателя,
а норма выброса определяется суммированием выбросов по всем режимам
условного взлетно-посадочного цикла, т. е.
ЕР = ? EliSFCifHRin,
i
где SFCt и THRi — удельный расход топлива и относительная (отнесенная к
взлетной тяге) тяга на данном режиме цикла, т* — продолжительность
режима. Лишь если условно принять, что на всех режимах цикла величины EI
и SFC равны некоторым средним значениям и, следовательно,
ЕР ="?/ • ~SFC Yi
i
то можно для тех или иных значений ЕР указать эквивалентные им условные
средние величины El. Но и в этом случае для приведенных в примере
значений параметров выброса соответствующие величины El при SFC = 59г/Н-ч
получаются другими: по СО — 4,55, по UHC —0,6 и по N0* — 6 г/кН (для
рассматриваемого класса двигателей величина J] THRt%i = 0,0932 ч). —
i
Прим. ред.
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 48?
дымления не установлены, но предусмотрены местные
ограничения.
Стандарты на выбросы от автомобильных газотурбинных
двигателей такие же, как и для поршневых двигателей. Уровни
выбросов осредняются по так называемому городскому ездовому
циклу ЕРА и выражаются в граммах на милю. Максимальные
допустимые уровни выбросов СО, UHC и N0* составляют
соответственно 3,4, 0,42 и 0,4 г/миля.
МЕХАНИЗМЫ ОБРАЗОВАНИЯ ЗАГРЯЗНЯЮЩИХ ВЕЩЕСТВ
Уровни концентрации большей части загрязняющих веществ
в выхлопе газотурбинных двигателей могут быть
непосредственно связаны с распределениями температуры, концентраций
и времени пребывания в камере сгорания. Эти распределения
изменяются от камеры к камере, а для данной камеры — ог
режима к режиму. Концентрации окиси углерода и несгоревших
углеводородов максимальны на режимах малой тяги
(мощности) двигателя и уменьшаются с увеличением тяги. В
противоположность этому выброс окислов азота и дымление
несущественны на режимах малой тяги и достигают своего
максимума на режимах наибольшей тяги. Эти тенденции в изменении
выбросов схематически показаны на рис. 11.1.
Окись углерода
Если топливовоздушная смесь в первичной зоне камеры
сгорания газотурбинного двигателя богатая, то СО образуется
в большом количестве вследствие нехватки кислорода для
завершения реакции окисления углерода до СОг. Если же смесь
в первичной зоне стехиометрическая или умеренно бедная, то
значительные количества СО будут образовываться вследствие
диссоциации СО2. В принципе можно снизить концентрацию СО
до пренебрежимо малого уровня посредством тщательно
сбалансированного подвода дополнительного воздуха за первичной
зоной с тем, чтобы обеспечить постепенное снижение
температуры продуктов сгорания.
На практике выброс СО оказывается значительно выше
термодинамически равновесного и максимальны на режимах
малой тяги, когда пиковые температуры газа в камере
относительно невысоки. Указанный факт противоречит тому, что
предсказывают вычисления, основанные на термодинамическом
равновесии, и свидетельствует о том, что большие количества
СО образуются в результате неполного сгорания топлива. Это
может быть вызвано одной или несколькими из следующих
причин:
31 Зак. 761
482
Глава 11
1. Низкая скорость горения в первичной зоне
вследствие недостатка топлива и (или) нехватки времени
пребывания.
2. Недостаточное перемешивание топлива и воздуха, в
результате чего образуются зоны, в которых смесь слишком бедна,
чтобы в них поддерживалось горение, а также зоны с излишне
богатой смесью, горение в которых приводит к высоким
местным концентрациям СО.
3. «Замораживание» продуктов горения, вовлекаемых в слои
воздуха, охлаждающие стенки жаровой трубы (кольцевые
камеры сгорания, у которых отношение поверхности жаровой
1OQQO
1000-
Малый газ
Взлетный
режим
1 1
-
1 1
1 . 1
\
\
\
\
\ .
\/
/\ 1
1
AS
Л'
Рис. 11.1. Характеристики выбросов
загрязняющих веществ от
газотурбинного двигателя.
/0-
О 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 7,2
Ф
Рис. 11.2. Удельные выбросы окиси
углерода на режиме малого газа [5].
кинетика окисления СО;
равновесие.
трубы к объему меньше, выбрасывают, вообще говоря, меньше
СО, чем трубчатые камеры).
Из рис. 11.2 видно, что низкие уровни образования СО могут
быть достигнуты только в достаточно узком диапазоне
коэффициентов избытка топлива — примерно от 0,7 до 0,9. При
меньших значениях ф концентрации СО велики вследствие малой
скорости окисления, а при более высоких ф концентрации СО
велики в соответствии с условиями термодинамического
равновесия. Как уже указывалось, равновесные концентрации СО могут
быть снижены до приемлемого уровня путем постепенного
подмешивания воздуха к газам за первичной зоной.
СО окисляется относительно медленно, и во многих
технических устройствах горения именно скорость окисления СО
является фактором, определяющим выбор минимального времени
пребывания и температуры воздуха, необходимых для того,
чтобы горение завершилось. При высоких температурах СО
расходуется главным образом в реакции
СО + ОН
со2 + н.
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
483
Эта реакция в широком диапазоне температур протекает
быстро. В области низких температур наиболее важную роль в
исчезновении СО играет реакция
СО + Н2О
СО2 + Н2.
Несгоревшие углеводороды
К несгоревшим углеводородам относят как топливо,
выбрасываемое из камеры в виде капель или пара, так и продукты
разложения исходного топлива
на углеводороды меньшей
молекулярной массы, такие, как
метан и ацетилен. Наличие
углеводородов на выходе из
камеры обычно связывают с
плохим распыливанием топлива,
недостаточно высокой ,
скоростью горения и
«замораживанием» продуктов неполного
сгорания в охлаждающем
воздухе вблизи стенок жаровой ~ ш воо 800^ юоо поо то
трубы. Изменение режима ра- р3>кПа
боты двигателя В сторону уве- Рис. 11.3. Влияние давления на кон-
личения тяги (мощности) при- центрации выбросов СО и UHC [6].
ВОДИТ К уменьшению ВЫбрОСа ^|МноГ^тУноашени^Увозд\/топ^ив6о009^ °УМ"
несгоревших ч углеводородов
; (частично благодаря" улучшению распыливания топлива, но в
основном из-за того, что повышение давления и температуры
воздуха на входе в камеру увеличивает скорость химических
реакций в ее первичной зоне). Влияние давления на
образование СО и UHC показано на рис. 11.3.
Окислы азота
Окислы азота, основную часть которых обычно составляет
окись азота, образуются в результате окисления азота,
находящегося в атмосферном воздухе, в высокотемпературных зонах
камеры сгорания. Этот процесс эндотермичен и идет с заметной
скоростью только при температурах выше 1800 К. Поэтому,
в противоположность СО и UHC, NO образуется только в
горячих центральных зонах камеры, и максимум концентрации
NO достигается на режиме наибольшей тяги (мощности).
Окись азота в зависимости от механизма ее образования в
камере сгорания бывает трех видов:
1) термическая NO, образующаяся при окислении
атмосферного азота в послепламенных газах;
31*
484
Глава 11
2) сверхравновесная N0, образующаяся в быстрых реакциях
во фронте пламени;
3) топливная N0, образующаяся в результате окисления
азота, содержавшегося в топливе.
Термическая окись азота. Установлено, что образование N0
в процессах горения происходит в соответствии с цепным
механизмом Зельдовича [7—9]:
02 *=* 20,
O + N2 =$=± NO + N,
N + 02 +=± N0 + 0.
Основные реакции окисления топлива в воздухе протекают
при избытке воздуха быстро и играют незначительную роль
Время, ыа
Рис. 11.4. Вычисленная равновесная
концентрация N0 в зависимости от
времени и коэффициента избытка
топлива [5].
Смесь СН2 —воздух, Р = 1 МПа, Г=2400 К.
Время, мс ^
Рис. 11.5. Вычисленная равновесная
концентрация N0 в зависимости от
времени и температуры \Б].
Смесь СН2 —воздух, Р — \ МПа, Г=2500 К,
в процессе образования N0, просто нагревая смесь. Цепные
реакции образования N0 начинаются с высвобождения атомов
кислорода при термической диссоциации молекул кислорода,
не израсходованных в горении. Появляющиеся затем атомы
азота реагируют с молекулярным кислородом и образуют N0.
Равновесная термическая диссоциация молекул азота при тех
температурах, которые имеют место в камерах газотурбинных
двигателей, еще не достигается, и единственным источником
атомарного азота служит вторая реакция (с атомарным
кислородом). Расчетная равновесная концентрация N0 возрастает
с уменьшением коэффициента избытка топлива <р при
фиксированной температуре и с повышением температуры при
неизменном ф (рис. 11.4 и 11.5). В натурных камерах ср и температура
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
485
взаимосвязаны, поэтому вследствие конкуренции между
молекулами топлива и азота за свободный кислород образование
N0 достигает максимума с «бедной» стороны от стехиометрии.
Хотя температура максимальна
в стехиометрической или
несколько более богатой смеси,
имеющийся кислород вступает
в реакцию главным образом с
молекулами топлива (из-за
более высокой скорости
экзотермических реакций окисления
топлива). При понижении ф
ниже примерно 0,8 падение
температуры горения
настолько велико, что оно перекрывает
эффект от увеличившегося
содержания свободного
кислорода, и уровень концентрации
образующейся N0 начинает
снижаться. ;
Рис. 11.6 демонстрирует
четкую зависимость выброса
N0* от температуры воздуха
на входе в камеру [10],
которая, как известно, в
значительной мере определяет
температуру пламени 1). Влияние на
выброс N0* температуры пламени
и давления воздуха
исследовалось в работе [И] с пропано-
воздушной смесью.
Полученные результаты хорошо
описываются выражением
О
Рис. 11.6. Зависимость выброса N0*
от температуры воздуха на входе в
камеру сгорания [10].
In (NOei/0 =-72,28 +
+ 2,80 д/Г-7738, (Ц.1)
1800 2000 2200 2400 2600
Адиабатическая температура пламени, К
Рис. 11.7. Сравнение выбросов N0*
при двух уровнях давления [111.
ОР=2 МПа, Г=600 К; ПР = 2 МПа,
Г=800 К; Р = 3 МПа.
где Т—адиабатическая температура пламени, t — время
пребывания газа в камере, мс. Влияния давления при его
изменении от 0,5 до 3 МПа обнаружено не было (рис. 11.7); этого и
следовало ожидать, поскольку реакция N2 + O2 = 2NO
происходит без изменения объема.
1) В работе [101 одновременно с температурой изменялось и давление
воздуха на входе в камеру. — Прим. ред.
486
Глава If
Влияние времени пребывания газа в камере на образование
N0* со всей очевидностью следует , из данных рис. 11.8. Эти
данные получены для камеры сгорания с предварительной
подготовкой смеси, работавшей на газообразном пропане [12].
Они свидетельствуют об увеличении выброса NO* при росте
времени пребывания, за исключением режима с очень бедной
10
0,5
0,2
0,5
0,5 7,0 1,5 2,0 2,5 3,0
Еремя пребывания, мс
Рис. 11.8. Влияние времени пребыва- Рис. 11.9. Образование N0 из связан-
ния для пропановоздушной смеси на ного в топливе азота [14].
выброс N0* [12]. . 2200 К; 1600 К; 1 — концентрация
0,2-10~3; 2—концентрация 2-10~3.
смесью (ер ~ 0,4), для которого скорость образования NO*
настолько мала, что влияние на нее изменения времени
пребывания становится несущественным.
Сверхравновесная окись азота. При определенных условиях,
особенно в низкотемпературных пламенах богатой топливовоз-
душной смеси, NO обнаруживается на очень ранних стадиях
процесса горения; этот факт противоречит идее о медленном
характере окисления азота. Механизм этого явления пока еще
далеко не понят, но установлено, что оно происходит в
результате взаимодействия большого числа промежуточных веществ,
возникающих в ходе основных реакций окисления
углеводородов до СО и затем до СО2 [13].
Выбросы такой «сверхравновесной» окиси азота не могут
быть предсказаны со сколько-нибудь приемлемой точностью.
Однако для наиболее современных камер сгорания они,
вероятно, должны быть между 0 и 30-10~6 по концентрации, причем
меньшие величины соответствуют высокотемпературным
условиям относительно «бедной» зоны горения, а большие
величины — низкотемпературной зоне горения богатой смеси.
(Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 487
Окись азота из топлива. Если в топливе содержится
химически связанный азот, то часть этого азота неизбежно перейдет
в окись азота, называемую «NO из топлива». Доля азота,
подвергающегося такому превращению, зависит от особенностей
процесса горения. Легкие дистиллятные топлива содержат
небольшие количества органического азота (менее 0,06 %), но
тяжелые продукты перегонки могут содержать уже до 1,8%
азота. Поэтому в зависимости от степени окисления этого азота
N0 из топлива может составлять значительную долю в общем
выбросе окиси азота [14, 15].
Имеющиеся данные о механизме образования N0 из
связанного в топливе азота позволяют предположить
следующее :
Г. Связанный азот, если его содержание в топливе невелико
(менее 0,5% по массе), практически полностью
превращается в N0 при горении бедных смесей.
2. Степень превращения азота в N0 уменьшается при
увеличении содержания азота в топливе, особенно при
горении богатых смесей (рис. 11.9).
3. Степень превращения азота в N0 медленно
увеличивается при повышении температуры пламени.
4. Состав азотсодержащих компонентов топлива не влияет
на степень превращения азота в N0.
Выброс двуокиси азота
До сих пор рассматривалась только окись азота,
являющаяся продуктом первоначального окисления азота. Однако
окись азота окисляется до двуокиси, как только достигается
требуемая для этого низкая температура в выхлопных газах
двигателя.
В действительности превращение N0 в N02 начинается еще
в камере сгорания, в зонах со значительным избытком воздуха.
На режимах большой тяги (мощности) доля N02,
образующейся в камере, очень мала, но на режимах типа малого газа
содержание N02 в окислах азота (NO + NO2) может достигать
50% [15, 16]. Эти результаты согласуются с тем, что при
низких температурах N02 более стабильна, чем N0. Была
предложена кинетическая схема, позволяющая объяснить полученные
peзyльfaты и прогнозировать скорость превращения N0 в N02,
которая, как оказалось, может достигать примерно 25 % за
0,1 мс при 700 К. При 900 К скорость превращения снижается
до с<6 % за 0,1 мс. Остаются тем не менее некоторые сомнения
в отношении того, действительно ли превращение в NO2
происходит в камере сгорания или это результат «замораживания»
продуктов горения вблизи охлаждаемых стенок
пробоотборника.
488 Глава If
Дым
Дымность выхлопных газов связана с образованием
диспергированных частиц сажи в богатых топливом участках
пламени; они могут образовываться в любой части зоны горения,
где скорость смешения недостаточна. В случае центробежных
форсунок основная сажеобразующая область располагается
внутри факела распыливания топлива, в центре камеры. В этой
области существует возвратное течение продуктов сгорания к
факелу распыливания топлива, в котором локальные порции
паров топлива оказываются окруженными
высокотемпературными газами с дефицитом кислорода. Благодаря избытку
топлива сажа в этой области может образовываться в
значительных количествах.
Большая часть сажи, образовавшейся в первичной зоне
горения, сгорает затем в высокотемпературных областях ниже па
потоку. Поэтому с точки зрения дымления камеру можно
рассматривать как двухзонное устройство, первичная зона
которого определяет скорость образования сажи, а промежуточная
зона (в современных высокотемпературных камерах к ней
следует отнести также и зону разбавления) определяет скорость
расходования сажи (при ее сгорании). Наблюдаемая
концентрация сажи на выходе из камеры может служить индикатором
того, какая из зон доминирует.
Химический анализ сажи из выхлопных газов показывает,
что она состоит в основном из углерода (96 %) и смеси
соединений, включающих водород и кислород. Сажа не является
равновесным продуктом сгорания топлива (за исключением
горения смесей, значительно более богатых топливом, чем смесь
в первичной зоне камеры газотурбинного двигателя). Поэтому
определить действительные скорость образования и
результирующий уровень концентрации сажи на основе кинетических
и термодинамических данных невозможно. Похоже, что в
действительности скорость образования сажи определяется не
столько кинетикой, сколько физическими факторами, такими,
как распыливание топлива и смешение его с воздухом.
Предлагалось много моделей процесса образования сажи.
В настоящее время большинство специалистов склоняются
к мысли, что механизмы образования сажи из
конденсированных циклических ароматических углеводородов и
алифатических углеводородов различны. Схематически эти механизмы
изображены на рис. 11.10.
Ароматические углеводороды могут превращаться в сажу
двумя путями: 1) посредством конденсации бензольных колец
в графитоподобные структуры или 2) посредством распада их
на мелкие углеводородные фрагменты, которые затем полиме-
ризуются, образуя большие молекулы с дефицитом водорода,
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 489
из которых формируются ядра будущих сажевых частиц. В
работах [17, 18] на основании исследований в ударных трубах
делается вывод о том, что конденсационный процесс более
быстрый, чем процесс фрагментации колец и полимеризации
осколков. Согласно рассматриваемой модели алифатические
углеводороды превращаются в сажу только фрагментационно-по-
лимеризационным путем. Поэтому алифатические углеводороды
не способны давать такие количества сажи, как ароматические
углеводороды. Действительно, при горении богатых смесей
ароматических и алифатических углеводородов с воздухом
основная часть сажи образовывалась из ароматических фракций.
Горение алифатических фракций топлива влияло на температуру
О''' Реакции f^Y^ (быстро)^
конденсации
ароматический
углеводород
(медленно) Гпжп
Алифатические
углеводороды
Рис. 11.10. Упрощенная схема образования сажи [17, 18].
и концентрацию углеводородных фрагментов, но образование
сажи в результате фрагментации и полимеризации было
минимальным.
Экспериментальные данные, полученные при использовании
смесей изооктана и толуола, согласуются с рассмотренной
моделью [19]. Однако для топлив с большим содержанием
полициклических ароматических углеводородов интерпретация
экспериментальных данных оказывается более сложной [20].
Основные факторы, определяющие образование сажи в
камерах сгорания газотурбинных двигателей, были установлены
экспериментально. К ним относятся свойства топлива, давление
и температура воздуха в камере сгорания, отношение
топливо/воздух, качество распыливания топлива и способ подачи
топливо в камеру [19—34].
Влияние свойств топлива
Свойства топлива могут оказывать двоякое влияние на
дымление: во-первых, формированием в камере сгорания локальных
переобогащенных топливом областей и, во-вторых, тем, что они
обусловливают различную склонность топлива к образованию
490 Глава If
свободного углерода. Первое определяется физическими
свойствами топлива, такими, как вязкость и летучесть, которые
влияют на средний размер капель, глубину их проникновения
в газовый поток и скорость испарения, а второе —
молекулярной структурой топлива. Установлено, что склонность к дымо-
образованию возрастает при уменьшении содержания в
топливе водорода. На рис. 11.11 приведены типичные данные,
которые демонстрируют четкую связь между образованием сажи
и содержанием водорода в
топливе [35]. Тем не менее
интересно отметить, что топлива,,
содержавшие высокие
концентрации полициклических
ароматических углеводородов, в
одном исследовании [20]
давали больше сажи, чем можно
было ожидать, исходя из пред*
1 положения об определяющей
' ю 11 и 13 74 75 16 роли содержания в топливе во-
Содержание водорода в топливе, тс. % д о р о д а.
Рис. 11.11. Влияние содержания водо-
рода в топливе на уровень дымления Влияние давления
[25]' ' гла
Камера сгорания двигателя JT8D. О-взлет- Образование СаЖИ И ДЫМ-
ный режим; п-крейсерский режим. ЛеНИе уСИЛИВаЮТСЯ ПрИ
ВЫСОКИХ давлениях в камере. Для
этого существует несколько причин: одни связаны с
химическими аспектами, другие —с физическими факторами,
влияющими на характеристики топливного факела и, следовательно,
на распределение смеси по области пламени, где происходит
образование сажи [22, 27—29]. Для однородной керосиновоздуш-
ной смеси было установлено, что при давлении ниже 0,6 МПа
сажа не образуется вовсе (рис. 11.12). Из этих же данных
следует, что сажа не образуется при коэффициенте избытка
топлива менее 1,3.
Одним из неблагоприятных следствий повышения давления
является расширение пределов распространения пламени, в
результате чего сажа начинает образовываться в тех областях
камеры, которые при более низких давлениях были бы слишком
«богатыми» для того, чтобы в них могло происходить горение.
Второе неблагоприятное следствие увеличения давления — эта
замедление испарения капель топлива, чем обеспечивается
добавочное время для образования сажи в жидкой фазе топлива.
Повышение давления ускоряет, кроме того, химические
реакции, что приводит к более раннему инициированию горения и
к увеличению доли топлива, сгорающего в переобогащенных
областях, примыкающих к факелу распыленного топлива. При
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
491
использовании центробежных форсунок, двухступенчатых и
двухсоплов^х, уменьшение глубины проникновения
распыленного топлива в газовый поток является одной из основных при-
i 0,09
0,08
0,07
?0,06
0,03-
0,02
0,01
0
m
0,8
7,2
14
<Р
1,6 1,8
Рис. 11.12. Образование сажи в однородных керосиновоздушных смесях [26].
Заштрихована область сажеобразования в предыдущих исследованиях.
чин дымления при высоких,давлениях [29]. При низких
давлениях топливо распределяется по всей зоне горения, а при
повышении давления оно
обнаруживает тенденцию
концентрироваться в зоне
наибольшего сажеобразования в
непосредственной близости от
форсунки. Еще одним
неблагоприятным следствием повышения
давления в камере следует
считать уменьшение угла конуса
распыливания топлива, что
способствует образованию сажи,
отчасти из-за увеличения
среднего размера капель, но в
основном из-за обогащения
смеси в сажеобразующей зоне.
Результирующий эффект
Рис. 11.13. Дымность выхлопных
газов современного авиационного газо-
деиствия всех перечисленных турбинного двигателя [6].
факторов состоит в том, что
дымление существенно возрастает при увеличении давления в
камере (рис. 11.13). Форсунки с пневмораспылом избавляют от
этих проблем, поскольку капли топлива в этом случае всегда
увлекаются воздушным потоком и распределение топлива по
зоне горения задается только структурой течения воздуха в
жаровой трубе, на которую почти не влияют изменения давления.
Влияние температуры
Температура воздуха на входе в камеру влияет,
по-видимому, на многие стороны процесса образования сажи; в целом
повышение Г3 чаще приводит к усилению дымления. Это в
492
Глава 11
особенности справедливо при ср>1,6, как показано в опытах
[19] со смесями толуол — воздух. Повышение температуры газа
на выходе из камеры уменьшает дымление благодаря увеличению
области выгорания сажи, которая расположена ближе к зоне
смешения и в которой имеется избыток воздуха, необходимого
для сжигания сажи.
ВЛИЯНИЕ ПРОЦЕССА ПОДГОТОВКИ
ТОПЛИВОВОЗДУШНОЙ СМЕСИ
Как указывалось выше, сажа образуется только в областях
пламени, богатых топливом. Таким образом, для устранения
сажеобразования и дымления
нужно обеспечить, чтобы в
пламени не было областей с
Ф> 1,3 (см. рис. 11.12). Но
даже если сделать фср в
первичной зоне камеры
значительно ниже, чем 1,3,
несовершенство процесса смешения может
привести к образованию
локальных областей, в которых
Рис. 11.14. Влияние типа форсунки на
дымность выхлопных газов [27].
X — двухсопловая форсунка; # — пневмати
ческая форсунка.
порции богатой топливом
смеси окажутся в окружении
горячих газов с дефицитом
кислорода, что приведет к интенсивному образованию сажи. Это
положение иллюстрирует рис. 11.14, где уровни дымления
изображены в зависимости от величины суммарного
отношения воздух/топливо l/xs для двухсопловой и
пневматической форсунок при одинаковых эксплуатационных условиях. То,
что характеристики пневматической форсунки в отношении
дымления оказались лучше, обусловлено лучшим распылива-
нием топлива и, в еще большей степени, интенсивным
смешением топлива с воздухом в процессе его распыливания, что
эффективно устраняет в зоне горения области локально богатой
смеси.
Интересно отметить, что на рис. 11.14 пневматическая
форсунка и двухсопловая форсунка обнаруживают
противоположные тенденции в изменении дымления при увеличении
отношения воздух/топливо. Это происходит из-за того, что лучшее рас-
пыливание топлива и более интенсивное перемешивание его с
воздухом в случае пневматической форсунки практически
гарантируют завершение горения в пределах первичной зоны.
Поэтому любое увеличение суммарного отношения воздух/топливо
автоматически улучшает аэрацию зоны горения и,
следовательно, уменьшает дымление. В случае же центробежной форсунки
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 493
уменьшение расхода топлива приводит к ухудшению распыли-
вания и увеличению концентрации топлива в зонах сажеобра-
зования, непосредственно примыкающих к форсунке.
Влияние размера капель топлива
Важным фактором, влияющим на образование сажи,
является скорость капель топлива относительно воздуха в камере
сгорания [36]. При приближении капель распыленного топлива
к фронту пламени передаваемое от пламени тепло начинает
испарять капли. Капли меньшего размера имеют достаточно
времени для того, чтобы полностью испариться еще до фронта
пламени; пары топлива смешиваются затем с воздухом и
сгорают в пламени в виде смеси. Капли большего размера
испариться полностью не успевают и сгорают индивидуально,
каждая в окружении диффузионного фронта пламени. При горении
однородной топливовоздушной смеси сажа не появляется до тех
пор, пока располагаемое количество воздуха не снизится
примерно до 65 % от стехиометрического значения. В то же время
выделение сажи в диффузионном фронте пламени, окружающем
каплю, зависит практически только от размера капли и рода
топлива. Поэтому увеличение среднего значения отношения
воздух/топливо может лишь очень слабо повлиять на
образование сажи.
С учетом этого обстоятельства целесообразно попытаться
достичь срыва пламени с капель либо увеличением их скорости
относительно окружающего воздуха, либо изменением состава
газа таким образом, чтобы окружающее каплю диффузионное
пламя погасло или превратилось в не дающее сажи пламя в
смеси, образующейся в следе за каплей. Пламя гаснет, когда
относительная скорость капли превысит некоторое критическое
значение. Эта критическая скорость зависит от размера капли
и состава окружающего газа. Она увеличивается
пропорционально корню квадратному из диаметра капли и сильно
уменьшается при снижении концентрации кислорода в газе. Если
разбавителем является двуокись углерода, то скорость при срыве
пламени становится равной нулю, когда содержание кислорода
в воздухе снижается до 17%. Поэтому положительное влияние
циркуляции продуктов сгорания на уменьшение образования
сажи проявляется отчасти в меньшей скорости при погасании
пламени вследствие снижения концентрации кислорода.
На практике даже при наихудших условиях только очень
малая доля углерода топлива превращается в сажу, и почти
вся образовавшаяся сажа окисляется в потоке за первичной
зоной [19,28]. Разработан метод расчета уменьшения размера
частицы сажи в процессе ее движения через смесь известного
состава, давления и температуры [37]. Для типичных условий
494 Глава 11
газотурбинного двигателя этот метод предсказывает, что все
частицы размером менее 0,04 мкм будут окислены и что
максимум скорости окисления соответствует <р ~ 0,75. Аналогичный
вывод сделан в работе [38], где установлено, что агрегаты
сажистых частиц становятся более стойкими к окислению, когда
они увеличиваются в размере. Согласно данным этой работы,
сажистые пламена не должны приводить, к дымлению в случае
агрегированных частиц углерода размером менее 0,01 мкм
независимо от того, как много их образуется.
МЕТОДЫ УМЕНЬШЕНИЯ ВЫБРОСА
ЗАГРЯЗНЯЮЩИХ ВЕЩЕСТВ
Основными факторами, определяющими выброс
загрязняющих веществ с выхлопными газами газотурбинных двигателей,
являются:
1. Температура и коэффициент избытка топлива в первичной
зоне.
2. Степень гомогенности процесса горения в первичной зоне.
3. Время пребывания продуктов в первичной зоне.
4. Характеристика «замораживания» горения вблизи стенок
жаровой трубы.
5. Роль промежуточной зоны (между первичной и зоной
разбавления). Эта роль может быть положительной и
заключаться в дожигании СО, UHC и сажи, содержащихся в
продуктах, покидающих первичную зону. Она может быть и
отрицательной, если в ней происходит «замораживание» продуктов,
препятствующее завершению горения. Последнее особенно
важно для камер с богатой топливом первичной зоной.
Рассматривая практические методы снижения выбросов
загрязняющих веществ, сначала сконцентрируем внимание на
отдельных составляющих этих выбросов. Конструкция камеры
сгорания выбирается в результате целого ряда компромиссов,
и не только между той или иной составляющей выбросов, но
и между требованиями к различным характеристикам, таким,
например, как устойчивость горения и размеры камеры. Задача
снижения выброса загрязняющих веществ потребовала нового
подхода к конструированию камер сгорания, и в настоящее
время разрабатывается уже ряд перспективных схем. Они
рассматриваются в последующих разделах.
Окись углерода
Выброс СО определяется следующими ключевыми
факторами:
1. СО образуется в больших количествах при любых
значениях отношения топливо/воздух в первичной зоне фп. 3.
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 495
2. При малых фп. з (^0,5) температура, как правило,
слишком низка для того, чтобы СО окислялась в двуокись углерода.
3. При больших значениях ф„. 3 (^>Д9) СО быстро
окисляется до достижения равновесных концентраций, которые
превышают допустимые нормами на выбросы СО. Особое внимание
при этом должно быть уделено выяснению того, каким образом
происходит охлаждение продуктов сгорания до уровня
температуры газа перед турбиной.
Все методы снижения выброса СО должны быть увязаны с
рассмотренными факторами. Различные меры, обеспечивающие
снижение выхода СО, сводятся к следующему:
1. Улучшение распыливания топлива с целью ускорить
процесс испарения топлива и способствовать созданию гомогенной
горючей смеси. Важность этого подчеркивается во многих
работах [27, 30—34]. Обычно лучшее распыливание обеспечивают
пневматические форсунки (см. гл. 10), но если есть отдельный
источник сжатого воздуха, то альтернативным подходом может
быть применение этого воздуха дл^я улучшения распыливания
при малых расходах топлива.
2. Перераспределение воздуха с тем, чтобы сделать
величину ф ближе к оптимальной (около 0,7).
3. Увеличение объема первичной зоны и времени
пребывания в ней.
4. Уменьшение расхода воздуха на пленочное охлаждение
жаровой трубы. Этот воздух, выходя из первичной зоны, обычно
содержит СО и UHC в больших концентрациях, и если эти
компоненты не будут по пути вовлечены в центральное ядро
горячего газа, где будут иметь достаточно времени, чтобы
полностью сгореть, то они сохранятся в выхлопе. Поэтому
снижение расхода воздуха в пристеночной завесе посредством
организации более эффективного охлаждения стенок в первичной
зоне (или даже путем применения жаровых труб из керамики)
положительно сказывается на уменьшении выхода СО.
