Komory salania turbiny i dysze wylotowe Dr inż. Robert JAKUBOWSKI
KOMORY SPALNAIA TURBINOWYCH SILNIKÓW LOTNICZYCH
BUDOWA KOMORY SPALANIA ORGANIZACJA PROCESU WEWNĄTRZKOMOROWEGO
BUDOWA KOMORY SPALANIA ORGANIZACJA PROCESU WEWNĄTRZKOMOROWEGO
1 H 2 3 45 5 mɺ al Procesy termodynamiczne w zesołach silnika KOMORA SPALANIA (COMBUSTOR, BURNER) Bilans komory salania (( ) ) ( ) 3 2 3 2 Qɺ = Iɺ = c mɺ + mɺ T mt ɺ c mɺ T T KS KS al Wsółczynnik wydzielania cieła w KS (srawność cielna KS) ξ Q q ( 3 2 ) c T T KS KS KS = = = QKS _ t qks _ t Wuτ al Q do_t ɺ, 2 mɺ + mɺ al, T3 m T Q Q τ KS _ t KS al Qstr Q do - Cieło teoretycznie dorowadzone z aliwem - Cieło rzeczywiście wydzielone w rocesie salania - Względne zużycie aliwa
Średnie cieło właściwe dla rocesu salania 1,46 1,38 1,3 1,21 1,13 1,05 [kj/kg/k] [kcal/kg/k]
Minimalne straty rzeływu w komorze salania Wsółczynnik strat ciśnienia w KS: σ = σ σ KS KS _ M KS _ T σ KS = = wyl KS 1 wl wl σ KS _ M σ KS _ T - wsółczynnik strat mechanicznych ciśnienia - wsółczynnik strat cielnych ciśnienia w KS σ T = T wl wyl KS _ T f Mawl, T s = s + s = c + R KS sal _ str 3 ln ln T2 σ KS 1
Straty cielne w Komorze salania
BUDOWA KOMORY SPALANIA ORGANIZACJA PROCESU WEWNĄTRZKOMOROWEGO 8 Ot = C + H O 3 kgo kgal 2 8 [ ] Paliwo nafta lotnicza udziały masow C = 0,86, H = 0,14 O t 8 kgo = 0.86 + 8 0,14 = 3, 413 [ 2 ] 3 kgal L t Ot kg ow = = 14,7 [ ] 0, 232 kg al
Wysoka stateczność salania na wszystkich zakresach racy silnika Zależy ona od: Składu chemicznego aliwa (aliwa lotnicze mają zbliżony skład) Składu mieszanki aliwowo-owietrznej Parametrów ośrodka (rędkości, temeratury i ciśnienia) Wsółczynnik nadmiaru owietrza: α min = 0,5...0,6 α max = 1,5...1,7 -mieszanka bogata - mieszanka uboga O mɺ 1 α = = = O mɺ L τ L t al t al t GRANICE ZAPŁONNOŚCI MIESZANKI DLA H=0 km
WYMAGANIA STAWIANE KOMOROM SPALANIA Możliwie największe wykorzystanie cieła zawartego w aliwie Wysoka stateczność salania na wszystkich zakresach racy silnika Mała objętość (małe wymiary) komory salania Minimalne straty rzeływu w komorze salania Łatwy i niezawodny rozruch w każdych warunkach racy Ograniczona emisyjność składników toksycznych i cząstek stałych w salinach Stabilne ole temeratur o określonym rozkładzie na wylocie z komory salania
Możliwie największe wykorzystanie cieła zawartego w aliwie Wsółczynnik wydzielania cieła w KS (srawność cielna KS) ξ KS KS KS = = = ( 3 2 ) Q q c T T Q q W τ KS _ t KS _ t u al Parametr ten zależy od: Ruchu ośrodka w którym odbywa się salanie, jego rędkości i stonia turbulizacji (czas trwania rocesu salania) Niedoskonałości rocesu wytwarzania mieszanki aliwowo-owietrznej Straty cieła rzez ścianki KS
Objętość cielna KS: Mała objętość komory salania (mała masa) q KS Q ξ W mɺ = = V V KS KS u al 2 R _ O 2 R _ O kw q KS = 0,8...1, 4 3 m Pa V R _ O - objętość rury ogniowej (żarowej) Zwykle dla każdego rozwiązania KS istnieje ewien niezbędny stosunek długości do średnicy, który musi być zachowany
Zależność względnej masy komory salania od roku wrowadzenia do rodukcji Masa KS Względna masa komor ry salania 0,020 0,015 0,010 0,005 0 Godzinowe zużycie aliwa 1940 1950 1960 1970 1980 Rok
