Камера сгорания - Combustor

А камера сгорания компонент или область газовая турбина, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, или же ГПВРД двигатель куда горение происходит. Он также известен как горелка, камера сгорания или же держатель пламени. В газотурбинном двигателе камера сгорания или же камера сгорания подается сжатым воздухом под высоким давлением. Затем камера сгорания нагревает этот воздух при постоянном давлении. После нагрева воздух проходит из камеры сгорания через направляющие лопатки сопла в турбину. В случае прямоточного или прямоточного воздушно-реактивного двигателя воздух подается непосредственно в сопло.

Камера сгорания должна обеспечивать и поддерживать стабильное горение, несмотря на очень высокий расход воздуха. Для этого камеры сгорания спроектированы так, чтобы сначала смешивать и зажигать воздух и топливо, а затем подмешивать больше воздуха для завершения процесса сгорания. Ранние газотурбинные двигатели использовали однокамерную камеру сгорания, известную как камера сгорания. Сегодня существует три основных конфигурации: банка, кольцевая и канюльная (также называемая балкой, кольцевой трубкой, кольцевой). Камеры дожигания часто считаются еще одним типом камер сгорания.

Камеры сгорания играют решающую роль в определении многих рабочих характеристик двигателя, таких как топливная эффективность, уровни выбросов и переходная характеристика (реакция на изменение условий, таких как расход топлива и скорость воздуха).

Основы

Камера сгорания на Роллс-Ройс Нене турбореактивный

Цель камеры сгорания в газовой турбине - добавить энергии в систему для питания турбины, и производят высокоскоростной газ, который выходит через сопло в самолетах. Как и в случае с любой другой инженерной задачей, для решения этой задачи необходимо уравновесить многие конструктивные соображения, например следующие:

  • Полностью сожгите топливо. В противном случае двигатель тратит несгоревшее топливо и создает нежелательные выбросы несгоревших углеводородов, оксида углерода (CO) и сажи.
  • Низкие потери давления в камере сгорания. Турбине, которую питает камера сгорания, для эффективной работы требуется поток под высоким давлением.
  • Пламя (горение) должно удерживаться (сдерживаться) внутри камеры сгорания. Если сгорание происходит дальше в двигателе, ступени турбины могут легко перегреться и повредиться. Кроме того, как лопатки турбины продолжают совершенствоваться и способны выдерживать более высокие температуры, камеры сгорания проектируются для работы при более высоких температурах, и части камеры сгорания должны быть спроектированы так, чтобы выдерживать эти более высокие температуры.
  • Он должен иметь возможность повторного зажигания на большой высоте в случае возгорания двигателя.
  • Равномерный профиль температуры на выходе. Если в выходящем потоке есть горячие точки, турбина может быть подвергнута тепловая нагрузка или другие виды повреждений. Точно так же температурный профиль внутри камеры сгорания должен избегать горячих точек, так как они могут повредить или разрушить камеру сгорания изнутри.
  • Небольшие физические размеры и вес. В самолетах пространство и вес имеют первостепенное значение, поэтому хорошо спроектированная камера сгорания стремится быть компактной. Применения, не относящиеся к самолетам, такие как газовые турбины для выработки электроэнергии, не так ограничены этим фактором.
  • Широкий диапазон эксплуатации. Большинство камер сгорания должны работать с различными входными давлениями, температурами и массовыми расходами. Эти факторы меняются как в зависимости от настроек двигателя, так и в зависимости от условий окружающей среды (т. Е. Полный газ на малой высоте может сильно отличаться от холостого хода на большой высоте).
  • Выбросы в окружающую среду. Существуют строгие правила в отношении выбросов с самолетов таких загрязнителей, как диоксид углерода и оксиды азота, поэтому камеры сгорания должны быть спроектированы так, чтобы минимизировать эти выбросы. (Видеть Выбросы раздел ниже)

Источники:[1][2]

