Средний корпус компрессора 1 страница
Средний корпус компрессора представляет собой тонкостенный цилиндр или усеченный конус в зависимости от профиля проточной части и является силовой связью между передним и задним корпусом. Корпуса выполняются разъёмными и неразъёмными (рис.3.11).
Неразъёмные корпуса просты в изготовлении, имеют наименьшую массу и более равномерную жёсткость по окружности, что позволяет назначать меньшие радиальные зазоры между роторными и статорными деталями проточной части. Однако в таких корпусах усложняется сборка ротора и НА, так как их можно устанавливать только с торцов корпуса. Поэтому роторы компрессоров с неразъёмным средним корпусом обязательно должны быть разборными. После установки ротора в корпус желательно провести его динамическую балансировку.
Разъёмные корпусы выполняются как с поперечными монтажными разъёмами (рис.3.11,б), так и продольными (рис.3.11, в) или с продольными и поперечными (рис.3.11,г). Конструкция сварного стального корпуса с продольным разъемом приведена на рис. 3.47.
Рис.3.47. Элементы конструкции разъемного сварного корпуса: 1 – кольцевой фланец; 2 – кольца жесткости; 3 – трактовые кольца; 4 – продольные фланцы; 5 – технологическая прокладка
Разъёмный корпус существенно упрощает сборку компрессора, позволяет устанавливать неразборный или предварительно собранный и отбалансированный ротор, облегчает процесс обслуживания и ремонта компрессора. Однако они имеют большую массу по сравнению с неразъёмными, неравномерную жесткость, необходимы конструктивные элементы, обеспечивающие однозначную центровку и фиксацию элементов корпуса и герметичность стыков на всех режимах эксплуатации и всего ресурса.
Использование того или иного типа компрессора определяется конструкцией ротора и всего двигателя. Так корпус с продольным разъёмом значительно облегчает сборку компрессора и позволяет применять полностью собранный и отбалансированный ротор. НА устанавливаются в половинках корпусов, в одну из половинок укладывается ротор, закрывается второй частью корпуса и стягивается болтами по продольным фланцам (рис.3.48). При большом диаметре корпуса выполняются дополнительные технологические разъёмы (рис.3.11,г).
а
б в
Рис. 3.48 Стальные разъёмные корпуса компрессоров: а - литой корпус; б - сварной корпус; в – крепление продольного разъёма корпуса: 1 - кольцевой фланец; 2 – лопатка НА; 3 – установочное кольцо; 4 – трактовое кольцо; 5 – корпус; 6 – 6олт крепления НА; 7 – прокладка
Такие разъёмы позволяют получить более равномерную окружную жёсткость корпуса и облегчают технологический процесс изготовления, сборки и обслуживания. Для повышения продольной и окружной жёсткости корпусов, на его наружной поверхности выполняются рёбра. Корпуса изготавливают литьём либо сваркой, из листовой стали.
В литых корпусах фланцы, обычно выполняются за одно целое с половинками корпусов (рис.3.48,а). Толщина продольных фланцев в 2…3 раза больше толщины стенки корпуса.
В стальных литых корпусах с механически обработанной внешней поверхностью иногда продольные фланцы привариваются роликовой или электросваркой (рис.3.48,в).
В сварных корпусах кроме продольных фланцев привариваются кольцевые торцевые фланцы 1 и установочные кольца 2 (см. рис.3.47). Кольца служат для установки и центровки трактовых колец и НА и увеличивают жёсткость корпуса. Взаимная фиксация половин корпуса обеспечивается призонными болтами, а необходимая герметичность тщательной обработкой соединяемых поверхностей фланцев и установкой необходимого числа болтов с шагом (6…10) диаметров болтов. Шаг установки болтов уменьшает к выходу из компрессора из-за повышения давления по длине компрессора и роста нагрузки на внутреннюю поверхность корпуса. Наличие поперечных разъёмов позволяет изготавливать секции корпусов из различных материалов и получать корпуса с постоянной окружной жёсткостью, что позволяет назначать минимальные радиальные зазоры. Так для корпуса компрессора первых ступеней возможно применение алюминиевых или магниевых сплавов то для последних ступеней из-за высоких температур и давлений необходимо применять стальные или титановые сплавы. Корпуса с поперечными разъёмами могут использоваться только с разборными роторами. Корпус состоит из ряда колец соединяемых между собой при помощи фланцев и болтов. Фланцы одновременно, выполняют роль ребер жесткости. Предварительная центровка колец корпуса между собой, с передним и задним корпусами производится по кольцевым буртам, а их фиксация по призонным болтам (рис.3.49).
