Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 33. 16 september 1952 - Brännkammare för reaktionsmotorer, av Carl Larsson
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
16 september 1952
■ 741
eller tryckfall till den nya
brännkammarkon-struktionen.
Längden på brännkammare brukar vara
600—-750 mm från spridarspets till turbinledskena,
varav 200—300 mm måste reserveras för en
primärzon. En för tidig inblandning av
sekundärluft kan vid dellast resultera i nedkylning av
flamman och avsevärt minska
förbränningsverkningsgraden. Den synliga flamman sträcker sig
visserligen vid fullast 400—500 mm från
spridaren, men då är värmeutvecklingen så stor, att
nedkylningen kan försummas.
Specifik värmebelastning
En hög specifik värmebelastning är av största
betydelse för en flygmotor med dess krav på
liten frontarea och låg vikt. Detta accentueras
dessutom av kravet på ökade flyghastigheter. Det
är då fullt naturligt, att man tvingas pressa ner
vikt och volym på brännkammardelen. Detta
leder som regel till en kompromiss mellan å ena
sidan kravet på liten volym och låg vikt och å
andra sidan hög verkningsgrad och acceptabel
livslängd hos brännkammardetaljer och turbin.
Man har inte varit beredd att pruta någonting på
verkningsgraden, vilket lett till en begränsning
vid val av bränsle. Eldning med tyngre
destillationsprodukter kan sålunda ej komma i fråga.
En riktig avvägning av ovannämnda krav kan
givetvis ej göras utan en omfattande utprovning
i såväl provrigg som motor. Redan vid
projektering av en ny motor måste man dock bedöma
den specifika värmebelastningens inflytande på
förbränningsförhållanden och
temperaturfördelning. Ovan har visats, hur man kan beräkna ett
närmevärde för blandningssträckan, då
tryckfallet fastlagts. Detta har då som regel fixerats
av det tryckfall, som man beräknat erfordras
fölen tillfredsställande förbränning. Enligt
Lubbock11 har man på empirisk väg kommit fram till
att detta tryckfall kan skrivas
A pl pi"’ ^ konst ßel>5 = konst (/Sa//’)1’5
där Ap är tryckfall från p"’ till statiskt tryck i
primärzonen och V primärzonens längd.
Uttrycket bör dock tillämpas med en viss försiktighet
för brännkammare med extrema värden på tryck
eller lufttemperatur, eftersom det är empiriskt
och förmodligen grundats på mera
konventionella tryck och temperaturvärden.
Eftersom brännkammararean hos en axialmotor
oftast begränsas av maximala frontarean (denna
fixeras i allmänhet av kompressorinloppet), så
torde det vara riktigast att använda
areabelastningen som parameter. Detta så mycket mer som
man försöker hålla primärzonens längd V
ungefär konstant. En mindre area skulle nämligen
för uppnående av geometrisk likformighet
kombineras med en kortare längd, men detta skulle
resultera i en orimlig ökning av volymsbelast-
ningen. En alltför stor ökning av längden i avsikt
att kompensera för den mindre arean leder å
andra sidan till sämre
återströmningsförhållan-den. Gynnsammaste längd—diameterförhållande
ligger mellan 1 och 2 och man närmar sig det
övre värdet vid minskande diameter.
Livslängd
Även om man i en flygmotor inte fäster samma
vikt vid livslängden på en brännkammare soin
vid dess prestanda, så bör den inte försummas.
Det blir då nödvändigt att hålla
plåttemperaturerna, särskilt för flamröret, nere på en
måttlig nivå. Temperaturen regleras vanligtvis med
den luftkylning man alltid har på utsidan av
flamröret och eventuellt med ett tunt
kylluft-skikt på insidan. Kylluftspalten bör utformas så,
att den ger ett tunt luftskikt med hög hastighet
och lämplig riktning.
Det enda, som begränsar nedkylningen av den
bakre delen av flamröret, är den ojämnare
temperaturfördelning, som fås före turbinen, om
alltför mycket kylluft används. I den främre delen
får man risk för sämre förbränning och därmed
sänkt verkningsgrad. Det är nämligen mycket
vanligt att man låter en del av bränslet
atomise-ras mot flamrörsplåten. Om kylluft då får stryka
utmed denna, når en stor del av bränslet vid
plåten aldrig antändningstemperatur innan det förts
nedströms och blandats in i den kalla
sekundärluften. Om man däremot förhindrar bränsle
att nå fram till plåten, så kan temperaturen på
denna sänkas till ett värde (500—700°C), som
ger fullt tillfredsställande livslängd för de
material, som numera används i brännkamrarna.
Det föreligger emellertid alltid en viss risk för,
att den sänkta plåttemperaturen skall sänka
verkningsgraden, även om man förhindrar
bränslespridning på plåten. Värmetransporten
från flamman må’ste nämligen öka, och vid
höjd-flygning kan detta resultera i en sådan ökning
av tändfördröj ningen och sänkning av
flam-hastigheten, att verkningsgraden måste sjunka.
Denna risk bör inte underskattas, i synnerhet
som dessa förhållanden knappast kan
kontrolleras annat än genom höjdprov.
En säker uppfattning om brännkammarens
livslängd kan man endast få genom en omfattande
utprovning i rigg och motor. Vid riggprov för att
fastlägga dess mekaniska egenskaper måste
fulltryck eller i varje fall så högt tryck som möjligt
användas. Detta är nödvändigt, då
plåttemperaturerna visat sig vara beroende av trycket,
varvid risken för buckling och sprickbildning tilltar
med ökande tryck.
Provningar
De fordringar man ställer på en
flygmotor-brännkammare gör det nödvändigt med en
omfattande utprovning i rigg. Värdet av en minsk-
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