История

Достижения в технологии камер сгорания сосредоточены в нескольких различных областях; выбросы, рабочий диапазон и долговечность. Ранние реактивные двигатели производили большое количество дыма, поэтому первые разработки камер сгорания в 1950-х годах были направлены на уменьшение дыма, производимого двигателем. После того, как дым был практически устранен, в 1970-х годах усилия были направлены на сокращение других выбросов, таких как несгоревшие углеводороды и монооксид углерода (подробнее см. Выбросы раздел ниже). В 1970-е годы также улучшилась долговечность камеры сгорания, поскольку новые методы производства улучшили футеровку (см. Составные части ниже) срок службы почти в 100 раз больше, чем у ранних лайнеров. В 1980-х годах камеры сгорания начали повышать свою эффективность во всем рабочем диапазоне; камеры сгорания имели тенденцию быть высокоэффективными (99% +) при полной мощности, но эта эффективность снижалась при более низких настройках. Разработка за это десятилетие повысила эффективность на более низких уровнях. В 1990-е и 2000-е гг. Было вновь сосредоточено внимание на сокращении выбросов, особенно оксиды азота. Камеры сгорания все еще активно исследуются и совершенствуются, и многие современные исследования направлены на улучшение тех же аспектов.[3]

Составные части

Компоненты схемы камеры сгоранияPNG.png
Дело

Корпус представляет собой внешнюю оболочку камеры сгорания и представляет собой довольно простую конструкцию. Кожух обычно не требует особого ухода.[4] Корпус защищен от тепловых нагрузок потоком воздуха, поэтому тепловые характеристики не вызывают особого беспокойства. Однако кожух служит сосудом высокого давления, который должен выдерживать разницу между высоким давлением внутри камеры сгорания и более низким давлением снаружи. Эта механическая (а не тепловая) нагрузка является определяющим фактором конструкции корпуса.[5]

Диффузор

Назначение диффузора - замедлить высокоскоростной сильно сжатый воздух из компрессор до скорости, оптимальной для камеры сгорания. Снижение скорости приводит к неизбежной потере общего давления, поэтому одна из задач проектирования - максимально ограничить потерю давления.[6] Кроме того, диффузор должен быть спроектирован так, чтобы максимально ограничивать искажение потока, избегая таких эффектов потока, как отрыв пограничного слоя. Как и большинство других компонентов газотурбинного двигателя, диффузор спроектирован как можно более коротким и легким.[7]

Лайнер

Вкладыш содержит процесс горения и вводит различные воздушные потоки (промежуточный, разбавляющий и охлаждающий, см. Пути воздушного потока ниже) в зону горения. Лайнер должен быть спроектирован и изготовлен таким образом, чтобы выдерживать длительные циклы высоких температур. По этой причине лайнеры, как правило, изготавливаются из суперсплавы подобно Хастеллой X. Кроме того, даже если используются сплавы с высокими эксплуатационными характеристиками, гильзы необходимо охлаждать воздушным потоком.[8] Некоторые камеры сгорания также используют термобарьерные покрытия. Однако воздушное охлаждение все же требуется. В общем, существует два основных типа охлаждения гильзы; пленочное охлаждение и транспирационное охлаждение. Пленочное охлаждение осуществляется путем нагнетания (одним из нескольких методов) холодного воздуха снаружи лайнера внутрь лайнера. Это создает тонкую пленку холодного воздуха, которая защищает лайнер, снижая температуру на лайнере примерно с 1800 кельвины (K) до примерно 830 K. Другой тип охлаждения лайнера, транспирационное охлаждение, представляет собой более современный подход, в котором используется пористый материал для вкладыша. Пористая облицовка позволяет небольшому количеству охлаждающего воздуха проходить через нее, обеспечивая преимущества охлаждения, аналогичные пленочному охлаждению. Два основных различия заключаются в результирующем температурном профиле футеровки и количестве необходимого охлаждающего воздуха. Транспирационное охлаждение приводит к более равномерному температурному профилю, так как охлаждающий воздух равномерно вводится через поры. Воздух пленочного охлаждения обычно подается через ламели или жалюзи, что приводит к неровному профилю, где он холоднее у ламелей и теплее между ламелями. Что еще более важно, при транспирационном охлаждении используется гораздо меньше охлаждающего воздуха (порядка 10% от общего потока воздуха, а не 20-50% для пленочного охлаждения). Использование меньшего количества воздуха для охлаждения позволяет использовать больше воздуха для сгорания, что все более и более важно для высокопроизводительных двигателей с большой тягой.[9][10]

