Системы охлаждения камер сгорания и турбин двигателей летательных аппаратов и газотурбинных установок

 
 
 
 
 
С. Л. Панченко, С. А. Толстов 
 
 
 
 
 
СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕР СГОРАНИЯ  
И ТУРБИН ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ 
И ГАЗОТУРБИННЫХ УСТАНОВОК 
 
 
Учебное пособие 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Москва    Вологда 
«Инфра-Инженерия» 
2024

УДК 621.45.038.4 
ББК 39.55 
П16 
 
 
Рецензенты: 
доктор технических наук, профессор кафедры ракетных  
двигателей ФГБОУ ВО «Воронежский государственный  
технический университет» Митрофанов Валерий Александрович 
 
 
 
 
 
Панченко, С. Л. 
П16   
Системы охлаждения камер сгорания и турбин двигателей 
летательных аппаратов и газотурбинных установок : учебное пособие / С. Л. Панченко, С. А. Толстов. – Москва ; Вологда :  
Инфра-Инженерия, 2024. – 296 с. : ил., табл. 
ISBN 978-5-9729-2091-4 
 
Освещены общие сведения о камерах сгорания и газовых турбинах 
газотурбинных двигателей летательных аппаратов, теоретические основы 
процессов их охлаждения, а также рассмотрены существующие и перспективные системы охлаждения элементов камер сгорания и газовых 
турбин. Отдельное внимание уделено воздухо-воздушным теплообменникам и их тепловому расчету. Представлены основные сведения об 
охлаждении турбин наземных газотурбинных установок, используемых в 
промышленной теплоэнергетике. 
Для студентов высших технических учебных заведений, обучающихся по специальности «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей», а также направлениям «Двигатели летательных аппаратов», «Проектирование авиационных и ракетных двигателей». Может быть полезно инженерным и научным работникам, специализирующимся в области разработки, исследования и эксплуатации авиационных 
силовых установок, а также наземных газотурбинных установок. 
 
УДК 621.45.038.4 
ББК 39.55 
 
 
 
ISBN 978-5-9729-2091-4 ” Панченко С. Л., Толстов С. А., 2024 
 
” Издательство «Инфра-Инженерия», 2024 
 
” Оформление. Издательство «Инфра-Инженерия», 2024 
2 

ОГЛАВЛЕНИЕ 
 
СПИСОК ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ ............................. 8 
ВВЕДЕНИЕ ............................................................................. 9 
Глава 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КАМЕРАХ СГОРАНИЯ  
И ГАЗОВЫХ ТУРБИНАХ АВИАЦИОННЫХ ГТД 
.......... 13 
1.1. Классификация и схема работы авиационных ГТД ... 13 
1.2. Общие сведения о камерах сгорания  
авиационных ГТД ................................................................. 16 
1.2.1. Назначение камер сгорания  
и требования к ним ............................................................. 16 
1.2.2. Типы камер сгорания  
и особенности рабочего процесса ..................................... 18 
1.2.3. Основные параметры  
камер сгорания 
.................................................................... 23 
1.3. Общие сведения о газовых турбинах  
авиационных ГТД ................................................................. 27 
1.3.1. Назначение газовых турбин  
и требования к ним ............................................................. 27 
1.3.2. Схема и принцип работы  
ступени газовой турбины 
................................................... 29 
1.3.3. Работа на окружности рабочего колеса  
и на валу ступени газовой турбины .................................. 39 
1.3.4. Изображение процесса расширения  
газа в ступени в p–X координатах ..................................... 42 
1.3.5. Параметры ступени газовой турбины 
..................... 44 
1.3.6. Общие сведения  
о многоступенчатых турбинах .......................................... 50 
1.4. Общие сведения о тепловом состоянии  
и охлаждении камер сгорания и газовых  
турбин авиационных ГТД .................................................... 57 
1.4.1. Тепловое состояние и охлаждение  
элементов камер сгорания ................................................. 57 
 