Рис.3.49. Фланцевые соединения корпусов: а– центровка по кольцевому бурту; б – фиксация призонными болтами; в– центровка по кольцевой выточке
Для повышения надежности обеспечения герметичности стыка выполняются кольцевые проточки (рис.3.49,в), а для снижения массы и получения равнопрочной конструкции фланца на его наружной поверхности выполняются выфрезеровки (рис.3.49,а).
В стенках корпуса выполняются окна для отбора воздуха на обогрев и наддув кабины самолета, обогрев входного устройства и лопаток НА, а также перепуска части воздуха в атмосферу на режимах запуска для обеспечения газодинамической устойчивости компрессора. Окна выполняются в виде отверстий, равномерно расположенных по окружности, чтобы не искажать поле скоростей и давлений перед рабочими лопатками.
Окружная неравномерность скоростей и давлений является причиной вибрации лопаток и может привести к газодинамической неустойчивости работы компрессора.
Отверстия обычно выполняются в плоскости НА, между лопатками и выходят в кольцевой коллектор, выполненный на наружной поверхности корпуса. Регулирование процесса перепуска воздуха из коллектора производится специальными устройствами, расположенными на его поверхности. В качестве таких устройств, применяются дроссельные заслонки (рис.3.50, а), тарельчатые клапаны (рис.3.50,б), либо гибкая лента (рис.3.50,в).
Рис.3. 50. Схемы устройств для перепуска воздуха: а – с дроссельной заслонкой; б – с тарельчатым клапаном; в – с гибкой лентой
Управление устройствами перепуска воздуха осуществляется приводами работающими по давлению топлива, масла или воздуха, как наиболее простые и однозначно связанные с оборотами ротора.
На рабочих режимах окна перепуска воздуха закрываются.
Для обеспечения ремонтнопригодности компрессора и контроля состояния деталей в процессе эксплуатации двигателя на корпусе
выполняются специальные лючки, закрываемые пробками и крышками различной конструкции.
Задний корпус компрессора
Задний корпус компрессора осуществляет силовую связь с корпусом камеры сгорания и является одной из основных частей силовой схемы двигателя. Задний корпус состоит из наружного и внутреннего силовых колец жестко связанных между собой радиальными связями, силовой диафрагмы, соединяющей внутреннее силовое кольцо с корпусом подшипника. Жёсткую радиальную связь между кольцами обеспечивают либо лопатки спрямляющего аппарата последней ступени компрессора (рис.3.38), либо специально профилированные обтекаемые стойки (рис.3.51).
Рис.3.51. Передача усилий от подшипника на корпус компрессора:1 – рабочее колесо последней ступени; 2 – силовая стойка; 3 – радиально- упорный подшипник
На наружном силовом кольце заднего корпуса размещаются основные узлы крепления двигателя к самолёту. На элементы корпуса помимо силовых газовых нагрузок действуют значительные радиальные и осевые нагрузки от подшипника, особенно если этот подшипник радиально-упорный. Поэтому задний корпус должен обладать повышенной прочностью, продольной и изгибной жёсткостью.
Конструкция заднего корпуса значительно усложняется при расположении коробки приводов за компрессором. Для размещения шестерён и валиков центральной передачи требуются специальные каналы, связывающие вал и наружную поверхность корпуса которые необходимо герметизировать от воздуха проточной части компрессора. Поэтому, если позволяют температурные режимы, то задний корпус таких ГТД выполняется литьём из алюминиевых или титановых сплавов.
В двухкаскадных компрессорах из-за необходимости размещения дополнительных подшипников обычно устанавливается промежуточный корпус между корпусами компрессора низкого и высокого давления. В двухвальных ТРДД, за компрессором низкого давления, устанавливается промежуточный разделительный корпус, который делит поток первого и второго контура и выполняет силовую функцию (рис.3.52).
Рис.3.52. Разделительный корпус компрессора: 1 – кольцевое ребро; 2 – радиальные ребра; 3 – фланец крепления верхней коробки агрегатов; 4 – задняя опора ротора компрессора низкого давления; 6 – передняя опора ротора компрессора высокого давления
Пример конструктивного исполнения силовых элементов разделительного корпуса реального двигателя приведён на рис.3.55. Трёхвальные ТРДД имеют два промежуточных корпуса – основной, расположенный за компрессором среднего давления и дополнительный, расположенный за вентилятором (рис.1.16).