5. Перепуск воздуха из компрессора на режимах малой тяги
(мощности) [33,34]. При этом выход СО снижается благодаря
увеличению отношения топливо/воздух и температуры в
первичной зоне.
6. Переключение подвода топлива на меньшее число
форсунок. Это снижает выход СО благодаря улучшению
распыливания топлива и увеличению ф в зонах горения (за оставшимися
форсунками). Рассматривались три основных варианта
переключения подвода топлива:
а) Кольцевой, в котором форсунки отключаются через одну.
Этот вариант идеально подходит для трубчато-кольцевых
камер, но в кольцевых камерах его эффективность снижается
из-за «замораживания» продуктов в разделяющих зоны горения
областях холодного воздуха (у отключенных форсунок).
496
Глава 11
б) Радиальный, который наиболее просто применять в
кольцевых камерах сгорания с двухъярусным расположением
форсунок; при малых расходах топливо подается только во
внешний или внутренний ярус форсунок.
в) Осевой, в котором первичная зона рассчитывается
оптимальным образом под режимы малой тяги, а дополнительное
топливо, требующееся на
режимах большой тяги
(мощности), подается в одном или
нескольких сечениях ниже по
потоку, чем и достигается
заметное снижение выхода СО.
Все рассмотренные способы
снижения выхода СО основаны
на общих принципах,
предусматривающих повышение
уровня полноты сгорания
топлива, поскольку неполное
сгорание топлива на режимах типа
малого газа сопровождается
значительными выбросами СО
и UHC. Связь между уровнем
полноты сгорания топлива и
91 94- 96 9R
Полнота сгорания,0/*
1QV
Рис. 11.15. Связь между полнотой
сгорания топлива и выбросами СО и
UHC [32].
уровнями выброса СО и UHC показана на рис. 11.15.
Аналитически эта связь может быть описана выражением
1 — Л* = (UHCei + 0,232COeiI(T
A1-2)
где г]с — коэффициент полноты сгорания топлива, UHCei —
удельный выброс UHC, COEi — удельный выброс СО. Если это
соотношение проанализировать, исходя из требований стандарта
ЕРА 1979 г. по СО и UHC, то окажется, что на режиме малого
газа необходимо обеспечивать полноту сгорания топлива выше
99%.
Несгоревшие углеводороды
Выброс UHC определяют те же факторы, что и выброс СО.
Поэтому выбросы СО и UHC изменяются аналогичным образом
(см. рис. 11.1 и 11.15). Четкую взаимосвязь выбросов СО и
UHC, которая обычно наблюдается на практике, иллюстрирует
рис. 11.16 для двигателя JT9D-7. Аналогичный график для
двигателя F101 на рис. 11.17 показывает, что эта взаимосвязь
сохраняется и при изменении вида топлива.
Отсюда следует, что проблема уменьшения выброса UHC
может быть решена теми же способами, что и проблема СО,
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
497
с еще большим вниманием к уменьшению расхода воздуха на
создание пристеночной завесы (особенно в первичной зоне) и
к улучшению распыливания топлива. В этом смысле пневмати-
40
20
10
40 80
СО, г /кг топлива
120
0,5
20 50 100
СО, г/кг топлива
Рис. 11.16. Связь между выбросами
UHC и СО.
#—данные работы [39J. Кривыми
ограничена область данных из работы [40].
Рис. 11.17. Связь между выбросами
UHC и СО для камеры сгорания
двигателя F 101 при работе на режиме
малого газа и различных топливах
[41].
ческие форсунки и форсунки со вспомогательным воздухом
оказываются очень эффективными [42].
Окислы азота
Главным фактором, определяющим образованием N0*,
является температура. Действительно, выброс N0*
экспоненциально возрастает с повышением температуры пламени согласно
соотношению N0* со ехр 0,009 Г, где Т — температура в зоне
реакции, К.
Для большинства практических целей остальные параметры
камеры сгорания можно учитывать лишь в той мере, в какой
они влияют на температуру пламени. Поэтому для уменьшения
выхода N0* в первую очередь необходимо снизить температуру
в зоне реакции. Затем важно исключить локальные горячие
области в зоне реакции, поскольку недостаточно достигнуть
приемлемого снижения средней температуры, если останутся
локальные области высокой температуры, в которых скорость
32 Зак. 761
498 Глава If
образования NO* будет велика. Наконец, время, в течение
которого может происходить образование NOX, должно быть
сведено к минимуму.
Снижение и температуры пламени, и времени пребывания
легко достигается увеличением расхода воздуха через
первичную зону, но это приводит к увеличению выхода СО и UHC.
Многие методы снижения вредных выбросов по существу
являются компромиссом между выбросом СО и UHC, с одной
стороны, и выбросом N0* — с другой. Это положение иллюстрирует
график на риЬ. 11.18, где сопоставлены выбросы СО и N0* для
типичной камеры сгорания газотурбинного двигателя. Такое
представление данных по выбросам, предложенное в работе
[43], очень поучительно, так как оно позволяет отличать
действительно перспективные способы снижения выбросов от
простого размена выброса одних компонентов на выброс
других. Для данной камеры сгорания характеристика выброса
СО — N0* существенно постоянна; ее верхняя и нижняя
оконечности соответствуют режимам малого газа и максимальной тяги
(мощности). Основное достоинство рассматриваемых далее
методов снижения выбросов заключается для конструктора камер-
сгорания в том, что небольшие изменения режима работы
двигателя позволяют существенно перемещаться вдоль
характеристики СО — N0*. Однако действительный прогресс в
уменьшении выбросов достигается только тогда, когда вся
характеристика СО — N0* смещается ближе к началу координат (на
рис. 11.18).
Наиболее прямой путь к уменьшению выбросов N0*
заключается во внесении различных конструктивных
усовершенствований ограниченного характера, к которым относятся
изменение геометрии жаровой трубы и распределения расходов
воздуха, использование более совершенных способов подачи
топлива и охлаждения стенок. Достоинства такого подхода
состоят в том, что он не затрагивает основной конструкции
камеры сгорания, а усовершенствования могут быть введены
довольно легко. Однако окончательный вариант конструкции
неизбежно будет компромиссным в отношении как выбросов, так
и рабочих характеристик камеры сгорания.
Можно рекомендовать следующие практические приемы для
снижения выбросов N0* из камер сгорания ГТД традиционного
типа:
1. «Бедная» первичная зона. В прошлом головную часть
камеры конструировали таким образом, чтобы смесь в ней была
стехиометрической или несколько более бедной с целью
минимизировать размеры камеры и облегчить воспламенение смеси
при запуске. Добавление воздуха в первичную зону для
снижения температуры пламени обеспечило бы значительное
уменьшение выхода N0*, как это видно из рис. 11.19. Однако сни-
выбросы загрязняющих атмосферу веществ
499
жение температуры пламени в первичной зоне способствует
увеличению выхода СО и UHC. Следовательно, на этом пути
снижение выброса N0* возможно только в ограниченных
пределах.
2. «Богатая» первичная зона. Избыток топлива, так же как
и избыток воздуха, снижает температуру пламени и,
следовательно, выход N0*. Предпринимались попытки разработать
камеры сгорания с малым выбросом N0*, используя этот подход,
1000
1 го юо
0^, г/кг топлива
f
s
о"
I
I
1
5
сои
240
200
160
120
80
40
0
\\
\\
- \
40 60 80 , Ю0 120 ПО
Рис. 11.18. Характеристики выбросов Рис. 11.19. Влияние давления и отно-
традиционной и перспективной камер шения воздух/топливо на выброс N0
сгорания [43]. Г22!-
/ — область данных для традиционных ка- Температура воздуха на входе 600 К.
мер; 2 — область данных для перспективных • 1,33 МПа; Х0,9 МПа
камер.
но они не увенчались успехом, так как «богатые» продукты
сгорания необходимо быстро провести через состояние
стехиометрии и обеспечить требуемые условия на входе в турбину.
Скорость перевода продуктов горения из «богатого» состояния
в «бедное» лимитируется тем, что за соответствующее ему
время СО и UHC должны успеть окислиться.
3. Гомогенизация горения. Улучшение перемешивания
топлива и воздуха до горения посредством лучшего распыливания
и распределения топлива и увеличения перепада давления на
жаровой трубе сделало бы более равномерной температуру
пламени в зоне горения. Если это осуществляется при стехио-
метрическом хср, то выход N0* возрастает, но в случае
«бедной» первичной зоны выброс N0* может быть значительно
снижен.
32*
500
Глава If
4. Уменьшенное время пребывания. Выброс N0* может быть
снижен, если уменьшить время, в течение которого газ
находится при высокой температуре. Соотношение A1.1)
показывает, что между уровнем выброса N0* и временем пребывания
существует четкая связь.
5. Впрыск воды. Так как образование N0* сильно зависит
от температуры, то разбавление топливовоздушной смеси
инертным или негорючим веществом должно снижать выход N0*.
50
О 0,5 1,0 7,5 2,0
• Отношение вода/топливо
Рис. 11.20. Влияние впрыска воды на Рис. 11.21. Влияние впрыска воды на
уровень выброса N0* [44]. степень превращения связанного в
подача воды непосредственно в пер- ТОПЛИВе азота В N0* [49].
вичную зону камеры; ¦ подача воды
в воздух, поступающий в камеру.
В работе [22] много лет назад было продемонстрировано, что
впрыск воды является высокоэффективным средством
уменьшения дымления; опыты показали также, что впрыском в
первичную зону хорошо распыленной воды в количестве,
составляющем от 0,5 до 2,0 расходов топлива, можно значительно
снизить образование N0*. Впрыск непосредственно в горячую зону,
т. е. в первичную зону камеры сгорания, очевидно, более
эффективен, чем добавление воды к воздуху, поступающему в
камеру, как это можно видеть на рис. 11.20. Исследованиям
впрыска воды посвящены работы [30, 33, 34, 45—49].
Установлено [48, 49], что впрыск воды дает меньший эффект
в случае тяжелых топлив, таких, как сырая нефть или мазут,
которые могут содержать значительные количества связанного
азота. Причина этого двоякая: во-первых, расход топлива, а
следовательно, и количество азота, поступающего в камеру,
возрастают при впрыске воды, поскольку необходимо
поддерживать требуемую температуру газа перед турбиной;
во-вторых, увеличивается выход связанного в топливе азота, как это
следует из рис. 11.21. Более подробные сведения о влиянии
впрыска воды и других параметров процесса горения на
связанный в топливе азот содержатся в работе [48].
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 50Т
Сопровождается ли снижение выброса N0*, достигаемое
благодаря впрыску воды, увеличением выбросов СО и UHC или
нет, зависит в основном от того, доминирует ли кинетика
химических реакций в первичной зоне. Если суммарная скорость
реакции значительно превышает минимально необходимую для
обеспечения 100 %-ной полноты сгорания топлива, то впрыск
воды приведет лишь к очень небольшому увеличению выхода
СО и UHC. Если же скорости реакции едва хватает для
завершения горения, то снижение температуры пламени, вызванное
впрыском воды, может привести к заметному возрастанию
выхода этих веществ.
Главным недостатком впрыска воды являются
эксплуатационные проблемы, связанные с подачей и хранением больших
количеств дистиллированной воды. По этой причине наиболее
подходят для применения впрыска воды (или подачи пара)
промышленные газотурбинные установки, имеющие систему
водоснабжения. Действительно, техника уменьшения выбросов
посредством впрыска воды успешно применяется на ряде
больших газовых турбин тепловых электростанций. Эти системы
показали высокую надежность на протяжении длительного
периода работы.
6. Циркуляция продуктов сгорания. Еще одним инертным
разбавителем, имеющимся в избытке, являются продукты
сгорания. Но для того, чтобы эффективно снижать выход N0*,
они должны возвращаться в первичную зону охлажденными.
Применение этого метода позволило существенно уменьшить
образование NOX, но в ряде случаев ценой увеличения выброса!
СО. Другим недостатком метода с циркуляцией продуктов
сгорания является сопутствующее ему увеличение размеров, веса
и сложности камеры сгорания. Более подробно эти вопросы
рассмотрены в работах [50—54].
Дымление
Образование сажи в большей степени определяется
физическими процессами распыливания топлива и смешения его с
воздухом, чем кинетикой химических реакций. Устранение дымно-
сти отработавших газов на практике достигается путем
предотвращения возникновения локальных областей в пламени,
богатых топливом. Увеличение расхода воздуха в первичную зону
особенно благоприятствует достижению этой цели. Если
увеличение расхода получено посредством увеличения перепада
давления на жаровой трубе, то комбинированное воздействие
большего количества кислорода, пониженной температуры и более
интенсивного смешения может резко уменьшить образование
сажи и дымность выхлопных газов. К сожалению, увеличение
расхода воздуха в первичную зону отрицательно влияет на ха-
502
Глава 11
рактеристики воспламенения, пределы устойчивого горения и
выбросы СО и UHC на режиме малого газа. Как уже ранее
упоминалось, переход от двухсопловых форсунок к форсункам^
с пневмораспылом эффективно снижает дымление, частично
вследствие лучшего распыливания топлива, а частично
благодаря аэрации топливного факела, особенно в двигателях с
высокой степенью повышения давления в компрессоре.
Для предотвращения дымления используют, кроме того,
впрыск воды, о чем говорилось выше, а также присадки к
топливу. Роль металлосодержащих присадок в подавлении
образования сажи выяснена достаточно хорошо [55], и различные
металлорганические соединения, обычно на основе бария или
магния, с большим или меньшим успехом использовались для
снижения дымления [56—58]. Главный недостаток топливных
присадок, помимо их стоимости и эксплуатационных проблем,
¦состоит в том, что они часто вызывают отложения на
поверхности турбинных лопаток. Основания для беспокойства
существуют и в связи с возможностью выброса в атмосферу новых
токсических компонентов.
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ СПОСОБЫ
УМЕНЬШЕНИЯ ВЫБРОСОВ ЗАГРЯЗНЯЮЩИХ ВЕЩЕСТВ
Хотя рассмотренные выше способы уменьшения выбросов
загрязняющих веществ от традиционных камер сгорания газо-
130
MO 1500 1600 1700 1800 190Q ZOQO
Рис. 11.22. Влияние температуры газа в первичной зоне камеры сгорания на
выбросы СО и N0*.
АГ п — диапазон допустимого изменения 'температуры, внутри которого обеспечивается
•одновременное выполнение требований по предельно допустимым выбросам СО и NO^.;
сопред» nojc, пред~"пРедельно допустимые концентрации СО и
•стандартом США 1977 г. для автомобилей.
в соответствии со
турбинных двигателей важны и необходимы, они имеют тот
недостаток, что конечный результат неизбежно представляет
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 503
собой известного рода компромисс в отношении как выбросов,
так и других характеристик рабочего процесса. Чтобы
удовлетворить по уровню выбросов требованиям дальней перспективы,
необходимо создать камеры сгорания нового типа, позволяющие
снизить выбросы всех вредных компонентов одновременно.
Некоторое представление о возникающих при этом сложных
проблемах можно получить из рис. 11.22, где уровни выбросов СО
и N0* изображены для некоторой гипотетической камеры
сгорания в зависимости от температуры первичной зоны.
Приведенные предельно допустимые уровни выбросов соответствуют
автомобильным стандартам США 1977 г. для пробега 10 миль
на галлон бензина. Из графика следует, что при температурах
ниже 1600 К образуется слишком много СО, а при температуре
выше 1730 К возникает уже избыток NO*. Только в очень узком
интервале температур, между 1600 и 1730 К, уровни выброса
и СО, и NO* ниже установленных предельных.
Все рассматриваемые ниже приемы конструирования
основываются на том, чтобы удерживать температуру в зоне (или
зонах) горения в очень узком интервале на всех
эксплуатационных режимах двигателя.
Камеры изменяемой геометрии
Концепция камеры сгорания изменяемой геометрии не нова.
Еще задолго до обострения проблемы выбросов загрязняющих
веществ предлагались многочисленные и разнообразные схемы,,
предусматривающие введение в камеру сгорания'элементов
регулирования распределения воздуха (как правило, с целью
улучшения характеристик высотного запуска двигателей). Все
эти предложения почти неизменно кончались ничем, так как
считалось, что сопряженное с этим усложнение конструкции не
оправдывается получаемыми преимуществами. Однако
значительные возможности снижения вредных выбросов, которые
обещает концепция камеры изменяемой геометрии, вызвали
возрождение заинтересованности в ее применении [30, 33, 34,.
42—44, 51, 59, 60].
Был сконструирован ряд вариантов камер изменяемой
геометрии, в том числе полностью регулируемая камера, в которой
на режимах максимальной тяги значительная часть воздуха
подается в переднюю часть жаровой трубы для того, чтобы
минимизировать образование сажи и NO* и обеспечить надлежащий
расход воздуха на пристеночную завесу. При снижении тяги
двигателя все увеличивающаяся доля воздуха направляется в
зону разбавления с тем, чтобы при уменьшившемся расходе
топлива удержать температуру первичной зоны в интервале,
обеспечивающем низкий уровень выбросов.
504
Глава 41
WOO
Степень механической сложности, обусловленной
применением регулирования, зависит от конкретной камеры. Это
положение иллюстрирует рис. 11.23, на котором изображены
характеристики выбросов для трех гипотетических камер сгорания.
Штрихпунктирная кривая находится полностью вне
прямоугольной области допускаемого уровня выбросов, откуда следует, что
для данной камеры одного
только регулирования было бы
недостаточно, чтобы выполнить
требования по выбросам.
Штриховая кривая лишь
малой своей частью попадает
внутрь прямоугольника, и,
следовательно, для этой камеры
выполнение требований
возможно только со сложной
системой полного регулирования.
Большая часть сплошной
кривой находится внутри
прямоугольника, так что простого
двух- или трехпозиционного
регулирующего устройства было
бы достаточно для того, чтобы
удержать температуру пламени
в интервале, обеспечивающем
низкий уровень выбросов.
Камеры изменяемой
геометрии лучше все'го применять в комбинации с системой впрыска,
предусматривающей предварительное испарение и смешение
топлива. Только таким способом можно избежать образования
локальных горячих областей, ускоряющих образование N0*, и
локальных холодных областей, которые вызывают увеличение
выброса СО.
7 /о
N0^,2/кг топлива
100
Рис. 11.23. Применение концепции
регулирования к различным камерам
сгорания.
Зонное горение
Данный способ предполагает организацию процесса горения
в ряде дискретных зон [42, 61—64]. Теоретически могут
применяться окружное, радиальное и осевое расположения зон
горения, но на практике окружной зонный подвод топлива
приводит к увеличению выхода N0*, так как вместо равномерного
распределение по окружности жаровой трубы топливо в этом
случае концентрируется в небольшом количестве точек, где и
создает локальные области высокой температуры. Это
свидетельствует о том, что зонный подвод топлива сам по себе еще
не является достаточным условием. Для эффективного; умень-
выбросы загрязняющих атмосферу веществ
505
шения выбросов должен быть обеспечен зонный подвод как
топлива, так и воздуха.
Эшелонированное в осевом направлении горение может быть
нескольких разновидностей; типичный вариант имеет следующие
отличительные признаки:
1. Слабо форсированная
первичная зона с системой
подачи топлива, обеспечивающей
хорошее смешение его с воз-
духом. Горение в первичной
зоне должно обеспечивать
подвод тепла, необходимый для
режима малого газа, и
создавать дежурное пламя для
остальных зон горения,
располагающихся ниже по потоку.
2. Дополнительные зоны
горения (одна или несколько)
ниже по потоку, каждая с
отдельным подводом топлива и
воздуха при хорошем их
перемешивании. Рис. 11.24. Принцип организации зон-
В концепции зонного горе- ного горения для снижения выбросов-
ния упор делается на оптими- 1421
зацию распределения топлива,
тогда как в случае камеры из-
МеНЯеМОИ ГеОМеТрИИ На Перед-
НИЙ ПЛаН ВЫДВИГаеТСЯ раСПре-
деление воздуха. Общая цель
обеих концепций состоит в регулировании температуры горения
для достижения низкого уровня выбросов при всех
эксплуатационных условиях. Регулирование температуры горения при
зонном подводе топлива иллюстрирует рис. 11.24 на примере трех*
зонной камеры.
IZJl
большого выброса NO^; /// — область не-
приемлемо больших выбросов СО и UHCL
Сжигание предварительно подготовленной бедной смеси
Этот подход предусматривает полное испарение топлива и
полное перемешивание его с воздухом до начала горения.
Исключая горение капель и создавая в первичной зоне
гомогенную бедную смесь, удается обеспечить низкую температуру
реакции, устранить в зоне горения локальные горячие области и,
таким образом, заметно уменьшить выброс N0* [42, 43, 64—72].
Для получения максимального эффекта этот подход следует
применять к камере изменяемой геометрии. Но даже в этом
случае процесс горения иногда может оказываться в опасной
близости к пределу срыва пламени. В связи с этим может по-
506 Глава 11
требоваться применение дежурных пламен того или иного типа,
чтобы обеспечить воспламенение и поддержать горение при
неблагоприятных условиях эксплуатации. Другим недостатком
концепции сжигания бедной смеси является то, что время,
необходимое для испарения топлива до его поступления в зону
горения камеры, может оказаться достаточным для
самовоспламенения смеси или проскока пламени при высоких температурах
воздуха на входе в камеру, характерных для взлетного режима.
Кроме того, расход воздуха во фронтовую часть жаровой
трубы, необходимый на режимах большой тяги (мощности) для
обеспечения «бедного» состава смеси в зоне горения, на
режимах меньшей мощности может оказаться слишком большим и
вызвать срыв пламени. При использовании рассматриваемой
схемы организации процесса горения в камерах будущих
газотурбинных двигателей должны быть приняты во внимание и
характеристики экономичности (полнота сгорания топлива), а
также надежность, ресурс и ремонтопригодность.
Каталитическое горение
Катализ позволяет окислять топлива при температурах
значительно ниже «бедного» предела воспламенения. Поэтому
применение катализаторов в камерах сгорания, занимающих часть
объема зоны горения, дает возможность сжигать топливо при
температуре, которая примерно на 1000 К ниже максимальной
температуры в зоне горения обычной камеры [73]. Так как
выброс N0* зависит от температуры экспоненциально, можно
ожидать, что горение при сильно сниженных температурах
уменьшит образование NO* по тепловому механизму на несколько
порядков величины [73—77].
Одна из возможных конструкций каталитической камеры
сгорания схематически показана на рис. 11.25. Топливо подается
в зону подготовки смеси, где оно испаряется и смешивается
с воздухом. Затем подготовленная топливовоздушная смесь
поступает в каталитическую решетку, которая может иметь
несколько секций из различных катализаторов. Желательно на
входе в решетку использовать катализаторы, активные при
низких температурах, а в последующих секциях — катализаторы,
обеспечивающие высокую эффективность окисления топлива
[77]. Ниже по потоку, за каталитической решеткой,
предусматривают зону тепловых реакций, где продолжаются
инициированные каталитически реакции горения. Реакции в
каталитической решетке могут обеспечивать до 20 % суммарного прироста
температуры в камере сгорания [77].
Одним из недостатков каталитических камер сгорания
является возможность самовоспламенения топлива перед
каталитической решеткой. Хотя величины х, представляющие интерес
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
507
в рассматриваемой схеме, заметно ниже «бедного» предела
воспламенения и поэтому условия в общем не должны
способствовать самовоспламенению до завершения процесса
смешения, вблизи форсунок может существовать локально богатая
смесь. Поэтому очень важно, чтобы время смешения было
меньше задержки самовоспламенения.
Применение каталитических камер сгорания в двигателях
потребует разработки способа прогрева катализатора до
температуры его активации при «холодных» запусках двигателя.
Топливо
Рис. 11.25. Схематическое изображение камеры сгорания с каталитической
решеткой [77].
/ — предварительная подготовка бедной смеси; // — каталитическая решетка; III — зона
горения; IV — зона разбавления.
Для этого могут быть использованы предкамеры (форкамеры)
или расположенный перед камерой факельный воспламенитель
с электроискровым зажиганием, электронагрев для
непосредственного повышения температуры катализатора,
последовательно расположенная горелка с электроискровым зажиганием
и даже водород в качестве пускового топлива [77]. Более
подробная информация о характеристиках каталитической
камеры сгорания имеется в работах [73—78].
ПРОГРЕСС В РАЗРАБОТКЕ КАМЕР СГОРАНИЯ
С НИЗКИМ УРОВНЕМ ВЫБРОСОВ
Значительный прогресс в разработке камер сгорания с
низким уровнем выбросов достигнут Национальным управлением
США по аэронавтике и исследованию космического
пространства (NASA) в рамках программы создания экспериментальной
«чистой» камеры сгорания (ЕСС), программы разработки
технологии снижения выбросов (PRT), в том числе на режиме
малого газа и в стратосферном крейсерском полете. Здесь
рассматриваются только ключевые особенности камер, созданных
508
Глава 11
в рамках перечисленных программ. О целях и результатах
программ ЕСС и PRT исчерпывающую информацию можно найти
в работе [64].
Большие двигатели
По программе ЕСС исследовалась возможность выполнения
требований стандарта ЕРА 1979 г. для больших камер
сгорания (класса Т2), созданных по перспективной технологии.
Программа состояла из трех этапов. На первом этапе исследовались
разнообразные концепции
камер, чтобы определить их
возможности в отношении
снижения вредных выбросов. На
втором этапе лучшие варианты
первого этапа
совершенствовались и дополнительно испыты-
вались. Третий этап состоял из
испытаний полноразмерного
двигателя с наилучшим
вариантом камеры сгорания.
Разработчиками в этой программе
были двигателестроительные
фирмы «Дженерал электрик»
(двигатель CF6-50) и «Пратт-
Уитни» (двигатель JT9D-7).
Программа завершилась
испытаниями опытных образцов
обоих двигателей с
перспективными камерами
сгорания — двухъярусной
кольцевой в первом случае и
кольцевой типа «Ворбикс»1) во
втором.
Поперечные разрезы этих двух камер схематически показаны
на рис. 11.26. В обеих организовано зонное горение, что
обеспечивает уменьшение выбросов загрязняющих веществ во всем
эксплуатационном диапазоне режимов двигателя. Дежурная
зона горения обеих камер оптимизирована в отношении высокой
полноты сгорания топлива на режиме малого газа и снижения
выбросов СО и UHC, тогда как основная зона создает бедную
смесь, оптимальную в отношении выброса N0* на режимах
большой мощности. Интересно отметить, что в обеих конструк-
Топливб
:Рис. 11.26. Перспективные камеры сго-
.рания для крупных двигателей,
разработанные по программе ЕСС NASA
-164].
а — двухъярусная кольцевая камера для
двигателя СF 6-50; б —камера типа «Ворбикс»
.для двигателя JT9D-7.
!) Название Vorbix представляет собой синтез трех английских слов:
vortex — вихрь, закрутка потока; burning — горение; mixing — смешение. — Прим.
мерее.
выбросы загрязняющих атмосферу веществ
509
циях использованы четыре из рассмотренных выше
конструктивных приемов: зонная подача топлива, форсунки с пневморас-
пылом, предварительное смешение топлива с воздухом и
сжигание бедной смеси.
Внешняя зона горения двухъярусной кольцевой камеры
рассчитана на режим малого газа. Она также обеспечивает
дежурное пламя для внутренней, основной зоны, которая
подключается на остальных режимах работы двигателя. Результаты
испытаний двигателя с этой камерой представлены в табл. 11.3,
Таблица 11.3 Характеристики загрязняющих выбросов
для двигателя CF6-50 с двухъярусной кольцевой камерой
сгорания
Стандарт ЕРА 1979 г.
Серийная камера
Двухъярусная камера
Удельные выбросы, г/кг
со
4,3
10,8
6,3
инс
0,8
4,3
0,3
3,0
7,7
5,6
Дым,
ед. SAE
20
13
25
где они сопоставлены с аналогичными данными для серийной
камеры и со стандартами ЕРА 1979 г. Из таблицы следует, что
только по углеводородам поставленная цель была достигнута.
Уровни выброса СО и NO* оказались значительно ниже, чем для
серийной камеры, но выше допустимых стандартом ЕРА. Кроме
того, уровень дымления повысился по сравнению с серийной
камерой и превысил допустимый по стандарту ЕРА. Эти
результаты оказались неожиданными, так как окончательный вариант
экспериментальной камеры в автономных испытаниях на
установке показал значительно лучшие результаты. Ожидается,
однако, что при дальнейшей доводке двухъярусной кольцевой
камеры характеристики двигателя будут соответствовать
полученным на камерном стенде.
Камера типа «Ворбикс» фирмы «Пратт-Уитни» имеет две
зоны горения, расположенные последовательно. Верхняя по
потоку дежурная зона представляет собой обычную,
стабилизированную за лопаточным завихрителем зону горения.
Покидающие дежурную зону горячие газы проходят через горловину и
воспламеняют топливовоздушную смесь в основной зоне,
функционирующей на режимах большой мощности. Добавочное
топливо поступает в основную зону горения после смешения с
большим количеством воздуха, втекающего через два ряда завихри-
телей. Закрутка втекающего воздуха завихрителями
обеспечивает быстрое смешение с образованием однородной бедной
смеси. Вариант камеры типа «Ворбикс», показанный на рис. 11.26,
продемонстрировал наилучшие характеристики выбросов, пол-
510
Глава II
ноты сгорания топлива, поля температуры газа на выходе и
потерь полного давления. В табл. 11.4 сопоставляются уровни
выбросов камеры типа «Ворбикс» с данными серийной камеры
сгорания, а также с уровнями, допустимыми по стандартам
ЕРА 1979 г. Из таблицы следует, что камера типа «Ворбикс»
позволяет выполнить требования стандартов 1979 г. по
выбросам вредных газообразных веществ. Но допустимый уровень
дымления значительно превышен. В ходе автономных
испытаний камеры уровень дымления не измерялся, так как он был
Таблица 11.4 Характеристики загрязняющих выбросов
для двигателя JT9D-7 с камерой сгорания типа «Ворбикс»
Стандарт ЕРА 1979 г.
Серийная камера
Камера типа «Ворбикс»
Удельные выбросы, г/кг
со
4,3
10,4
3,2
инс
0,8
4,8
0,2
3,0
6,5
2,7
Дым,
ед. SAE
19
4
30
очень низок и сравним с уровнем дымления двигателя JT9D-7
с серийной камерой. Поэтому высокий уровень дымления,
полученный в испытаниях двигателя, оказался неожиданным.
Дополнительная доводка должна уменьшить выброс дыма до
требуемого уровня.
Судя по результатам, полученным по программе ЕСС,
камеры сгорания, созданные по перспективной технологии,
удовлетворяют требованиям по выбросу несгоревших углеводородов,
содержащимся в стандарте как 1981 г., так и 1984 г. Кроме
того, небольшое перераспределение воздуха должно обеспечить
снижение дымления до приемлемого уровня. Уровень стандарта
1981 г. по СО должен быть достигнут с камерой типа «Ворбикс»,
но с двухъярусной камерой для этого потребуются
дополнительные усилия. Камера типа «Ворбикс», видимо, позволит
выполнить требования стандарта 1984 г. по выбросу NO*. В то
же время для достижения этой цели еще потребуются
значительные доводочные работы двухъярусной кольцевой камеры
фирмы «Дженерал электрик».