3 

1.4.2. Тепловое состояние и охлаждение  
элементов газовых турбин ................................................. 62 
 
Глава 2. ПРОЦЕССЫ ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ  
В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ...................................................... 66 
2.1. Лучистый теплообмен в камере сгорания ................... 68 
2.1.1. Излучение газов ........................................................ 68 
2.1.2. Излучение светящегося пламени ............................ 75 
2.1.3. Излучение стенки жаровой трубы .......................... 77 
2.2. Конвективный теплообмен в камере сгорания ........... 80 
2.2.1. Конвективный теплообмен газов  
и стенки жаровой трубы 
..................................................... 80 
2.2.2. Конвективный теплообмен стенки  
жаровой трубы и воздуха 
................................................... 81 
2.3. Расчет температуры неохлаждаемой  
жаровой трубы 
....................................................................... 82 
2.3.1. Методика расчета температуры  
неохлаждаемой жаровой трубы ........................................ 82 
2.3.2. Роль расчетной температуры неохлаждаемой  
жаровой трубы при проектировании ................................ 84 
2.3.3. Влияние режимных параметров  
на температуру стенок  
жаровой трубы .................................................................... 85 
 
Глава 3. СПОСОБЫ ОХЛАЖДЕНИЯ СТЕНОК 
ЖАРОВЫХ ТРУБ КАМЕР СГОРАНИЯ ............................ 89 
3.1. Конвективное и пленочное охлаждение ...................... 89 
3.1.1. Конвективное охлаждение 
....................................... 89 
3.1.2. Конвективно-пленочное охлаждение ..................... 92 
3.1.3. Конструктивные схемы систем  
конвективно-пленочного охлаждения .............................. 94 
3.1.4. Сравнительная оценка различных конструктивных 
схем конвективно-пленочного охлаждения ................... 101 
 
4 

3.1.5. Основные характеристики пленочного  
охлаждения 
........................................................................ 103 
3.1.6. Расчет относительной глубины охлаждения  
по модели турбулентного пограничного слоя ............... 106 
3.1.7. Расчет относительной глубины охлаждения  
по модели пристеночной струи ....................................... 108 
3.1.8. Расчет температуры стенки  
при конвективно-пленочном охлаждении...................... 112 
3.1.9. Влияние пленочного охлаждения на удельные  
тепловые потоки ............................................................... 116 
3.1.10. Интенсификация конвективно-пленочного  
охлаждения 
........................................................................ 118 
3.2. Другие методы охлаждения стенок  
жаровых труб 
....................................................................... 120 
3.2.1. Охлаждение путем многоструйного орошения ... 122 
3.2.2. Основы транспирационного охлаждения 
............. 122 
3.2.3. Применение транспирационного охлаждения 
..... 125 
3.2.4. Расчет охлаждения пористой стенки .................... 132 
3.2.5. Перфорационное охлаждение ............................... 134 
3.2.6. Применение стенки-жалюзи 
.................................. 136 
3.2.7. Применение жаростойких покрытий 
.................... 139 
3.2.8. Применение высокотемпературных  
материалов 
......................................................................... 142 
 
Глава 4. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ОХЛАЖДЕНИЯ  
ГАЗОВЫХ ТУРБИН АВИАЦИОННЫХ ГТД ................. 144 
4.1. Общие сведения о системах  
охлаждения газовых турбин............................................... 144 
4.2. Теоретические основы  
конвективного охлаждения 
................................................ 148 
4.3. Теоретические основы заградительного 
(пленочного) охлаждения 
................................................... 155 
4.4. Теоретические основы пористого охлаждения ......... 160 
 
5 

4.5. Снижение температуры охлаждаемого элемента  
при использовании теплозащитного покрытия 
................ 163 
 