Промежуточный разделительный силовой корпус (основной в трёхвальном ТРДД) состоит из трёх концентричных колец, соединённых между собой стойками обтекаемой формы. Стойки выполняются полыми для размещения трубопроводов подвода и отвода масла, приводов топливных, масляных и пусковых агрегатов.
Рис.3.53. Силовой разделительный корпус двухкаскадного компрессора ТРДД АИ – 25: 1,12 опоры вентилятора; 2 – ротор вентилятор; 3 – корпус вентилятора, 4 – разделительный корпус; 5 – узел крепления двигателя; 6 – стойка; 7 – проточная часть второго корпуса; 8 – корпус КВД; 9 – ротор КВД; 10 – опора КВД; 11 – коробка приводов
В промежуточных корпусах размещаются опоры роторов компрессора. В разделительном промежуточном корпусе двухвального ТРДД размещаются задняя опора вентилятора и передняя опора ротора компрессора высокого давления. В трёхвальных ТРДД в силовом разделительном корпусе размещаются задняя опора компрессора среднего давления и передняя опора ротора компрессора высокого давления, а в дополнительном разделительном корпусе - задняя вентиляторная опора и передняя опора компрессора ротора среднего давления. На разделительных силовых корпусах, как правило, размещают основные узлы крепления двигателя к самолёту.
3.7. РАДИАЛЬНЫЕ И ОСЕВЫЕ ЗАЗОРЫ
Компрессор - роторная машина, в которой все элементы ротора перемещаются относительно статорных поверхностей с большими относительными скоростями. При работе компрессора его узлы подвержены действию различных силовых и термических нагрузок, что приводит к значительным деформациям. Касания деталей ротора и статора при работе недопустимы, поэтому статорные и роторные детали должны быть разделены гарантированными зазорами, предотвращающими их соприкосновение при самых неблагоприятных режимах работы двигателя. Однако при увеличении зазоров в проточной части компрессора значительно снижаются КПД компрессора, тяга двигателя и повышается удельный расход топлива. Особенно большое влияние радиального зазора между рабочими лопатками и корпусом компрессора. Так при увеличении относительного радиального зазора (отношение значения радиального зазора к длине лопатки) на 1% снижает КПД компрессора до 3% и повышает расход топлива на 10%. Это обусловлено тем, что часть воздуха постоянно циркулирует с выхода на вход рабочей лопатки по радиальному зазору, что снижает напорность ступени. Поэтому необходимо назначать радиальные зазоры минимально возможными для всех режимов работы двигателя.
Величина радиального зазора зависит от допусков на изготовление деталей, их возможных перекосов, прогиба под действием веса, овализации корпуса и ротора при переходе через критические скорости вращения, изменения размеров от действия инерционных и сил давления, а также температурных деформаций. Температурные деформации обусловлены неодинаковой температурой по длине и радиусу корпуса, наличием рёбер, разъёмов и фланцев. При наличии продольного разъёма, вследствие различной окружной жёсткости возникает значительная овализация корпуса.
Деформации ротора определяются значением центробежной силы, температурой деталей и коэффициентом термического расширения материала. Деформации ротора зависят также от способа соединения секций ротора. Наименьшую деформацию имеет ротор с соединением секций торцевыми треугольными шлицами. Величина назначаемого радиального зазора для всех ступеней компрессора различна. Учёт всех влияющих факторов при назначении зазоров в процессе проектирования очень сложная задача, особенно с учетом остаточных деформаций в деталях компрессора в процессе эксплуатации. Поэтому окончательно значение радиального зазора уточняется в процессе доводки компрессора.
Для снижения радиального зазора на внутренней поверхности корпуса или трактового кольца, напротив рабочей лопатки, наносят специальные мягкие покрытия толщиной 1…3 мм (рис.3.48). Ширина покрытия должна обеспечивать перекрытие ширины лопатки на её периферии с учётом осевого смешения ротора при работе. В зависимости от температуры воздуха в каждой ступени применяются специальные покрытия на основе:
- до 4000С талькированной пасты толщиной 2…3 мм;
- до 4000С плазмой наносится слой алюмографита, толщиной до 0,7 мм;
- до 6000С плазмой наносится слой АНБ (алюминий + нитрид бора);
- до 7000С плазмой наносится слой смеси (никель + нитрид бора + медь).
