1. Особенности и тенденции развития авиационных двигателей и технологии их производства

1. Конструктивно-технологические особенности и тенденции развития гтд

Производство авиационных газотурбинных двигателей является одной из наиболее сложных и наукоемких отраслей машиностроения. Одним из атрибу­тов великой державы считается способность создавать и производить авиацион­ные газотурбинные двигатели. Помимо России только США, Англия и Франция владеют полным циклом создания и выпуска авиационных ГТД.

Авиационное двигателестроение, базирующееся на наиболее передовых технологиях, стимулирует развитие многих других отраслей промышленности, где необходимы компактные, мобильные и хорошо управляемые энергетические установки, — наземного и водного транспорта, электроэнергетики, газовой, нефтяной индустрии и др.

Конструкция двигателя должна быть модульной, ремонтопригодной, с ми­нимально возможным числом деталей, реализуемой на основе прогрессивных технологических процессов.

Базовая схема авиационного газотурбинного, в нашем случае турбореактив­ного, двигателя (рис. 1.1) относительно проста. Она включает пять основных элементов:

Рис. 1.1. Базовая схема ТРД:

1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — выходное сопло

• входное устройство, обеспечивающее подачу воздуха в двигатель. Позво­ляет уменьшить скорость набегающего потока до приемлемой. При запуске дви­гателя и взлете самолета в воздухозаборнике происходит плавное ускорение по­тока, а на крейсерском режиме — торможение до требуемого значения скорости. Во время полета со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник должен пере­строить набегающий сверхзвуковой воздушный поток в дозвуковой, что проис­ходит в системе скачков уплотнения, образующихся на носовом конусе или клине, а затем в расширяющемся диффузоре — дальнейшее торможение потока до значения скорости на входе в компрессор;

• компрессор, который увеличивает давление и температуру всасываемого воздуха. Наиболее широко применяют осевые многоступенчатые компрессоры, состоящие из перемежающихся рядов вращающихся (рабочих) и неподвижных лопаток. Ряд неподвижных лопаток называют спрямляющим аппаратом, в сово­купности с рядом рабочих лопаток он образует ступень компрессора. Ступени компрессора согласуют между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени. Каждая ступень по­следовательно увеличивает давление воздуха, в результате чего в многоступен­чатом компрессоре достигается высокая степень его повышения;

• одну или несколько камер сгорания, в которых сгорает топливо, распы­ляемое в потоке сжатого компрессором воздуха. Давление газового потока в ка­мере сгорания практически не изменяется, но резко растет температура, что приводит к увеличению объема и скорости истечения;

• турбину, которая превращает некоторую часть энергии газового потока в ра­боту по вращению. Эта работа используется для привода компрессора. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабо­чие колеса, состоящие из дисков с расположенными на их ободах рабочими лопат­ками. Последние крепятся к диску при помощи елочных замков. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор. Сопловые аппараты рас­полагают перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называют ступенью турбины;

• сопло, которое ускоряет газовый поток, обеспечивая его высокую ско­рость на выходе из двигателя. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.

Разность количеств движения масс вытекающих из турбореактивного двига­теля (ТРД) газов и входящего воздуха определяет силу тяги двигателя.

В гражданской авиации широкое применение получили турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД). ТРДД имеет два контура: внутренний (пер­вый) и наружный (второй). В таких двигателях избыточная мощность турбины передается вентилятору (компрессору) второго контура. Во втором контуре сжа­тый воздух расширяется в выходном сопле и развивает дополнительную тягу. Существуют ТРДД, в которых воздух из второго контура и газовая смесь из пер­вого поступают в камеру смешения, а затем в общее сопло. Такие двигатели на­зывают ТРДД со смешением потоков. В ТРДД средняя скорость истечения газо­вой смеси из выходных сопел контуров при прочих равных условиях примерно в 1,5 раза меньше, чем у ТРД. Вследствие этого экономичность ТРДД на земле, по сравнению с ТРД, выше на 40.. .50 %, а уровень шума ниже.

Экономичность двухконтурных двигателей сохраняется и на больших ско­ростях полета. ТРДД могут быть эффективными для сверхзвуковых скоростей полета, если выполнять сжигание топлива в обоих контурах.