Морда

Рыло является продолжением купола (см. Ниже), который действует как разделитель воздуха, отделяя первичный воздух от вторичных воздушных потоков (промежуточного, разбавляющего и охлаждающего воздуха; см. Пути воздушного потока раздел ниже).[11]

Купол / завихритель

Купол и завихритель являются частью камеры сгорания, в которой проходит первичный воздух (см. Пути воздушного потока ниже) протекает при входе в зону горения. Их роль - создавать турбулентность в потоке, чтобы быстро смешать воздух с топливом.[8] Ранние камеры сгорания, как правило, использовали купола обрывистых тел (а не завихрители), которые использовали простую пластину для создания турбулентность в следе смешать топливо и воздух. Однако большинство современных дизайнов вихревая стабилизация (используйте завихрители). Завихритель создает локальную зону низкого давления, которая заставляет некоторые продукты сгорания рециркулировать, создавая высокую турбулентность.[11] Однако чем выше турбулентность, тем выше будет потеря давления в камере сгорания, поэтому купол и завихритель должны быть тщательно спроектированы, чтобы не создавать большей турбулентности, чем необходимо для достаточного смешивания топлива и воздуха.[12]

Топливный инжектор
Топливные форсунки вихревой камеры сгорания на Пратт и Уитни JT9D турбовентилятор

Топливная форсунка отвечает за подачу топлива в зону сгорания и вместе с завихрителем (вверху) отвечает за смешивание топлива и воздуха. Есть четыре основных типа топливных форсунок; форсунки для распыления под давлением, продувки воздухом, испарения и предварительного смешивания / предварительного испарения.[8] Топливные форсунки с распылением под давлением полагаются на высокое давление топлива (до 3400 килопаскалей (500 фунтов на квадратный дюйм)) для распыления.[nb 1] топливо. Преимущество этого типа топливной форсунки в том, что она очень проста, но у него есть несколько недостатков. Топливная система должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать такое высокое давление, а топливо, как правило, неоднородно распыляется, что приводит к неполному или неравномерному сгоранию с большим количеством загрязняющих веществ и дыма.[13][14]

Второй тип топливных форсунок - это форсунки воздушного потока. Этот инжектор «взрывает» лист топлива потоком воздуха, распыляя топливо на однородные капли. Этот тип топливной форсунки привел к появлению первых бездымных камер сгорания. Используемый воздух равен количеству первичного воздуха (см. Пути воздушного потока ниже), который направляется через инжектор, а не через завихритель. Этот тип инжектора также требует более низкого давления топлива, чем тип распыления под давлением.[14]

Форсунка с испарением топлива третьего типа похожа на форсунку с воздушным дутьем в том, что первичный воздух смешивается с топливом, когда оно вводится в зону сгорания. Однако топливно-воздушная смесь проходит по трубке в зоне горения. Тепло из зоны сгорания передается топливно-воздушной смеси, при этом часть топлива испаряется (лучше перемешивается) до того, как оно сгорит. Этот метод позволяет сжигать топливо с меньшими затратами. тепловое излучение, который помогает защитить лайнер. Однако трубка испарителя может иметь серьезные проблемы с долговечностью из-за низкого расхода топлива внутри нее (топливо внутри трубки защищает трубку от тепла сгорания).[15]

Форсунки предварительного смешивания / предварительного испарения работают путем смешивания или испарения топлива до того, как оно достигнет зоны сгорания. Этот метод позволяет очень равномерно смешивать топливо с воздухом, уменьшая выбросы из двигателя. Одним из недостатков этого метода является то, что топливо может самовоспламеняться или иным образом сгорать до того, как топливно-воздушная смесь достигнет зоны сгорания. В этом случае камера сгорания может быть серьезно повреждена.[16]