Для лучшего сцепления покрытия с основным металлом корпуса (трактового кольца) на поверхности выполняется спиральная канавка глубиной до 0,5 мм и шагом до 1мм. Также возможно использования в качестве покрытия легко вырабатываемого полимерного покрытия, в котором лопатка как бы протачивает канавку. Однако их использование допустимо при стабильности характеристик от температуры и времени.
Применение покрытий позволяет снизить назначаемое значение радиального зазора на 30…50%.
По статистическим данным значение относительного радиального зазора составляет 0,2…0,7% для первых ступеней и 1,5…5% - для последних ступеней.
Радиальные зазоры между внутренней поверхностью НА и наружной поверхностью ротора также необходимо выполнять минимально возможными. С этой целью на поверхности ротора выполняются гребешки лабиринтных уплотнений (рис.3.18, рис.3.19), а на внутренней поверхности кольца НА наносится слой покрытия, аналогичного покрытию трактового кольца.
Осевые зазоры между ротором и НА также желательно выполнять минимальными, из-за стремления повышения расходного КПД ступени и снижения осевых габаритов и массы компрессора. Однако при этом возникает опасность возникновения неустойчивой работы компрессора и вибрации лопаток. Поэтому осевой зазор назначают в пределах 15…25% от длины рабочей лопатки на среднем диаметре.
3.8. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Назовите основные требования, предъявляемые к компрессорам, и поясните их.
2. По каким основным критериям и параметрам классифицируются компрессора ГТД?
3. Назовите и объясните основные различия конструктивных схем компрессоров ТРД и ТРДД.
4.Какие типы роторов компрессоров вы знаете? Дайте характеристику каждому типу с указанием преимуществ и недостатков.
5.Назовите конструктивные решения соединения рабочих лопаток с диском, укажите преимущества и недостатки.
6.Конструктивные способы соединения и передачи крутящего момента в деталях роторов дискового типа.
7.Конструктивные способы соединения и передачи крутящего момента от ступени к ступени в роторах смешанного и барабанного типа.
8.Основные требования к лопаткам, направляющим и спрямляющим аппаратам компрессоров.
9.Основные конструктивные схемы и элементы крепления лопаток НА .
10.Основные требования к корпусам компрессоров. Классификация и основные конструктивные схемы.
11.Какими конструктивными элементами обеспечивается газодинамическая устойчивость компрессоров.
12.Обоснуйте необходимость защиты входного устройства и лопаток ВНА от обледенения.
13.Конструктивные решения по борьбе с обледенением деталей компрессора.
14.Конструктивные способы и технические решения, обеспечивающие повышение расходного КПД компрессоров.
15.Назначение и классификация входных устройств.
16.По каким параметрам назначается диаметр входного устройства.
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
4.1. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К КАМЕРАМ СГОРАНИЯ
Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя является сложным и ответственным узлом, от степени совершенства которого во многом зависят основные данные всего двигателя, его экономичность, надежность и ресурс.
В камере сгорания осуществляется процесс преобразования химической энергии топлива в тепловую, в результате чего температура воздуха в камере сгорания от значения Тk* за компрессором увеличивается до Тг* (на входе в турбину). Рабочий процесс в камере сгорания условно можно разделить на процессы: смесеобразование, воспламенение и горение топливовоздушной смеси, стабилизация пламени, смешение продуктов сгорания с вторичным воздухом, охлаждение стенок жаровой трубы.
Основными требованиями, предъявляемыми к камере сгорания, являются:
— устойчивое горение топлива при всех режимах и условиях работы двигателя. Отсутствие пульсационного горения, срывов, затухания или выброса пламени на малых скоростях и высотах полета самолета и при переходах с одного режима по оборотам на другой;
— минимальные потери тепла при сжигании топлива. На расчетных режимах потери тепла не должны составлять больше (1...2) % от теплотворной способности топлива;
— малые гидравлические потери. Характеризуются коэффициентом восстановления полного давления σк.с. равного отношению полного давления на входе в турбину Рг* к полному давлению воздуха за компрессором Рк* .
Гидравлические потери снижают эффективную степень повышения давления в двигателе и, следовательно, ухудшают его удельные характеристики. В современных турбореактивных двигателях (ТРД) σк.с. = 0,9...0,94, a двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) σк.с. = 0,94.. .0,96;
Минимальные габаритные размеры камер сгорания. Оцениваются величиной теплонапряженности Qv, которая определяется как отношение количества тепла Q, выделившегося в единицу времени (Дж/с), к объему жаровой трубы Vж (м3) и давлению в камере сгорания Рк* (Па):
(4.1)
Теплонапряженность камер сгорания современных ГТД составляет
(1...2)103Дж/см3·Па.