Глава 5. СХЕМЫ СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ 
ГАЗОВЫХ ТУРБИН АВИАЦИОННЫХ ГТД ................. 167 
5.1. Системы с конвективным охлаждением .................... 167 
5.2. Системы с конвективно-пленочным  
охлаждением 
........................................................................ 178 
5.3. Системы с пористым охлаждением ............................ 182 
5.4. Эффективность различных способов 
охлаждения лопаток газовых турбин 
................................ 185 
5.5.  Потери при охлаждении лопаток газовых турбин ... 189 
5.6. Использование теплозащитных покрытий  
для снижения температуры лопаток газовых турбин 
...... 191 
 
Глава 6. КОНСТРУКЦИЯ ОХЛАЖДАЕМЫХ  
ЭЛЕМЕНТОВ ГАЗОВЫХ ТУРБИН  
АВИАЦИОННЫХ ГТД ...................................................... 194 
6.1. Охлаждение рабочих лопаток ..................................... 194 
6.2. Охлаждение сопловых лопаток 
................................... 209 
6.3. Охлаждение дисков и корпусов .................................. 216 
6.4. Совершенствование систем  
охлаждения газовых турбин............................................... 230 
 
Глава 7. ВОЗДУХО-ВОЗДУШНЫЕ ТЕПЛООБМЕННИКИ 
СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ ГАЗОВЫХ ТУРБИН 
АВИАЦИОННЫХ ГТД И ИХ РАСЧЕТ ........................... 238 
7.1. Назначение и конструкция 
воздухо-воздушных теплообменников ............................. 238 
7.2. Тепловой расчет  
воздухо-воздушного теплообменника .............................. 246 
7.2.1. Исходные данные для расчета 
воздухо-воздушного теплообменника ............................ 246 
7.2.2. Определение теплового потока ............................. 247 
6 

7.2.3. Определение средних температур 
и среднего температурного напора 
................................. 249 
7.2.4. Расчет определяющих критериев подобия 
........... 251 
7.2.5. Расчет определяемых критериев подобия  
и коэффициентов теплоотдачи 
........................................ 255 
7.2.6. Расчет коэффициента теплопередачи 
и общей длины труб теплообменника ............................ 258 
 
Глава 8. ГАЗОВЫЕ ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННЫХ  
УСТАНОВОК И ИХ ОХЛАЖДЕНИЕ 
.............................. 260 
8.1. Назначение и устройство газотурбинных  
установок ............................................................................. 260 
8.2. Охлаждение турбин газотурбинных установок 
......... 265 
8.2.1. Общие сведения о системах  
охлаждения газовых турбин ГТУ 
.................................... 265 
8.2.2. Охлаждение сопловых и рабочих лопаток 
........... 271 
8.2.3. Охлаждение ротора газовой турбины 
................... 274 
8.2.4. Охлаждение корпуса газовой турбины 
................. 279 
 
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК ............................... 282 
ПРИЛОЖЕНИЕ 1 
................................................................ 285 
ПРИЛОЖЕНИЕ 2 
................................................................ 289 
ПРИЛОЖЕНИЕ 3 
................................................................ 292 
 
 
 
7 

СПИСОК ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ 
 
ВВТ – воздухо-воздушный теплообменник; 
ГТ – газовая турбина; 
ГТД – газотурбинный двигатель; 
ГТУ – газотурбинная установка; 
КВД – компрессор высокого давления; 
КНД – компрессор низкого давления; 
ОК – осевой компрессор; 
ОКС – основная камера сгорания; 
ПГУ – парогазовая установка; 
РВД – ротор высокого давления; 
РК – рабочее колесо; 
РНД – ротор низкого давления; 
РУД – рычаг управления двигателем; 
СА – сопловой аппарат; 
САУ – система автоматического управления; 
ТА – теплообменный аппарат; 
ТВаД – турбовальный двигатель; 
ТВД – турбина высокого давления; 
ТВД – турбовинтовой двигатель; 
ТВВД – турбовинтовентиляторный двигатель; 
ТНД – турбина низкого давления; 
ТРД – турбореактивный двигатель; 
ТРДД – турбореактивный двигатель двухконтурный; 
ТРДДФ – турбореактивный двигатель двухконтурный с 
форсажной камерой сгорания; 
ТРДФ – турбореактивный двигатель с форсажной камерой 
сгорания; 
ТРДТ – турбореактивный двигатель трехконтурный. 
 