Воспламенитель

Большинство воспламенителей в газовых турбинах - это электрические искровые воспламенители, подобные автомобильные свечи зажигания. Воспламенитель должен находиться в зоне сгорания, где топливо и воздух уже смешаны, но он должен располагаться достаточно далеко вверх по потоку, чтобы не повредить его самим сгоранием. Как только воспламенитель начинает горение, оно становится самоподдерживающимся, и воспламенитель больше не используется.[17] В камерно-кольцевых и кольцевых камерах сгорания (см. Типы камер сгорания ниже), пламя может распространяться из одной зоны горения в другую, поэтому воспламенители не нужны в каждой из них. В некоторых системах используются вспомогательные средства зажигания. Одним из таких методов является впрыск кислорода, когда кислород подается в зону воспламенения, помогая топливу легко сгорать. Это особенно полезно в некоторых применениях в самолетах, где может потребоваться перезапуск двигателя на большой высоте.[18]

Пути воздушного потока

Схема камеры сгорания airflow.png
Первичный воздух

Это основной воздух для горения. Это сильно сжатый воздух из компрессора высокого давления (часто замедляемый через диффузор), который подается через основные каналы в куполе камеры сгорания и первый набор отверстий в гильзе. Этот воздух смешивается с топливом, а затем сжигается.[19]

Промежуточный воздух

Промежуточный воздух - это воздух, вводимый в зону сгорания через второй набор отверстий гильзы (первичный воздух проходит через первый набор). Этот воздух завершает процессы реакции, охлаждая воздух и разбавляя высокие концентрации монооксид углерода (CO) и водород (ЧАС2).[20]

Разбавляющий воздух

Разбавляющий воздух - это воздушный поток, впрыскиваемый через отверстия в гильзе в конце камеры сгорания, чтобы помочь охладить воздух до того, как он достигнет ступеней турбины. Воздух осторожно используется для получения желаемого равномерного температурного профиля в камере сгорания. Однако по мере совершенствования технологии лопаток турбины, позволяющей им выдерживать более высокие температуры, разрежающий воздух используется меньше, что позволяет использовать больше воздуха для горения.[20]

Охлаждающий воздух

Охлаждающий воздух - это воздушный поток, который нагнетается через небольшие отверстия в гильзе для образования слоя (пленки) холодного воздуха, защищающего гильзу от температур сгорания. Подача охлаждающего воздуха должна быть тщательно продумана, чтобы он не взаимодействовал напрямую с воздухом для горения и технологическим процессом. В некоторых случаях до 50% поступающего воздуха используется в качестве охлаждающего воздуха. Существует несколько различных методов нагнетания этого охлаждающего воздуха, и этот метод может влиять на температурный профиль, которому подвергается футеровка (см. Лайнер, над).[21]

Типы

Устройство камер сгорания для газотурбинного двигателя, смотрящего на ось, через выхлоп. Синий цвет указывает путь охлаждающего потока, оранжевый указывает путь потока продуктов сгорания.

Может

Камеры сгорания баллончиков представляют собой автономные цилиндрические камеры сгорания. Каждая «канистра» имеет свой топливный инжектор, воспламенитель, гильзу и кожух.[22] Первичный воздух из компрессора направляется в каждую канистру, где он замедляется, смешивается с топливом и затем воспламеняется. Вторичный воздух также поступает из компрессора, где он подается за пределы гильзы (внутри которой происходит горение). Затем вторичный воздух подается, обычно через прорези в гильзе, в зону горения для охлаждения гильзы посредством тонкопленочного охлаждения.[23]

В большинстве случаев вокруг центральной оси двигателя расположено несколько баков, и их общий выхлоп подается на турбину (турбины). Камеры сгорания баночного типа наиболее широко использовались в первых газотурбинных двигателях из-за простоты их проектирования и тестирования (можно тестировать одну банку, а не всю систему). Камеры сгорания баночного типа просты в обслуживании, поскольку необходимо снимать только одну банку, а не всю камеру сгорания. В большинстве современных газотурбинных двигателей (особенно для самолетов) не используются камеры сгорания, поскольку они часто весят больше, чем альтернативы. Кроме того, перепад давления в баллоне обычно выше, чем в других камерах сгорания (порядка 7%). Большинство современных двигателей, в которых используются камеры сгорания, являются турбовалы с участием центробежные компрессоры.[24][25]