Надежность и прочность конструкции, отсутствие трещин, коробления, нагарообразования и других дефектов. Надежное охлаждение наиболее нагретых частей камеры.
Обеспечение надежности запуска и хорошей приемистости двигателя как на земле, так и в воздухе. Запуск основных камер сгорания ГТД должен быть устойчивым до высот полета 6... 10 км.
Обеспечение заданной эпюры распределения температур по длине камеры сгорания, по высоте и окружности, а также стабильность этих характеристик при изменении режима работы двигателя и длительной ресурсной наработке.
Минимальный уровень содержания твердых частиц, дымности и токсичных веществ в продуктах сгорания. Твердые частицы (сажистые отложения) ухудшают нормальный тепловой режим деталей двигателя, а дымный и токсичный выхлоп приводит к загрязнению атмосферы. Концентрация токсичных веществ не должна превышать норм, установленных ИКАО.
Хорошая технологичность, малая металлоемкость, удобство эксплуатационного обслуживания, ремонтопригодность.
4.2. ТИПЫ КАМЕР СГОРАНИЯ И ИХ ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
Камеры сгорания авиационных ГТД по конструктивному выполнению основных элементов делятся: на трубчатые, трубчато-кольцевые и кольцевые.
Трубчатые (индивидуальные) камеры сгорания применяются в основном на двигателях с центробежным компрессором. Схема индивидуальной камеры сгорания приведена на рис. 4.1.
Каждая камера имеет диффузор 1, жаровую трубу 4 и кожух 5. Камеры сгорания такой схемы выполняют в виде блока из 6...20 трубчатых камер сгорания. Жаровые трубы соседних камер сгорания соединяются между собой при помощи патрубков, это способствует выравниванию давления, а также переброску пламени между жаровыми трубами при запуске (уменьшает число воспламенителей). Выходная часть жаровых труб объединена в общий газосборник с кольцевым выходом на турбину.
Преимущества трубчатой камеры сгорания — небольшой объем, что упрощает доводочные работы, высокая прочность и хорошее смесеобразование.
Рис. 4.1. Схема индивидуальной камеры сгорания: 1 — диффузор, 2 — отверстие соединительного патрубка; 3 — фиксатор жаровой трубы, 4 — жаровая труба, 5 — кожух
Недостатки - большие габариты и масса (12... 15 % от массы двигателя), большие гидравлические потери, трудности с перебросом пламени. Кроме того, трубчатые камеры сгорания не включены в силовую схему двигателя и для перехода от цилиндрической формы жаровой трубы к кольцевому каналу газовой турбины необходим газосборник. В современных ГТД этот тип камер, ввиду большого количества недостатков, почти не применяется. Исключение могут составлять ГТД малой мощности с одиночной камерой сгорания.
В трубчато-кольцевой камере сгорания (рис. 4.2) цилиндрические жаровые трубы 3 устанавливаются внутри кольцевого корпуса, образованного внутренним 4 и внешним 2 кожухами.
Жаровые трубы соединены между собой патрубками 5, выполняющими те же функции, что и в блоке трубчатых камер сгорания. На выходе из жаровых труб, на входе в проточную часть турбины, газосборниками обеспечивается переход от цилиндрического сечения отдельных жаровых труб к кольцевому каналу.
Достоинства трубчато-кольцевых камер сгорания — хорошая механическая прочность, малые гидравлические потери, небольшой объем жаровой трубы, меньшая масса и габариты, чем у трубчатых.
Недостатки — трудность с перебросом пламени, потребность в соединительных патрубках, необходимость газосборника.
Рис. 4.2. Схема трубчато-кольцевой камеры сгорания: 1 — диффузор. 2 — наружный кожух. 3 — жаровая труба. 4 — внутренний кожух. 5 — соединительный патрубок
Кольцевые камеры сгорания (рис. 4.3) имеют кольцевую жаровую трубу, образованную стенками 3, 4 и зафиксированную в кольцевом корпусе образованном кожухами 5, 6, фиксаторами 2. Переход кольцевого канала за компрессором в проточную часть камеры сгорания осуществляется через диффузор 1.
Рис. 4.3. Схема кольцевой камеры сгорания: 1 — диффузор. 2 — фиксатор жаровой трубы. 3 — наружная стенка жаровой трубы. 4 — внутренняя стенка жаровой трубы; 5 — наружный кожух. 6 — внутренний кожух
Достоинства кольцевых камер сгорания — минимальная длина и масса (6...8 % от массы двигателя), небольшие гидравлические потери, быстрое распространение пламени (хороший запуск), малая лобовая площадь двигателя.