Малоразмерные двигатели
Ряд новых и интересных конструкций камер сгорания был
разработан в ходе выполнения программы PRT NASA,
направленной на снижение вредных выбросов от двигателей в классах
Т1, Т4 и Р2. К выполнению программы были привлечены дви-
гателестроительные фирмы «Гэррит эррисерч» (двигатель
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
511
TFE 731-2 в классе Т1), «Пратт-Уитни» (JT8D-17 в классе Т4)
и «Детройт дизел Аллисон» E01-D22A в классе Р2).
Концепции камер сгорания, выбранные для исследования,
представлены на рис. 11.27—11.29. Камера двигателя
TFE 731-2 (рис. 11.27,6) была существенно переконструирована
Основная Дежурная
зона зона
Рис. 11.27. Перспективные в
отношении снижения выбросов
варианты камер сгорания для двигателя
TFE731-2 [64].
а — модифицированная серийная
камера; б — камера с пневматическими
форсунками; в — камера с
предварительной подготовкой топливовоздуш-
ной смеси и двухзонным горением. / —
подача топлива; 2 — перепуск воздуха;
3 — подача топлива дежурной зоны;
4 — смесительные патрубки.
по сравнению с серийным вариантом, показанным на рис. 11.27, а.
Она была оснащена двухрежимными пневматическими
форсунками, которые устанавливались в головке, а не на внешней
обечайке жаровой трубы, как в серийной конструкции. Форсунки
размещены на оси завихрителей, сконструированных таким
образом, чтобы уменьшался расход воздуха в первичную зону
камеры на режимах малой мощности.
На рис. 11.27, в представлена схема камеры сгорания с
двухзонным горением, в которой дежурная зона горения
обеспечивается топливом, подаваемым через 20 центробежных форсунок,
установленных в головке жаровой трубы, а в основную зону
512
Глава 11
топливо подается через 40 смесительных патрубков,
расположенных по окружности фронтовой части жаровой трубы.
Исследования двигателя JT8D-17 проводились с камерой
сгорания типа «Ворбикс», показанной на рис. 11.28,6, которая
была по своей конструкции аналогична камере, созданной по
2-'
Рис. 11.28. Перспективные в
отношении снижения выбросов
варианты камер сгорания для двигателя
JT8D-17 [64].
а—серийная камера; б—камера типа
«Ворбикс»; в — камера с
предварительной подготовкой смеси и двухзонным
горением. 1 — свеча; 2—подача топлива;
3—подвод воздуха через завихрители;
4—смесительный патрубок; 5—канал
предварительного смешения,
программе ЕСС (для двигателя JT9D-7). В камере с
предварительной подготовкой смеси и двухзонным горением,
изображенной на рис. 11.28, в, сделана попытка улучшить смешение
топлива и воздуха в основной зоне горения путем испарения
топлива до его подачи в смесительный патрубок. Топливо перед
впрыском находится при сверхкритическом давлении и
подогревается путем регенерации тепла стенок дежурной зоны горения;
при впрыске в смесительный патрубок топливо практически
мгновенно испаряется.
'Первым перспективным вариантом камеры для двигателя
501-D22A была камера с обращенным течением (рис. 11.29,6).
Своим названием эта камера обязана тому, что две первые
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
513
щели системы охлаждения стенок в головной части
жаровой трубы выпускают завесы охлаждающего воздуха в
направлении против основного потока. Этот воздух протекает
вдоль стенки головной части жаровой трубы прежде, чем
поступить в зону циркуляции, возвращая тем самым в зону горения
Топливо -
Топливо
Топливо
Топливо
Рис. 11.29. Перспективные в отношении снижения выбросов варианты камер
сгорания для двигателя 501-D22A.
а — серийная камера; б—камера с обращенным течением; в—камера сгорания с
предкамерой; г — камера с двухзонным горением.
продукты неполного сгорания, попавшие в пристеночные
области. Второй перспективный вариант (рис. 11.29,в) получил
название камеры сгорания с предкамерой. В предкамере топливо
полностью испаряется и приготовляется гомогенная топливовоз-
душная смесь, которая подается в зону горения, находящуюся
в секции жаровой трубы с внезапным расширением. Для
регулирования температуры газа в основной зоне горения
применяется завихритель с переменной площадью проходного сечения.
Вариант камеры с двухзонным горением представлен на
рис. 11.29,2. Дежурная зона горения обеспечивает весь
подогрев, необходимый для режима малого газа, и служит
33 Зак. 761
514
Глава 11
источником тепла для основной зоны горения, включаемой на
режимах большей мощности. Основная зона горения снабжается
бедной гомогенной смесью топлива и воздуха от шести
расположенных равномерно по окружности патрубков, на входе в
которые установлены пневматические форсунки.
Эти перспективные концепции камеры сгорания и
результаты испытаний, полученные в ходе выполнения программы,
более подробно описываются в работе [64]. Основная цель
данного изложения состоит в ознакомлении с некоторыми из
новых схем камер сгорания, разработанных промышленностью и
отражающих сложившиеся в крупнейших двигателестроитель-
ных фирмах представления об облике камер с низким уровнем
вредных выбросов.
Снижение вредных выбросов на режиме малого газа
В рассмотренных выше программах NASA основное
внимание уделялось выбросам N0*, которые существенны только на
режимах большой мощности. В отличие от них программа
исследования возможностей снижения вредных выбросов на
режимах малого газа (LPERT) имела своей целью существенное
Таблица 11.5 Требования по уровням выбросов
программ LPERT и ЕСС в сравнении с данными
для серийных двигателей
Выбросы
СО
инс
Удельные выбросы, г/кг топлива
требования
программы
LPERT
10
1
4
требования
программы
ЕСС
20
4
серийный
двигатель
CF6-5J
73
30
2,5
серийный
двигатель
JT9D-7
47
22
3,9
уменьшение выбросов СО и UHC на режимах малой мощности.
Требования программы по уровням выбросов приведены
в табл. 11.5. Эти требования очень жесткие, поскольку с
помощью формулы A1.2) можно установить, что они
соответствуют полноте сгорания топлива на режиме малого газа,
равной 99,7 %.
Три варианта камеры сгорания, показанные на рис. 11.30,
были сконструированы и затем испытаны в условиях,
соответствующих режиму малого газа перспективного
турбовентиляторного двигателя. Детальное описание особенностей
конструкции и результатов, полученных в испытаниях, приведено в
работе [71] и подытожено ниже.
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
515
Камера сгорания с теплоизолированной стенкой. В этой
камере (рис. 11.30, а) используется теплозащитное покрытие
внутренней поверхности жаровой трубы. Тем самым допускается
более высокая температура газа вблизи стенки, что позволяет
ослабить влияние замораживания химических реакций.
Теплозащитное покрытие представляет собой слой окиси циркония
^о—=1
Теплозащитное
покрытие
Рис. 11.30. Варианты камер сгорания, разработанные по программе LPERT
NASA с целью снижения выбросов на режимах малой мощности [711.
а — камера с теплоизолированной стенкой; б —камера с регенеративным воздушным
охлаждением; в -камера с каталитическим конвертером.
толщиной 1,3 мм, стабилизированной иттрием, который
наносится термическим напылением. Жаровая труба не имеет
пристеночной воздушной завесы. Ее стенка сделана двойной,
причем в наружной стенке насверлены равнорасположенные
отверстия для оросительного охлаждения внутренней стенки
натеканием высокоскоростных струй воздуха. Такой способ
охлаждения обеспечивает эффективную теплозащиту жаровой
трубы при минимизации ее «замораживающего» воздействия
на химические реакции.
Камера сгорания с регенеративным воздушным охлаждением.
В этой камере (рис. 11.30,6) весь первичный воздух для
горения проходит через кольцевой охлаждающий тракт вдоль всей
жаровой трубы, прежде чем попасть внутрь через воздушные
33*
516 Глава 11
завихрители или отверстия первичной зоны. Таким образом,
предназначенный для горения воздух сначала охлаждает стенки
жаровой трубы и при этом прогревается, а затем уже
поступает в зону горения. Это увеличивает начальную
температуру воздуха на 50—100 К, что уменьшает выброс
загрязняющих веществ благодаря ускорению химических
реакций.
Камера сгорания с каталитическим конвертером. Как видно
из рис. 11.30, в, особенностью этого варианта камеры является
установленная за традиционной первичной зоной керамическая
решетка с каталитической облицовкой. Топливо сжигается до
каталитической решетки (конвертера) при использовании
примерно половины всего расхода воздуха. В результате фср перед
конвертером составляет на режиме малого газа 0,30. Конвертер
действует как каталитический реактор-нейтрализатор, дожигая
СО и UHC в продуктах горения.
Сравнительные испытания показали, что все три описанные
выше схемы позволяют значительно уменьшить вредные
выбросы на малом газе. Для всех трех схем уровни выбросов несго-
ревших углеводородов, окиси углерода и окислов азота
соответствовали целям программы и стандартам ЕРА 1981 г. Самый
низкий уровень выбросов был получен на камере сгорания
с теплоизолированной стенкой, имевшей внешнее оросительное
охлаждение. Простота этого варианта конструкции делает его
особенно привлекательным применительно к будущим
газотурбинным двигателям.
Камеры с регенеративным охлаждением и каталитическим
конвертером также отвечали поставленным целям. Но обе эти
камеры сложнее по конструкции, чем камера с горячей стенкой.
Сжигание предварительно подготовленной бедной смеси
Большие потенциальные возможности камер сгорания с
сжиганием предварительно подготовленной бедной смеси в
отношении очень низких вредных выбросов обусловили принятие
соответствующей исследовательской программы NASA. Задачей
программы была отработка сжигания предварительно
подготовленной бедной смеси в авиационных камерах сгорания с целью
достижения приемлемых с точки зрения экологии уровней
выбросов загрязняющих веществ во всей области полетных режимов.
Особый упор был сделан на получение очень низкого уровня
выброса окислов азота в условиях стратосферного крейсерского
полета.
Реализация концепции сжигания бедной смеси требует
значительных исследовательских усилий в области горения бедных
смесей, подготовки топливовоздушной смеси,
самовоспламенения и проскока пламени [66]. Было предпринято исследование
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 517
влияния режимных параметров камеры сгорания (давления,
температуры и состава смеси в зоне горения), времени
пребывания, относительной скорости, геометрии камеры и
характеристик топливовоздушной смеси, таких, как угол конуса распы-
ливания, распределение капель по размерам, степень испарения
и однородность смешения, на горение бедных смесей и
характеристики выброса. Особенностью рассматриваемой концепции
является тенденция к самовоспламенению смеси и проскоку
пламени. Поэтому для реализации концепции сжигания
предварительно подготовленной бедной смеси в новых двигателях с
высокой степенью повышения давления должны быть определены
характеристики стабилизации пламени и самовоспламенения
таких смесей.
Значительный прогресс уже достигнут. Например, был
получен уровень выброса N0* не более 0,3 г/кг топлива при
полноте сгорания топлива выше 99%; при этом камера работала
вблизи «бедного» предела устойчивого горения [12]. Некоторые
данные этой работы по влиянию времени пребывания на выброс
N0* приведены на рис. 11.8. Установлено также, что добавка
небольших количеств водорода к пропановоздушной смеси
может смещать «бедную» границу срыва пламени в сторону
меньших значений ср, а так5ке значительно уменьшить выбросы N0*
без ухудшения полноты сгорания топлива [79].
Много полезных работ было выполнено по влиянию
геометрии стабилизатора пламени и степени загромождения им
сечения канала на выбросы NO* и на то, каким образом на эти
выбросы влияют степень испарения топлива и неравномерность
состава смеси. В работе [68] исследовалось 12 различных
вариантов стабилизаторов, в том числе проволочные сетки,
перфорированные пластины, конусы и желобы. Все опыты были
проведены с пропановоздушной смесью при температуре и
давлении на входе 800 К и 1 МПа. Оказалось, что уровень
выбросов сильно зависит от величины потерь полного давления на
стабилизаторе пламени. Чем больше потери давления, тем выше
генерируемый при этом уровень турбулентности и тем ниже
выброс N0*.
Влияние степени загромождения сечения стабилизатором
пламени исследовалось при температурах воздуха на входе 600
и 800 К и давлениях 0,3—0,5 МПа для жидкого топлива Jet A.
Было установлено, что увеличение степени загромождения
приводит к увеличению выброса NO*. Это происходит,
по-видимому, из-за увеличения времени пребывания в области ближнего
следа, вызванного ростом степени загромождения.
Полученные в работе [69] с тем же топливом при сходных
условиях опытов данные по влиянию на выброс NO* степени
испарения топлива обобщены на рис. 11.31. Из этих данных
следует, что важность условия полного испарения топлива
518
Глава 1t
снижается при увеличении коэффициента избытка топлива ф.
Для ф = 0,6 уменьшение доли испаренного топлива приводит
к приблизительно линейному увеличению образования N0*. Но
при ф = 0,72 изменения в степени испарения топлива слабо
влияют на выброс NO*, i
В той же работе оценивалось влияние неравномерности
состава смеси на выбросы N0*. Эксперименты показали, что прк
20
0,72
700
0,72
-600
0,7 0,8 0,9 Ю
Степень испарения
Рис. 11.31. Зависимость образования
N0* от температуры воздуха на
входе Г3, степени испарения и
коэффициента избытка топлива [69].
Ю
8
со
с:
о4
2 -
7
0,8
0,6
0А-
0,2-
-II
I 11 1 [ 1 1 1
1
0,28
1
I
0,6 0,8 7,0
7,2
Рис. 11.32. Зависимость образования1
N0* от коэффициента избытка
топлива ф и степени неравномерности
состава топливовоздушной смеси 5 [70];.
данном суммарном отношении топливо/воздух х2 выброс N0*
возрастает с увеличением степени неравномерности. Это
естественно, так как для бедной в среднем смеси любое
несовершенство процесса перемешивания топлива и воздуха должно
приводить к появлению более «богатых» и, следовательно, более
горячих локальных областей в пламени. Соответственно в сте-
хиометрической смеси увеличение неравномерности состава
должно вести к снижению выброса N0*. Действительно, в
работе [70] теоретически и экспериментально было показано, что
выброс N0* возрастает с увеличением неравномерности состава
при среднем значении ф < 0,7 и уменьшается с увеличением
неравномерности при ф~ 1,0 (рис. 11.32).
Эти и другие результаты дают ценную информацию для
конструирования камер сгорания. Однако придется решить еще
много сложных проблем, прежде чем концепцию сжигания
предварительно подготовленной бедной смеси можно будет
реализовать в перспективных авиационных двигателеях.
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 519
ПРОГНОЗИРОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ВЫБРОСА
Предпринималось много попыток создать модель процесса
горения в камере газотурбинного двигателя, позволяющую
прогнозировать характеристики выбросов. Большая часть моделей
ограничивалась выбросом N0, но в йастоящее время
предпринимаются попытки рассчитать образование и других важных
загрязняющих веществ. Удовлетворительная модель должна
учитывать сложную структуру потока и кинетику важнейших
химических реакций, происходящих в объеме камеры сгорания.
К сожалению, кинетика некоторых представляющих интерес
процессов на данный момент еще не вполне установлена,
особенно в том, что касается образования углерода, окиси углерода и
углеводородных соединений, которые являются промежуточными
продуктами в процессе окисления топлива.
Приемлемая модель образования загрязняющих веществ в
газотурбинных двигателях должна представлять собой
разумный компромисс между точностью моделирования,
практичностью, легкостью применения, экономичностью вычислений и
возможностью дальнейшего улучшения. В последние годы
значительные усилия прилагались к созданию сравнительно
сложных математических моделей выбросов, которые можно было
применить к газотурбинным двигателям. Модели отличались
уровнем сложности — от таких, которые потенциально пригодны
для полного описания всех необходимых термодинамических и
химических свойств в зависимости от пространственных
координат в объеме камеры, до тех, которые основаны на
предположении об однородности условий в каждом из сечений [80—90].
Детальный обзор всех моделей, разработанных к настоящему
времени, выходит за рамки задач данной главы. Полученные
на сегодня результаты достаточно скромны; даже самые
эффективные модели в состоянии дать немногим более, чем
предсказание тенденций.
Высокая стоимость, а также трудности разработки и
использования сложных математических моделей в совокупности с
неуверенностью в достоверности получаемых результатов
стимулируют разработку полуэмпирических моделей образования N0*
и СО. В работе [91] акцент при попытке смоделировать
выбросы N0* сделан на физические процессы, которые
предполагаются важными, а химической кинетике отведена относительно
скромная роль. Соответствующая расчетная схема включает
модели пяти характерных областей течения внутри камеры
сгорания, модели распределения жидкого и газообразного
топлива, модель суммарной реакции полного окисления
углеводородов, модель образования окиси азота, основанную на механизме
Зельдовича, модель лимитируемого диффузией полного
смешения и модель, позволяющую учесть влияние влажности
520 Глава 11
окружающего воздуха. Эта схема была успешно использована
для расчета влияния впрыска воды и изменения в широких
пределах вида топлива на выброс N0* [91—94].
Имеются и другие эффективные полуэмпирические модели
для расчета выбросов [82, 95, 96—101]. Полезный критический
обзор как математических, так и полуэмпирических моделей
дан в работах [102—104].
Эмпирические модели также играют важную роль в
разработке и конструировании камер сгорания с низким уровнем
вредных выбросов. Их можно использовать для упрощения
связанных с выбросами проблем до уровня, более доступного и
удобного для инженеров, занимающихся практическими
приложениями горения, кому часто достаточно интуитивного
понимания и простых оценок уровней выбросов, достижимых при
тех или иных изменениях конструкции. Для конкретной камеры
сгорания эмпирические модели, как правило, более точно
описывают данные по выбросам, чем универсальные аналитические
модели, рассмотренные выше.
Больше всего разработано эмпирических моделей для
выбросов СО и NO*. Причина этого состоит в том, что крайне
сложная и еще невыясненная природа процессов окисления
углеводородов делает невозможным создание
удовлетворительной модели для UHC и дыма. Кроме того, известно, что
снижение выбросов СО и NO* гарантирует одновременное снижение
уровня выбросов UHC и дыма соответственно.
Можно предположить, что концентрации окиси углерода и
окислов азота в выхлопных газах пропорциональны
произведению четырех величин, характеризующих следующие факторы:
1) уменьшение концентрации рассматриваемого вещества за
зоной горения вследствие ввода воздуха в зону разбавления;
2) среднее время пребывания в зоне горения;
3) скорость химических реакций;
4) скорость смешения.
Первую из величин определить легко, так как концентрация
в выхлопных газах любого вещества, образовавшегося в зоне
горения, пропорциональна участвующей в горении доле f
суммарного расхода воздуха.
Вторая величина определяется как
_^ LqA PV _ _ __ PV
TI — f ' — f * /?7' T* e* TC°
где т — среднее время пребывания.
Величина, характеризующая скорость реакции, определяется
в предположении, что скорость реакции зависит только от
давления и температуры, т. е.
г со Рт exp (zT) для NO и
г со Рп ехр (сТ) для СО,
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 521
где г — скорость реакции.
Предполагается, наконец, что скорость смешения есть
функция перепада давления на стенке жаровой трубы. Таким
образом, для скорости смешения имеем
JVP/
Перемножая приведенные выше величины, получаем для N0:
АУс(АР/Р)хРУехр(гТп.3.) , «
: тВозЛ.з. ' AЬЗ)
где у = 1 + га, А — константа.
Аналогично для СО:
^f P«exp(- cT) =
-сТи.3.), A1.4)
где Ь = п — 1, С — константа.
Следует признать, что уравнения A1.3) и A1.4) не имеют
строгого теоретического обоснования. Однако они включают
важнейшие переменные: размер камеры сгорания, потери
давления, распределение воздуха (между зоной горения и зоной
разбавления), давление, температуру и расход воздуха.
Влияние изменений величины х2 в камере также учтено через его
воздействие на температуру первичной зоны. Более строгий
анализ должен включать также влияние распыливания топлива
и испарения капель.
Из анализа экспериментальных данных для нескольких
различных камер сгорания [104] было определено х = —0,5,
г/ = 1,2, 2 = 0,009 @,005 для температуры в градусах Ренкина)
и а = 0,5. Универсальные значения для бис установить не
удалось, так как оказалось, что они слегка изменяются в
зависимости от комбинации форсунки и жаровой трубы.
Таким образом, имеем
-4 об.
где Гп. з — температура первичной зоны, К. Показатель степени
при давлении в уравнении A1.5), равный 1,2, может показаться
522 Глава It
противоречащим прежним выводам о независимости
концентрации N0* от давления. Однако знаменатель содержит (в
неявном виде) величину Р в первой степени, входящую в расход
воздуха тВОзд .Несколько большая величина показателя A,2
вместо 1,0) отражает влияние не собственно давления, а
подавления диссоциации при повышении давления, что приводит к
возрастанию температуры реакции.
Приведенный выше анализ помогает выявить ключевые
параметры, определяющие образование N0* и СО, и обеспечивает
полезную информацию об их относительной важности.
Полученные выражения могут быть использованы как при
начальном проектировании камеры сгорания, так и при ее
доводке.
ИЗМЕРЕНИЯ УРОВНЯ ДЫМЛЕНИЯ
Известно, что основными загрязняющими веществами в
продуктах сгорания газотурбинных двигателей являются СО, UHC,
N0* и дым. Аппаратура для измерения концентрации СО
разработана уже довольно давно и хорошо себя зарекомендовала.
Для измерения концентрации UHC обычно используется
пламенно-ионизационный детектор, а в отношении N0*
удовлетворительные результаты дают методы, основанные на хемилюми-
несценции. Однако для измерения дымления не существует
стандартного метода, и на практике используются различные
способы. В работе [106] описаны два основных подхода к
измерению степени задымленное™ выхлопных газов.
1. Оптические методы, базирующиеся на измерении либо
отражательной способности дымного шлейфа выхлопных газов,
либо коэффициента пропускания света через шлейф.
2. Фильтрационные методы, предусматривающие
пропускание пробы выхлопных газов через фильтр и накопление частиц
дыма на нем с последующим определением фотометрическими
способами степени потемнения фильтра.
Для того чтобы выразить концентрацию дыма в абсолютных
единицах (масса на единицу объема), в методах обоих типов
необходима калибровка. Наиболее распространенный способ —
это накопить на фильтре достаточно большое количество
(более 10 мг) частиц дыма, которое затем взвешивается. В целом
методы, основанные на пропускании или отражении света,
хорошо подходят для измерений в неразбавленных выхлопных
газах из камеры сгорания или двигателя, тогда как
фильтрационные методы с таким же успехом могут быть использованы
при измерениях уровней дымности в камерах сгорания и
(особенно низких уровней) в свободной атмосфере. Недостаток
фильтрационного метода заключается в том, что он дает
среднюю величину за период измерения.
выбросы загрязняющих атмосферу веществ 523
Оптические методы
Метод Рингельмана основан на визуальном сравнении
степени черноты дымного шлейфа со стандартной
сенситометрической шкалой на специальной карте, которую помещают между
наблюдателем и источником дыма. Метод хорошо подходит для
определения степени черноты дымных шлейфов из труб и
других дискретных источников. Шкала Рингельмана содержит пять
градаций потемнения, обозначаемых цифрами от 0 до 5. Нуль
соответствует просто белому цвету, а 5 — полностью
черному.
Метод Рингельмана, хотя и является целиком эмпирическим,
оперативен, дешев и удобен для полевых измерений. Так
называемое число Рингельмана дает полуколичественную
информацию о визуально определяемой степени черноты дымного
шлейфа, но ничего не говорит о массовой концентрации частиц сажи.
В Великобритании «сильный дым» определяется (в законе
«О чистом воздухе» и других законополагающих документах)
как соответствующий числу Рингельмана >2, а «черный дым»—
как дым, соответствующий числу Рингельмана >4.
Законодательные ограничения на уровень дымления для промышленных
труб в Великобритании и ряде других государств основаны на
шкале Рингельмана.
Один из недостатков метода Рингельмана состоит в том, что
он не учитывает диаметр шлейфа. Выбросы из источника
малого размера часто могут содержать более высокие
концентрации частиц дыма, чем шлейф с тем же числом Рингельмана,
который выбрасывается из трубы большого диаметра, так как
при прохождении света через шлейф от малого источника
кажущаяся степень черноты будет меньше. Кроме того, высокая
скорость истечения из трубы (например, вследствие вдува
разбавляющего воздуха в основание дымного шлейфа) может
приводить к тому, что масса выбрасываемых дымовых частиц будет
велика при малых значениях числа Рингельмана.
В некоторых методах измерения используются источник света
и фотоэлектрический приемник, устанавливаемые по разные
стороны шлейфа. Подобные приборы калибруются в процентах
прохождения света через шлейф, в оптической плотности
шлейфа или же в эмпирических единицах Рингельмана. Однако при
калибровке такого инструмента следует учитывать и размеры
частиц, поскольку концентрация частиц дыма, необходимая для
уменьшения прохождения* света до некоторого данного уровня,
зависит от природы частиц и распределения их по
размерам. Эта концентрация снижается при уменьшении размера
частиц.
Имеется ряд портативных приборов с отбором пробы
выхлопных газов и прокачиванием ее с помощью насоса через рабочую
524 Глава If
секцию, расположенную между лампой и фотоэлектрическим
приемником. Наиболее известным устройством этого типа
является дымомер Хартриджа (компании «Бритиш петролеум»).
Установка нуля дымомера осуществляется при замене рабочей
секции на такую же секцию, заполненную профильтрованным
окружающим воздухом. Обычно прибор показывает процент
пропускания света, и, таким образом, при градуировке по
концентрации частиц дыма его шкала нелинейна.
Фотодымомер фирмы «Роллс-Ройс» по принципу действия
подобен дымомеру Хартриджа. На его шкале 25 условных
единиц соответствуют ослаблению света на 3 % (что получается
при установке на пути светового луча тонкого прутка). Шкала
линейна по коэффициенту пропускания света. Применительно
к газотурбинному авиационному двигателю 25 ед. по фото-
дымомеру визуально соответствуют слегка дымному
шлейфу.
Фильтрационные методы
Очевидный метод измерения дымности заключается во
взвешивании фильтра до и после пропускания через него известного
объема задымленного газа. Собранный на фильтре материал
может затем быть подвергнут микроскопическому исследованию
или химическому анализу с целью определения структуры и
состава частиц. Альтернативой взвешивания является сжигание
собранного материала до СОг, количество которого затем
измеряется. Если для одной и той же пробы газа выполняются и
взвешивание, и дожигание, то может быть определена доля
углерода в частицах дыма.
Данный метод широко применяется, особенно в
исследовательских работах, но наибольшее распространение получил
метод, связанный с измерением отражательной способности
закопченного бумажного фильтра. Этот метод обычно предпочитают
при проведении регулярных измерений дымности. Известный
объем газа пропускается через бумажный фильтр, а затем
измеряется коэффициент отражения света от потемневшего
фильтра. Процедура измерения требует только наличия фильтродер-
жателя, расходомера и откачивающего насоса. Закопченные
бумажные фильтры, полученные таким образом, могут
храниться сколь угодно долго, и их отражательная способность
может быть измерена с помощью фотоэлектрического
рефлектометра в любое удобное время. Единственный неясный аспект
рассматриваемого метода — это связь между коэффициентом
отражения фильтра (т. е. его потемнением) и массовой
концентрацией частиц дыма. В принципе эта связь может быть
установлена посредством улавливания и взвешивания частиц дыма,
содержавшихся в известном объеме газа. Опыт показал, что.
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ
525
если дым состоит в основном из углеродистых частиц,
источником которых является неполное сгорание топлива, то
соотношение между потемнением фильтра и концентрацией дымовых
частиц относительно постоянно для различных источников
дыма.
С целью стандартизировать оборудование и методику
измерения дымности выхлопных газов авиационных газотурбинных
двигателей Общество автомобильных инженеров (SAE) США
в нормативном документе ARP 1179 предписало применять
Рис. 11.33. Схема системы отбора проб газа при измерении его дымности.
I — двигатель; 2— пробоотборник; 3—клапан А\ 4—фильтродержатель; 5—перепуск;
6—рабочая линия; 7 — фильтр грубой очистки; 8—клапан С; 9 — клапан В; 10—клапан D\.
11—вакуумный насос; 12 — ротаметр; 13 — газовый счетчик (измеритель объема газа);
14—выхлоп.
фильтровальную бумагу ватман № 4 при использовании метода
закопченного бумажного фильтра. Показания рефлектометра
используются для вычисления числа дымности (SN) по
соотношению
SN = 100 (l—R/Ro),
(П.7)
где R — абсолютный коэффициент отражения закопченного
фильтра, /?о—абсолютный коэффициент отражения чистого
фильтровального материала.
Документом SAE определена строгая последовательность
операций при анализе и обработке данных, и к нему следует
обращаться при необходимости в более детальной информации.
Рекомендуемая система отбора проб газа схематически
показана на рис. 11.33. При условии тщательного выполнения всех:
предписанных процедур точность метода составляет ±3 ед. SN.
526 Глава 11
ИЗМЕРЕНИЯ ВЫБРОСОВ
Главное требование к любой системе отбора проб газа
заключается в том, что она должна обеспечивать
представительность пробы и сохранение ее химического состава. Чтобы
избежать изменений в составе пробы и предотвратить потери части
компонентов пробы при ее прохождении по отборной
магистрали, требования ЕРА предусматривают поддержание
температуры магистрали на уровне 150±5°С [107]. Это означает,
что и температура стенки магистрали, и температура газа
должны контролироваться термопарами. ЕРА предписывает
также, чтобы длина отборной линии не превосходила 24 м при
измерении дымности и 23 м при измерении выброса
газообразных веществ. Внутренний диаметр магистрали должен быть
между 4,6 и 8,1 мм, а время пребывания газа в ней не должно
быть больше 2 с. Эти предосторожности принимаются для того,
чтобы предупредить возможные изменения в пробе из-за
конденсации. Кроме того, для обеспечения уровня турбулентности,
требуемого для перемешивания пробы газа и предотвращения
благодаря этому агломерации частиц сажи, числа Re потока
в магистрали должны быть выше 3000. ЕРА установило также
требования к конструкции пробоотборника и его расположению
относительно сопла двигателя.
В работе [107] подробно описана практика регулярных
измерений выбросов газотурбинных двигателей на фирме «Пратт-
Уитни», возникающие при этом проблемы, методы анализа и
обработки данных.
ВЛИЯНИЕ АТМОСФЕРНЫХ УСЛОВИЙ
НА ВЫБРОСЫ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Уровень выброса загрязняющих веществ от газотурбинного
двигателя заметно меняется при изменении окружающих
условий. Так, например, повышение температуры и уменьшение
относительной влажности атмосферного воздуха приводят к
уменьшению выбросов СО и UHC и увеличению выброса NO*
[108]. Поэтому при установлении соответствия стандартам на
вредные выбросы важно иметь подходящую методику
приведения измеренных уровней выбросов к стандартным окружающим
условиям. Некоторые исследователи занимались этой
проблемой, и ими были предложены выражения для поправочных
коэффициентов, позволяющих проводить коррекцию результатов
измерений для всех рассматриваемых компонентов. Приводимые
ниже соотношения взяты из недавней работы [109],
проведенной по инициативе ЕРА. Рассматривается только выброс NO*,
поскольку задача ограничивается тем, чтобы
продемонстрировать применение метода коррекции. Дополнительную информа-
Выбросы загрязняющих атмосферу веществ 527
цию о корректирующих соотношениях как для N0*, так и для
СО, UHC и дыма, полученных с помощью регрессионного
анализа, можно найти в указанной выше работе.