Рис. 1.2. Схема ТРДФ: 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — форсунки форсажной камеры; 6 — выход­ное сопло

Рис. 1.3. Схема ТРДДФ:

1 — вентилятор; 2 — компрессор низкого давления; 3 — компрессор высокого дав­ления; 4 — камера сгорания; 5 — турбина высокого давления; б — турбина низкого давления; 7 — форсунки форсажной каме­ры; 8 — выходное сопло

Рис. 1.4. Схема турбовинтового дви­гателя:

1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — компрессор; 4 — камера сгорания; 5 — турбина; 6 — выходное сопло

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 1.2) отличается от ТРД тем, что газовый поток после расширения в турбине поступает в форсажную камеру, в которой топливо может дополнительно сжигаться. Это позволяет значи­тельно (до 50 %) увеличивать тягу двигателя. Естественно, при этом сильно возрас­тает расход топлива. ТРДФ применяется в военных самолетах, где есть необходи­мость кратковременного увеличения тяги, например, для перехвата цели.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) (рис. 1.3) имеет камеру смешения, после которой газовый поток поступает в форсажную.

ТРДДФ применяется в современных военных самолетах. Он сочетает в себе скоростные возможности ТРДФ и экономичность ТРДД. ТРДДФ имеет более низкую степень двухконтурности, чем ТРДД.

На малых и средних скоростях полета (до 750...800 км/ч) наибольшую эко­номичность и наилучшие взлетно-посадочные характеристики обеспечивают турбовинтовые двигатели (ТВД). ТВД (рис. 1.4) состоит из тех же основных эле­ментов, что и ТРД, но снабжен воздушным винтом, вал которого соединен с валом турбокомпрессора через редуктор. Необходимость применения редуктора вызвана тем, что оптимальная частота вращения турбокомпрессора значительно больше оптимальной частоты вращения воздушного винта.

Избыточная мощность турбины ТВД передается на воздушный винт, кото­рым обеспечивается 85...90 % тяги, и только малая ее часть — реакцией газовой струи. Большинство ТВД выполняют по одновальной схеме, однако применяют и двухвальные двигатели, у которых компрессор и винт приводятся во вращение от разных турбин (ТВД со свободной турбиной).

Двигатели, выполненные по такой схеме, называют также турбовальными (рис. 1.5). Они устанавливаются на вертолетах, наземной технике и в отдельных случаях на самолетах.

Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД), конструкция которого приве­дена на рис. 1.6, имеет тот же принцип работы, что и ТВД.

Рис. 1.5. Схема турбовального двига­теля:

1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — свободная турбина; б — выходной вал; 7 — выходное сопло

Рис. 1.6. Схема турбовентиляторного двигателя:

1 — винтовентилятор; 2 — редуктор; 3 — компрессор: 4 — камера сгорания; 5 — турбина: 6 — выходное сопло

Вместо винта применяется винтовентилятор, представляющий собой малогаба­ритный высоконагруженный многолопастный воздушный винт изменяемого шага. Диаметр винтовентилятора примерно на 40 % меньше диаметра винта. Исследова­ния показывают, что при одной и той же коммерческой нагрузке и одинаковой дальности магистральный самолет в крейсерском полете при применении ТВВД израсходует на 20.. .25 % меньше топлива, чем ТРДД. Турбовентиляторные двига­тели тягой до 400 кН сейчас повсеместно применяют на пассажирских самолетах.

Основные особенности и параметры двигателей разных поколений и дина­мика развития авиадвигателестроения иллюстрирует табл. 1.1.

Несмотря на простоту рассмотренных базовых схем газотурбинных двига­телей, практическая их реализация требует решения совокупности сложнейших конструкторско-технологических проблем, направленных на обеспечение про­тиворечивых условий — малой массы, высокого КПД, прочности и надежности, с учетом экономических факторов.

