Вредные выделения КС и пути их снижения

В отработавших газах авиационных двигателей содержатся вредные компоненты. Главными из них являются окись углерода (СО), различные углеводородные соединения и различные окислы азота, которые условно обозначаются С_nН_m и NO_x, а также дым.

Выход загрязняющего вещества на каждом режиме работы двигателя оценивается индексом эмиссии , который представляет собой количество вредного вещества в граммах, выделившегося при сгорании одного килограмма топлива. Так как СО и С_nН_m являются продуктами неполного сгорания топлива, их образование зависит, в основном, от тех же факторов, что и полнота сгорания топлива. В частности, с увеличением параметров , происходит уменьшение выделений СО и С_nН_m.

Этому же способствует обеспечение хорошего распыливания топлива и предварительное перемешивание его с воздухом; предотвращение попадания топлива на стенки камеры сгорания; рациональный подвод воздуха в пределах первичной зоны, обеспечивающей сгорание топлива при локальных значениях =1,2…1,6.

Наибольшее выделение СО и С_nН_m наблюдается на режиме малого газа.

Рис.2.15. Схема форсажной камеры: 1 - затурбинный диффузор; 2 - топливные форсунки; 3 - стабилизаторы пламени; 4 - теплозащитный экран

Закономерности образования окислов азота в КС противоположны закономерностям образования СО и С_nН_m. Окисление азота происходит при достаточно больших температурах ( ≥ 2000 К). Образование NO_x заметно возрастает также при увеличении времени пребывания газа в КС. Поэтому максимальный выход NO_x наблюдается при взлетном режиме работы двигателя.

Содержание дыма (частиц углерода) в продуктах сгорания обусловлено сжиганием переобогащенной смеси ( <1). Дымление может существенно возрасти, если в первичной зоне основной камеры будет происходить горение двухфазной смеси, содержащей плохо распыленное топливо.

Основные трудности при создании камер сгорания с малым выбросом вредных веществ связаны с тем обстоятельством, что для снижения выхода СО, С_nН_m и NO_x необходимо проведение взаимно-противоположных мероприятий. Поэтому рациональная конструкция камеры сгорания должна представлять собой некоторый компромисс между требованиями, вытекающими из задачи уменьшения эмиссии этих двух групп загрязняющих компонентов. Для реализации этого компромисса были предложены 2-х ярусные и 2-х зонные камеры сгорания (см. рис.2.16).

Рис.2.16. Схемы основных камер сгорания с уменьшенными вредными выделениями:а) 2-х ярусная КС; б) 2-х зонная КС

В 2-х ярусной камере сгорания ярус 1 настроен, главным образом, на работу на малом газе и на пусковых режимах. Этот ярус характеризуется сравнительно низкими значениями средней скорости течения, следовательно, время пребывания смеси здесь повышено. Это обеспечивает высокие значения и низкий выход CO и С_nН_m на режимах малого газа. Ярус 2 работает на основных режимах (основная зона горения) и характеризуется повышенными значениями скоростей и . Это приводит к уменьшению выхода окислов азота.

Двухзонная КС имеет зону малого газа 1 и расположенную вслед за ней основную зону горения 2, куда топливо подается лишь на основных режимах работы. Благодаря тому, что в зоне 2 скорости повышены и смесь обеднена, достигается снижение образования NO_x.

Газовые турбины

В газовой турбине осуществляется преобразование потенциальной энергии газового потока в механическую работу на валу.

Типичная схема авиационной газовой турбины представлена на рис.2.17. Здесь турбина ВД – одноступенчатая, НД – трехступенчатая. В данном случае турбина двухвальная и, соответственно, двухкаскадная.

В небольших двигателях применяют радиально-осевые турбины (см. рис.2.18). Ступенью газовой турбины называют совокупность СА и РК (рис.2.19).

Рис.2.17. Схема двухкаскадной газовой турбины

Лопатки СА образуют сужающиеся каналы, газ в этих каналах поворачивается и увеличивает скорость, при этом падают давление и температура. Межлопаточные каналы РК также имеют уменьшающуюся площадь, приводящую к росту относительной скорости W и соответственно падению давления и температуры. При прохождении газового потока через РК возникает разность давлений на вогнутой и выпуклой поверхностях. На корытце – повышенное давление, на спинке – пониженное. Равнодействующая всех газовых сил приводит к образованию крутящего момента.

Рис.2.18. Схема радиально-осевой турбины Рис.2.19. Схема ступени газовой турбины

Важнейшими параметрами турбины являются:

· степень понижения давления

· работа турбины

· изоэнтропическая работа

· пропускная способность ,

· изоэнтропический КПД турбины

· мощность турбины ,кВт.

Характеристика турбины во многих случаях рассматриваемых при термогазодинамических расчетах, обычно представляется в виде Часто в упрощенных расчетах принимают ;

Для обеспечения значительных мощностей (как правило, каскады НД ТРДД и турбины ТВД) применяют многоступенчатые турбины.