Поправочный коэффициент определяется как
(^F == /ст//изм>
где /ст — удельный выброс вещества при стандартных
атмосферных условиях, а /изм — измеренный удельный выброс. Например,
поправочный коэффициент для N0A, учитывающий изменение
температуры, определяется из выражения
CF (N0*, Гз) = ехр [Ktz, nox (Тг, ст - Г3, изм)],
где Ktvnox— температурный коэффициент, равный
д-т no = / Ю = 0,001735 + 0,000107 (nk).
Здесь Kk — степень повышения давления в компрессоре, Г3, ст —¦
температура воздуха на входе в камеру сгорания при
стандартных атмосферных условиях, Гз, изм — температура воздуха на
входе в камеру сгорания во время измерений выбросов.
Аналогичные поправочные коэффициенты могут быть
определены по соответствующим формулам для СО, UHC и дыма.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Физические и химические процессы, определяющие уровни
выброса четырех основных загрязняющих веществ, СО, UHC,
NO* и дыма, достаточно хорошо изучены, так что авиационные
двигатели могут быть сконструированы таким образом, чтобы
удовлетворить стандартам ЕРА 1979 г. Поэтому
исследовательские программы, предпринятые несколько лет назад по
инициативе NASA и имевшие целью снижение выбросов, следует
считать в высшей степени успешными. Кроме того, прогресс в
некоторых областях, включая совершенствование способов
подачи топлива, зонную организацию горения и камеры
изменяемой геометрии, должен привести не только к снижению
выбросов, но и к улучшению других важных характеристик камер
сгорания, прежде всего к расширению пределов воспламенения
и устойчивого горения.
Исследования с целью получения ультранизких уровней
выбросов на основе концепции сжигания в камере бедной
гомогенной смеси находятся пока на ранней стадии. Необходимо
еще решить ряд важных проблем практического характера для
бедных смесей, в том числе проблемы «бедного» срыва
пламени, высотного запуска и проскока пламени, а также
обеспечения достаточной степени испарения топлива и смешения его
с воздухом.
528 Глава II
Только в области математического моделирования прогресс
был медленным. Возникающие при этом трудности велики, но
наблюдающиеся тенденции в конструировании камер сгорания,
усилившиеся вследствие предъявления в высшей степени
жестких требований по выбросам, привели к значительному
упрощению конструкции и рабочего процесса камеры, по крайней
мере в отношении горения. Это должно создать новые
возможности для успешного применения математических моделей в
проектировании и доводке камер сгорания.
ОБОЗНАЧЕНИЯ
А — площадь поперечного сечения камеры сгорания;
Л, С — эмпирические константы;
а, Ь, с — константы;
f — доля воздуха, участвующая в горении;
/ — удельный выброс;
L — протяженность зоны горения;
т, п — порядок реакции;
твозд — массовый расход воздуха;
Р — давление;
АР — перепад давления;
R — газовая постоянная, коэффициент отражения;
Re — число Рейнольдса;
г — скорость реакции;
5 — степень неравномерности;
Т — температура;
Гз — температура воздуха на входе в камеру;
V — объем;
Vс — объем зоны горения;
х, у, z — константы;
к — отношение топливо/воздух;
к\с — коэффициент полноты сгорания топлива;
nk — степень повышения давления в компрессоре;
р — плотность;
Ф — коэффициент избытка топлива (эквивалентное
отношение);
т — время пребывания
Индексы
доп — допустимый;
изм — измеренное значение;
п. з — первичная зона;
пред — предельный;
ст — стандартное значение;
2 — общий, суммарный
ЛИТЕРАТУРА
К гл. 1
1 А. В. Wassell, The Design and Development of High Performance Combustors, Lecture Series
93, Von Karman Institute for Fluid Dynamics, 1977.
2 W. Deacon, A Survey of the Current State of the Art in Gas Turbine Combustion Chamber
Design, Proc. Inst. Mech. Eng. London Part 3N, vol. 183, pp. 1-8, 1969.
3 R. C. Adkins, A Short Diffuser with Low Pressure Loss, Trans. /. Fluids Eng., vol. 97, pp.
297-302, 1975.
4 R. A. Jeffs, The Flame Stability and Heat Release Rates of Some Can-Type Combustion
Chambers, Eighth Symposium (International) on Combustion, pp. 1014-1027, Williams and
Wilkins, Baltimore, 1962.
5 J. P. Longwell and M. A. Weiss, High Temperature Reaction Rates in Hydrocarbon
Combustion, Ind. Eng. Chem., vol. 47, pp. 1634-1643, 1955.
6 E. R. Norster, The Penetration and Mixing of Cold Jets in a Hot Cross Flow, unpublished
College of Aeronautics report, Cranfield, U.K., 1969.
7 R. E. Henderson and W. S. Blazowski, Turbopropulsion Combustion Technology, in G. C.
Oates (ed.), The Aerothermodynamics of Aircraft Gas Turbine Engines, AFAPL-TR-78-52,
1978.
8 K. N. Hopkins, Turbopropulsion Combustion-Trends and Challenges, AIAA Paper 80-1199,
1980.
\r 9 D. A. Nealy, Combustor Cooling-Old Problems and New Approaches, in A. H. Lefebvre (ed.),
Gas Turbine Combustor Design Problems, Project SQUID Workshop, pp. 151-185,
Hemisphere, Washington, D.C., 1980.
10 J. R. Poyser and H. B. Moxon, The Evolution of the RB162 Combustion System for VTOL
Applications, in E. R. Norster (ed.), Cranfield International Symposium Series, vol. 11, pp.
33-62, Pergamon Press, Oxford, 1971.
11 R. W. Niedzvviecki, A. J. Juhasz, and D. N. Anderson, Performance of a Swirl Can Primary
Combustor to Outlet Temperatures of 3600°F, NACA TM X-52902, 1970.
12 R. E. Jones, L. A. Diehl, D. A. Petrash, and J. Grobman, Results and Status of the NASA
Aircraft Engine Emission Reduction Technology Programs, NASA TM 79009, 1978.
13 R. Anderson and D. Wagner, Advanced High Temperature Combustor Research for Small
Gas Turbines, SAE Paper 680446, 1968.
14 W. Tipler, Combustion in Industrial Gas Turbines, in I. E. Smith (ed.), Cranfield
International Symposium Series, vol. 10, pp. 21-44, Pergamon Press, Oxford, 1968.
15 Turbine a Gaz Industrielles, Hispano-Suiza, Division de la SNECMA, France, Pamphlet Par
Desgrandchamps Paris.
16 O. Srrioch, Large Industrial Chambers, Lecture Series 93, Von 'Karman Institute for Fluid
Dynamics, 1977.
К гл. 2
1 P. T. Hinde, Fundamentals of Combustion, SME-Lecture Supplement PL 1076, Cranfield
Institute of Technology, Bedford, England.
2 P. T. Hinde, Limits of Flammability, SME Lecture Supplement PL 1129, Cranfield Institute ol
Technology, Bedford, England.
3 A. G. White, Limits for the Propagation of Flame in Vapor-Air Mixtures, pt. I,_Mixtures of
Air and Vapor at Ordi*-.?»y Temperature usA Pressure, /. Chem. Soc, pp. 1244-1270, 1922;
Limits for the Propagation* *,f rbme in Inflammable Gas-Air Mixtures, pt. Ill, The Effect of
Temperature on the Limits, j, Chem. *oc, pp. 672-684, 1925.
4 A. C. Egerton, Limits of Inflammability, Foutih Symposium (Internationalj on Combustion,
pp. 4-13", Williams and Wilkins, Bandore, 195 o.
5 M. G. Zabetakis, Flammability Characteristics of Combustible Gases and Vapors, U.S:
Bureau of Mines, Bulletin 627, p. 49, 1965.
6 P. T. Hinde, Chemical Aspects of Combustion, SME Lecture Supplement PL 1124, Cranfield
Institute of Technology, Bedford, England,
34 Зак. 761
530 Литература
7 J. P. Longwcll and M. A. Weiss, High Temperature Reaction Rates in Hydrocarbon
Combustion, Lid. Eng. Chem., vol. 47, no. 8, pp. 1634-1643, 1955.
8 J. P. Longwell, E. E. Frost, and M.A. Weiss, Пате Stability in Bluff-Body Rccirculation
Zones, Lid. Eng. Chem., vol. 45, no. 8, pp. 1629-1633, 1953:
Э O. Blichner, A Fluid Dynamic Study of a Spherical and a Cylindrical Stirred Reactor,
Eighth Symposium (International) on Combustion, pp. 595-1002, Williams and Wilkins,
Baltimore, 1962.
10 A. E. Clarke, J. Odgers, and P. Ryan, Further Studies of Combustion Phenomena in a
Spherical Combustor, Eighth Symposium (International-] oil Combustion, pp. 982-994,
Williams and Wilkins, Baltimore, 1962.
* il A. G. Gay don and H. G. Wolfhard, Flames: Their Structure, Radiation and Propcitics, 3d. '
cd., Chapman and Hall, London, 1970.
12 A. C. Egerton and J. Fowling, Proc. R. Soc. London, vol. 10, no. 193, pp. 172-190, 1948. '
13 A. C. Egerton and A. H. Lefebvre, Flame Propagation: The Effect of Pressure Variation on
Burning Velocities, Proc. R. Soc. London Ser. A, vol. 222, pp. 206-223, 1954.
14 G. L. Dugger and S. Heimel, Flame speeds of Methane-Air, Propane-Air, and Ethylene-Air
Mixtures at Low .Initial Temperatures, NACA TN 2624, 1952.
15 S. Heimel and- R. C. Weast, Effect of Initial Mixture- Temperature on the Burning Velocity
of Benzene-Air, 72-Heptane-Air, and Isooctane-Air Mixtures, Sixth Symposium (Inter-
^ national) on Combustion, pp. 296-302, Reinhold, New York, 1957.
6 A. C. Egerton and D. Sen, Flame Propagation: The Influence of Pressure on the Burning
Velocity of Flat Flames, Fourth Symposium (International) on Combustion, pp. 321-328,
Williams and Wilkins, Baltimore, 1952.
17 A. G. Gaydon and II. G. Wolfhard, Proc. R. Soc. London Ser. A, vol. 196, p. 105, 1949.
18 P. I. Whcatley and j. W. Linnett, Tians. Faraday Soc, vol. 48, p. 338, 1952.
19 M. Gilbert, The Influence of Pressure on 1 lame Speed, Sixth Symposium (International) on
Combustion, pp. 74-83, Reinhold. New York, 1957.
20 A.M. Mellor, Fundamentals of Combustion, Lecture Supplement, School of Mechanical
Engineering, Purdue University, 1976.
^21 E. Mallard and H. L. Le Chatclicr, Ann. Min. Paris, vol. 8, p. 272, 1883.
'V22 Y. B. Zeldovich, D. A. Frank-Kamenetski, and N. N. Semcnov, /. Exp. Theor. Phys., vol. 10,
p. 1427, 1940 (English translation in NACA TM 1084).
*23 N. N. Scmenov, Adv. Phys. Sci. USSR, vol. 24, p. 433, 1940 (English translation in NACA
TM 1026).
24 G. Damkohler, NACA TM 1112, 1947.
'*25 K. I. Shchelkin, Sov. Phys. Tech. Phys., \ol. 13, nos. 9, 10, 1943.
26 A. H. Lefebvre and R. Reid, The Influence of Turbulence on the Structure and Propagation
of Enclosed Flames, Combust Flame, vol. 10, no. 4, pp. 355-366, 1966.
27 N. Chigier, Energy, Combustion and Environment, McGraw Hill, New York, 1981.
28 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Turbulence Effects on Enclosed Flames, Acta Astronaut,
vol. 1, pp. 471-483", 1974.
v- 29 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, The Structure and Propagation of Turbulent Flames, Proc,
R. Soc. London Ser. A, vol. 344, pp. 217-234, 1975.
*0 H. C. Hottel and W. R. Hawthorne, Diffusion in Laminar Flame Jets, Third Symposium
<t (International) on Combustion, pp. 254-266, Williams and Wilkins. Baltimore, 1949.
1 W. R. Hawthorne, D. S. Weddell, and H. C. Hottel, Mixing and Combustion in Turbulent
Gas Jets, Third Symposium (International) on Combustion, pp. 266-288, Williams and
Wilkins, Baltimore, 1949.
32 J. II. Burgoyne and L. Cohen, Proc. R. Soc. London Ser. A, vol. 225, pp. 375-392, 1954.
33 Y. Mizutani and T. Nishimoto, Combust. Sci. Technol, vol. 6, p. 1, 1972.
34 Y. Mizutani and A. Nakajima, Combustion of Fuel Vapor-Drop-Air Systems: pt. I, Open
Burner Flames, pt. II, Spherical Flames in a Vessel, Combust. Flame, vol. 20, pp. 343-357,
1973.
35 C. F. Polymeropoulos and S. Das, The Effect of Droplet Size on the Burning Velocity of
Kerosinc-Air Sprays, Combust. Flame, vol. 25, pp. 247-257, 1975.
Литература 531
36 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, I lame Propagation in Heterogeneous Mixtures of Fuel
Droplets, Fuel Vapor and Air, Eighteenth Symposium !International) on Combustion, pp.
321-328, The Combustion Institute, Pittsburgh, 1980.
37 G. M. Faeth, Current Status of Droplet and Liquid Combustion, Prog. Energy Combust Sa
vol. 3, pp. 191-224, 1977.
38 D. R. Ballal and A. H. Lefcbvre, Ignition and Flame Quenching of Mowing Heterogeneous
Fuel-Air Mixtures, Combust. Flame, vol. 35, pp. 155-168, 1979.
39 A. H. Lefebvre, Lean, Premixed/Prevaporized Combustion, Report on Workshop held at Lewis
Research Center, NASA CP-2016, 1977.
40 R. F. Jones, L. A. Diehl, D. A. Petrash, and J. (irobman, Results and Status of the NASA
Aircraft Engine Emission Reduction Technology Programs, NASA TM 79009, 1978.
41 B.P. Mullins, Spontaneous Ignition of Liquid I uels, AGARDograph 4, 1955.
42 L. J. Spadaccini and J. A. TeVelde, Autoignition Characteristics of Aircraft Type Fuels.
NASA CR-159886, 1980.
43 K. V. L. Rao and A. H. Lefebvre, Spontaneous Ignition Delay Times of Hydrocarbon Fuel/Air
Mixtures, First International Specialist Combustion Symposium, pp. 325-330, Bordeaux,
France, 1981.
44 G. von Elbe and B. Lewis, Stability and Structure of Burner Flames, /, Chenu Phys., vol.
11, pp. 75-97, 1943.
45 A. A. Putnam and R. A. Jensen, Application of Dimensionless Numbers to Г lash-Back and
other Combustion Phenomena, Third Symposium (International) on Combustion, pp.
89-98, Williams and Wilkins; Baltimore, 1949.
46 D. A. Scholefield and J. E. Garside, The Structure and Stability of Diffusion Flames, Third
Symposium (International) on Combustion, pp. 99-110, Williams and Wilkins, Baltimore, 1949.
47 W. S. Blazowski, Fundamentals of Combustion, in G. С Oates (ed.), The Aerothermodynamics
of Aircraft Gas Turbine Engines, Air Force Aero Propulsion Laboratory Rept. AFAPL-TR-
78-52, 1978.
БИБЛИОГРАФИЯ
Книги
Beer, J. M., and N. A. Chigier, Combustion Aerodynamics, Wiley, New York, 1972.
Bradley, J. N., Flame and Combustion Phenomena, Methuen, London, 1969.
Chigier, N. A., Energy, Combustion and ^Environment, McGraw-Hill, New York, 1981.
Glassman, I., Combustiont Academic, New York, 1977.
Goodger, E. M., Combustion Calculations, Macmillan, London, 1977.
Jost, W., Explosion and Combustion Processes in Gases, McGraw-Hill, New York, 1946.
Kanury, A. M., Introduction to Combustion Phenomena, Gordon and Breach, New York, 1975.
Lewis, B. and G. von Elbe, Combustion, Flames and Explosions of Gases, Academic, New York,
1961.
Penner, S. S.^Introduction to the Study of Chemical Reactions in Flow Systems, Butterworth,
London, 1955.
Spalding, D. В., Some Fundamentals of Combustion, Academic, New York, 1955.
Strehlow, R. A., Fundamentals of Combustion, International Text Bcfok, Scranton, Perm., 1968,
Vulis, L. A., Thermal Regimes of Combustion, McGraw-Hill, New York, 196 L
Williams, F. A., Combustion Tlieory, Addison-Wesley, Reading, Mass., 1965.
Журнальные статьи
Bilger, R. W., Turbulent Jet Diffusion Flames, Prog. Energy Combust Sci. vol. 1, pp. 87-109,
1976.
34*
352 Литература
Chomiak, J., Basic Considerations in the Turbulent Flame Propagation in Premixed Gases, Prog.
Energy Combust. ScL, vol. 5, pp. 207-221, 1979.
Masdin, E. G., arid M. W. Thring, Combustion of Single Droplets of Liquid Fuel, /. Inst. Fuel,
pp. 251-260, 1962.
Odgers, J., Current Theories of Combustion within Gas Turbine Chambers, Fifteenth
Symposium (International) on Combustion, pp. 1321-1338, The Combustion Institute, 1975.
* Weinberg, F. J., The First Half Million Years of Combustion Research and Today's Burning
Problems, Prog. Energy Combust. Sci, vol. 1, pp. 17-31, 1975.
Williams, A., Combustion of Droplets of Liquid Fuels-A Review, Combust. Flame, vol. 21, pp.
1-31, 1973.
Williams, A., Fundamentals of Oil Combustion, Prog. Energy Combust. Sci., vol. 2, pp.
167-179, 1976.
Km. 3
1 D. W. Roberts and C. K. Forester, Numerical Prediction of Three-Dimensfonal Subsonic
Diffuser Flows, presented at ASME Winter Meeting, New York, 1979.
2 G. Sovran and E. D. Klomp, Experimentally Determined Optimum Geometries for Rectilinear
Diffusers with Rectangular, Conical or Annular Cross-section, in G. Sovran (ed.), Fluid
Mechanics of Internal Flow, pp. 270-319, Elsevier, New York, 1967.
3 J. H. G. Howard, A. B. Thornton-Trump, and H. J. Henseler, Performance and Flow Regimes'
for Annular Diffusers, ASME Paper 67-WA/FE-2-1 (A68-11861).
4 S. J. Kline, D. E. Abbott, and R. W. Fox, Optimum Design of Straight-Walled Diffusers, /.
Basic Eng., vol. 81, pp. 321-331, 1959.
5 A. T. McDonald and R. W. Fox, An Experimental Investigation of Incompressible Flow in
Conical Diffusers, Int. J. Mech. ScL, vol. 8, pp. 125-139, 1966.
*6 L. R. Reneau, J. P. Johnston, and S. J. Kline, Performance and Design of Straight,
Two-Dimensional Diffusers, Trans. ASME, ser. D, vol. 89, pp. 141-150, 1967.
7 D. J. Cockrell and A. L. King, A Review of the Literature on Subsonic Fluid Flow through
Diffusers, The British Hydromechanics Research Association, TN 902, 1967.
8 A. B. Cocanower, S. J. Kline, and J. P. Johnston, A Unified Method for Predicting the
Performance of Subsonic Diffusers of Several Geometries, Stanford University PD-10,
• 1965.
9 D. J. Cockrell and E. Markland, Effects of Inlet Conditions on Incompressible Flow through
Conical Diffusers, /. R. Aeronaut. Soc., vol. 66, pp. 51-52, 1962.
10 D. G. Ainley, Investigation of Air Flow through Some Annular Diffusers, Power Jet Report
1151, 1945.
11 I. H. Johnston, The Effect of Inlet Conditions on the Flow in Annular Diffusers, British
Aeronautical Research Council, CP 158, 1954.
*12 H. R. Kunz, Turbulent Boundary-Layer Growth in Annular Diffusers, Trans. ASME, ser. D,
vol. 87, p. 535, 1965.
13 A. H. Gibson, On the Resistance to Flow of Water through Pipes or Passages Having
Divergent Boundaries, Trans. R. Soc. Edinburgh, vol. 48, pt. 1, no. 5, p. 97, 1911.
14 H. Peters, Conversion of Energy in Cross-Sectional Divergencies under Different Conditions
of Inflow (translation), NACA TM 737, 1934.
15 F. A. L. Winternitz and W. J. Ramsay, Effects of Inlet Boundary Layer on Pressure
Recovery, Energy Conversion and Losses in Conical Diffusers, J. R. Aeronaut. Soc, vol. 61,
pp. 116-124, 1957.
16 R. V. Van Dewoestine and R. W. Fox, An Experimental Investigation on the Effect of
Subsonic Inlet Mach Number on the Performance of Conical Diffusers, Int. /. Mech. Sci,
vol. 8, no. 12, pp. 759-769, 1966.
17 R. C. Adkins, private communication.
18 С A. Moore and S. J. Kline, Some Effects of Vanes and of Turbulence in Two-Dimensional
Wide-Angle Subsonic Diffuses, NACA TN 4080, 1958.
19 F. Liepe, Investigation into the Behavior of Flows with Rotation in Conical Diffusers,
Maschinenbautechnik, vol. 12, no, 3, p. 137, 1963.
Литература 533
20 В. S. Stratford and H. Tubbs, The Maximum Pressure Rise Attainable in Subsonic Diffusers,
J. R. Aeronaut. Soc., vol. 69, no. 652, pp. 275-278, 1965.
21 R. G. Thompson, Performance Correlations for Flat and Conical Diffusers, ASME Paper
79-GT-52, 1979.
22 D. S. Miller, Internal Flow Systems, BHRA Fluid Engineering, Cranfield, U.K., 1978,
23 D. L. Cochran and S. J. Kline, The Use of Short Flat Vanes as a Means for Producing
Efficient Wide-Angle Two-Dimensional Subsonic Diffusers, NACA TN 4309, 1958.
24 D. H. Saunders, British Hydromechanics Research Association Report 823, 1964.
25 G. A. J. Young and D. H. Buxton, The Use of Vortex Generators to Reduce Head Losses in
a Bend and Diffuser, British Hydromechanics Research Association Report 751, 1963.
26 W. J. Biebel, Low-Pressure Boundary-Layer Control in Diffusers and Bends, NACA \VR
L-84, 1945.
27 B. Slingsby, The Effects of Boundary-Layer Control on Two-Dimensional, Wide-Angle
Subsonic Diffusers, College of Aeronautics thesis, Cranfield, U.K., 1967.
28 Y. Furuya, T. Sato, and T. Kushida, The Loss of Flow in Conical Diffusers with Suction at
. the Entrance, Bull JSME, vol. 9, no. 33, pp. 131-137, 1966.
29 G. Heskestad, A Suction Scheme Applied to Flow through a Sudden Enlargement, /. Basic
Eng., vol. 90, pp. 541-552, 1968.
30 G. Heskestad, Further Experiments with Suction at a Sudden Enlargement in a Pipe, /.
Basic Eng., vol. 92, no. 3, pp. 437-449, 1970.
31 R. C. Adkins, A Short Diffuser with Low Pressure Loss, /. Fluids Eng., pp. 297-302, 1975.
32 R. C. Adkins, D. S. Matharu, and J. O. Yost, The Hybrid Diffuser, ASME Paper 80-GT-136,
1980.
)Ъ R. С Adkins and J. O. Yost, A Combined Diffuser Arrangement, presented at International
Joint Gas Turbine Congress and Exhibition, Israel, 1979.
14 A. J. Juhasz and J. M. Smith, Performance of High Area Ratio Annular Dump Diffuser Using
Suction-Stabilized Vortex Flow Control, NASA TM X-3535, 1977.
55 J. M. Smith and A. J. Juhasz, Performance of a Short Annular Dump Diffuser Using
Suction-Stabilized Vortices at Inlet Mach Numbers to 0.41, NASA TP-1194, 1978.
N J. M. Smith, Performance of a Vortex-Controlled Diffuser in an Annular Swirl-Can
Combustor at Inlet Mach Numbers up to 0.53, NASA TP-1452, 1979.
O A. J. Verdouw, Performance of the Vortex-Controlled Diffuser (VCD) in an Annular
Combustor Flowpath, in A. H. Lefebvre (ed.), Gas Turbine Combustor Design Problems,
Hemisphere, Washington, D.C., 1980.
38 P. W. Runstadler, F. X. Dolan, and R. C. Dean, Diffuser Data Book, Creare Inc., TN-186,
1975.
\ 39 A. II. Lefebvre. S. B. Reider, H. S. Stocker, and J. Tomlinson, Combustion Apparatus Air
Supply, U.S. Patent 3,877,221. 1975.
40 C. R. Г ishenden and S. J. Stevens, The Performance of Annular Combustor Dump
Diffusers, J. Aircr., vol. 10, pp. 60-67, 1977.
41 J. L. Livesey. P. K. Jones, E. Parker, and J. P. Shaw, Aerodynamics of Tube-Type Gas
Turbine Combustion Chamber Entry Suctions, /. Mech. Eng. Sci., vol. 2, 1960.
Кгл.4
1 A. H. Lefebvre and E. R. Norster, A Design Method for the Dilution Zones of Gas Turbine
Combustion Chambers, College of Aeronautics Note 169, Cranfield, England, 1966.
2 W. E. Scull and W. R. Mickelsen, Flow and Mixing Processes in Combustion Processes,
chap. II, NACA Report 1300, 1957.
3 E. V. Zettle, C. T. Norgren, and H. Mark, Combustion Performance of Two Experimental
Turbojet Annular Combustors at Conditions Simulating High Altitude Supersonic Flight,
NACA RM E54A15, 1954.
4 J. H. Chflds, R. J. McCafferty, and D. W. Surine, Effect of Combustor Inlet Conditions on
Performance of an Annular Turbojet Combustor, app. 1, NACA Report 881, 1947.
5 J. E. Williams, Australian Aeronautical Research Laboratory Note 164, 1951.
N, 6 A. H. Lefebvre and E. R. Norster, The Design of Tubular Combustion Chambers for
Optimum Mixing Performance, Technical Advances in Gas Turbine Design, pt. 3N, Proc.
lust. Mech. Eng., 1969.
534 Литература
7 D. A. Sullivan, Gas Turbine Combust or Analysis, ASMF Paper 74-WA/GT2. 1974.
8 K. S. Kaddah. Discharge Coefficients and Jet Deflection Angles for Combustor Liner Air
3:ntry Holes. College of Aeronautics M.Sc. thesis, Cranfield. England, 1964.
S. В. С Freeman, Discharge Coefficients of Combustion Chamber Dilution Holes, College of
Aeronautics M.Sc. thesis, Cranfield, England, 1965.
10 M.'A. Knight and R. B. Walker, The Component Pressure Losses in Combustion Chambers,
Aeronautical Research Council R and M 2987, England, 1957.
11 M. Cox, Airflow and Momentum Exchange through Dilution Holes in a Combustion.
Chamber Liner, National Gas Turbine Establishment Report 281, England. 1957.
12 E. E. Callaghan and D. T. Bowden, Investigation of Flow Coefficients of Circular. Square
and Elliptical Orifices at High Pressure Ratios, NACA TN 1947, 1949.
13 R. T. Dittrich and С. С Graves, Discharge Coefficients for Combustor Liner Air Entry-
Holes I, Circular Holes, NACA TN 3663, 1956.
14 R. T. Dittrich, Discharge Coefficients for Combustor Liner Air Entry Holes II, Flush.
Rectangular Holes, Step Louvers and Scoops, NACA TN 3924, 1958.
15 С. С Graves and J. S. Grobman, Theoretical Analysis of Total Pressure Loss and Airflow
Distribution for Tubular Turbojet Combustors with Constant Annulus and Liner Cross-
Sectional Areas. NACA Report 1373, 1958.
16 J. S. Grobman, Comparison of Calculated and Experimental Total Pressure Loss and
Airflow Distribution in Tubular Turbojet Combustors with Tapered Liners, NASA Memo
11-26-58E. 1959.
17 The Design and Performance of Gas Turbine Combustion Chambers, Northern Research and
Engineering Corporation, NREC Report 1082, 1964.
IS E. E. Callaghan and R. S. Ruggeri, Investigation of the Penetration of an Air Jet Directed'
Perpcndicularh to an Air Stream, NACA TN 1615, 1948.
.19 R. Jordinson, Mow in a Jet Directed Normal to the Wind, Aeronautical Research Council R
and M 3074, England, 1958.
20 E. R. Norster, Jet Penetration and Mixing Studies, unpublished work at College of
Aeronautics, Cranfield, England, 1964.
21 A. H. Lefebvre, Unpublished work, 1979.
22 K. Sridhara, Gas Mixing in the Dilution Zone of a Combustion Chamber, College of
Aeronautics M.Sc. thesis 20/187, Cranfield, England, 1967 (see also Gas Mixing in the Dilution
Zone of a Combustion Chamber, National Aeronautics Laboratory Report TN 30, Bangalore,
India, 1970).
23 J. D. Holdemann, R. E. Walker, and D. L. Kors, Mixing of Multiple Dilution Jets with a
Hot Primary Airstream for Gas Turbine Combustors, NASA TM X-71426 (also AIAA Paper
73-1249, Ninth Propulsion Conference, Las Vegas, 1973).
24 R. E. Walker and D. L. Kors, Multiple Jet Study. 1 inal Report, NASA CR 121217, 1973.
25 J. D. Hdldeman and R. E. Walker, Mixing of a Row of Jets with a Confined Crossflow,
AIAA J., vol. 15, no. 2, pp. 243-249, 1977.
26 G. B. Cox, Jr., Multiple Jet Correlations for Gas Turbine I ngine Combustor Design, ASME
Paper 75-GT-45, 1975.
27 E. R. Norster, private communication.
28 Y. Kamotani and I. Greber, Experiments on Confined Turbulent Jets in Cross Flow, NASA
CR-2392, 1974.
29 H. B. Squire, Jet Flow and Its Ltfect on Aircraft. Aircr. Eng, vol. 22, 1950
30 C. T. Norgren and F. M. Humcnik. Dilution Jet Mixing Study for Gas Turbine Combustors,
NASA TN D-4695, 1968.
31 G. B. Cox, Jr., An Analytical Model for Predicting Exit Temperature Profile from Gas
Turbine Engine Annular Combustors, AIAA Paper 75-1307, 1975.
32 J. M. Beer and N. A. Chigier, Combustion Aerodynamics. Applied Science, London, 1972.
33 N. Syred and J. M. Beer, Combustion in Swirling flows' A review. Combust Flame, vol.
23, pp. 143-201, 1974.
Литература 535
34 N. A. Chigier and J. M. Beer, Velocity and Static Pressure Distributions in Swirling Air Jets
Issuing from Annular and Divergent Nozzles, /. Basic Eng., vol. 86, no. 4, pp. 788-796,
1964.