Łatwy i niezawodny rozruch w każdych warunkach racy Problemy z rozruchem mogą wystęować rzy dużych rędkościach lotu i na dużych wysokościach, stąd czasami rzed onownym uruchomieniem silnika wymagane jest zmniejszenie rędkości i wysokości. Porawnie skonstruowane KS owinny się cechować możliwościom niezawodnego rozruchu do 10 000 m
Stabilne ole temeratur o określonym rozkładzie na wylocie z komory salania Stabilne ole temeratur ołączone z korzystnym rozkładem na wylocie z KS wływa na stan cielny wieńców dyszowych i wirnikowych turbin i ma bezośredni związek z ich trwałością. Nierównomierność ola temeratur: T T 3max 3min 3 T3sr T = dla rozkładu obwodowego: Promieniowego: T T 3 sr, ϕ, R const 3 sr, R, ϕ T 3, ϕ, R= const = = n T3, R, ϕ = const Gdzie n ilość termoar = const = n
PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA - (dzbanowa, indywidualna) Rolls-Royce RB Derwent 1 Komora salania z ierwszych konstrukcji silników Whitl a
PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora rurowa (indywidualna) ZALETY: WADY: Łatwość ekserymentalnego Duże oory rzeływu srawdzenia rocesu wewnątrzkomorowego Możliwość wymiany ojedynczej rury komory salania Duża nierównomierność obwodowa ól temeratur na wyjściu z KS
PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora rurowo ierścieniowa roces salania odbywa się indywidualnie w oszczególnych rurach, a osłona komór salania stanowi element nośny konstrukcji
PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora ierścieniowa ZALETY: Zwarta budowa i mała masa własna Mały oór rzeływu Duża równomierność obwodowego rozkładu ól temeratur WADY: Problem z organizacją i badaniami rocesu salania
PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora salania o rzeływie zwrotnym
PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA komora ierścieniowa z arownicami
Emisja zanieczyszczeń rzez komory salania silników lotniczych Względna rędkość obrotowa turbinowego silnika śmigłowcowego Allison 250-C18
Zależność masy składników toksycznych salin odniesionej do masy zużytego aliwa od obciążenia dla różnych tyów silników turbinowych Emisja składników tok ksycznych salin [g/kg aliwa] 70 60 50 40 30 20 10 CO HC NO x Sadza Emisja sadzy [SN] 0 20 40 60 80 100 Ciąg silnika [%]
ZaleŜność emisji wybranych składników toksycznych od wsółczynnika wydzielenia cieła Emisja składników toks sycznych salin [g/kg aliwa] 250 200 150 100 50 CO HC 0,90 0,92 0,94 0,96 0,98 1,00 Wsółczynnik wydzielania cieła
Wływ temeratury owietrza za sręŝarką na emisję tlenków azotu 40 30 20 10 0 400 T [K] 2 600 800
ZaleŜność emisji NOx od czasu rzebywania aliwa w strefie salania komory salania dla róŝnych wartości temeratury w strefie salania i róŝnych wartości wsółczynnika nadmiaru owietrza Stę ęŝenie NOx 10-2 10-3 2 400 K 2 100 K Stę ęŝenie NO x 10-2 10-3 α=0,8 10-4 10-4 α=1,4 10-5 10 10 2 Czas [ms] 10 3 10-5 10 10 2 Czas [ms] 3 10
Metody obniżania zawartości CO i HC w salinach na zakresach małych rędkości obrotowych silnika: orzez zwiększenie stonia rozdrobnienia aliwa oraz stosowanie urządzeń do wstęnego odarowania aliwa (homogenizacja mieszanki); orzez lokalne wzbogacanie mieszanki w strefie salania, która we wsółcześnie stosowanych komorach jest zubażana na zakresie małego gazu (ale jest to działanie niekorzystne z uwagi na owstawanie dymu).