Недостатки — большие напряжения во внешней обечайке жаровой трубы, трудности смесеобразования и обеспечения стабильного поля температур на выходе, большие расходы воздуха при отработке.
В современных ГТД применяются, как правило, кольцевые и трубчато-кольцевые камеры сгорания.
По направлению движения воздуха и газовой смеси по жаровой трубе камеры сгораний делятся: на прямоточные, противоточные и радиальные с вращающейся форсункой (см. рис.4.4).
Рис. 4.4 Схемы камер сгорания: а — прямоточная; 6 — противоточная; в — с вращающейся форсункой
Камеры сгорания с противоточным и радиальным направлением движения газов в жаровой трубе применяются в основном в малоразмерных ГТД с центробежным компрессором и вспомогательных силовых установках. Основное преимущество таких схем — компактность двигателя и снижение осевых размеров двигателя.
Принципиальная схема камеры сгорания (рис.4.5) включает в себя зону подготовки смеси, зону горения и зону смешения.
В первичной зоне для обеспечения полноты горения коэффициент избытка воздуха должен быть в пределах 1...1,4, что составляет примерно (40...60) % от расхода воздуха через камеру сгорания.
На выходе из вторичной зоны, на входе в сопловой аппарат турбины, для обеспечения допустимой температуры Тг* коэффициент избытка воздуха 
= (3,8...4,5).
Камера сгорания состоит из диффузора 2, где скорость воздуха после компрессора снижается до 40-60 м/с, топливной форсунки 1, обеспечивающей подачу необходимого количества топлива и его распыл, жаровой трубы 5, внутреннего и внешнего кожухов 6 и 8. Для подачи первичного воздуха 3 в зону подготовки смеси и горения установлены стабилизаторы пламени, обеспечивающие противотоки (см. рис. 4.5).
Рис. 4. 5. Принципиальная схема камеры сгорания: I — топливная форсунка; 2 — диффузор; 3 — первичный воздух; 4 — фиксатор жаровой трубы; 5 — жаровая груба; 6 — наружный кожух; 7 — вторичный воздух; 8 — внутренний кожух; 9 — лопатка соплового аппарата турбины
Ввод вторичного воздуха 7 в зону смешения осуществляется так, чтобы максимально обеспечить равномерность температурного поля газов по высоте жаровой трубы, и заданное распределение по длине камеры сгорания. Для предотвращения стенок жаровой трубы от прогара внешняя поверхность стенки охлаждается конвективно за счет вторичного воздуха, а внутренняя стенка — пленочным охлаждением за счет подачи вторичного воздуха через специальные отверстия или щели в стенках жаровой трубы.
Фиксация жаровой трубы в корпусе камеры сгорания «обеспечивается со стороны зоны подготовки смеси форсунками и радиальными штифтами 4, а со стороны соплового аппарата 9 обеспечивается только радиальная фиксация стенок жаровой трубы по скользящей посадке. Такая схема крепления жаровой трубы обеспечивает ее надежную фиксацию относительно корпуса и исключает возникновение напряжений при температурных деформациях из-за разного нагрева стенок жаровой трубы и стенок камеры сгорания.
4.3. КОНСТРУКТИВНОЕ ВЫПОЛНЕНИЕ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КАМЕР СГОРАНИЯ
Диффузоры
Диффузоры в камерах сгорания предназначены для снижения скорости потока воздуха на входе в жаровую трубу и преобразования кинетической энергии в статическое давление при минимальных гидравлических потерях.
Рис. 4.6. Диффузоры камер сгорания: а — безотрывной; б — с короткой безотрывной частью и регламентированным срывом потока по внутренней и наружной стенкам; в — с кольцевым конусным разделителем потока; г — с разделителем потока воздуха за компрессором и внезапным расширением
Наиболее полно этим требованиям отвечает профилированный изоградиентный безотрывной диффузор (рис. 4.6, а) Однако при минимальных потерях эти диффузоры имеют большую длину, что ограничивает их применение.
Наибольшее распространение получили диффузоры с короткой безотрывной частью и внезапным расширением, регламентирующим срыв потока (рис. 4.6, б). В таком диффузоре обеспечивается стабильность течения и поля скоростей потока по сечению, а потери увеличиваются незначительно по сравнению с безотрывным диффузором, однако длина диффузора существенно сокращается.