35 N. A. Chigier and A. Chervinsky, Eleventh Symposium (International) on Combustion, pp.
489-499, the Combustion Institute, 1967.
36 N. M. Kerr and D. Fraser, Swirl-Effect on Axisymmetrical Turbulent Jets, /. Inst. Fuel, vol.
38, pp. 519-526, 1965.
37 N. M. Kerr, Swirl-Effect on Flame Performance and the Modelling of the Swirling Flames,
/. Inst. Fuel, vol. 38, pp. 527-538, 1965.
38 M. L. Mathur and N. R. L. Maccallum, Swirling Air Jets Issuing from Vane Swirlers, part 1,
Free Jets, J. Inst. Fuel, vol. 40, pp. 214-225, 1967.
39 E. Kilik, The Influence of Swirier Design Parameters on the Aerodynamics of the
Downstream Recirculation Region, Ph.D. thesis, School of Mechanical Engineering, Cran-
field Institute of Technology, England, 1976.
40 D. G. Lilley, Theoretical Study of Turbulent Swirling Boundary Layer Flow with
^ Combustion, Ph.D. thesis, Sheffield University, England, 1970.
**41 D. G. Lilley, Turbulent Swirling Flame Prediction, AIAA J., vol. 12, no. 2, pp. 219-223,
1974.
42 N. Syred, N. A. Chigier, and J. M. Beer, Flame Stabilization in Recirculation Zones of Jets
with Swirl, Thirteenth Symposium (International) on Combustion, pp. 563-570, The
Combustion Institute, 1971.
43 N. Chigier and A. Chervinsky, Experimental Investigation of Swirling Flow Vortex Motion in
Jets, J. Appl. Meek, pp. 443-451, 1967.
44 S. Way, Combustion in the Turbojet Engine, Selected Combustion Problems II, AGARD
Combustion Colloquium, Butterworths, London, 1956.
45 J. Rosenthal, Exploring Methods for the Determination of Gas Flow and Temperature
Pattern in Gas Turbine Combustors, ARL/ME Note 235, Aeronautical Research
Laboratories, Australia, 1959.
46 Computer Program for the Analysis of Annular Combustors, NASA CR 72374 and CR
72375, 1968.
47 L. Verduzio and P. Campanaro, The Air Recirculation Ratio in Can-Type Gas Turbine
Combustion Chambers, in E. R. Norster (ed.), Cranfield International Symposium Series,
vol. 11, Pergamon, New York, 1971.
48 R. Thompson and A. V. King, The Statistical Analyses of Combustion Chamber Profiles, in
E. R. Norster (ed.), Cranfield International Symposium Series, vol. 11, Pergamon, New
York, 1971.
49 A. B. Wassell, The Design and Development of High Performance Combustors, Lecture
Series 93, Von Karman Institute of Dynamics, Belgium, 1977.
50 D. C. Dryburgh, A Statistical Method for the Analysis of Rig Traverse Measurements on
Annular Combustion Chambers, Second International Symposium on Air-Breathing Engines,
1974.
51 A. S. Novick, J. R. Arvin, and R. E. Quinn, Development of a Gas Turbine Combustor
Dilution Zone Design Analysis, AIAA J. Aircr., vol. 17, no. 10, pp. 712-718, 1980.
52 G. W. Braun and J. D. McAllister, Cross Wind Effects on Trajectory and Cross Sections of.
Turbulent Jets, NASA-SP-218, pp. 141-164, 1969.
Кгл.5
1 A. H. Lefebvre, Theoretical Aspects of Gas Turbine Combustion Performance, CoA Note
Aero 163, Cranfield Institute of Technology, Bedford, England, 1966.
2 V. W. Greenhough and A. H. Lefebvre, Some Applications of Combustion Theory to Gas
Turbine Development, Sixth Symposium (International) on Combustion, pp. 858-869,
Reinhold, New York, 1957.
3 A. H. Lefebvre and G. A. Halls, Some Experiences in Combustion Scaling, AGARD
Advanced Aero Engine Testing, AGARDograph 37, pp. 177-204, Pergamon, New York,
1959.
536 Литература
4 J. H. Childs, Preliminary Correlation of Efficiency of Aircraft Gas-Turbine ConVbustors for
Different Operating Conditions, NACA RM E50F15, 1950.
5 W. H. Avery and R. W. Hart, Combustor Performance with Instantaneous Mixing, Ind. Eng.
Chem., vol. 45, no. 8, pp. 1634-1637, 1953.
6 S. L. Bragg, Application of Reaction Rate Theory to Combustion Chamber Analysis, ARC
16170, Aeronautical Research Council, England, 1953.
7 J. P. Longwell • and M. A. Weiss. High Temperature Reaction Rates in Hydrocarbon
Combustion, Ind. Eng. Chem., vol. 47, pp. 1634-1643, 1955.
8 S. Way, Combustion in the Turbojet Engine, AGARD Selected Combustion Problems, vol.
II, pp. 296-327, Butterworths, London. 1955.
9 D. G. Stewart, Scaling of Gas Turbine Combustion Systems. AGARD Selected Combustion
Problems, vol. II, pp. 384-413, Butterworths, London, 1955.
10 W. Tipler and A. W. Wilson, Combustion in Gas Turbines, paper B9 in Proceedings of the
Congres International des Machines a Combustion (CIMAC), Paris, pp. 897-927, 1959.
11 C. A. Moses, Studies of Fuel Volatility Effects on Turbine Combustor Performance, Joint
Spring Meeting of Western and Central States Sections of the Combustion Institute,'San
Antonio, Texas, 1975.
12 J. Odgers, Current Theories of Combustion within Gas Turbine Combustors, Fifteenth
Symposium (International) on Combustion, pp. 1321-1338, The Combustion' Institute,
Pittsburgh, 1975,
Кгл. 6
1 J. M. Beer and N. A. Chigicr, Combustion Aerodynamics, Applied Science, London, 1972.
*2 J. P. Longwell, J. E. Chenevey, W. W. Clark, and E. E. Erost, Flame Stabilization Ъу Baffles
i a a High Velocity Gas Stream, Third Symposium on Combustion, Flame, and Explosion
Phenomena, pp. 40-44, Williams and Wilkins, Baltimore, 1949:
3 V. W. Greenhough and A. H. Lefebvre, Some Applications of Combustion Theory to Gas
Turbine Development, Sixth Symposium (International) on Combustion, pp. 858-869,
Reinhold, New York, 1957.
4 A. H. Lefebvre and G. A. Halls, Simulation of Low Combustion Pressures by Water
Injection, Seventh Symposium (International) on Combustion, pp. 654-658, The
Combustion Institute, Pittsburgh, 1958.
5 J. S. Taylor, Large-Scale Bluff Body Flame Stabilization, M.Sc. thesis. School of
Mechanical Engineering, Purdue University, 1980.
6 E. E. Zukoski and F. E. Marble, The Role of Wake Transition in the Process of Maine
Stabilization on Bluff Bodies, AGARD Combustion Researches and Reviews, pp. 167-180,
Butterworths, London, 1955.
7 H. M. Nicholson and J. P. Field, Some Experimental Techniques for the Investigation of the
Mechanism of Flame Stabilization in Wakes of Bluff Bodies, Third Symposium on
Combustion, Flame and Explosion Phenomena, pp. 44-68, Williams and Wilkins, 1949.
*8 G. C. Williams, H. C. Hottel, and A. C. Scurlock, Flame Stabilization and Propagation in
High Velocity Gas Streams, Third Symposium on Combustion, Flame and Explosion
Phenomena, pp. 21-40, Williams and.Wilkins, Baltimore, 1949.
*f9 S. Goldstein, Modern Developments in Fluid Dynamics, vols.' 1 and 2, Oxford University
Press, London, 1938.
10 S. Fujii, G. Gomi, and K. Eguchi, Cold Flow Tests of a Bluff-Body Пате Stabilizer, /.
Fluids Eng., vol. 100, pp. 323-332, 1978.
11 R. Fail, An Experimental Investigation of the Flow past Flat Plates of Various Shapes
Normal to the Wind Stream, Paper 1.76, presented at the IX International Congress of
Applied Mechanics. 1956.
*J2 T. Carmody, Establishment of the Wake behind a Disk, /. Basic Eng., pp. 869-882, 1964.
13 A. H. Lefebvre.. A Method of Predicting the Aerodynamic Blockage of Bluff Bodies in a
Ducted Airstream. CoA Report Aero. 188, College of Aeronautics. Cranfield. England.
1965.
Литература 537
14 J. J. Isaac, M. S. Chidananda, and K. Sridhara, Oil Flow Visualization Studies of the
Characteristics of Flow around Bluff Body Flameholders, National Aeronautical Laboratory
TM-PR-202/2-76 and TM-PR-202/3-76, Bangalore, 1976.
*15 T. A. Bovina, Studies of Exchange between Re-Circulation Zone behind the Flame-Holder
and Outer Flow, Seventh Symposium (International) on Combustion, pp. 692-696, The
Combustion Institute, Pittsburgh, 1959.
16 G. Winterfeld, On Processes of Turbulent 'Exchange behind Flame Holders, Tenth
Symposium (International) on Combustion, pp. 1265-1275, The Combustion Institute, Pittsburgh,
1965.
17 A. H. Lefebvre, A. R. A. F. Ibrahim, and N. С Benson, Factors Affecting Fresh Mixture
Entrainment in Bluff-Body Stabilized Flames, Combust. Flame, vol. 10, pp. 231-239, 1966.
18 L. С Gibbons, Fuels for Aircraft Gas Turbine Engines, in W. R. Hawthorne and W. T. Olseit
(eds.), Design and Performance of Gas Turbine Power Plants, High Speed Aerodynamics and
Jet Propulsion, vol. XI, pp. 245-288, Princeton University Press, 1960.
19 E. A. De Zubay, Characteristics of Disk-Controlled Flame, Aero Dig, vol. 61, no. 1, pp,
54-56, 102404, 1950.
20 D. R. Ballal and «A. H. Lefebvre, Weak Extinction Limits of Turbulent Flowing Mixtures, /.
Eng. Power, vol. 101, no. 3, pp. 343-348, 1979.
21 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Weak Extinction Limits of Turbulent Heterogeneous.
Fuel/Air Mixtures,/. Eng. Power, vol. 102, no. 2, pp. 416-421, 1980.
22 G. W. Haddock, Flame-Blowoff Studies of Cylindrical Flame Holders in Channeled Flow*
Jet Propulsion Laboratory, California Institute of Technology, Pasadena, Progress Report
3-24, 1951.
23 L. N. Khitrin and S. A. Goldenberg, The Influence of the Initial Temperature of a.
Combustible Mixture and of the Ambient Pressure on the Stabilization Limits, Sixth
Symposium (International) on Combustion, pp. 448-451, Reinhold, New York, 1957.
24. E. R. Norster, Subsonic Flow Flameholder Studies Using a Low Pressure Simulation
Technique, in I. E. Smith (ed.), Combustion in Advanced Gas Turbine Systems, Cranfield
International Symposium Series, vol. X, pp. 79-93, Pergamon, London, 1968.
25 H. С Hottel, G. С Williams, W. P. Jensen, A. C. Tobey, and P. M. R. Burrage, Modeling
Studies of Baffle-Type Combustors, Ninth Symposium (International) on Combustion, pp.
923-935, Academic, New York, 1963.
26 M. A. Weiss and J. P. Longwell, Low Pressure Performance of Cylindrical Can Burners, Jet
Propul, vol. 26, no. 9, pp. 749-756, 1956.
27 J. P. Longwell and M. A. Weiss, High Temperature Reaction Rates in Hydrocarbon
Combustion, Ind. Eng. Cherru, vol. 47, pp. 1634-1643, 1955.
28 R. A. Jeffs, The Flame Stability and Heat Release Rates of Some Can-Type Combustion
Chambers, Eighth Symposium (International) on Combustion, pp. 1014-1027, Williams and
Wilkins, Baltimore, 1962.
29 M. Barrere and A. Mestre, Stabilisation des flammes par des obstacles, Selected Combustion
Problems: Fundamentals and Aeronautical Applications, pp. 426-446, Butterworths,
London, 1954 (in French, English summary).
30 A. Mestre, Etudes des limites de stabilite en relation avec la resistance des obstacles a
l'ecoulement, Combustion Researches and Reviews, AGARDograph 9, pp. 72-86, Butter-
worths, London, 1955 (in French).
31 S. L." Plee and A. M. Mellor, Characteristic Time Correlation for Lean Blowoff of
Bluff-Body-Stabilized Flames, Combust. Flame, vol. 35, pp. 61-80, 1979.
32 J. P. Longwell, E. E. Frost, and M. A. Weiss, Flame Stability in Bluff Body Recirculation
Zones, Ind. Eng. Cherru, vol. 45, no. 8, pp. 1629-1633, 1953.
33 A. H. Lefebvre and G. A. Halls, Some Experiences in Combustion Scaling, AGARD
Advanced Aero Engine Testing, pp. 177-204, Pergamon, Oxford, 1959. ^
34 M. V. Herbert, Aerodynamic Influences on Flame Stability, in J. Ducarme, M. Gerstein, and
A. H. Lefebvre (eds.), Progress in Combustion Science and Technology, vol. 1, pp. 61-109,
Pergamon, New York, 1960.
35 B. P. Mullins, A Spontaneous Ignition Theory of Combustion Intensity and Combustion
538 Литература
Stability behind a Baffle, Combustion Researches and Reviews, AGARDograph. 9, pp.
. 87-107, Buttcrworths, London, 1955.
"*36 D. B. Spalding, Some Fundamentals of Combustion, Academic, New York, 1955.
37 S. I. Cheng and A. A. Kovitz, Theory of Flame Stabilization by a Bluff Body, Seventh
Symposium (International) on Combustion, pp. 681-691, Buttcrworths, London, 1959.
38 L. Lees, Fluid Mechanical Aspects of Flame Stabilization, Jet Propul, vol. 24, pp. 234-236,
1954.
39 K. R. Loblich,-Semitheoretical Consideration on Scaling Laws in Flame Stabilization, Ninth
Symposium (International) on Combustion, pp. 949-957, Academic, New York, 1963.
40 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Some Fundamental Aspects of Flame Stabilization, Fifth
International Airbreathing Fngine Symposium, Bangalore, 1981.
41 A. A. Putnam and R. A. Jensen, Application of Dimensionless Numbers to Flashback and
Other Combustion Phenomena, Third Symposium (International) on Combustion, pp.
89-98, Williams and Wilkins, Baltimore, 1949.
42 K. Radhakrishnan, J. B. Heywood, and R. J. Tabaczynski, Premixing Quality and Flame
Stability: A Theoretical and Experimental Study, NASA Contractor Report 3216, 1979.
43 J. P. Longwell, Flame Stabilization by Bluff Bodies and Turbulent Flames in Ducts, Fourth
Symposium (International) on Combustion, pp. 90-97, 1953. Williams and Wilkins,
Baltimore, 195 3.
44 D. R. Ballal and A. H. Lefebvie, Flame Propagation in Heterogeneous Mixtures of Fuel
Droplets, Fuel Vapor and Air, Eighteenth Symposium (International) on Combustion, pp.
. 321-328; Waterloo, Canada, 1981.
45 J. S. Clarke, The Relation of Specific Heat Release to Pressure Drop in Aero-Gas-Turbine
Combustion Chambers, Proceedings of the 1955 IME-ASME Joint Conference on
Combustion, pp.. 354-361, Institution of Mechanical Engineers, London, 1955.
46 S. Way, Combustion in Turbojet Engine, Selected Combustion Problems, vol. II, .pp.
296-327, Butterworth, London, 1956.
47 J. H. Childs, Flame StabHization, Design and Performance of Gas Turbine Power Plants, in
W. R. Hawthorne and W. T. Olsen (eds.), High Speed Aerodynamics and Jet Propulsion, vol.
XI, pp. 119-165, Princeton University Press, Piinceton, N.J., 1960.
48 W. T. Olsen, Combustion Chamber Development, Design and Performance of Gas Turbine
Power Plants, in W. R. Hawthorne and W. T. Olsen (eds.), High Speed Aerodynamics and Jet
Propulsion, vol. XI, pp. 289-352, Princeton University Press, Princeton, N.J., 1960.
49 C. A. Moses and D. W. Naegeli, Fuel Property Effects on Combustion Performance, in A. H.
Lefebvre (ed.), Gas Turbine Combustor Design Problems, pp. 39-69, Hemisphere, Washington,
D.C., 1980.
50 A. H. Lefebvre (ed.), Lean, Premixed/Prevaporized Combustion, workshop held at NASA
Lewis Research Center, NASA CP-2016,1977.
51 P. R. Choudhury and A. B. Cambel, Flame Stabilization by Wall Recesses, Eighth Symposium
(International) on Combustion, pp. 963-970, Williams and Wilkins, Baltimore, 1962.
52 A/T. Ganji and R. F. Sawyer, Turbulence, Combustion, Pollutant, and Stability
Characterization of aPremixed Step Combustor, NASA Contractor Report 3230, 1980.
53 J. B. Mcvey and J. B. Kennedy, Lean Stability Augmentation Study, NASA CR-159536, 1979.
54 G. Roffe and K. S. Venkataramani, Experimental Study of the Effects of Flameholder
Geometry on Emissions and Performance of Lean Premixed Combustors, NASA CR-135424,
1978.
55 I. C. Ball, D. H. Rummel, H. G. Semevjian, and A. Vranos, Bluff-Body Stabilization of
Premixed-Prevaporized Flames, unpublished Pratt and Whitney Aircraft report.
56 O. Blichner, A Fluid Dynamic Study of a Spherical and a Cylindrical Stirred Reactor,
Eighth Symposium (International) on Combustion, pp. 995-1002, Williams^and Wilkins,
' Baltimore, 1962.
57 A. Schaffer and A. B. Cambel, The Effect of an Opposing Jet on Flame Stability, Jet
Propul, vol. 25, pp. 284-287, 1955; vol. 26, pp. 576-578, 1956.
58 R. H. Eustis and С L. Muraz, Investigations of Jet Flameholders, WADC TN* 56-3216,
1956.
Литература 539
59 К. Sridhara, M. S. Chidanandra, and P. A. Paranjpe, Jet Curtain Flameholder for Aircraft
Afterburner, ASME Paper 78-GT-95, 1978.
60 L. С Angello and E. N. Coppola, Experimental Evaluation of Catalytic Flame Stabilization
for Aircraft Afterburners. ASME Pnner 80-GT-56, 1980.
Кгл.7
1 R. A. Rudey and J. S. Grobman, Impact of Future Fuel Properties on Aircraft Engines and
Fuel Systems, sect. 6, AGARD Lecture Series 96, 1978.
2 R. A. Rudey and J. S. Grobman, Adaptation of Combustion Principles to Aircraft
Propulsion, vol. 1, Basic Considerations in the Combustion of Hydrocarbon Fuels with Air,
NACA RM E54J07, 1955.
3 E. Wharton and E. Carr, Starting Gas .Turbine Engines, /. Inst. Mech. Eng., vol. 63, pp.
10-19, 1972.
4 E. A. Watson, Ignition Research Work Carried Out by the Lucas Organization with Special
Reference to High Altitude Problems, Report L5988, Lucas Aerospace, Ltd., Hempstead,
England, 1954.
5 R. J. Ramswell, Further Studies in High Energy Ignition, Lucas Gas Turbine Equipment
Ltd., Report B48134, 1962.
6 J. Odgers and A. Coban, The Energy Release to Static Gas from a 12 Joule High Energy
Ignition System, ASME Paper 77-GT-18, 1977.
7 H. E. West, Development of High Energy Igniters for Gas Turbines, SAE Preprint 660346„
1966.
8 С. С. Swett, Effect of Gas Stream Parameters on the Energy and Power Dissipated in a
Spark and on Ignition, Third Symposium on Combustion Flame and Explosion Phenomena,
pp. 353-361, Williams and Wilkins, Baltimore, 1949.
9 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Spark Ignition of Turbulent Flowing Gases, AIAA 77-185,
Presented at AIAA Fifteenth Aerospace Sciences Meeting, Los Angeles, 1977.
10 K. V. L. Rao and A. H. Lefebvre, Minimum Ignition Energies in Flowing Kerosine-Air
Mixtures, Combust Flame, vol. 27, no. 1, pp. 1-20, 1976.
11 H. H. Foster, Effect of Spark Repetition Rate on the Ignition "Limits of a Single Tubular
Combustor, NACA RM E51J18, 1951.
12 J. C. Armstrong and H. D. Wilsted, Investigation of Several Techniques for Improving
Altitude-Starting Limits of Turbojet Engines, NACA RM E52103, 1952.
13 T. Y. Xiong, Z. X. Xuang, and Y. Z. Wang, Studies of Fuel Spray Ignition in a Gas Turbine
Combustor, unpublished report, Institute of Thermophysics, Chinese Academy of Science»
Beijing, 1979.
14 R. E. Pavia and J. Rosenthal, The Extension and Extinction Limits of Derwent V and Avon
Combustor by Alternative Methods of Oxygen Addition, ARL/ME-Note-204, Aeronautical
Research Laboratory,-Melbourne, Australia, 1955.
15 J. Barlow, Unpublished report, Lucas Aerospace, Ltd., Hempstead, England, 1958.
16 G. Opdyke, Jr., Development of an Annular Reverse-Flow Combustor, SAE Preprint 444E,
1962.
17 K. L. G. Ignition Equipment, Igniters and Glow Plugs, Smiths Aviation Division
Maintenance Manual 74-20-102/01, 1961.
18 J. A. Saintsbury, A Glow Plug Ignition'System for the Gas Turbine, SAE Paper 670937,
1967.
19 A. J. Harrison and F. J. Weinberg, Flame Stabilization by Plasma Jets, Proc. R. Soc.
London Ser. A, vol. 321, no. 1544, pp. 95-103, 1971.
20 J. С Hilliard and F. J. Weinberg, Effect of Nitrogen-Containing Plasmas on Stability, NO
Formation and Sooting-of Flames, Nature, vol. 259, pp. 556-557, 1970.
21 F. J. Weinberg, K. Horn, A. K. Oppenheim, and K. Teichman, Ignition by Plasma Jet,
Nature, vol. 272, pp. 341-343, 1978.
22 R. G. Kingdon and F. J. Weinberg, The Effect of Plasma Constitution on Laser Ignition
Energies, Sixteenth Symposium (International) on Combustion, pp. 747-756, The
Combustion Institute, Pittsburgh, 1976.
540 Литература
23 А. Н. Lefebvre and G. A. Halls, Unpublished Rolls-Royce report, 1951.
1\ J. Odgers, I. White, and D. Kretschmer, The Experimental Behaviour of Premixed Flames in
Tubes-The Effect of Diluent Gases, ASME Paper 79-GT-168, 1979.
25 L. D. Wigg, The Ignition of Flowing Gases, in Selected Combustion Problems, vol. 1Г, pp,
73-82, Butterworth, London, 1956.
26 H. R. Hazard, Ignition of Combustible Mixtures, chap. 17, WADS-TR-56-344; AD 118142,
^ Battelle Memorial Institute, Columbus, Ohio, 1957.
27 B. Lewis and G. von Elbe, Combustion, Flames and Explosions of Gases, 2d cd,, Academic,
New York, 1961.
28 H. F. Calcote, C. A. Gregory, Jr., С M. Barnett, and R. B. Gilmer, Spark Ignition: Effect
of Molecular Structure, hid. Eng. Chem., vol. 44, no. 11, pp. 2656-2662, 1952.
29 J. W. Linnett, Discussion, in Selected Combustion Problems, vol. II, p. 139, Butterworth,
London, 1956.
30 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Ignition and Flame Quenching in Flowing Gaseous
Mixtures, Proc. R. Soc. London Ser. A, vol. 357, no, 1689, pp. 163-181, 1977.
31 J. B. Fenn, Lean Flammability Limit and Minimum Spark Ignition Energy, Ind. Eng.
Chem., vol. 43, no. 12, pp. 2865-2869, 1951.
32 С. Н. Yang, Theory of Ignition and Auto-Ignitipn, Combust. Flame, vol. 6, no, 4, pp*
215-225, 1962.
33 С. С Swett, Jr., Spark Ignition of Flowing Gases Using Long-Duration Discharges, Sixth
Symposium (International) on Combustion, pp. 523-532, Reinhold, New York, 1957.
34 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Flame Quenching in Turbulent Flowing Gaseous Mixtures,
Sixteenth Symposium (International) on Combustion, pp. 1689-1698, The Combustion
Institute, Pittsburgh, 1977.
35 H. H. Foster and D. M. Straight, Effect of Fuel Volatility Characteristics on Ignition Energy
Requirements in a Turbojet Combustor, NACA RM E52J21, 1953.
36 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Ignition and Flame Quenching of Quiescent Fuel Mists,
Proc. R. Soc. London Ser. A, vol. 364, no. 1717, pp. 277-294, 1978.
37 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Ignition and Flame Quenching of Flowing Heterogeneous
Fuel-Air Mixtures, Combust. Flame, vol. 35, no. 2, pp. 155-168, 1979.
'" 38 D. B. Spalding, Some Fundamentals of Combustion, Butterworths, London, 1955.
*39 H. С Simmons, The Correlation of Drop-Size Distribution in Fuel Nozzle Sprays, /. Eng.
Power, vol. 99, no. 3, pp. 309-319, 1977.
40 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, General Model of Spark Ignition for Gaseous and Liquid
Fuel/Air Mixtures, Eighteenth Symposium (International) on Combustion, pp. 1737-1746,
The Combustion Institute, Pittsburgh, 1981.
41 J. Odgers and A. Coban, The Energy Release to Static Gas from a 12-Joule High Energy
Ignition System, ASME Paper 77-GT-18, 1977.
42 H. H. Foster, Ignition Energy Requirements in a Single Tubular Combustor, NACA RM
E51A24, 1951.
43 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Ignition of Liquid Fuel Sprays at Subatmospheric
Pressures, Combust. Flame, vol. 31, no. 2, pp. 115-126, 1978.
44 J. P. Longwell and J. Grobman, Alternative Aircraft Fuels, NASA TM-73836, 1978.
Кгл.8
*1 A. G. Gaydon, The Spectroscopy of Flames, Chapman and Hall, London, 1957.
2 R. H. Tourin, in J. M. Beer (ed.), Spectroscopic Gas Temperature Measurement, Elsevier,
1966.
3 W. C. Rochelle, Review of Thermal Radiation from Liquid and Solid Propellant Exhausts,.
NASATMX-53579, 1967.
*4 F. Kreith and \V. Z. Black, Basic Heat Transfer. Harper & Row, New York, 1980.
5 J. P. Holman, Heat Transfer, 4th ed., McGraw-Hill, New York, 1976.
6 К. С Hottel, Some Problems in Radiative Transport, in International Developments in Heat
Transfer, ASME, 1961.
7 H. С Hottel and R. B. Egbert, Trans. AIChE, vol. 38, pp. 531-565, 1942.
Литература 541
8 М. Fishenden and О. A. Saunders, An Introduction to Heat Transfer, Oxford University
Press, New York, 1950.
9 A. H. Lefebvre and M. V. Herbert, Heat-Transfer Processes in Gas-Turbine Combustion
Chambers, Proc. Inst. Mech. Eng., vol. 174, no. 12, pp. 463-473, 1960.
*10 H. C. Hottel, Radiant Heat Transmission, in W. H. McAdams (ed.),Heat Transmission, 3d ed.,
chap. 4, McGraw-Hill, New York, 1954.
11 D. Reeves, Flame Radiation in an Industrial Gas Turbine Combustion Chamber, National
Gas Turbine Establishment, England, NGTE Memo M285, 1956.
12 R. M. Schirmer, L. A. McReynolds, and J. A. Daley, Radiation from Flames in Gas Turbine
Combustors, SAE Trans., vol. 68, p. 554, 1960.
13 R. M. Schirmer and H. T. Quigg, High Pressure Combust or Studies of Flame Radiation as
Related to Hydrocarbon Structure, Phillips Petroleum Company, Research Division Report
3952-65R, 1965.
14 C. A. Moses and D. W. Naegeli, Fuel Property Effects on Combustor Performance, ASME
Paper 79-GT-178, 1979.
15 W. S. Blazowski, Combustion Considerations for Future Jet Fuels, Sixteenth Symposium
(International) on Combustion, The Combustion Institute, Pittsburgh, 1976.
16 T. A. Jackson, Fuel Character Effects on the J79 and F101 Engine Combustion Systems,
Symposium on Aircraft Research and Technology for Future Fuels, NASA Lewis Research
Center, 1980.
17 С. С McClelland, Effects of Jet Fuel Constituents on Combustor Durability, Naval Air
Propulsion Test Center Report NAEC-AEL-1736, 1963.
18 H. F. Butze and R. C. Ehlers, Effect of Fuel Properties on Performance, NASA
TM-X-71789, presented at the 1975 WSS/CI Fall Technical Meeting, Palo Alto, Calif.
19 R. W. Macaulay and M. W. Shayeson, Effects of Fuel Properties on Liner Temperatures and
Carbon Deposition in the CJ805 Combustor for Long Life Applications, ASME Paper
61-WA-304, 1961.
20 J. Marsland, J. Odgers, and J. Winter, The Effects of Flame Radiation on Flame-Tube Metal
Temperatures, Twelfth Symposium (International) on Combustion, pp. 1265-1276, The
Combustion Institute, Pittsburgh, 1969.
21 A. H. Lefebvre and E. R. Norster, The Influence of Fuel Preparation and Operating
Conditions on Flame Radiation in a Gas Turbine Combustor, ASME Paper 72-WA/HT-26,
1972.
22 D. Talbot and B. W. Leathley, unpublished report, Lucas Gas Turbine Equipment Ltd., 1962.
23 L. Hunyadi and L. Anderson, Heat Transfer in Industrial Combustion Chambers, CIMAC
Conference, Stockholm, 1971.
24 Northern Research Engineering Corp., Computer Program for the Analysis of Annular
Combustors, NREC Report 1111-1, vol. 1, NASA CR-72374, 1968.
~25 D. Kretshmer and J. Odgers, A Simple Method for the Prediction of Wall Temperatures in a
Gas Turbine Combustor, ASME Paper 78-GT-90, 1978.
26 A. H. Lefebvre, Radiation from Flames in Gas Turbines and Rocket Engines, Twelfth
Symposium (International) on Combustion, pp. 1247-1253, The Combustion Institute,
Pittsburgh, 1969.
27 M. Whittaker, Theoretical Assessment of Flame Tube Temperatures in a Combustor
Operating at Typical SST Conditions, in E. R. Norster (ed.), Combustion and Heat Transfer
in Gas Turbine Systems, Cranfield International Symposium Series, vol. II, Pergamon, New
York, 1971.
28 R. G. Siddall and I. A. McGrath, The Emissivity of Luminous Flames, Ninth Symposium
(International) on Combustion, pp. 102-110, Academic, New York, 1963.
29 G. Mie, Ann Phys., vol. 25, p. 377, 1908.
30 J. S. Clarke and H. E. Lardge, Performance and Reliability of Gas Turbine Combustion
Chambers ASME Paper 58-GTP-13, 1958.
31 K. Gradon and S. С Miller, Combustion Development on the Rolls-Royce Spey Engine, in
I. E. Smith (ed.), Combustion in Advanced Gas Turbine Systems, Cranfield International
Symposium Series, vol. 10, pp. 45-76, Pergamon, New York, 1968.