Metody obniżania zawartości NOx na zakresach dużych rędkości obrotowych silnika: orzez zmniejszenie maksymalnej temeratury w strefie salania; orzez skrócenie czasu rzebywania mieszanki aliwowo - owietrznej i salin w komorze salania.
Sosoby zmniejszania ilości związków toksycznych w salinach Obniżanie zużycia aliwa Modyfikacja rocesu salania Neutralizacja owstałych roduktów salania Oczyszczanie aliw
PRZEGLĄD KONSTRUKCJI KOMÓR SPALANIA O OBNIŻONEJ EMISYJNOŚCI tyu LLP (Lean, Premixed, Prevaorized)
Charakterystycznymi cechami wszystkich rzedstawionych rozwiązań konstrukcyjnych jest to, że: rzekrój wlotowy owietrza ma zmienną geometrię; dorowadzenie aliwa jest stoniowe wzdłuż długości komory salania; osiadają dwie strefy salania.
Turbiny silników lotniczych
Turbina silnika lotniczego (turbina osiowa) Turbina jest elementem silnika służącym do zamiany energii salin na racę mechaniczną bądź do naędu srężarki bądź do naędu wirnika nośnego lub śmigła
Wsółraca turbiny ze srężarką P = P + P + P T s agr str ( ) P η = P P T m s w BILANS MOCY TURBINA -SPRĘŻARKA T = T 4 3 P ( P ) w s η c mɺ m sal
Porównanie łoatek srężarek i turbin Łoatka srężarki Łoatka turbiny
Turbina akcyjna - turbina reakcyjna Turbina akcyjna turbina reakcyjna Rozrężanie na łoatkach wieńca dyszowego turbiny Rozrężanie na łoatkach obydwu wieńców turbiny
Praca stonia turbiny W 3 U 3 =U 2 i 1 1 2 2 C 3U W 2 C 3 l st_iz l st C 2U C 2 U 2 3 Praca stonia turbiny l = u ( c + c ) st 2 2u 3u Praca stonia turbiny: lst = c ( ) T1 T3 Srawność stonia turbiny η = l l st st st _ iz s
Przeływ rzez turbinę
1 2 3 45 5 Procesy termodynamiczne w zesołach silnika TURBINA (TURBINE) H SPRAWNOŚĆ TURBINY i 1 1 di di iz -d izentroowa: η l 1 T T l 1 t 2 1 t = = t _ iz olitroowa: k ( ) 1 k 2 1 ( T2 T1 ) ( 2 1 ) ln T T di k η t ol = = di k 1 ln _ iz Przyrost entroii w turbinie: k 1 T k 2 ηt + 1 2 1 T1 = = 1 π t ηt T s = s s = c R = R s = c 2 2 1 η 2 1 ln ln lnπ T T1 1 ln k 1 k π T k 1 k t _ iz T + 1 t _ iz η π η T ( k 1) ηt _ = T 2 2 1 1 k ol t _ ol l t_iz 2 iz # s l t 2 2 Zależność srawności izentroowej rozrężania od rozrężu dla stałej srawności olitroowej s
Charakterystyka turbiny KRYTERIA PODOBIEŃSTWA DLA PRZEPŁYWU PRZEZ TURBINĘ: Wydatek zredukowany: T mɺ zr = mɺ 3 3 Względny wydatek zredukowany: T T mɺ = mɺ m Prędkość zredukowana: n nzr = T n = n T 3 3 3 ɺ 3 3 n T 3 3 obl obl Względna rędkość zredukowana:
Wzrost obciążeń turbin wynikające stąd rozwiązania Rozwój nowoczesnych materiałów oraz rocesów wytwarzania
Chłodzenie turbiny Do ok. 1250-1300 K rzy zastosowaniu stoów wysokotemeraturowych nie jest wymagane chłodzenie turbin Powyżej 1300 K wymagane jest chłodzenie turbin, a jego rodzaj jest ściśle związany z temeraturą rzed turbiną CHŁODZENIE KONWEKCYJNE CHŁODZENIE KONWEKCYJNE + CHŁODZENIE BŁONOWE CHŁODZENIE TRANSPIRACYJNE DLA KRÓTKICH ŁOPAT DLA DŁUŻSZYCH ŁOPAT Zależność srawności turbiny od temeratury gazów rzed turbiną
Metody chłodzenia turbin Chłodzenie konwekcyjne (wewnętrzne) Chłodzenie uderzeniowe (wewnętrzne) Chłodzenie błonowe Warstwa orowata Chłodzenie transiracyjne
Dysza wylotowa silnika
Praca dyszy wylotowej c iz 2 2 c 2 2 C T T T H 5 iz s # Straty ciśnienia w dyszy Strata rędkości w dyszy Przyrost entroii σ 5 dysz = 4 c ϕ = c iz s = s s = R ln 1 2 1 σ dysz
Warunki racy zbieżnej dyszy wylotowej silnika Jeżeli: T 5 5 o > β = > 5 = β kr 2T5 = k + 1 kr 5 kr o 5 T 5 c. A 5 m 5 5 (rozręż krytyczny w dyszy) H Jeżeli: kr 1+ k = βkr = 2 o kr 5 k k 1 β = Ma 5 o k 1 k 2 5 = 1 k 1 o k 1 T = T 1+ Ma 2 2 5 5 5 o A5 c5 RT 5 (rozręż zuełny w dyszy) o c5 = Ma5 krt5 = 2cT 5 1 5 mɺ = k 1 k c = k 2 RT k + 1 5 5 k + 1 k + 1 2( k 1) k 5 = 5 5 2 RT5 mɺ A
Silnik odrzutowy niezuełny rozręż salin w dyszy wylotowej Zjawisko wystęuje w: Silnikach zakończonych dyszą zbieżną rzy nadkrytycznym stosunku ciśnień omiędzy całkowitym ciśnieniem salin w rzekroju wylotowym dyszy i ciśnieniem otoczenia Silnikach zakończonych nieregulowaną dyszą zbieżno-rozbieżną w ozaobliczeniowych stanach racy q do_t. m al i H i H H V c c A5 WL c A 5 WL 5.. m m5 WL e str_wewn. 5H i 5H i H H Bilans energii silnika: Ciąg silnika: V mɺ c i q e i 2 mɺ 2 2 2 5 5H H + + do _ t = str _ wewn. + + 5H Srawności silnika: η mɺ c V mɺ 2 2 5 5H 5 5 5 5 gdzie: ( ) K = mɺ c mv ɺ = mɺ c mv ɺ + A 2 2 5 5H c = al u ( τ W ) H c = c + 5H 5 mɺ c ηk = k jvh m 2 2 ( ) A 5 5 mɺ 2 2 5 5H V ɺ ηo = k jvh ( τ alwu ) 5 H
Wykres obiegu silnika o niezuełnym rozrężu salin w dyszy wylotowej W silniku o niezuełnym rozrężu salin ciąg silnika jest mniejszy, niż w silniku, gdzie saliny rozrężają się w dyszy wylotowej do ciśnienia otoczenia (rzy tych samych arametrach racy silnika). Wynika to stąd że, większy jest rzyrost rędkości w wyniku rozrężania w dyszy niżeli gdy rozrężanie nastęuje oza dyszą