Канюльный

Канальная камера сгорания для газотурбинного двигателя, ось обзора на выхлопе

Следующий тип камеры сгорания - это канюльный камера сгорания; термин чемодан «туба кольцевая». Подобно камере сгорания баночного типа, кольцевые камеры сгорания с банным кольцом имеют дискретные зоны сгорания, содержащиеся в отдельных вкладышах с собственными топливными форсунками. В отличие от камеры сгорания, все зоны горения имеют общий кольцевой (кольцевой) корпус. Каждая зона горения больше не должна служить сосудом высокого давления.[26] Зоны горения также могут «сообщаться» друг с другом через отверстия в гильзе или соединительные трубы, которые позволяют некоторому количеству воздуха проходить по окружности. Выходной поток из канальной камеры сгорания обычно имеет более однородный температурный профиль, что лучше для турбинной секции. Это также устраняет необходимость в каждой камере иметь собственный воспламенитель. Как только огонь загорится в одной или двух банках, он может легко перекинуться на другие и зажечь их. Этот тип камеры сгорания также легче, чем тип камеры сгорания, и имеет меньший перепад давления (порядка 6%). Однако трубчатую камеру сгорания может быть труднее обслуживать, чем баночную камеру сгорания.[27] Примеры газотурбинных двигателей, использующих канальную камеру сгорания, включают: General Electric J79 турбореактивный и Пратт и Уитни JT8D и Роллс-Ройс Тай турбовентиляторы.[28]

Кольцевой

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, ось при взгляде через выхлоп. Маленькие оранжевые кружки - форсунки для впрыска топлива.

Последний и наиболее часто используемый тип камеры сгорания - это полностью кольцевая камера сгорания. Кольцевые камеры сгорания избавляются от отдельных зон горения и просто имеют сплошную футеровку и кожух в кольце (кольцевом пространстве). У кольцевых камер сгорания есть много преимуществ, включая более равномерное сгорание, меньший размер (следовательно, более легкий) и меньшую площадь поверхности.[29][30] Кроме того, кольцевые камеры сгорания имеют тенденцию к очень равномерной температуре на выходе. У них также самый низкий перепад давления из трех конструкций (порядка 5%).[31] Кольцевая конструкция также проще, хотя для испытаний обычно требуется полноразмерный испытательный стенд. Двигатель, в котором используется кольцевая камера сгорания, является CFM International CFM56. Практически все современные газотурбинные двигатели используют кольцевые камеры сгорания; аналогично, большинство исследований и разработок камер сгорания сосредоточено на улучшении этого типа.

Двойная кольцевая камера сгорания

Одним из вариантов стандартной кольцевой камеры сгорания является двойная кольцевая камера сгорания (ЦАП). Как и кольцевая камера сгорания, DAC представляет собой сплошное кольцо без отдельных зон горения по радиусу. Разница в том, что камера сгорания имеет две зоны горения вокруг кольца; пилотная зона и основная зона. Пилотная зона действует как зона одиночной кольцевой камеры сгорания и является единственной зоной, работающей на низких уровнях мощности. При высоких уровнях мощности также используется основная зона, увеличивая поток воздуха и массовый расход через камеру сгорания. Внедрение GE этого типа камеры сгорания направлено на сокращение выбросов NOx и CO2.[32] Хорошая диаграмма ЦАП доступна в Purdue.. Расширяя те же принципы, что и двойная кольцевая камера сгорания, были предложены и даже запатентованы тройные кольцевые камеры сгорания и камеры сгорания «с несколькими кольцами».[33][34]

Выбросы

Одним из движущих факторов в конструкции современной газовой турбины является снижение выбросов, а камера сгорания вносит основной вклад в выбросы газовой турбины. Вообще говоря, существует пять основных типов выбросов газотурбинных двигателей: дым, углекислый газ (CO2), монооксид углерода (CO), несгоревший углеводороды (UHC) и оксиды азота (НЕТИкс).[35][36]