542 Литература
32 J. L. Stollery and A. A. M. El-Ehwany, A Note on the Use of a Boundary-Layer Model for
Correlating Film-Cooling Data, Int. J. Heat Mass Transfer, vol. 8, no. 1, pp. 55-65, 1965.
33 K. Wieghardt, Hot-Air Discharge for De-Icing (Ueber das Ausblasen von Warmluft fuer
Enteiser), Army Air Forces, Air Material Command, Translation F-TS-919-RE, 1946.
34 J. Klein and M. Tribus, Forced Convection from Nonisothermal Surfaces, University of
Michigan Engineering Research Institute Project M992-B, Contract AF 18F00)-51, 1952.
^35 J. P. Hartnett, R. C. Birkebak, and E. R. G. Eckert, Velocity Distributions, Temperature
Distributions, Effectiveness and Heat Transfer for Air Injected through a Tangential Slot
into a Turbulent Boundary Layer, /. Heat Transfer, vol. 83, no. 3, pp. 293-306, 1961.
36 J. L. Stollery and A. A. M. El-Ehwany, On the Use of a Boundary Layer Model for
Correlating Film-Cooling Data, Int. J. Heat Mass Transfer, vol. 10, pp. 101-105, 1967.
37 R. A. Seban and L. H. Back, Velocity and Temperature Profiles in a Wall-Jet, Int. J. Heat
Mass Transfer, vol. 3, pp. 255-265, 1961.
38 J. H. Whitelaw, An Experimental Investigation of the Two-Dimensional Wall-Jet,
ARC 28179, HMT 106, 1966.
39 S. S. Papell and A. M. Trout, Experimental Investigation .of Air Film Cooling Applied to an
Adiabatic Wall by Means of an Axially Discharging Slot. NASA Technical Note D-9, 1959.
*40 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Film-Cooling Effectiveness in the Near Slot Region, /.
Heat Transfer, pp. 265-266, 1973.
41 R. J. Goldstein, Film Cooling, in Advances in Heat Transfer, vol. 7, Academic, New York,
1971.
*42 D. B. Spalding, Prediction of Adiabatic Wall Temperatures in Film-Cooling Systems, AIAA
J., vol. 3, no. 5, pp. 965-967, 1965.
43 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, A Proposed Method for Calculating Film-Cooled Wall
Temperatures in Gas Turbine Combustion Chambers, ASME Paper 72-WA/HT-24, 1972.
44 S. C. Kacker and J. H. Whitelaw, An Experimental Investigation of the Influence of Slot
Lip Thickness on the Impervious Wall Effectiveness of the Uniform Density, Two-
Dimensional Wall Jet, Int. J. Heat Mass Transfer, vol. 12, pp. 1196-1201, 1969.
45 G. J. Sturgess, Correlation of Data and Prediction of Effectiveness from Film Cooling
Injection Geometries of a Practical Nature, in E. R. Norster (ed.), Cranfield International
Propulsion Symposium, vol. 1Г, pp. 229-250, Pergamon, Oxford, 1969.
46 A. J. Juhasz and С J. Marek, Combustor Liner Film Cooling in the Presence of High
Free-Stream Turbulence, NASA TN D-6360, 1971.
47 C. J. Marek and R. R. Tacina, Effect of Free-Stream Turbulence on Film Cooling, NASA
TN D-7958, 1975.
48 A. B. Wassel, The Design and Development of High Performance Combustors. Lecture Series
93, Von Karman Institute for Fluid Dynamics, Brussels, 1977.
49 C. J. Marek and A. J. Juhasz, Simultaneous Film and Convection Cooling of a Plate
Inserted in the Exhaust Stream of a Gas Turbine Combustor, NASA TN D-7156, 1973.
50 E. J. Mularz and D. F. Schultz, Measurements of Liner Cooling Effectiveness within a
Full-Scale Double-Annular Ram-Induction Combustor, NASA TN D-7689, 1974.
51 D. A. Nealy, Combustor Cooling-Old Problems and New Approaches, in A. H. Lefebvre (ed.),
Gas Turbine Combustor Design Problems, pp. 151-185, Hemisphere, Washihgton,D.C, 1980.
52 A. B. Wassell and J. K. Banghu, The Development and Application of Improved Combustor
Wall Cooling Techniques, ASME Paper 80-GT-66, 1980.
53 F. J. Bayley, Air Cooling Methods for Gas Turbine Combustion Systems, Aeronautical
Research Countil ARC R&M 3110, London, England, 1959.
54 F. J. Bayley and G. R. Wood, The Aerodynamic Performance of Porous Gas Turbine Blades,
Aeronaut. /., vol. 73, no. 705, pp. 789-796, 1969.
55 F. J. Bayley and A. B. Turner, The Transpiration-Cooled Gas Turbine, ASME Paper 70-GT-56,
1970.
56 I. E. Smith, College of Aeronautics Memo, 97, Cranfield, England, 1960.
57 D. A. Nealy and R. D. Anderson, Heat Transfer Characteristics of Laminated Porous
Materials, Air Force Aero Propulsion Laboratory Technical Report AFAPL-TR-68-98, 1968.
58 M. R. l'Ecuyer and R. S. Colladay, Influence of Porous-Wall Thermal Effectiveness on
Литература 543
Turbulent-Boundary-Layer Heat Transfer, NASA TN D-6837, 1972.
59 I. E, Smith and M. J. Watts, Radiation Heat Transfer to a Porous Surface Cooled by a
Transpiring Flow, in E. R. Norster (ed.), Cranfield International Symposium Series, vol. II,
pp. 207-226, Pergamon, Oxford, 1971.
60 F. J. Bayley and J. W. Cornforth, Design and Performance of Transpiration, Cooled
Combustion Systems, Proc. Inst Meek Eng., vol. 191, 1977.
'*61 D. A. Nealy and S. B. Reider, Evaluation of Laminated Porous Wall Materials for
Combustor Liner Cooling, /. Eng. Power, vol. 102, pp. 268-276, 1980.
62 W. Tipler, Combustion Chambers and Control of the Temperature at which They Operate,
Inst. Mech. Eng./ASME Joint Conference on Combustion, pp. 362-369, 1955.
63 W.. Tipler and A. W. Wilson, Combustion in Gas Turbines, Proceedings of the Congress
International des Machines a Combustion (CIMAC), pp. 897-927, Paris, 1959.
64 K. A. Gardner, The Efficiency of Extended Surfaces, Trans. ASME, vol. 67, pp. 621-631,
1945.
65 O. Smoch, Large Industrial Chambers, Lecture Series 93, von Karman Institute for Fluid
Dynamics, Brussels, 1977.
66 I. G. Bowen, Protection of Flame-Zone Walls, Engineering London, vol. 173, 1952.
67 W. Tipler, Practical Experience with the Use of Residual Fuel Oil in Gas Turbines and the
Influence of Additives Against Fuel Oil Ash Deposition and Corrosion, CIMAC, p. 683,
1957.
68 D. J. Godfrey and N. L. Parr, A Consideration for the Possible Use of Refractory Ceramic
Materials for Advanced Combustion Chamber Design, in I. E. Smith (ed.), Cranfield
International Symposium Series, vol. 10, pp. 379-395, 1968.
69 R. A. Alliegro and M. L. Torti, Ceramics-Key to the 'Hot' Turbines, Gas Turbine Int., pp.
30-36, 1973.
70 S. M. DeCorso and D. E. Harrison, Ceramics in Industrial Gas Turbine, ASME Paper
72-GT-94, Gas Turbine Fluids and Engineering Conference and Products Show, San
Francisco, 1973.
71 S. Forster and M. Kleemann, Compact Metallic and Ceramic Recuperators for Gas Turbines,
ASME Paper 78-GT-62, Gas Turbine Conference and Products Show, London, 1978.
72 A. F. McLean, The Application of Ceramics to Small Gas Turbines, ASME Paper
70-GT-105, Gas Turbine Conferenee and Products Show, Brussels, 1970.
73 W. H. Duffey, Temperature Indicating Paints as They Assist in Gas Turbine Design
Processes, SAE Paper 65075, 1965.
Km. 9
1 J. P. Longwell, Synthetic Fuels and Combustion, Sixteenth Symposium (International) on
Combustion, pp. 1-15, The Combustion Institute, Pittsburgh, 1977.
2 J. P. Longwell, Alternative Fuels and Combustion Problems, Prog. Astronaut. Aeronaut., vol.
62, pp. 3-20, 1978.
3 A. Lewis, Future Aviation Fuels-Fuel Suppliers' Views, Section 3, AGARD Lecture Series
96, 1978.
4 J. J. Macfarlane, Future Fuels for Aviation, Section 2, AGARD Lecture Series 96, 1978.
5 R. A. Rudey ^nd J. S. Grobman, Characteristics and Combustion of Future Hydrocarbon
Fuels, Section 5, AGARD Lecture Series 96, 1978.
R.. A. Rudey and J. S. Grobman, Impact of Future Fuel Properties on Aircraft Engines and
'Fuel Systems, Section 6, AGARD Lecture Series 96, 1978.
E. M. Goodger, Hydrocarbon Fuels, Macmillan, London, 1975.
8 The Petroleum Handbook, 6th ed., Shell International Petroleum Company Ltd., London, 1960.
9 W. S. Blazowski and L. Maggitti, Future Fuels in Gas Turbine Engines, Prog. Aeronaut.
^ Astronaut., vol. 62, pp. 21-73, 1978.
10 Y. M. Paushkin, Chemical Composition and Properties of Fuels for Jet Propulsion,
Pergamon, New York, 1962.
11 W. J. Digman, Effects of Fuel Contamination on Corrosion of Aircraft Fuel Systems, Esso
Air World, vol. 15, no. 4, 1963.
12 A. D. Foster, H. von E. Doering, and J. W. Hickey, Fuel Flexibility in G.E. Gas Turbines,
544 Литература
General Electric Report 2222L, 1978.
13 W. J. Hefner and R. L. Gessner, Gas Turbine Fuel Considerations, paper prepared for
Symposium on Gas Turbine Operations and Maintenance, National Research Council,
Calgary, Alberta, 1977.
14 S. S. Dreymann and J. W. Hickey, Heavy Fuel Treatment Systems, General Electric Report
2484L, 1978.
15 P. C. Felix, Problems and Operating Experiences with Gas Turbines Burning Residual and
Crude Oils, ASME Paper 78-GT-103, Presented at Gas Turbine Conference, London, 1978.
16 G. E. Krulls, Pretreat Liquid Fuels for Gas Turbines, Power, vol. 118, no. 7, pp. 77-79, 1974.
17 H. Strawson and A. Lewis, Electrostatic Charging in the Handling of Aviation Fuels, AGARD
Conference 84 on Aircraft Fuels, Lubricants and Fire Safety, 1971.
18 J. G. Kirtley and A. Lewis, Ten Years Experience of Anti-Static Additives in Aviation
Fuels, International Conference on Electrical Phenomena, Las Vegas, 1972.
19 R. A. Vere, Lubricity of Aviation Turbine Fuels, SAE Paper 690667, 1969.
20 P. J. Pagni, L. Hughes, and T. Novakov, Smoke Suppressant Additive Effects on Particulate
Emissions from Gas Turbine Combustors, Paper 28, AGARD Conference Proceedings 125,
1973.
21 S. D. Marx and R. W. Klein, Use of Chemical Additive (Manganese-Barium) at Consolidated
Edison to Control Gas Turbine Emissions, Combustion, vol. 47, no. 5, pp. 24-26, 1975.
22 R. D. Giammar, H. H. Krause, and D. W. Locklin, The Effect of Additives in Reducing
Particulate Emissions from Residual Oil Combustion, ASME Paper 75-WA/CD-7, 1975.
23 S. Hersh, R. C. Carr; and J. F. Hurley, The Effects of Smoke Suppressants and Corrosion
Inhibiting Fuel Additives on the Particulate and Gaseous Emissions from a Utility Gas
Turbine, ASME Paper 78-GT-64, Gas Turbine Conference, London, 1978.
24 C. E. Johnson, E. R. Kennedy, and W. S. Little, Selection of Fuels for Commercial Turbine
Powered Aircraft, Shell Aviat. News, 1954.
25 A. H. Lefebvre, Airblast Atomization, Prog. Energy Combust. Set, vol. 6, pp. 1-29, 1980.
26 M. Smith and M. O'Farrell, Aviation Fuels, Modern Petroleum Technology, 2d ed.,
Institute of Petroleum, London, 1954.
27 J. A. Hager, High Temperature Fuels Pose Problem in Subsonic Environment, SAE J., vol.
74, no. 5, p. 38, 1966.
28 E. A. Droegemueller, Fuel Requirements for Supersonic Transport, Esso Air World, vol. 16,
no. 2, 1963.
29 J. B. Maxwell, Data Book on Hydrocarbons, p. 89, Macmillan and Co. Ltd., London,
1955.
*30 N. A. Ragozin, Jet Propulsion Fuels, Pergamon, Oxford, 1962.
31 E. J. Szetela and L. Chiapetta, External Fuel Vaporization Study, Phase 1 Report, NASA
CR 159850, 1980.
32 H. G. Barnett and R. R. Hibbard, Properties of Aircraft Fuels, NACA TN 3276, 1956.
33 M. Smith, Aviation Fuels, Foulis, Henley, England, 1970.
. 34 M. G. Zabetakis, A. L. Furno, and G. W. Jones, Minimum Spontaneous Ignition
Temperatures of Combustibles in Air, Ind. Eng. Chem., vol. 46, p. 2173, 1954.
35 A. Thomas, Shell Report M.224, Thornton Research Center, Chester, England, 1955.
36 D. D. Kurtovich and G. E. Hayes, Spontaneous Ignition and Supersonic Flight, Esso Air
World, vol. 14, ho. 5, 1962.
37 D. W. Naegeli and C. A. Moses, Effect of Fuel Molecular Structure on Soot Formation in
Gas Turbine Engines, ASME Paper 80-GT-62, Gas Turbine Conference, New Orleans, 1980.
38 R. A. Farrell, R. L. Gessner, and H. von E. Doering, Alternate Gaseous Fuels, General
Electric Report GER-3092, 1978.
39 D. Hunt, Aviation Fuels, Flight Int., 1966.
40 L. С Gibbons, Fuels for Aircraft Gas Turbines, in W. R. Hawthorne and W. T. Olsen (eds.),
Design and Performance of Gas Turbine Power Plants, Oxford University Press, New York, 1960.
41 W. G. Dukek, A Short History of Thirty Years of Jet Fuel Development, Esso Air World, vol. 22,
no. 3, 1969.
42 Ё. M. Goodger, Aviation Fuel Problems, Airc. Eng., vol. 35, pp. 60-64, 102-105,1963.
Литература 545
43 A. Lewis, Fuels for Aircraft Gas Turbine Engines, in E. R. Norster (ed.), Cranfield
International Symposium Series, pp. 309-325, Pergamon, Oxford, 1971.
44 W. D. Sherwood, SST Fuels, A Major Airline Concern, Shell Aviat. News, No. 321, 1965.
45 D. A. Pattison, Fiie Safe Fuels are Pushing Ahead, Chem. Eng., 1967.
46 J. C. Harris and E. A. Steinmetz, Emulsified Jet Engine Fuel, SAE Paper 670365, 1967.
47 G. Opdyke, Initial Experience with Emulsified Fuels at AYCO Lycoming, SAE Paper
670366, 1967.
48 J. Monarch, Environmental Testing of a Gas Turbine Engine with Emulsified JP4 Fuel, SAE
Paper 670367, 1967.
49 J. E. Lucas, A Preliminary Evaluation of an Emulsified Mixture in the Model T.63 Turbine
Engine, SAE Paper 670368, 1967.
50 W. J. Crawford, Operation of the GE T.64 on Emulsified Fuel, SAE Paper 670369, 1967.
51 A. Beerbower and W. Philippoff, History of Gelled Fuels-Their Chemistry and Rheology
Esso Air World, vol. 19, no. 4, 1967.
52 W. Tipler and A. W. Wilson, Combustion in Gas Turbines, Congres International des
Machines a Combustion (CIMAC), Paris, p. 897, 1959.
53 C. \V. G. Martin, D. R. Bailey, and G. J. Gollin, Modern Petroleum Technology, pt. IV, 2d
ed., The Institute of Petroleum, London, 1954.
54 W. Tipler, Prospects and Problems of the Residual Fuel Burning Gas Turbine, presented at
the Gas Turbine Symposium, Delft, 1965.
55 R. J. Bird and N. H. Small, The Combustion of Heavy Fuel Oil, J. Inst. Pet Londont vol.
51, no. 494, 1965.
56 A. Lewis, Deposits in Gas Turbines, presented at Meeting of Internal Combustion Engines
Group, The Institution of Mechanical Engineers, London, 1961.
57 H. Rowling, Ash Deposition-Petroleum Fuels, chap. 19 in Sir Harold Roxbee Cox (ed.),
Gas Turbine Principles and Practice, Newnes, London, 1955.
58 E. E. Ekstedt and R. W. Macauley, Combustion of Heavy Distillate Fuel for the Ш2500
Gas Turbine, ASME Paper 72-GT-24, 1972.
59 R. Del Bueno, Gas Turbines Fire Heavy Oils, Power, voL 116, no. 5, pp. 60-61,1972.
60 A. O. White, 20 Years Experience Burning Heavy Fuels in Heavy Duty Gas Turbines, ASME
Paper 73-GT-22, 1973.
61 A. D. Foster, Gas Turbine Fuels, Combustion, vol. 44, no. 10, pp. 4-14, 1973.
62 A. J. Frieder and P. C. Felix, Experiences with Gas Turbines Burning Non-Refined Fuel OMs
and Related Theoretical Investigations, ASME Paper 74-GT-12, 1974.
63 A. J. Frieder, P. C. Felix, and H. J. Hess, Gas Turbines Burning Non-Refined Fuel Oils,
Combustion, vol. 45, no. 11, pp. 18-29, 1974.
64 G. E. Krulls, Design of Treatment Systems for Industrial Gas-Turbine Fuels-Liquids and
Gaseous, Power, vol. 118, no. 10, pp. 65-70, 1974.
65 J. R. Patterson, Operating and Maintenance Experience for Base Load Gas Turbines Using
Heavy Fuels-A Case Study, ASME Paper 75-GT-74, 1975.
66 J. W. Byam, S. S. Dreyman, and A. A. Pitrolo, Residual Fuel Treating and Handling for
Base Load Gas Turbines, ASME Paper 75-GT-72, 1975.
67 K. Bammert and H. Sandstede, Gas Turbines Burning Dirty Fuels, ASME Paper 76-GT-66,
1976.
68 S. Cauley, Utilization of Petroleum Crude Oils as BoUer and Combustion Turbine Fuels,
ASME Paper 76-JPGC-FU-2, 1976.
69 J. L. DeGreef, P. Maes, and K. W. Johnson, Operating Experience on Residual Fuel Oil with
a W251 Combustion Turbine, ASME Paper 78-GT-104, Gas Turbine Conference, London,
1978.
70 W. S. Blazowski, F. W. Fahrenbruck, and L. P. Tackett, Combustion Characteristics of Oil
Shale Derived Jet Fuels, Paper 75-13 WSS/CI Fall Technical Meeting, Palo Alto, Calif.,
1975.
71 J. Solash, С J. Nowack, and R. J. Delfosse, Evaluation of a JP-5 Type Fuel Derived from
Oil Shale, Naval Air Propulsion Test Center NAPTC-FE-82, 1976.
72 C. J. Nowack, J. Solash, and R. J. Delfosse, Evaluation of Coal-Derived JP-5 Fuels, CEP
Technical Manual, vol. 3, pp. 122-126, 1977.
35 Зак. 761
546 Литература
73 A. Cohn, G. W. Bauserman, E. R. Bazarian, P. R. Mulik, P. P. Singh, and T. R. Stein,
Combustion Effects of Coal Liquid and other Synthetic Fuels in Gas Turbine Combustors,
ASME Papers 80-GT-67 and 80-GT-68, Gas Turbine Conference, New Orleans, 1980.
74 P. P. Singh et al., Comparative Testing of Petroleum Surrogate Fuels with Coal-Derived
Liquids in a Combustion Turbine Burner, ASME Paper 80-GT-64, Gas Turbine Conference,
New Orleans, 1980.
75 P. P, Singh, E. R. Bazarian, P. R. Mulik, G. W. Bauserman, A. Cohn, and T. R. Stein,
Comparative Testing of Petroleum Surrogate Fuels with Coal-Derived Liquids in a Combustion
Turbine Burner, ASME Paper 80-GT-64, Gas Turbine Conference, New Orleans, 1980.
76 H. F/Butze and R. C. Ehlers, Effect of Fuel Properties on Performance of a Single Aircraft
Turbojet Combustor, NASA TM X-71789, 1975.
77 С. С/ Gleason and D, W. Bahr, Fuel Property Effects on Life Characteristics of Aircraft
Turbine Engine Combustors, ASME Paper 80-GT-55, Gas Turbine Conference, New Orleans,
1980.
78 R. E. Bolz and G. L. Tuve, Handbook of Tables for Applied Engineering Science, Chemical,
New York, 1970.
79 J. W. Rose and J. R. Cooper, Technical Data on Fuel, 7th ed., 1977.
80 L L. Drell and F. E. Belles, Survey of Hydrogen Combustion Properties, NACA Report
1383, 1958.
81 G. D. Brewer, Liquid Hydrogen: Future Aircraft Fuel, Automot. Eng., vol. 88, no. 8,1980.
82 M. L. Yaffee, Methane Studied as Fuel for SST, Aviat. Week, 1969.
83 J. B. Whitlow, J. D. Eisenberg, and M. D. Shovlin, Potential of Liquid-Methane Fuel for Mach
3 Commercial Supersonic Transports, NASATN-D3471,1966.
84 M. L. Pirans, W. T. Olsen, H. C. Barnett, and R. Breitwieser, NACA Research on Slurry
Fuels, NACA Report 1388, 1958. ,
85 J. Odgers, unpublished work,' 1978,
86 E. M. Goodger, private communication.
К гл. 10
1 Lord Rayleigh, On the Instability of Jets, Proc. London Math. Soc.} vol. 10, pp. 4-13,
1879.
2 F. Tyler, Instability of Liquid Jets, Philos. Mag., vol. 16, pp. 504-518, 1933.
3 С Weber, Disintegration of Liquid Jets, Z.Angew.Math.Mech., vol. 11, no. 2, pp. 136-159,1931.
4 A. Haenlein, On the Disruption of a Liquid Jet, NACA Technical Memorandum 659,
1932.
5 W. Ohnesorge, Formation of Drops by Nozzles and the Break-up of Liquid Jets, Z, Angew.
Math. Mech., vol. 16, 1936.
6 R. P. Fraser and P. Eisenklam, J. Imp. Coll. Chem. Eng. Soc.f vol. 7, 1953.
7 R. P. Fraser, Liquid Fuel Atomization, Sixth Symposium (International) on Combustion,
pp. 687-701, Reinhold, New York, 1957.
8 N. Dombrowski and R. P. Fraser, A Photographic Investigation into the Disintegration of
Liquid Sheets, Philos. Trans. R. Soc. London Ser. A, vol. 247, no. 924, pp. 101-130,
1954.
9 N. Dombrowski and G. Munday, Spray Drying, in Biochemical and Biological Engineering
Science, vol. 2, pp. 209-320, Academic, New York, 1968.
10 S. Nukiyama and Y. Tanasawa, Experiments on the Atomization of Liquids in an Air
Stream; Report 3, On the Droplet-Size Distribution in an Atomized Jet, Defence Research
Board, Department National Defence, Ottawa, Canada, translated from Trans. Soc. Mech.
Eng. Jpn, vol. 5, no. 18, pp. 62-67, 1939.
IIP. Rosin and E. Rammler, The Laws Governing the Fineness of Powdered Coal, Inst.-Fuel,
vol. 7, no. 31, pp. 29-36, 1933.
12 H. C. Simmons, The Correlation of Drop-Size Distribution in Fuel Nozzle Sprays, J. Eng.
Power, vol. 99, no. 3, pp. 309-319, 1977.
13 R. Mugele and H. D. Evans, Droplet Size Distribution in Sprays, Ind. Eng. Chem., vol. 43,
no. 6, pp. 1317-1324, 1951.
Литература 547
14 J. M. Tishkoff and С. К. Law, Application of a Class of Distribution Functions to
Drop-Size Data by Logarithmic Least-Squares Technique, J. Eng. Power, vol. 99, no. 4, pp.
684-688, 1977.
15 H. С Simmons and D. L. Lapera, A High-Speed Spray Analyzer for Gas Tuibine Fuel
Nozzles, presented at ASME Gas Turbine Conference, Cleveland, 1969.
16 E. Giffen and A. Muraszew, The Atomization of Liquid Fuels, Chapman and Hall,
London, 1953.
17 H. C. Lewis, D. G. Edwards, M. J. Goglia, R. I. Rice, and L. W. Smith, Atomization of
Liquids in High Velocity Gas Streams, Ind. Eng. Chem, vol. 40, no. 1, pp. 67-74, 1948.
18 I. G. Bowen and G. P. Davies, Report ICT 28, Shell Research Ltd., London, 1951.
19 K. R. May, The Measurement of Airborne Droplets by the Magnesium Oxide Method, /.
Set Instrum., vol. 27, pp. 128-130, 1950.
20 M. M. Elkotb, N. M. Rafat, and M. A. Hanna, The Influence of Swirl Atomizer Geometry
on the Atomization Performance, First International Conference on Liquid Atomization
and Spray Systems, pp. 109-115, 1978.
21 K. Y. Kim and W» R. Marshall, Drop-Size Distributions from Pneumatic Atomizers, AIChE
J., vol. 17, no. 3, pp. 575-584, 1971.
22 K. V. L. Rao, Liquid Nitrogen Cooled Sampling Probe for the Measurement of Spray Drop
Size Distribution in Moving Liquid-Air Sprays, Proceedings of First International
Conference on Liquid Atomization and Spray Systems, pp. 293-300, 1978.
23 J. R. Joyce, The Atomization of Liquid Fuels for Combustion, /. Inst. Fuel, vol. 22, no.
124, pp. 150-156, 1949.
24 A. P. R. Choudhury, G. G. Lamb, and W. F. Stevens, A New Technique for Drop-Size
Distribution Determination, Trans. Indian Inst. Chem. Eng., vol. 10, 1957.
25 P. A. Nelson and W. F. Stevens, Size Distribution of Droplets from Centrifugal Spray
Nozzles, AIChE J., vol. 7, no. 1, pp. 8-86, 1961.
26 P. J. Street and V. E. J. Danaford, A Technique for Determining Drop Size Distribution
Using Liquid Nitrogen, J. Inst. Pet. London, vol. 54, no. 536, 1968.
27 R. A. Dobbins, L. Crocco, and I. Glassman, Measurement of Mean Particle Sizes of Sprays
from Diffractively Scattered Light, AIAA J., vol. 1, no. 8, pp. 1882-1886, 1963.
28 J. M. Roberts and M. J. Webb, Measurement of Droplet Size for Wide Range Particle
Distribution, AIAA J., vol. 2, no. 3, pp. 583-585, 1964.
29 A. H. Lefebvre and E. R. Norster, A Proposed Double-Swirler Atomizer for Gas Turbine
Fuel Injection, SME Report 1, Cranfield Institute of Technology, 1972.
30 A. A. Rizkalla and A. H. Lefebvre, Influence of Liquid Properties on Airblast Atomizer Spray
Characteristics,/. Eng. Power, pp. 173-179, April 1975.
31 A. Rizkalla and A. H. Lefebvre, The Influence of Air and Liquid Properties on Air Blast
Atomization, /. Fluids Eng., vol. 97, no. 3, pp. 316-320, 1975.
32 G. E. Lorenzetto and A. H. Lefebvre, Measurements of Drop Size on a Plain Jet Airblast
Atomizer, AIAA /., vol. 15, no. 7, pp. 1006-1010, 1977.
33 G. E. Lorenzetto, Influence of Liquid Properties on Plain Jet Atomization, Ph.D. thesis,
School of Mechanical Engineering, Cranfield Institute of Technology, 1976.
34 N. K. Rizk and A. H. Lefebvre, Influence of Liquid Film Thickness on Airblast
Atomization, /. Eng. Power, vol. 102, pp. 706-710, 1980.
35 N. K. Rizk, Studies on Liquid Sheet Disintegration in Airblast Atomizers, Ph.D. thesis,
Cranfield Institute of Technology, 1977.
36 M. S. M. R. El-Shanawany, Airblast Atomization-The Effect of Linear Scale on Mean
Drop Size, Ph.D. thesis, Cranfield Institute of Technology, 1978.
37 M. S. M. R. El-Shanawany, and A. H. Lefebvre, Airblast Atomization: The Effect of Linear
Scale on Mean Drop Size, /. Energy, vol. 4, no. 4, pp. 184-189, 1980.
38 J. Swithenbank, J. M. Beer, D. Abbott, and C. G. McCreath, A Laser Diagnostic Technique
for the Measurement of Droplet and Particle Size Distribution, AIAA Taper 76-69,
Fourteenth Aerospace Sciences Meeting, Washington, D.C., 1976.
39 J. L. York and H. E. Stubbs, Photographic Analysis of Sprays, Trans. ASME, vol. 74, pp.
1157-1162, 1952.
35*
548 Литература
40 S. M. Decoiso, Effect of Ambient and Fuel Pressure on Spray Drop Size, /. Eng. Power,
vol. 82, pp. 10-18, 1960.
41 F. E. J. Briffa and N. Dombrowski, Entrainment of Air into a Liquid Spray, AIChE J.,
vol. 12-, pp. 708-717, 1966.
42 I. C. Finlay and N. Welsh, Report 331, National Engineering Laboratory, England, 1967.
43 R. Mellor, N. A. Chigier, and J. M. Beer, Pressure Jet Spray in Airstreams, Paper ASME
70-GT-101, ASME Gas Turbine Conference, Brussels, 1970.
44 N. A. Chigier, C. G. McCreath, and R. W. Makepeace, Dynamics of Droplets in Burning and
Isothermal Kerosine Sprays, Combust Flame, vol. 23, pp. 11-16,1974.
45 N. A. Chigier, The Atomization and Burning of Liquid Fuel Sprays, Prog. Energy Combust
Set, vol. 2, pp. 97-114, 1976.
46 W. H. Stevenson, Optical Measurement of Drop Size in Liquid Sprays, Gas Turbine
Combustion Short Course Notes, School of Mechanical Engineering, Purdue University,.
"West Lafayette, Ind.
47 A. G. Gellalles, .Effect of Orifice Length-Diameter Ratio on Spray Characteristics,.
NACATN-352, 1930; Effect of Orifice Length-Diameter Ratio on Fuel Sprays for
Compression-Ignition Engines, NACA Report 402, 1931.
48 A. C. Merrington and E. G. Richardson, The Break-Up of Liquid Jets. Proc. Phys. Soc~
London, vol. 59, no. 33, pp. 1-13; 1947.
49 A. Radcliffe, The Performance of a Type of Swirl Atomizer, Proc. Inst. Mech. Eng., voL
169, pp. 93-106, 1955.