silnika. Efektywność racy silnika o rozrężu zuełnym w stosunku do silnika o rozrężu niezuełnym jest tym większa im większa jest stosunek ciśnienia statycznego w rzekroju wylotowym dyszy i ciśnienia otoczenia. Dlatego w silnikach o dużych srężach stosuje się regulowane dysze zbieżno-rozbieżne, co ma zaobiegać stratom wynikającym z niezuełnego rozrężania w dyszy silnika
Praca dyszy wylotowej zbieżnorozbieżnej kr 5 Przekrój krytyczny ckr = a c c=a Limituje wydatek wyływających salin k +1 1 k + 1 2( k 1) k 5 = kr kr 2 RTkr mɺ A c Przekrój wylotowy c 5 H > c 5 kr = 2c T 1 5 5 4 σ DYSZ 4 k 1 k
DYSZA WYLOTOWA (NOZZLE) Dysza zbieżno-rozbieżna
Wektorowanie ciągu samolotów wysokomanewrowych Odchylenie strumienia wylotowego salin umożliwia dodatkowe kierowanie wektorem ciągu rzez co zwiększa się manewrowość samolotu Stosowane rozwiązania Dysze łaskie Dysze osiowo-symetryczne Dysze klaowe YF-22 X-31
Dysze łaskie Praca normalna -20 o...+20 o Zakres sterowania wektorem ciągu Praca z rewersorem
Odwracacz ciągu skrócenie lądowania
DYSZA Z DOPALACZEM
Doalacz w silniku
Przebieg temeratury i ciśnienia wzdłuż silnika H wl 1 1a 2 3 3a 4 doal 5 ra Temerratur Silnik bez doalacza Ciśnienie
Analiza acy doalacza H wl 1 1a 2 3 3a 4 doal 5 Doalacz należy traktować jako dodatkową komorę salania do której wływają gazy z turbiny, dostarczane jest aliwo i nastęuje zwiększenie energii ( ) mɺ W η = c mɺ T T al _ doal u doal sal doal 4 ( ) ( η ) mɺ = c mɺ T T W al _ doal sal doal 4 u doal Względne zużycie aliwa ( )( 1 ) ( ) τ = mɺ mɺ = c + τ T T W η doal al _ doal KS doal 4 u doal
Wykres entalia entroia H wl 1 1a 2 3 3a 4 doal 5 Cieło dorowadzone Qɺ = Qɺ + Qɺ = do KS doal ( ɺ 3 3 ɺ 2 2 ) + ( ɺ ɺ 4 4 ) c m T m T c m T m T doal doal gdzie: mɺ 3 = mɺ 4 = mɺ + mɺ al _ ks mɺ = mɺ + mɺ = doal 4 al _ doal mɺ + mɺ + mɺ al _ ks al _ doal Całkowite zużycie aliwa mɺ = mɺ + mɺ al al _ doal al _ ks Cieło odrowadzone Qɺ = c mɺ T T ( 5 ) od doal H
Włączenie doalacza ozwala na zwiększenie ciągu silnika o ok. 30-50% rzy onad 2-u krotnym wzroście jednostkowego zużycia aliwa Silnik K [kn] K [kn] (bez doalacza) (z doalaczem) c j [kg/(danh)] c j [kg/(danh)] (bez doalacza) (z doalaczem) J85-GE-13 12,16 18,14 1,05 2,264 J76-GE-19 52,8 79,6 0,857 2,004 GE4/J5P 229,08 305,15 1,060 1,897 J58-P-4 110,8 151,0 0,816 1,937 Olymus 201R 75,5 106,9 0,816 1,835 Olymus 593 135 170 0,714 1,208
DZIĘKUJĘ ZA UWAGĘ