В первую очередь дымность снижается за счет более равномерного смешивания топлива с воздухом. Как обсуждалось в разделе о топливных форсунках выше, современные топливные форсунки (такие как воздушные форсунки) равномерно распыляют топливо и устраняют локальные карманы с высокой концентрацией топлива. Большинство современных двигателей используют эти типы топливных форсунок и по сути бездымны.[35]

Углекислый газ - это товар из горение процесс, и это в первую очередь смягчается за счет снижения расхода топлива. В среднем 1 кг сожженного авиакеросина производит 3,2 кг CO.2. Выбросы углекислого газа будут продолжать снижаться, поскольку производители делают газотурбинные двигатели более эффективными.[36]

Выбросы несгоревших углеводородов (UHC) и оксида углерода (CO) сильно взаимосвязаны. UHC - это, по сути, топливо, которое не было полностью сожжено, и UHC в основном производятся на низких уровнях мощности (когда двигатель не сжигает все топливо).[36] Большая часть содержания UHC вступает в реакцию и образует CO внутри камеры сгорания, поэтому эти два типа выбросов сильно связаны. В результате такой тесной связи камера сгорания, которая хорошо оптимизирована для выбросов CO, по своей сути хорошо оптимизирована для выбросов UHC, поэтому большая часть проектных работ сосредоточена на выбросах CO.[35]

Окись углерода является промежуточным продуктом сгорания и удаляется путем окисление. СО и ОЙ реагировать с образованием CO2 и ЧАС. Этот процесс, в котором потребляется CO, требует относительно длительного времени (используется термин «относительно», потому что процесс сгорания происходит невероятно быстро), высоких температур и высокого давления. Это означает, что камера сгорания с низким содержанием CO имеет длительный срок службы. Время жительства (по сути, количество времени, в течение которого газы находятся в камере сгорания).[35]

Как и CO, оксиды азота (NOИкс) образуются в зоне горения. Однако, в отличие от CO, он больше всего образуется в условиях наибольшего потребления CO (высокая температура, высокое давление, длительное время пребывания). Это означает, что в целом сокращение выбросов CO приводит к увеличению NO.Икс наоборот. Это означает, что для наиболее успешного сокращения выбросов требуется сочетание нескольких методов.[35]

Форсаж

Основная статья: Форсаж

Дожигатель (или повторный нагрев) - это дополнительный компонент, добавляемый к некоторым реактивные двигатели, в первую очередь военных сверхзвуковой самолет. Его цель - обеспечить временное увеличение толкать, как для сверхзвукового полета, так и для взлета (как высокий нагрузка на крыло типичный для сверхзвуковых самолетов означает, что взлетная скорость очень высока). На военный самолет дополнительная тяга также полезна для бой ситуации. Это достигается путем введения дополнительных топливо в струйную трубу после (т.е. после) турбина и сжигая его. Преимущество форсажа - значительно увеличенная тяга; недостатком является очень высокий расход топлива и неэффективность, хотя это часто считается приемлемым в течение коротких периодов времени, в течение которых он обычно используется.

Реактивные двигатели относят к рабочим смачивать при использовании дожигания и сухой при эксплуатации двигателя без дожигания. Двигатель, развивающий максимальную тягу во влажном состоянии, находится на максимальная мощность или же максимальный повторный нагрев (это максимальная мощность, которую может выдать двигатель); двигатель, развивающий максимальную тягу всухую, находится на военная власть или же макс сухой.

Как и в случае с основной камерой сгорания в газовой турбине, камера дожигания имеет как корпус, так и футеровку, которые служат той же цели, что и их основные камеры сгорания. Одно из основных различий между основной камерой сгорания и камерой дожигания заключается в том, что повышение температуры не ограничивается секцией турбины, поэтому камеры дожигания имеют тенденцию иметь гораздо более высокий рост температуры, чем основные камеры сгорания.[37] Другое отличие состоит в том, что камеры дожигания не предназначены для смешивания топлива так же, как и с первичными камерами сгорания, поэтому не все топливо сжигается в секции дожигания.[38] Форсажные камеры также часто требуют использования пламегасители чтобы воздух в камере дожигания не выдувал пламя. Часто это обрывистые тела или "клиновидные желоба" непосредственно за топливными форсунками, которые создают локализованный низкоскоростной поток так же, как купол в основной камере сгорания.[39]