50 G. I. Taylor, The Boundary Layer in the Converging Nozzle of a Swirl Atomizer, Q. Л
Mech. Appl. Math., vol. 3, pt 2, pp. 129-139, 1950.
51 D. R. Carlisle, Communication on "The Performance of a Type of Swirl Atomizer," by A.
Radcliffe, Proc. Inst. Meek Eng., vol. 169, p. 101, 1955.
52 W. Tipler and A. W. Wilson, Combustion in Gas Turbines, Paper B9, Proceedings of the
Congres International des Machines a Combustion (CIMAC), Paris, 1959, pp. 897-927.
53 J. R. Joyce, Report ICT 15, Shell Research Ltd., London, 1947.
54 E. A. Watson, unpublished report, Joseph Lucas Ltd., London, 1947.
55 E. Giffen and B. S. Massey, Report 1950/5, The Motor Industry Research Association,
England, 1950.
56 S. M. DeCorso, and G. A. Kemeny, Effect of Ambient and Fuel Pressure on Nozzle Spray
Angle, ASME Trans., vol. 79, no. 3, pp. 607-615, 1957.
57 K. Neya and S. Sato, Effect of Ambient Air Pressure on the Spray Characteristics of Swirl
Atomizers, Ship Res. Inst. Tokyo, paper 27, 1968.
58 A. K. Jasuja, Atomization of Crude and Residual Fuel Oils, ASME Paper 78/GT/83,
presented at ASME Gas Turbine Conference, London, 1978.
59 H. С Simmons and С F. Harding, Some Effects of Using Water as a Test Fluid in Fuel
Nozzle Spray Analysis, ASME Paper 80-GT-90, presented at ASME Gas Turbine
Conference, New Orleans, 1980.
60 A. Radcliffe, Fuel Injection, sec. D, vol. XI, High Speed Aerodynamics and Jet Propulsion,
Princeton University Press, Princeton, N.J., 1960.
61 В. Е. Knight, Communication on "The Performance of a Type of Swirl Atomizer," by A.
Radcliffe, Proc. Inst. Mech. Eng, vol. 169, p. 104, 1955.
62 R. Retel, Publications Scientifiques et Techniques du Ministere de L'Air, B.S.T. 81, 1938.
63 D. R. Ballal and A. H. Lefebvre, Ignition of Liquid Fuel Sprays at Subatmospheric
Pressure, Combust. Flame, vol. 31, no. 2, pp. 115-126, 1978.
64 E. Giffen and T. A. J. Lamb, The Effect of Air Density on Spray Atomization, Motor
Industry Research Association Report 1953/5, 1953.
65 С. С Miesse, The Effect of Ambient Pressure Oscillations on the Disintegration and
Dispersion of a Liquid Jet, JetPropul, vol. 25, p. 525, 1955.
66 M. M. M. Abou-EUail, M. M. Elkotb, and N. M. Rafat, Effect of Fuel Pressure, Air Pressure
and Air Temperature on Droplet Size Distribution in Hollow-Cone Kerosene Sprays, First
International Conference on Liquid Atomization and Spray Systems, pp. 85-92,1978.
67 H. C. Simmons, The Prediction of Sauter Mean Diameter for Gas TurWne Fuel Nozzles of
Литература ^^ 549
Different Types, ASME Paper 79-WA/GT-5, 1979.
68 J. L. York, H. E. Stubbs, and M. R. Тек, The Mechanism of Disintegration of Liquid
Sheets, Trans. ASME, vol. 75, no. 7, pp. 1279-1286, 1953.
69 W. W. Hagerty and J. F. Shea, A Study of the Stability of Plane Fluid Sheets, /. Appl
Mech.f vol. 22, pp. 509-514, 1955.
70 N. Dombrowski and W. R. Johns, The Aerodynamic Instability and Disintegration of
Viscous Liquid Sheets, Chenu Eng. $cu, vol. 18, pp. 203-214, 1963.
71 C. A. Martin and D. L. Markham, Empirical Correlation of the Drop Size/Volume Fraction
Distribution in Gas Turbine Fuel Nozzle Sprays, ASME Paper 79-WA/GT-12, 1979.
72 R. D. Ingebo, Vaporization Rates and Drag Coefficients for Iso-octane Sprays in Tuibulent
Air Streams, NACA TN-3265, 1954.
73 A. H. Lefebvre, Factors Controlling Gas Turbine Combustion Performance at High
Pressure, in I. E. Smith (ed.), Combustion^in Advanced Gas Turbine Systems, pp. 211-226„
Cranfield International Symposium Series, vol. 10, Pergamon, London, 1968.
74 H. Clare, J. A. Gardiner, and M. С Neale, Study of Fuel Injection in Air Breathing
Combustion Chambers, in Experimental Methods in Combustion Research, pp. 5-20,
Pergamon, London, 1964.
75 D. R. Carlisle, private communication.
76 F. С Mock and D. R. Ganger, Practical Conclusions on Gas Turbine Spray Nozzles, SAE
Q. Trans., vol. 4, no. 3, pp. 357-367, 1950.
77 F. H. Carey, The Development of the Spill Flow Burner and Its Control System for Gas
Turbine Engines, /. R. Aeronaut. Soc, vol. 58, no. 527, pp. 737-753, 1954.
78 J. Ducarme, unpublished work, 1958.
79 J. M. Pilcher and С. С. Miesse, Methods of Atomization, chap. 2, WADC-TR-5 6-344,
AD 118142, Battelle Memorial Institute, Columbus, Ohio, 1957.
80 S. R. Tyler and H. G. Turner, Fuel Systems and High Speed Flight, Shell Aviat. News, No. 233-
81 R. P. Fraser and P. Eisenklam, Liquid Atomization and the Drop Size of Sprays, Trans.
Inst. Chenu Eng., vol. 34, pp. 295-319, 1956.
82 J. D. Lewis, Studies of Atomization and Injection Processes in the Liquid Propellant
Rocket Engine, Combustion and Propulsion, Fifth AGARD Colloquium on High
Temperature Phenomena, pp. 141-174, Pergamon, London, 1963.
83 E. Can, The Combustion of a Range of Distillate Fuels in Small Gas Turbine Engines,.
ASME Paper 79-GT-175, 1979.
84 S. C. Watkins, Simplified Flat Spray Fuel Nozzle, U.S. Patent 3,759,448.
85 J. O. Hinze and H. Milborn, Atomization of Liquids by Means of a Rotating Cup, /. Appl
Mech., vol. 17, no. 2, pp. 145-153, 1950.
86 J. Macfarlane and A. Colburn, Report NGTE R.210, National Gas Turbine Establishment,
England, 1973.
87 R. P. Fraser, N. Dombrowski, and J. H. Routley, The Production of Uniform Liquid
Sheets from Spinning Cups; The Filming of Liquids by Spinning Cups; The Atomization of
a Liquid* Sheet by an Impinging Air Stream, Chenu Eng. Set, vol. 18, pp. 315-321,
323-337, 339-353, 1963.
88 Y. Oyama and K. Endou, On the Centrifugal Disk Atomization and Studies on the
Atomization of Water Droplets, Kagaku Kogaku, vol. 17, pp. 256-260, 269-275, 1953 (in Japanese,
English summary).
89 E. R. Norster, CoA-Memo-51, Cranfield College of Aeronautics, Bedford, England, 1964.
90 H. Wehner, Combustion Chambers for Turbine Power Plants, Interavia, vol. 7, no. 7, pp.
395-400, 1952.
91 H. С Maskey and F. X. March, The Annular Combustion Chamber with Centrifugal Fuel
Injection, SAE Preprint 444C, 1962. <
92 I. W. Nichol, The T65 and T72 Shaft Turbines, SAE Preprint 624A, 1963.
93 M. W. Burgher, Interrelated Parameters of Gas Turbine Engine Design and Electrical
Ignition Systems, SAE Preprint 682C, 1963.
94 H. A. Romp, Oil Burning, Stechert, New York, 1937.
95 J. Gretzinger and W. R. Marshall, Jr., Characteristics of Pneumatic Atomization, AIChE /.,
550 Литература
vol. 7, no. 2, pp. 312-318, 1961.
96 M. L. Yeager and C. L. Coffin, A Survey of Components for Use with Air-Atomizing
Oil-Burner Nozzles, API Publication 1720, American Petroleum Institute, 1961.
97 P. J. Mullinger and N. A. Chigier, The Design and Performance of Internal Mixing Multi-jet
Twin-Fluid Atomizers, J. Inst. Fuel, vol. 47, pp. 251-261, 1974.
98 H. Clare and A. Radcliffe, An Airblast Atomizer for Use with Viscous Fuels, /. Inst. Fuel,
vol. 27, no. 165, pp. 510-515, 1954.
99 S. Nukiyama and Y. Tanasawa, Experiments on the Atomization of Liquids in an
Airstream, Trans. Soc. Mech. Eng. Jpn., vol. 5, pp. 68-75, 1939.
100 M. A. Weiss and C. H. Worsham, Atomization in High Velocity Air-Streams, ARS J., vol.
29, no. 4, pp. 252-259, 1959.
101 R. H. Wetzel and W. R. Marshall, Venturi Atomiza-tion, presented at AIChE National
Meeting, Washington, D.C., 1954.
102 L. D..Wigg, The Effect of Scale on Fine Sprays Produced by Large Airblast Atomizers,
NGTE Report 236, 1959.
103 L. D. Wigg, Drop-Size Predictions for Twin Fluid Atomizers, J. Inst. Fuel, vol. 27, pp.
500-505, 1964.
104 R. Wood, unpublished work at Thornton Shell Research Center, 1954.
105 A. H. Lefebvre and D. Miller, The Development of an Air Blast Atomizer for Gas Turbine
Application, CoA-Report-AERO-193, College of Aeronautics, Cranfield, Bedford, England,
* 1966.
106 E. Mayer, Theory of Liquid Atomization in High Velocity Gas Streams, Am. Rocket Soc.
J., vol. 31, pp. 1783-1785, 1961.
107 R. Bryan, P. S. Godbole, and E. R. Norster, Characteristics of Airblast Atomizers, in E. R.
Norster (ed.), Combustion and Heat Transfer in Gas Turbine Systems, Cranfield
International Symposium Series, vol. 11, pp. 343-359, Pergamon, London, 1971.
108 N. Golitzine, R. Sharp and L. G. Badham, Spray Nozzles for the Simulation of Cloud
Conditions in Icing Tests of Jet Engines, NAE Canada Report 14, 1951.
109 F. H. Garner and V. E. Henny, Behaviour of Sprays under High Altitude Conditions, Fuel,
vol. 32, pp. 151-156, 1953.
110 R. D. Ingebo and H. H. Foster, Drop-Size Distribution for Cross-Current Break-Up of
Liquid Jets in Air Streams, NACA TN 4087, 1957.
111 R. A. Castleman, Mechanism of Atomization Accompanying Solid Injection, NACA Report
440, 1932.
112 A. H. Lefebvre, Airblast Atomization, Prog. Energy Combust. ScL, vol. 6, pp. 233-261,
1980.
113 W. H. Lindsey, The Development of the Armstrong Siddeley Mamba Engine, /. R.
Aeronaut. Soc, vol. 53, pp. 137-180, 1949.
114 R. W. Alperi and J. S. Hoffman, Liquid Distributions of a Low Pressure Drop Injection
System-Gas Turbine "Vaporizer" Design, ASME Paper 71-GT-38, 1971.
115 E. С Parnell and M. R. Williams, A Survey of Annular Vaporizing Combustion Chambers,
in E. R. Norster (ed.), Combustion and Heat Transfer in Gas Turbine Systems, Cranfield
International Symposium Series, vol. 11, pp. 91-104, Pergamon, London, 1971.
116 A. W. Hussman and G. W. Maybach, The Film Vaporization Combustor, SAE Trans., vol.
69, pp. 563-574, 1961.
117 G. B. R. Feilden, J. D. Thorn, and M. J. Kemper, A Standard Gas Turbine to Burn a
Variety of Fuels, Proc. Inst. Mech. Eng., vol. 170, pp. 665-696, 1956.
118 A. E. Hershey, Combustion of Blast-Furnace Gas in Gas Turbines, Proceedings of the 1955
JME-ASME Joint Conference on Combustion, pp. 347-353, Institution of Mechanical
Engineers, London, 1955.
119' R. G. Ingebo, Effect of Airstream Velocity on Mean Drop Diameter of Water Sprays
Produced by Pressure and. Air Atomizing Nozzles, presented at ASME Winter Annual .
Meeting, Atlanta, 1977.
Литература 551
К гл. 11
1 R. F. Sawyer, Atmospheric Pollution by Aircraft Engines and Fuels, AGARD Advisory
Report 40, 1972.
2 Nature and Control of Aircraft Exhaust Emissions, Report of the Secretary of Health, to the
U.S. Congress, Senate Document 91-9, 91st Congress, 1st Session, 1968.
3 Environmental Protection Agency, Control of Air Pollution from Aircraft and Aircraft
Engines, Fed. Reg., vol. 38, no. 136, pt. II, 1973.
4 Environmental Protection Agency, Control of Air Pollution from Aircraft and Aircraft
Engines, Fed. Reg., vol. 43, no. 58, 1978.
5 R. S. Fletcher, Atmospheric Pollution and the Gas Turbine Combustor, Lecture Supplement
1216, Cranfleld Institute of Technology, Bedford, England.
6 R. S. Fletcher and A. H. Lefebvre, Gas Turbine Engines, Science Research Council Report on
Combustion-Generated Pollution, HMSO, 1976.
7 Y. B. Zeldovich, P. Y. Sadovnikov, and D. A. Frank-Kamenetskii, Oxidation of Nitrogen in
Combustion, Academy of Sciences, U.S.S.R., Moscow-Leningrad, 1947.
8 G. A. Lavoie, J. B. Heywood, and J. С Keck, Experimental and Theoretical Study of
Nitric Oxide Formation in Internal Combustion Engines, Combust. Sci. Technol, vol. 1,
pp. 313-326, 1970.
9 J. B. Heywood, J. A. Fay, and L. H. Linden, Jet Aircraft Air Pollutant Production and
Dispersion, AIAA Paper 70-115, 1970.
10 F. W. Lipfert, Correlation of Gas Turbine Emissions Data, ASME Paper 72-GT-60, 1972.
11 G. Roffe and K. S. Venkataramani, Emissions Measurements for a Lean Premlxed
Propane/Air System at Pressures up to 30 Atmospheres, NASA CR-159421, 1978.
12 D. N. Anderson, Effects of Equivalence Ratio and Dwell Time on Exhaust Emissions from
an Experimental Premixing Prevaporizing Burner, ASME Paper 75-GT-69, 1975.
13 С P. Fenimore, Formation of Nitric Oxide in Premixed Hydrocarbon Flames, Thirteenth
Symposium (International) on Combustion, pp. 373-380, The Combustion Institute,
Pittsburgh, 1971.
14 A. F. Sarofim, G. C. Williams, M. Modell, and S. M. Slater, Conversion of Fuel Nitrogen to
Nitric Oxide in Premixed and Diffusion Flames, AIChE Symp. Ser., vol. 71, no. 148, pp.
51-61, 1975.
15 E. L. Merryman and A. Levy, Nitrogen Oxide Formation in Flames: The Role of NO2 and
Fuel Nitrogen, Fifteenth Symposium (International) on Combustion, pp. 1073-1083, The
Combustion Institute, Pittsburgh, 1975.
16 N. M. Laurendeau, Fast Nitrogen Dioxide Reactions: Significance of Decomposition during
NO and NO2 Formation, Combust. Sci Technol, vol. 11, no. 3/4, pp. 86-96, 1975.
17 S. C. Graham, J. B. Homer, and J. L. J. Rosenfeld, The Formation and Coagulation of
Soot Aerosols Generated by the Pyrolosis of Aromatic Hydrocarbons, Proc. R. Soc.
London A, vol. 344, pp.59-285, 1978.
18 S. C. Graham, J. B. Homer, and J. L. J. Rosenfeld, The Formation and Coagulation of
Soot Aerosols, International Shock Tube Symposium, 10th Proceedings, pp. 621-631,
1975.
19 W. S. Blazowski, Dependence of Soot Production on Fuel Blend Characteristics and
Combustion Conditions, /. Eng. Power, vol. 102, pp. 403-408, 1980.
20 D. W. Naegeli and С A. Moses, Effect of Fuel Molecular Structure on Soot Formation in
Gas Turbine Engines, Paper 80-GT-62, ASME Gas Turbine Conference, New Orleans, 1980.
21 R. L. SchaUa and R.'R. Hibbard, Smoke and Coke Formation in the Combustion of
Hydrocarbon-Air Mixtures, chap. IX, Adaptation of Combustion Principles to Aircraft Propulsion;
vol. 1: Basic Considerations in the Combustion of Hydrocarbon Fuels with Air, NACA RM
E54107,1955.
22 A. H. Lefebvre and T. Durrant, Design Characteristics Affecting Gas Turbine Combustion
Performance, SAE Preprint 240C; also Esso Air World, vol. 13, no. 3, pp. 64-69, 1960.
23 A. E. Clarke, T. G. Hunter, and F. H. Garner, The Tendency to Smoke of Organic Substances
on Burning, pt. I, /. Inst. Pet., vol. 32, no. 274, pp. 627-642, 1946.
24 R; A. Hunt, The Relation of Smoke Point to Molecular Structure, Ind. Eng Chem., vol.
45, no. 3, pp. 602-606, 1953.
552 Литература
25 J. Odgers, Air Pollution by Gas Turbines-Is Control Possible? Can, Aeronaut Space J.,
vol. 16, no. 8, pp. 339-344, 1970.
26 F. H. Holderness and J. J. Macfarlane, Soot Formation in Rich Kerosene Flames at High
Pressure, Paper 18, Atmospheric Pollution by Aircraft Engines, AGARD CP-125, Advisory
Group for Aerospace Research and Development, 1973.
27 E. R. Norster and A. H. Lefebvre, Effects of Fuel Injection Method on Gas Turbine
Combustion, in W. Cornelius and W. G. Agnew (eds.), Emissions from Continuous
Combustion Systems, pp. 255-278, Plenum, New York, 1972.
28 B. Toone, A Review of Aero Engine Smoke Emission, in I. E. Smith (ed.), Combustion in
Advanced Gas Turbine Systems, pp. 271-296, Cranfield International Symposium Series,
vol. X, Pergamon, London, 1968.
29 A. H. Lefebvre, Factors Controlling Gas Turbine Combustion Performance at High
Pressure, in I. E. Smith (ed.), Combustion in Advanced Gas Turbine Systems, pp. 211-226,
Cranfield International Symposium Series, vol. X, Pergamon, London, 1968.
30 R. E. Jones and J. Grobman, Design and Evaluation of Combustors for Reducing Aircraft
Engine Pollution, Paper 31, Atmospheric Pollution by Aircraft Engines, AGARD CP-125,
Advisory Group for Aerospace Research and Development, 1973.
31 J. Grobman, Effect of Operating Variables on Pollutant Emissions from Aircraft Turbine
Combustors, in W. Cornelius and W. G. Agnew (eds.), Emissions from Continuous
Combustion Systems, pp. 279-303, Plenum, New York, 1972.
32 D. W. Bahr, Control and Reduction of Aircraft Turbine Engine Exhaust Emissions, in W.
Cornelius and W. G. Agnew (eds.), Emissions from Continuous Combustion Systems, pp.
345-372, Plenum, New York, 1972.
33 D. W. Bahr, Technology for the Reduction of Aircraft Turbine Engine Exhaust Emissions,
Paper 29, Atmospheric Pollution by Aircraft Engines, AGARD CP-125, Advisory Group
for Aerospace Research and Development, 1973.
34 R. E. Henderson and W. S. Blazowski, Aircraft Gas Turbine Pollutant Limitations Oriented
toward Minimum Effect on "Engine Performance, Paper 33, Atmospheric Pollution by
Aircraft Engines, AGARD CP-125, Advisory Group for Aerospace Research and
Development, 1973.
35 R. E. Jones, L. A. Diehl, D. A. Petrash, and J. Grobman, Results and Status of the NASA
Aircraft Engine Emission Reduction Technology Program, NASA TM 79009, 1978.
36 A. Sjorgren, Soot Formation by Combustion of an Atomized Liquid Fuel, Fourteenth
Symposium (International) on Combustion, pp.' 919-927, The Combustion Institute,
Pittsburgh, 1973.
37 J. P. Appleton, Soot Oxidation Kinetics at Combustion Temperatures, Paper 20,
Atmospheric Pollution by Aircraft Engines, AGARD CP-125, Advisory Group for Aerospace
Reseaivii and Development, 1973.
38 C. P. Fenimore and G. W. Jones, Coagulation of Soot to Smoke in Hydrocarbon Flames,
Combust. Flame, vol. 13, no. 3, pp. 303-310, 1969.
39 D. H. Lister and M. I. Wedlock, Measurements of Emissions Variability of a Large
Turbofan Engine, ASME Paper 78-GT-75, 1978.
40 V. J. Sarli, D. C. Eiler, and R. L. Marshall, Effects of Operating Variables on Gaseous
Emissions, presented at meeting of Air Pollution Control Association Specialty Conference
on Air Pollution Measurement Accuracy in Relation to Regulation Compliance, New
Orleans,. 1975.
41 С. С. Gleason and J. A. Martone, Fuel Character Effects on J79 -and F101 Engine
Combustor Emissions, ASME Paper 80-GT-70, 1980.
42 A. H. Lefebvre, Pollution Control in Continuous Combustion Engines, Fifteenth
Symposium (International) on Combustion, pp. 1169-1180, The Combustion Institute,
Pittsburgh, 1974.
43 F. J. Verkamp, A. J. Verdouw, and J. G. Tomlinson, Impact of Emission Regulations on
Future Gas Turbine Engine Combustors, AIAA Paper 73-1277, 1973.
44 \V. S. Blazowski and R. E. Henderson, Aircraft Exhaust Pollution and Its Effect on the
U.S. Air Force, AFAPL-TR-74-64, AD 783828, Air Force Aero Propulsion Laboratory,
'Wright-Patterson Air Force Base, Ohio, 1974.
Литература 553
45 М. В. Hilt and R. H. Johnson, Nitric Oxide Abatement 5ft Heavy Duty Gas Turbine
Combustors by Means of Aerodynamics and Water Injection, ASME Paper 72-GT-53,
1972.
46 R. D. Klapatch and T. R. Koblish, Nitric Oxide Control with Water Injection in Gas
Turbines, ASME Paper 71-WA/GT-9, 1971.
47 H. Koch and P. Felix, Exhaust Gas Emissions of Brown Boveri Gas Turbines, Brown
Boveri Rev., vol. 64, no. 1, pp. 27-33, 1977.
48 С Wilkes and R. C. Russell, The Effects of Fuel-Bound Nitrogen Concentration and Water
Injection on NO* Emissions from a 75-MW Gas Turbine, ASME 78-GT-89, 1978.
49 C. Wilkes, Residual Fuel Combustion in Industrial Gas Turbines, in A. H. Lefebvre (ed.), С as
Turbine Combustor Design Problems, Hemisphere, Washington, D.C., 1980.
50 A. W. Bell, N. Bayard de Volo, and B. P. Breen, Nitric Oxide Reduction by Controlled
Combustion Processes, presented at the Western States Section Meeting, Combustion
Institute, 1970.
51 T. F. Nagey, P. Mykolenko, M. E. Naylor, and F. J. Verkamp, The Low Emission Gas
Turbine Passenger Car-What Does the Future Hold? ASME Paper 73-GT-49, 1973.
52 B. P. Breen, A. W. Bell, N. Bayard de Volo, F. A. Bagwell, and K. Rosenthal, Combustion
Control for Elimination of Nitric Oxide Emissions from Fossil-Fuel Power Plants,
Thirteenth Symposium (International) on Combustion, pp. 391-401, The Combustion
Institute, Pittsburgh, 1971.
53 P. P. Singh, W. E. Young, and M. J. Ambrose, Formation and Control of Oxides of
Nitrogen Emissions from Gas Turbine Combustion Systems, ASME Paper 72-GT-22, 1972.
54 I. Holzapfel and F. J. Meyer, Design and Development of a Low Emission Combustor-for
a Car Gas Turbine, ASME Paper 78-GT-155, 1978.
55 D. H. Cotton, N. J. Friswell, and D. R. Jenkins, The Suppression of Soot Emission from
Flames by Metal Additives, Combust. Flame, vol. 17,- p. 87, 1971.
56 R. D. Giammar, H. H. Krause, and D. W. Locklin, The Effect of Additives in Reducing
Participate Emissions from Residual ОЯ Combustion, ASME Paper 75-WA/CD-7, 1975.
57 E, M. Bulewicz, D. G. Evans,-,and P. T. Padley, Effect of Metal Additives on Soot
Formation in Flames, Fifteenth Symposium (International) on Combustion, pp.
1461-1470, The Combustion Institute, Pittsburgh, 1975.
58 N. J. Friswell, Emissions from Gas Turbine Type Combustors, in W. Cornelius and W. G.
Agnew (eds.), Emissions from Continuous Combustion Systems, pp. 161-182, Plenum,
New York, 1972.
59 D. J. White, P. B. Roberts, and W. A. Compton, Low Emission Variable Area Combustor
for Vehicular Gas Turbines, ASME Paper 73-GT-19, 1973.
60 A. J. Fiorentino, W. Greene, J. С Kim, and E. J. Mularz, Variable Geometry, Lean,
Premixed Prevaporized Fuel Combustor Conceptual Design Study, ASME Paper 80-GT-16,
1980.
61 S. A. Hosier and R. Roberts, Low-Power Turbopropulsion Combustor Exhaust Emissions,
Technical Report AFAPL-TR-73-36, vol. 1/1973.
62 A. H. Lefebvre and R. S. Fletcher, A Preliminary Study on the Influence of Fuel Staging
on Nitric Oxide Emissions from Gas Turbine Combustors, AGARD Conference Proceedings
125 on Atmospheric Pollution by Aircraft Engines, sec» 30,1973.
63 A. H. Lefebvre, contribution to discussion, Symposium on Emissions from Continuous
Combustion Systems, p. 321, General Motors Research Laboratories, Warren, Mich., 1971.
64 R. E. Jones, Gas Turbine Engine Emissions-Problems, Progress and Future, Prog. Energy
Combust. Set., vol.4, pp. 73-113, 1978.
65 R. Buchheim, Influences on Exhaust Emissions from Automotive Gas Turbines, ASME
Paper 78-GT-85, 1978.
66 A. H. Lefebvre (ed.), Lean PremixedI Prevaporized Combustion, workshop held at Lewis
Research Center, Cleveland, NASA CP-2016, 1977.
67 E. J. Mularz, Lean, Premixed, Prevaporized Combustion for Aircraft Gas Turbine Engines,
NASA TM-79148, 1979.
55 4 Литература
68 G. Roffe and К. S. Venkataramani, Experimental Study of the Effects of Elameholder
Geometry on Emissions and Performance of Lean Premixed Combustors, NASA
CR-135424, 1978.
69 L, P. Cooper, Effect of Degree of Fuel Vaporization Upon Emissions 'for a Pxemixed
Partially Vaporized Combustion System, NASA TP-1582, 1980.
70 V. J. Lyons, Fuel/Air Nonuniformity-Effect of Nitric Oxide Emissions, paper prepaie.d
for nineteenth ATAA Aerospace Sciences Meeting, St. Louis, 1981.
71 E. J. Mularz, С. С Gleason, and W. J. Dodds, Combustor Concepts for Aircraft Gas
Turbine Low Power Emissions Reduction, /. Energy, vol. 3, no. 1, pp. 55-61, 1979.
72 C. J. Marek and L. C. Papathakos, Exhaust Emissions from a Premixing Prevaporizing
Flame Tube Using Liquid Jet A Fuel, NASA TM X-3383, 1976.
73 W. S. Blazowski and D. E. Walsh, Catalytic Combustion—An Important Consideration for
Future Applications, Combust. Sci. Tech,, vol. 10, no. 5/6, pp. 233-244, 1975.
74 T. J. Rosfjord, Catalytic Combustors for Gas Turbine Engines, AIAA Paper 76-46, 1976.
75 S. M. DeCorso et al., Catalysts for Gas Turbine Combustors, Experimental Test Results,
ASME Paper 76-GT-4, 1976.
76 W. C, Pfefferle et al., Catathermal Combustion: A New Process for Low Emissions Fuel
Conversion, ASME Paper 75-WA/Fu-l, 1975.
77 D. N. Anderson, Emissions and Performance of Catalysts for Gas Turbine Catalytic
Combustors, NASA TM X-73543, 1977. .
78 D. N. Anderson, R. R. Tacina, and Т. Щ, Mroz, Catalytic Combustion for the Automotive
Gas Turbine Engine, NASA TM X-73589, 1977.
79 D. N. Anderson, Effect of Hydrogen Injection on Stability and Emissions of an
Experimental Premixed Prevaporized Propane Burner, NASA TM X-3301, 1975.
80 M. A. Serag-Eldin and D. B. Spalding, Computations of Three-Dimensional Gas Turbine
Combustion Chamber Flows, ASME Paper 78-GT-142, 1978:
81 L. S. Caretto, Mathematical Modelling of Pollutant Formation, Prog. Energy Combust
Sci'., vol. 1, no. 2/3, pp. 47-71, 1976.
82 R. S. Fletcher and J. B. Heywood, A Model for Nitric Oxide Emissions from Aircraft Gas
Turbine Engines, AIAA Paper 71-123,1971,
83 S. A. Mosier and R. Roberts, Development and Verification of an Analytical Model for
Predicting Emissions from Gas Turbine Engine Combustors during Low Power Operation,
# AGARD CP-125, 1973.
' 84 R. Roberts, L. D. Aceto, R. Kollrack, D, P. Teixeira, and J. M. Bonnell, An Analytical
Model for Nitric Oxide Formation in a Gas Turbine Combustor, AIAA J., vol. 10, no. 6,
pp. 820-826, 1972.
85 R. J, Mador and R, Roberts, A Pollutant Emission Prediction Model for Gas Turbine
Combustors, AIAA Paper 74-1113, 1974.
86 R. Edelman and C. Economos, A Mathematical Model for the Jet Engine Combustion
Pollutant Emissions, AIAA Paper 71-714, 1971.
87 H. G. Mongia and K. Smith, An Empirical/Analytical Design Methodology for Gas Turbine
Combustors, AIAA Paper 78-949, 1978,
88 T. W, Bruce, H. C. Mongia, and R, S. Reynolds, Combustor Design Criteria Evaluation,
vol. 1, UASRTL-TR-78-55A, 1979.
89 J. Swithenbank, A. Turan, and P. G. Felton, Three-Dimenslonal, Two Phase Mathematical
Modelling of Gas Turbine Combustors, in A. H. Lefebvre (ed.), Gas Turbine. Combustor
Design Problems, pp. 249-314, Hemisphere, Washington, D.C., 1980.
90 D. T. Piatt, Coalescence/Dispersion Modelling of Gas Turbine Combustors, in A. H. Lefebvre
(ed.), Gas Turbine Combustor Design Problems, pp. 315-330,-Hemisphere, Washington, D.C.,
1980.