8 

ВВЕДЕНИЕ 
 
Авиационное двигателестроение является сложной 
наукоемкой отраслью, которая не может обойтись без 
применения новейших высоких технологий. Создание нового авиационного двигателя с высокими показателями по 
массе, габаритам и топливной экономичности – довольно 
трудоемкий процесс, требующий сложных и длительных 
испытаний и занимающий долгий период времени, как 
правило, 12…15 лет. 
В настоящее время летательные аппараты оснащаются газотурбинными двигателями (ГТД). Начавшийся в середине XX века переход авиации с поршневых двигателей 
на газотурбинные и дальнейший высокий темп развития 
ГТД объясняются их огромными преимуществами в отношении тяги, скорости, дальности полета и т. п. Поэтому 
газотурбинные двигатели уже в течение нескольких десятилетий являются основным источником движущей силы в 
авиации [1]. 
Для совершения рабочим телом механической работы в любом тепловом двигателе к нему необходимо подвести теплоту, которую получают благодаря экзотермическому эффекту химической реакции горения топлива. В 
газотурбинном двигателе процесс горения топлива осуществляется в камере сгорания, которая является одним из 
основных узлов данного двигателя и определяет его техническое совершенство (уровень технических параметров, 
экономичность, надежность, экологические характеристики) [2]. 
В процессе работы в камере сгорания температуры 
достигают довольно высоких значений. Так, в зоне горения 
температура газов равна примерно 2300 K, а на выходе из 
камеры сгорания за счет снижения температуры подмешиванием воздуха, определяемого из условий работоспособ9 

ности деталей газовой турбины, значение полной температуры достигает 1600…1700 K [3]. 
Начиная с середины XX столетия, как только произошел переход авиации с поршневых двигателей на газотурбинные и началось их бурное развитие, наметилась 
устойчивая тенденция непрерывного роста основных параметров термодинамического цикла работы газотурбинных двигателей (ГТД): степени повышения давления в 
компрессоре и максимальной температуры газов перед газовой турбиной [4]. Это обеспечивает постоянный рост 
удельных параметров работы ГТД и в первую очередь 
КПД цикла. С ростом температуры газов перед турбиной 
возрастает полезная работа цикла и удельная тяга, а при 
фиксированной тяге – снижаются габариты и масса двигателя [5]. 
Это является основной причиной постоянного совершенствования авиационных ГТД, направленного на 
увеличение температуры газов перед газовой турбиной, 
которая с начала 1940-х годов по настоящее время увеличилась почти в два раза: с 900 до 1900 K [5]. Вообще, ɭɜɟ
ɥɢɱɟɧɢɟɬɟɦɩɟɪɚɬɭɪɵɝɚɡɚɩɟɪɟɞɝɚɡɨɜɨɣɬɭɪɛɢɧɨɣɩɪɢ
ɧɹɬɨ ɜ ɚɜɢɚɰɢɨɧɧɨɦ ɞɜɢɝɚɬɟɥɟɫɬɪɨɟɧɢɢ ɝɟɧɟɪɚɥɶɧɵɦ
ɧɚɩɪɚɜɥɟɧɢɟɦ ɪɚɡɜɢɬɢɹ ɚɜɢɚɰɢɨɧɧɵɯ ȽɌȾ [6]. Данный 
параметр ГТД растет непрерывно от поколения к поколению и в настоящее время у серийных двигателей достигает 
значения 1600…1700 K, а в ближайшей перспективе и последующем достигнет 2000…2200 K [7]. 
Такой прирост максимально допустимой температуры перед газовой турбиной совместно с ростом суммарной 
степени повышения давления в компрессоре обеспечит [6]:  
– повышение удельной тяги и снижение удельной 
массы ГТД;  
– снижение потребного расхода воздуха для обеспечения заданной тяги (мощности) и, как следствие, умень10