Ramjets

Основная статья: Ramjet

Ramjet двигатели во многом отличаются от традиционных газотурбинных двигателей, но большинство из них остаются в силе. Одним из основных отличий является отсутствие вращающегося оборудования (турбины) после камеры сгорания. Выхлоп из камеры сгорания подается непосредственно в сопло. Это позволяет камерам сгорания ПВРД гореть при более высокой температуре. Другое отличие состоит в том, что во многих камерах сгорания ПВРД не используются гильзы, как в камерах сгорания газовых турбин. Кроме того, некоторые камеры сгорания ПВРД самосвальные камеры сгорания а не более традиционный тип. В камерах сгорания самосвалов впрыскивается топливо, и в них используется рециркуляция, создаваемая большим изменением площади камеры сгорания (а не завихрителями во многих камерах сгорания газовых турбин).[40] При этом многие камеры сгорания ПВРД также похожи на традиционные камеры сгорания газовых турбин, такие как камера сгорания в ПВРД, используемом RIM-8 Talos ракета, в которой использовалась камера сгорания баночного типа.[41]

ГПД

Схема, иллюстрирующая прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Обратите внимание на изолирующую секцию между впускным патрубком сжатия и камерой сгорания. (Иллюстрация из Летный эксперимент Hy-V Scramjet.)
Основная статья: Scramjet

Scramjet (сверхзвуковой горение прямоточный воздушно-реактивный двигатель ) двигатели представляют собой совершенно иную ситуацию для камеры сгорания, чем обычные газотурбинные двигатели (ГПВРД не являются газовыми турбинами, поскольку они обычно имеют мало движущихся частей или вообще не имеют их). Хотя камеры сгорания с ГПВРД могут физически сильно отличаться от обычных камер сгорания, они сталкиваются со многими из тех же конструктивных проблем, как смешивание топлива и удержание пламени. Однако, как следует из названия, ГПВРД должна решать эти проблемы в сверхзвуковой проточная среда. Например, для ГПВРД, летящего на Мах 5, воздушный поток, входящий в камеру сгорания, будет номинально составлять 2 Маха. Одна из основных проблем в ГПВРД - предотвращение ударные волны генерируется камерой сгорания от движения вверх по потоку во впускное отверстие. Если это произойдет, двигатель может отключить, что приводит к потере тяги, среди других проблем. Для предотвращения этого в ГПВРД обычно имеется изолирующая секция (см. Изображение) непосредственно перед зоной сгорания.[42]

Примечания

  1. ^ Пока распылять Имеет несколько определений, в данном контексте означает образование тонкой струи. Это не означает, что топливо распадается на атомарные компоненты.