91 W. S. Y. Hung, An Experimentally Verified NO* Emission Model for Gas Turbine
Combustors, ASME Paper 75-GT-71, 1975;.
92 W. S. Y. Hung, Accurate Method of Predicting the Effect of Humidity on Injected Water on
NOX Emissions from Industrial Gas Turbines, ASME Paper 74-WA/GT-6, 1974.
Литература 555
93 \V. S. Y. Hung, A Diffusion Limited Model that Accurately Predicts the NO* Emissions from
Gas Turbine Combustors Including the Use- of Nitrogen Containing Fuels, ASME Paper
75-Pwr-l 1,1975.
94 \V. S. Y. Hung, Modeling and Measurement of NOX Emissions from Burning Synthetic Coal
Gas in Gas Turbine Combustors, ASME Paper 75-WA/GT-3, 1975.
95 R. S. Fletcher, R. D. Siegel, and E. K. Bastress, The Control of Oxides of Nitrogen Emissions
from Aircraft Gas Turbine Engines, NREC 1162, FAA-RD-71-111, vols. I, II, III, Northern
Research and Engineering Corp., Cambridge, Mass., 1971.
96 D. C. Hammond, Jr., and A. M. Mellor, Analytical Calculations for the Performance and
Pollutant Emissions of Gas Turbine Combustors, Combust. Set Techno!., vol. 4, no. 3, pp,
101-112, 1971.
97 D. С Hammond, Jr., and A. M. Mellor, Analytical Predictions of Emissions from and
within an Allison J-33 Combustor, Combust. Sci. Techno!., vol. 6, no. 5, pp. 279-286,
1973.
98 A. M. Mellor, Characteristic Time Emissions Correlations and Sample Optimization:
GT-309 Gas Turbine Combustor, /. Energy, vol. 1, no. 4, pp. 244-249, 1977.
99 A. M. Mellor, Characteristic Time Emissions Correlations: The T-63 Helicoptei Gas
Turbine Combustor, /. Energy, vol. 1, no.-4, pp. 257-262, 1977'.
100 D. C. Hammond, Jr., Evaluating Characteristic Time Emissions Prediction for Three
Vehicular Gas Turbine Combustors, /. Energy, vol. 1, no, 4, pp. 250-256, 1977.
101 A. M. Mellor, Semi-Empirical Correlations for Gas Turbine Emissions, Ignition, and Flame
Stabilization, Prog. Energy Combust. Sci, vol. 6, pp. 347-358, 1981.
102 P. M. Rubins and N. R. Marchionna, Evaluation of NO* Prediction-Correlation Equations
. for Small Gas Turbines, /. Aircr., vol. 15, no. 8, pp. 497-502, 1978.
103 D. A. Sullivan and P. A. Mas, A Critical Review of NO* Correlations for Gas Turbine
Combustors, ASME Paper 75-WA/GT-7, 1975.
104 J. Odgers, Current' Theories of Combustion within Gas Turbine Chambers, Fifteenth
Symposium (International) on Combustion, pp. 1321-1338, The Combustion Institute,
Pittsburgh, 1975.
105 A. H. Lefebvre, unpublished work, 1974.
106 P. T. Hinde, Smoke Measurement, Lecture Supplement 1117, Cranfield Institute of
Technology, Bedford, England.
107 N. T. Campbell, R. H. Groth, and V. A. Zaccardi, Gas Turbine Engine Emissions
Measurement Technology-An Overview, ASME Paper 80-GT-86, 1980.
108 C. W» Kauffman, Effect of Ambient Conditions on the Emissions from a Gas Turbine
Combustor, NASA CR-3355, 1980.
109 P. Donovan and T. Cackette, The Effects of Ambient Conditions on Gas Turbine
Emissions-Generalized Correction Factors, ASME Paper 78-GT-87, 1978.
Работы, имеющиеся на русском языке (в списке литературы отмечены
звездочкой)
Гл. 2
4. IV симпозиум по вопросам горения и детонационных волн. Эджертон А. К.
Пределы воспламеняемости.—М.: Оборонгиз, 1956, с. И —17.
11. Гейдон А., Вольфгард X. Г. Пламя, его структура, излучение и
температура.— М.: Металлургиздат, 1959.
16. IV симпозиум по вопросам горения и детонационных волн. Эджертон А. К.,
Сен Д. Распространение пламени: влияние давления на скорость горения
в плоских пламенах. — М.: Оборонгиз, 1956, с. 224—232.
22. Зельдович Я. Б., Франк-Каменецкий Д. И., Семенов И. Н., ЖЭТФ, 1940,
т. 10, с. 1427.
23. Семенов Н. Н. Успехи физических наук, 1940, т. 24, с. 433.
25. Щелкин К. И. ЖЭТФ, 1943, т. 13, с. 520.
30. Вопросы горения (сб. статей). Хоттел Г., Гаусорн В. Диффузия в пламени
в ламинарном потоке. — М.: ИЛ, 1953, с. 124.
556 Литература
31. Вопросы горения (сб. статей). Гаусорн В., Уиделл Д., Хоттел Г.
Смешивание и горение в турбулентных газовых струях. — М.: ИЛ, 1953, с. 146,
45. Вопросы горения (сб. статей). Патнем А., Дженсен Р. Применение без-
размерных критериев к явлениям проскока и другим явлениям горения.—
М.: ИЛ, 1953, с. 72.
46. Вопросы горения (сб. статей). Шолфилд Д., Гарсайд Дж. Структура и?
устойчивость диффузионных пламен. — М.: ИЛ, 1953, с. 90.
Иост В. Взрывы и горение в газах. — М.: ИЛ, 1952.
Льюис Б., Эльбе Г. Горение, пламя и взрывы в газах. — М.: ИЛ, 1948.
Сполдинг Д. Б. Основы теории горения. — М. — Л.: Госэнергоиздат, 1959.
Вулис Л. А. Тепловой режим горения. — М.: Госэнергоиздат, 1954.
Вильяме Ф. А. Теория горения. — М.: Наука, 1971.
Вейнберг Ф. Дж. Первая половина миллиона лет исследования горения и
современные проблемы. В сб.: Образование и разложение загрязняющих
веществ в пламени. — М.: Машиностроение, 1981, с. 34.
Гл. 3
6. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия D, 1967, № 3, с. 216.
12. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия D, 1965, № 2, с. 32 L
29. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия D, 1968, № 4, с. 115.
30. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия D, 1970, № 3, с. 32.
31. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия D, 1975, № 3, с. 113,
Гл. 4
25. Ракетная техника и космонавтика, 1977, № 2, с. 138.
34. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия D, 1964, № 4, с. 185.
41. Ракетная техника и космонавтика, 1974, № 2, с. 117.
Гл. 6
2. Вопросы горения (сб. статей). Лонгвелл Дж., Шеневи Дж., Кларк В.,
Фрост Е. Устойчивость пламени в высокоскоростном газовом потоке. — М.:
ИЛ, 1953, ч. 1, с. 65.
8. Вопросы горения (сб. статей). Вильяме Г., Хоттел Г., Скарлок А.
Стабилизация и распространение пламени в газовом потоке большой скорости. —
М.: ИЛ, 1953, ч. 1, с. 31.
9. Гольдштейн С. Современное состояние аэрогидромеханики вязкой
жидкости.—М.: ИЛ, 1948, т. 1—2.
12. Труды амер. об-ва инженеров-механико в, серия D, 1964, № 4, с. 281.
15. Горение при пониженных давлениях и некоторые вопросы стабилизации
пламени (сб. статей). Бовина Т. А. Исследование обмена между
циркуляционной зоной за плохообтекаемым телом и внешним потоком. — М.:
изд-во АН СССР, 1960, с. 58.
20. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А, 1979, № 3, с. 43.
21. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А, 1980, № 2, с. 416.
36. Сполдинг Д. Б. Основы теории горения. — М. — Л.: Госэнергоиздат, 1959.
41. Вопросы горения (сб. статей). Патнем А., Дженсен Р. Применение
безразмерных критериев к явлениям проскока и другим явлениям горения.—
М.: ИЛ, 1953, с. 72.
43. IV симпозиум по вопросам горения и детонационных волн. Лонгвелл Дж.
Стабилизация пламени телами плохообтекаемой формы и турбулентные
пламена в каналах. — М.: Оборонгиз, 1958. с. 81.
Гл.7
27. Льюис Б., Эльбе Г. Горение, пламя и взрывы в газах. — М.: ИЛ, 1948.
33. Вопросы зажигания и стабилизации пламени (сб. статей). Светт К. К.
Литература 557
Искровое зажигание движущихся газов с помощью длительных
дов. - М.: ИЛ, 1963, с. 31.
38. Сполдинг Д. Б. Основы теории горения. — М. — Л.: Госэнергоиздат, 1959.
39. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А, 1977, № 3, с. 5.
Гл.8
1. Гейдон А. Г. Спектроскопия пламен. — М.: ИЛ, 1959.
4. Крейт Ф., Блэк У. Основы теплопередачи. — М.: Мир, 1983.
10. Хоттель X. Лучистый теплообмен. В кн.: Мак-Адаме В. X.
Теплопередача. - М.: ГНТИ, 1961, с. 82-174.
35. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия С, 1961, № 3, с. 80.
40. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия С, 1973, № 2, с. 127.
42. Ракетная техника и космонавтика, 1965, № 5, с. 211.
61. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А. 1980, № 2, с. 41.
Гл. 9
10. Паушкин Я. М. Химический состав и свойства реактивных топлив. — М.г
изд-во АН СССР, 1958.
30. Рагозин М. А. Реактивные топлива.— М.: Гостоптехиздат, 1959.
Гл. 10
12. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А, 1977, № 3, с. 5.
14. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А, 1977, № 4, с. 196.
27. Ракетная техника и космонавтика, 1963, № 8, с. 157.
28. Ракетная техника и космонавтика, 1964, № 3, с. 218.
30. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А, 1975, № 2, с. 33.
31. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия Д 1975, № 3, с. 134.
32. Ракетная техника и космонавтика, 1977, № 7, с. 135.
34. Труды амер. об-ва инженеров-механиков, серия А, 1980, № 3, с. 168.
106. Ракетная техника, 1961, N° 12, с. 143.
Гл. 11
7. Зельдович Я. Б., Садовников П. Я. Франк-Каменецкий Д. А. Окисление
азота при горении. — М.: изд-во АН СССР, 1947.
84. Ракетная техника и космонавтика, 1972, № 6, с. 131.
Предметно-именной указатель
Аммиак жидкий 383, 384
Асфальтены 340, 341
Аэрозоль 391—395
Баллала и Лефевра теория
воспламенения 257, 258
Балластирование воздуха 90
Бедная первичная зона 498, 499
— смесь 155
Бедный предел устойчивого горения
208, 209, 216—218
— срыв пламени 233
Бензины 362
Богатая первичная зона 499
— смесь 155
Богатый предел устойчивого горения
208, 209
Брайана и др. форсунка 437
Бунзена горелка 63, 64
Вебера число 389~
Вентури труба 432
Взаимное поглощение, коррекция 285
Вихрей генераторы III
Вода в топливе 340, 342, 346
Водород жидкий 381, 382
Воздух, влияние свойств на размеры
капель 451, 452
— обдувочный 418, 419
— растворенный в топливе 371
Воспламенение смеси, газовые
добавки 248
— — добавки кислорода 249
самовоспламеняющиеся 249,
250
искровым разрядом 239. 240
— стадии 253
— теория 254—258
— характеристики 268—270
Воспламенитель факельный 250, 251
Восстановление давления 103—106
Время испарения одиночной капли
81
— пребывания 202, 204
Выбросы, методы уменьшения 494—
496
— нормирование 476, 477
Высота некоптящего пламени 380
Вязкость топлив см. Топлива,
вязкость
Газы горючие сжиженные, свойства
382
Глубина проникновения струи 130,
134
максимальная 136, 153
Гомогенизация горения 499
Горение гетерогенное 50, 74, 79,
218—221
— предпламенное 49
Давление насыщенных паров топлив
см. Топлива, давление насыщенных
паров
Дальнобойность факела распыла
398, 399, 417, 418
Двуокись азота, выброс 487
Детонация 50
Дефлаграция 49, 50
Диссоциация продуктов сгорания 87
Дистилляты 362, 363
Диффузоры 17, 18, 95, 105, 119
— безотрывные 19
— гибридные 114, 115
— кольцевые 20, 103, 104
— конические 102, 103
— общий КПД 100
— плавные 115, 116
— — кольцевые 116
— плоские 103, 104
— потери 94, 95
— с внезапным расширением 118
— срывные 19
— типы 95, 105, 119
— управление с помощью вихря 20
— формы 96, 97
Предметно-именной указатель
559
Длина перемешивания струи 139
— пути луча 282
Доббинса метод анализа
дисперсности 402, 403
Дымность 347, 488—491, 501, 502
— влияние размера капель топлива
493, 494
Жаровая труба, минимальная длина
165
перепад давления на стенке
127, 128
типы систем охлаждения 34
Жидкость, влияние свойств на
размер капель 450
Завихрители 142, 143
— с изогнутыми лопатками 144
Задержка самовоспламенения 82—84
Зажигание, способы 250
Закон действия масс (химический)
57, 58
Застойная область 94, 98
Затененная площадь 108
Заутеровский диаметр капель 392
Зола топливная 342
Золообразование 363, 364
Зона обратных токов 21
— первичная 21, 154—156
конструктивные схемы 224
коробчатая 21
многощелевая («перечница»)
21
структура течения 22
— промежуточная 23, 24, 156, 157
— разбавления 24, 25, 160, 161
— циркуляционная, размеры 145, 146
Зонное горение 504
Излучательная способность водяного
пара 282
углекислого газа 281
Излучение продуктов сгорания 279—
283
— светящегося пламени 285, 286,291,
292
Измерение среднего размера капель
454, 455
— уровня дымления 522—524
Индекс водной сепарации 369
— дымления и летучести 361, 362
Испарительные топливные системы
465, 466
Камеры сгорания для малоразмерных
двигателей 43, 44
двухъярусные 39
изменяемой геометрии 503
кольцевые 16
— двухступенчатые 42
короткие 39
основные элементы 25
перспективные 508—510
малоразмерные 510—514
— — промышленных ГТУ 45—47
— — противоточные 119, 120
прямоточные, типы 17
с каталитическим конвертером
516
низким уровнем выбросов
40, 42, 507, 508
— односторонним подводом
воздуха 39
регенеративным воздушным
охлаждением 515
— — — теплоизолированной стенкой
515
схемы 13, 14
конструктивные 36, 37
— — типы, достоинства и
недостатки 18
требования 15
трубчатые15, 16
кольцевые 16, 17
Каналы кольцевые жаровой трубы
117
Капли, средний размер 391
Каталитическое горение 506, 507
Керосины 362
Кима и Маршалла форсунка 435
Кипение топлива 371
Колмогорова масштаб
турбулентности 70
-560
Предметно-именной указатель
Конвективный тепловой поток 278,
294, 295, 302
расчет 295—298
Кондуктивный тепловой поток 278
Константа скорости реакции 58, 59
Коррозии подавление 345, 346
Коэффициент восстановления
давления 109—115
— избытка топлива 86, 518
— кинетической энергии профиля
скорости ПО
— корректировочный для излучатель-
ной способности 284
— максимальной неравномерности
температурного поля 159, 163
— (отношение) топливо/воздух 86,
206, 207
— полноты сгорания 174, 175
— потерь давления 101, 123—125,
128
— расхода отверстия 131—133
форсунки 407—410
— светимости 290, 291
— турбулентного смешения 311
— эпюрной неравномерности
температуры 159, 160
Кривые разгонки топлив 349
— частотного распределения капель
. 393
Критерии тепловыделения 191
— среднего размера капель 186, 187
— эффективности диффузора 99,
100
Критическое значение параметра
крутки 147
Крутка потока 107
Ламиллой 323
Летучесть топлив см. Топлива,
летучесть
Линия максимальной эффективности
диффузора 102
Лонгвелла реактор 180, 181, 215,231
Лопатки завихрителя, геометрические
характеристики 145, 146
— разделительные ПО, 111
Лучистый тепловой поток 278, 280,
293, 302
Льюиса и Эльбе теория
воспламенения 255, 256
Масса молекулярная топлив см.
Топлива, молекулярная масса
Материалы конструктивные
высокотемпературные 329, 330
Маха число 101, 302
Медианный диаметр капель 392
Метан жидкий 382, 383
Механизм горения и срыва пламени
61
Моделирование PD 182, 183
Модель горения реакторная 174,
180—182, 214, 215
— самовоспламенения 83
Натрий, содержание в топливе 344
Натяжение поверхностное топлив см.
Топлива, поверхностное натяжение
Нафтены 337
Неравномерность поля температур,
измерение 165
Нормы выбросов 478—480
Обработка топлив кислотная 340
Окислы азота 483, 484, 497, 498
Окись азота сверхравновесная 486
термическая 484
— углерода 481
Олефины 336, 337
Осадки твердые топлив 341, 342
Отбеливание топлива 340
Отношение (коэффициент) топливо/
/воздух 86, 206, 207
Отражательная способность
закопченного фильтра 524
Отсос пограничного слоя 112
Охлаждение стенок
конвективно-пленочное 34
методы 33, 316
оросительное 34
перфорационное 323
пленочное 33, 303—306
Предметно-именной указатель
561
конструктивные схемы 304—
306
расчет 306—311
с интенсификацией
конвекции 316, 317
эффективность 308, 315
путем многоструйного
орошения 317
транспирационное 34, 317, 318
расчет 318—320
Параметр крутки 146, 147
— массообмена 184, 186
— скорости смешения 183, 191
Парафины 335, 336
Парциальное давление 283
Перепад давления на стенке
жаровой трубы 124
Песок нефтеносный 378
Пламя в топливовоздушных смесях
50
— диффузионное 50, 51
закрытое 75
свободное 74
— ламинарное 52, 62—64, 73—75
диффузионное 75
теория распространения 67, 68
— турбулентное 51, 68—72
диффузионное 76, 77
структура 71, 72
Плотность топлив см. Топлива,
плотность
Площадь поперечного сечения
камеры максимальная 123
оптимальная 126, 127
Пограничный слой 107, 108
Покрытия жаростойкие 326—328
Полнота сгорания топлива 176—180
• лимитируемая скоростью
испарения 184—186
Порядок реакции 57
Потери давления в камере общие 123
— — гидравлические 18, 19
Преддиффузор 117
Предел воспламенения «бедный» 52,
53
«богатый» 52, 53
Пределы выкипания топлив см.
Топлива, пределы выкипания
— концентрационные воспламенения
52, 53
— распространения пламени 55, 359!
— самовоспламенения 54
Продолжительность разряда свечи
см. Свеча, продолжительность
разряда
Проникновение ряда струй 135, 140
Пропан жидкий 383
Проскок пламени 84
Профили скорости и концентрации
в струе 78
— — параметры неравномерности:
107, 108
Розина — Раммлера распределение
394, 395
Размеры капель, анализ формул
457—460
измерение 399—401
формулы 415—417
Распределение капель по размерам*
392—394
Распыливание топлива 386
Расстояние гашения 257—261, 264,
265
Реактор хорошего (идеального)
смешения см. Лонгвелла реактор
Реакция суммарная 59, 60
Рейнольдса число 106
Релея механизм распада струи 389
Рингельмана число 523
Сажеобразование 360, 361, 491
Самовоспламенение топлива 55
Светта теория воспламенения 257
Свеча накаливания 251, 252
— поверхностного разряда 240—243
— продолжительность разряда 244,
245
Сера, содержание в топливе 343
Сернистые соединения, удаление 339Г
340
Системы подачи топлива, сравнение
468, 469
36 Зак. 761
562
Предметно-именной указатель
— распыливание топлива 427, 428
Скорость распространения пламени
62, 63, 174, 175
— — — измерение 63, 64
ламинарного 65
нормальная, влияние
давления 64
— пульсационная 259
— реакции, зависимость от
температуры 58, 59
Сланец горючий 378
Смеси бедные 60, 61
— богатые 61, 62
— стехиометрические 155
Смолообразования предотвращение
345
Смолы 341
Спирты 384
Средний размер капель 412—415
влияние параметров 452, 453
зависимости 439, 446, 450—
455
формулы для
пневматического распыливания 432, 433
Срыв пламени 219—221
Стабилизаторы пламени
каталитические 234
типы 228
Стабилизация пламени впрыском
воды 200
встречной струей 232
газодинамическая 233
границы 196
плохо обтекаемыми телами
201, 202
характеристики 197, 198
Стенка-жалюзи 324
— камеры оребренная 325
Степень диспергирования топлива 398
— загромождения потока 204
— неравномерности распыла 397
— равномерности распыла 402
— перекрытия потока струями 168
— стеснения потока 108—ПО
Стефана—Больцмана постоянная 280
Стехиометрия 85, 86
Струи встречные 137, 138, 150
Струя пристеночная 307, 309—313
— свободная турбулентная 77
Тело плохо обтекаемое 152, 153
Температура вспышки 55, 350, 351
— газа перед турбиной 159
— пламени адиабатическая 86
— продуктов сгорания средняя 281
— самовоспламенения 357, 358
минимальная 55
— стенки 301
измерение 330
при пленочном охлаждении,
расчет 312, 313
Толщина пограничного слоя 107
Топлива 48
— авиационные 370—375
требования 373, 374
— вязкость 352
— газообразные 364—366
свойства 366
— гелеобразные (загущенные) 375
— давление насыщенных паров 350
— дизельные 363
— для промышленных ГТУ 376
— жидкие 362—364
свойства 364
производство 338—344
технические условия 367—369
США и Англии 370
— летучесть 351
— молекулярная масса 349
— поверхностное натяжение 353
— плотность 348, 349
— пределы выкипания 349, 350
— расширенного фракционного
состава 379, 380
— свойства 186, 188, 206, 225, 226,
272, 347—361, 489
— скрытая теплота испарения 355
— суспензионные 384, 385
— температура замерзания 353, 354
кипения 349, 350
— теплопроводность 355
— теплотворная способность 355,
356
— удельная теплоемкость 354
Предметно-именной указатель
563»
система испаритель- с двойным завихрителем
462, 463
Топливоподачи
ная 29, 30
Точка дымления 360, 361
— ламинарно-турбулентного
перехода 77
Траектории струй в потоке 134
Трансплай 321, 322
Турбулентность, влияние на
охлаждение 311, 312
стабилизацию пламени 210—
212
— потока в диффузоре 106, 107
Турбулентный пограничный слой 307,
308
Углеводороды ароматические 337, 338
— несгоревшие 483, 496, 497
Угол ввода струи 133, 134
— конуса распыла 397, 403, 407,411
— раскрытия диффузора 94, 96
Удельная энтальпия топлив 355
Удельный выброс 480
Улавливание капель на пластины 400,
437
Уоббе индекс 356
Управление потоком с помощью
вихря 112, ИЗ
Фенна теория воспламенения 256
Формулы для среднего размера
капель 447—449
Форсунки топливные 387
вращающиеся 426, 427
двухсопловые 422, 423
двухступенчатые (двухканаль-
ные) 420, 421
— — достоинства и недостатки 470—
472
основные типы 31
пневматические 28, 29, 430,
431
предварительным
созданием пленки жидкости 438, 439
регулируемые 420—424
с веерным распылом 424, 425
перепуском 27, 423, 424
подводом вспомогательного*
воздуха 29, 429
струйные 404—406
вращающиеся 27, 28
центробежные 26, 27
одноступенчатые 406, 407
Характеристики распыливания 158Г
425
— дымления топлива 501, 509, 510
дымомер 524
— срыва пламени 207
Цикл взлетно-посадочных режимов
477
Циркуляционное течение в первичной
зоне 151, 152
Частота разряда свечи 245, 246
Число дымности 381
— люминометрическое 361
Шаг между отверстиями 130
Эжекция газа 148
Энергия воспламенения минимальная
263, 264, 269—272
— турбулентности 72
Энергоемкость топлива 355
Энтальпия 356, 357
Эффективная площадь 108
отверстий в стенках жаровой
трубы 124
Эффективный диаметр отверстий 153
36*
Содержание
Предисловие редактора перевода 5
Предисловие 7
Л. Основные сведения о камерах сгорания газотурбинных двигателей 11
Введение 11
Основные характеристики конструкции 12
Требования к камерам сгорания 15
Типы камер сгорания 15
Диффузор 17
Первичная зона горения 20
Промежуточная зона 23
Зона разбавления 24
Впрыскивание топлива 25
Охлаждение стенок 32
Конструктивные схемы камер сгорания 36
Короткие камеры сгорания 39
Камеры сгорания с низким уровнем вредных выбросов 40
Камеры сгорания для малоразмерных двигателей 43
\f Камеры сгорания промышленных газотурбинных установок 45
Топлива 48
2. Элементы теории горения 49
Введение 49
Классификация пламен 50
Физика или химия? 51
Пределы воспламенения (распространения пламени) 52
Химические аспекты горения 56
Концепция суммарной реакции 62
Ламинарные пламена в однородной смеси 68
Турбулентные пламена в однородной смеси 73
Ламинарные диффузионные пламена 76
Турбулентные диффузионные пламена 79
Распространение пламени в гетерогенных смесях 80
Испарение 82
Задержка самовоспламенения 84
Проскок пламени 85
Стехиометрия 86
Адиабатическая температура пламени 91
3. Диффузоры 94
Введение 95
Формы диффузора 95
Режимы течения 97
Критерии эффективности 99
Рабочие характеристики диффузоров 101
Зависимость рабочих характеристик диффузоров от условий течения
на входе Ю5
Содержание 565
Параметры неравномерности профиля скорости 107
Управление течением НО
Конструирование диффузоров 115
4. Аэродинамика камеры сгорания 122
Введение 122
Характерные величины . ... 123
Параметры, характеризующие потери давления 123
Соотношение между размерами камеры сгорания и потерями
давления 126
Течение в кольцевом канале 128
Течение через отверстие в жаровой трубе 131
Аэродинамика завихрителей 142
Стабилизация встречными струями 150
Стабилизация плохо обтекаемым телом 152
Распределение подачи воздуха по жаровой трубе 153
Математическое моделирование 166
Заключение 169
Г5. Полнота сгорания топлива 172
Введение 172
Процесс горения 173
Процессы горения, лимитируемые скоростью реакции 174
Процессы горения, лимитируемые скоростью смешения 183
Процессы горения, лимитируемые скоростью испарения 184
Процессы горения, лимитируемые скоростью реакции и испарением . 190
Полнота сгорания в первичной зоне 190
Критерии тепловыделения 191
Заключение 192
6. Стабилизация пламени 195
Введение 195
Стабилизаторы пламени в виде плохо обтекаемых тел 201
Теоретические аспекты 214
Стабилизация пламени в камерах сгорания 223
Впрыскивание топлива 226
Типы стабилизаторов пламени 228
1. Воспламенение смеси в камере сгорания 237
Введение 237
Методика оценки характеристик воспламенения 238
Воспламенение искровым разрядом 239
Влияние конструкции свечи 243
Другие способы зажигания 250
Процесс воспламенения 253
Теория воспламенения 254
Характеристики воспламенения 268
18. Теплопередача 276
Введение 276
Процессы теплопередачи 277
Излучение продуктов сгорания 279
Излучение стенок 29^
Конвективная теплопередача к жаровой трубе 294
Конвективная теплопередача от жаровой трубы 295
Расчет температуры неохлаждаемой жаровой трубы 295
566 Содержание
Пленочное охлаждение 303
Расчет пленочного охлаждения 306
Другие методы охлаждения стенок 316
9. Топлива для газотурбинных двигателей 333
Введение 333
Классы углеводородов 335
Производство жидких топлив для ГТД 338
Присадки 345
Физические свойства топлив 347
Свойства топлив, влияющие на процесс горения 355
Обычные жидкие топлива 362
Обычные газообразные топлива 364
Технические условия на жидкие топлива '. 367
Топлива для авиационных газотурбинных двигателей 370
Топлива для промышленных газотурбинных установок 376
Альтернативные углеводородные топлива 378
Другие топлива 381
10. Подача топлива . 386
Введение 386
Требования к распыливающим устройствам 388
Процесс распыливания 388
Характеристики аэрозоля 391
Измерения в аэрозолях 399
Струйная форсунка 404
Одноступенчатая центробежная форсунка 406
Регулируемые форсунки 420
Форсунки с веерным факелом 424
Вращающиеся форсунки 426
Распыливающие системы с вращающимися соплами 427
Форсунки с подводом вспомогательного воздуха 429
Пневматические форсунки 430
Влияние различных параметров на средний размер капель 450
Испарительная система 464
• Подача газа 467
Сравнение различных методов подачи топлива 468
Перспективы и проблемы разработки систем подачи топлива .... 473
Обозначения 473
11. Выбросы загрязняющих атмосферу веществ . . ......... 475
Введение 475
Нормирование выбросов . 476
Механизмы образования загрязняющих веществ 481
Влияние процесса подготовки топливовоздушной смеси 492
Методы уменьшения выброса загрязняющих веществ 494
Перспективные конструктивные способы уменьшения выбросов
загрязняющих веществ 502
Прогресс в разработке камер сгорания с низким уровнем выбросов 507
Прогнозирование характеристик выброса 519
Измерения уровня дымления 522
Измерения выбросов 526
Влияние атмосферных условий на выбросы авиационных двигателей 526
Заключение 527
Литература 529
Предметно-именной указатель 558
УВАЖАЕМЫЙ ЧИТАТЕЛЬ!
Ваши замечания о содержании книги, ее
оформлении, качестве перевода и другие
просим присылать по адресу: 129820, Москва,
И-110, ГСП, 1-й Рижский пер., д. 2, изд-во
«Мир».
МОНОГРАФИЯ
Артур Лефевр
ПРОЦЕССЫ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ГТД
Научный редактор Ю. Б. Воронов
Мл. научн. редактор Л. А. Цветкова
Художник А. И. Чаузов
Художественный редактор Н. М. Иванов
Технический редактор М. А. Страшнова
Корректор В. С. Соколов
ИБ № 5907
Сдано в набор 10.10.85. Подписано к печати 21.05.86^
Формат 60X90l/i6. Бумага кн.-журн. имп. Печать
высокая. Гарнитура литературная. Объем 17,75 бум. л.
Усл. печ. л. 35,50. Усл. кр.-отт. 35,50. Уч.-изд.
л. 36,23. Изд. № 7/4304. Тираж 2200 экз. Зак. 761.
Цена 5 р. 80 к.
ИЗДАТЕЛЬСТВО «МИР»
129820, ГСП, Москва. И-110, 1-й Рижский пер., 2
Ленинградская типография № 2 головное предприятие
ордена Трудового Красного Знамени Ленинградского'
объединения «Техническая книга» им. Евгении
Соколовой Союзполиграфпрома при Государственном
комитете СССР по делам издательств, полиграфии к
книжной торговли. 198052, г. Ленинград, Л-52,
Измайловский проспект, 29.
Отпечатано в Ленинградской типографии № 8 ордена
Трудового Красного Знамени Ленинградского
объединения «Техническая книга» им. Евгении Соколовой
Союзполиграфпрома при Государственном комитете
СССР по делам издательств, полиграфии и
книжной торговли. 190000, Ленинград, Прачечный
переулок, 6. Зак. 497.