Рекомендации

Примечания
  1. ^ Флэк, стр. 440.
  2. ^ Маттингли, Хайзер и Пратт, стр. 325.
  3. ^ Кофф, Бернард Л. (2004). Эволюция газотурбинных технологий: взгляд конструктора. Журнал движения и мощности. Vol. 20, No. 4, июль – август 2004 г.
  4. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 119–20.
  5. ^ Маттингли, Хайзер и Пратт, стр. 378.
  6. ^ Маттингли, Хейзер и Пратт, стр. 375.
  7. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 121.
  8. ^ а б c Маттингли, стр. 760.
  9. ^ Маттингли, Хайзер и Пратт, стр. 372–4.
  10. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 124–7.
  11. ^ а б Хендерсон и Блазовски, стр. 124.
  12. ^ Флэк, стр. 441.
  13. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 127.
  14. ^ а б Маттингли, Хайзер и Пратт, стр. 379.
  15. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 128.
  16. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 129.
  17. ^ Маттингли, Хайзер и Пратт, стр. 368.
  18. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 129–30.
  19. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 110.
  20. ^ а б Хендерсон и Блазовски, стр. 111.
  21. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 111, 125–7.
  22. ^ Бенсон, Том. Камера сгорания-Горелка. Исследовательский центр Гленна НАСА. Последнее обновление 11 июля 2008 г. Проверено 6 января 2010 г.
  23. ^ Флэк, стр. 442.
  24. ^ Флэк, стр. 442–3.
  25. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 106.
  26. ^ Маттингли, Хейзер и Пратт, стр. 377–8.
  27. ^ Флэк, стр. 442–4.
  28. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 106–7.
  29. ^ Хендерсон и Блазовски, стр. 108.
  30. ^ Маттингли, стр. 757.
  31. ^ Флэк, стр. 444.
  32. ^ Усовершенствованная технология двойной кольцевой камеры сгорания CFM В архиве 2012-07-28 в Archive.today. Пресс-релиз. 9 июля 1998 г. По состоянию на 6 января 2010 г.
  33. ^ Экстедт, Эдвард Э. и др. (1994). Патент США 5,323,604 Тройная кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя.
  34. ^ Шиллинг, Ян К. и др. (1997). Патент США 5630319 Купольный узел многокольцевой камеры сгорания.
  35. ^ а б c d е Verkamp, ​​F.J., Verdouw, A.J., Tomlinson, J.G. (1974). Воздействие норм выбросов на камеры сгорания будущих газотурбинных двигателей. Журнал самолетов. Июнь 1974 г. Vol. 11, № 6. С. 340–344.
  36. ^ а б c Стерджесс, Дж. Дж., И Зелина, Дж., Шаус Д. Т., Рокмор В. М. (2005). Технологии снижения выбросов для военных газотурбинных двигателей[постоянная мертвая ссылка ]. Журнал движения и мощности. Март – апрель 2005 г. Т. 21, № 2. С. 193–217.
  37. ^ Маттингли, стр. 770–1.
  38. ^ Флэк, стр. 445–6.
  39. ^ Маттингли, стр. 747.
  40. ^ Стулл, Ф. Д. и Крейг, Р. Р. (1975). Исследование свалок сгорания с пламегасителями. 13-е совещание AIAA по аэрокосмическим наукам. Пасадена, Калифорния. 20–22 января 1975 г. AIAA 75–165
  41. ^ Уолтруп П.Дж. и Уайт М.Э., Зарлинго Ф., Гравлин Э. С. (2002). История разработки ВМС США ПВРД, ГПРД и двигателей смешанного цикла В архиве 2007-04-13 на Wayback Machine. Журнал движения и мощности. Vol. 18, № 1, январь – февраль 2002 г.
  42. ^ Гойн, К. П., Холл, К. Д., О'Брайан, В. Ф. и Шетц, Дж. А. (2006). Летный эксперимент Hy-V Scramjet В архиве 2007-09-30 на Wayback Machine. 14-я конференция AIAA / AHI «Космические самолеты, гиперзвуковые системы и технологии». AIAA 2006-7901. Ноябрь 2006 г.
Библиография
  • Флэк, Рональд Д. (2005). «Глава 9: Камеры сгорания и дожигатели». Основы реактивного движения с приложениями. Cambridge Aerospace Series. Нью-Йорк, Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета. ISBN  978-0-521-81983-1.
  • Хендерсон, Роберт Э .; Блазовски, Уильям С. (1989). «Глава 2: Технология сжигания турбодвигательных установок». В Оутс, Гордон С. (ред.). Технология и конструкция силовых установок самолета. Образовательная серия AIAA. Вашингтон, округ Колумбия: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN  0-930403-24-X.
  • Mattingly, Jack D .; Heiser, Уильям Х .; Пратт, Дэвид Т. (2002). «Глава 9: Конструкция компонентов двигателя: Системы сгорания». Конструкция авиационного двигателя. Образовательная серия AIAA (2-е изд.). Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN  1-56347-538-3.
  • Мэттингли, Джек Д. (2006). «Глава 10: Впускные отверстия, сопла и системы сгорания». Элементы силовой установки: газовые турбины и ракеты.. Образовательная серия AIAA. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN  1-56347-779-3.