Таблица 1.1

Особенности конструкции и технологии, параметр	Поколение двигателей
	I	II	III	IV	V	VI
Компрессор Степень сжатия Пк	Одновальный центробежный или осевой 3...5	Осевой одновальный или двухвальный 8...13	Осевой двухвальный 14...20	Осевой двух- или трехвальный 20...35	Осевой двух- или трехвальный 25...50	- 60... 100
Турбина Температура газа Тг, К	Неохлаждаемая 1000... 1150	Неохлаждаемая 1150... 1250	Охлаждаемая 1300... 1450	Охлаждаемая 1500... 1650	Охлаждаемая 1850... 1900	- 2100...2400
Преобладающие группы применяемых материалов	Сталь, алюминий, магний	Сталь, алюминий, жаропрочные сплавы	Сталь, жаропрочные сплавы, титан	Титан, жаропрочные сплавы, сталь, композиционные материалы	Высокопрочные сплавы, композиционные материа­лы, интерметаллидные сплавы	Композиционные материалы на углеродных, интерметаллидных, металлических и керамических матрицах
Марки двигателей	ТР-1.РД-10, ВК-1, Дервент, Нин, J-35, J-47	АМ-5, АМ-3, РД-9Б, Р-11Ф-300, АЛ-7Ф, НК-12, АИ-20, J-57, J-75, J-79, Эвон, Олимп	Д-20П, Д-30, Д-30КУ, НК-8, НК-144, Конуэй, Спей, Олимп 593, JT8D, TF30	Д-36,Д-18, ПС-90, Д-436, РД-33, АЛ-31Ф, Д-30Ф6, CF6, RB2U,CFM56, F100,F404, F101,RB199	GE90, F119, М88, EJ 200	-

Рис. 1.8. Разрез двигателя Trent 900 аэробуса А 380

На рис. 1.7 и 1.8 показаны разрезы современных двигателей пятого поколе­ния военного и гражданского назначения, которые иллюстрируют высокую сложность их конструкции.

Основная часть деталей авиационного двигателя работает в условиях воз­действия скоростных газовых потоков и высоких температур, больших статиче­ских и динамических нагрузок. Задачи обеспечения высокой функциональности и жесткости обусловливают сложность форм и требований по точности деталей и узлов ГТД.

Элементы воздушного тракта двигателя имеют сложные аэродинамические формы (рис. 1.9), которые совершенствуются и усложняются от поколения к по­колению двигателей по мере развития теорий расчета и проектирования, а также технологии изготовления. Это отчетливо проявляется на примере осевых ком­прессоров ГТД (рис. 1.10), которые совершенствуются на основе уменьшения числа ступеней и числа лопаток ротора и статора в каждой ступени за счет оп­тимизации форм лопаток.

Ступени с широкохордными стреловидными лопатками малого удлинения обеспечивают повышение на 7...8 % производительности компрессора и на 5.. .6 % степени сжатия. Оптимизация формы статорных лопаток и их взаимного окруж­ного расположения в системе венцов «статор — ротор — статор» дает возмож­ность снизить нестационарность течения газового потока, на 1,5 % повысить КПД ступени при двукратном снижении уровня пульсаций давления.

Рис. 1.9. Вентилятор современного авиационного двигателя (а) и лопатка компрессора (б)

Рис. 1.10. Разрез компрессора (а) и ротор компрессора высокого давления (б) двигателя АЛ-31

Для новых поколений ГТД характерна замена традиционно используемых дисков с лопатками на моноколеса (блиски) и аналогичные бездисковые кольце­вые конструкции (блинги)¹ (рис. 1.11).

Рис. 1.11. Конструкции ступеней ротора:

а — традиционная конструкция; б — блиск; в — блинг

Для повышения жесткости, прочности и дополнительного облегчения кон­струкций типа блинг разработаны технологии кольцевых вставок из металло-композитов, например Ti-SiC (см. рис. 1.11, в).

Применение моноколес обусловлено следующими причинами:

• необходимостью снижения массы. Моноколеса позволяют существенно уменьшить размеры обода диска за счет устранения замковых соединений и сни­зить массу конструкций блиск на 30 %, блинг — на 70 %;

• стремлением к повышению удельных параметров, одновременно создание компактных конструкций ГТД привело к тому, что несколько осевых ступеней компрессора стали заменять одним широкохордным моноколесом или крыльчаткой, что позволяет увеличить угловую скорость вращения ротора (до 50000...80000 об/мин) и напорность ступеней;

• при уменьшении диаметра колес становится проблематичным размещение лопаток с хвостовиками на ободе диска;

• увеличением центробежных сил и, следовательно, контактных давлений и вибраций в замковых соединениях лопаток с диском, приводящим к фреттинг-коррозии, которая вызывает снижение усталостной прочности и ускоряет появ­ление усталостных трещин, что, в свою очередь, может привести к отрыву лопа­ток и выходу двигателя из строя.

Это связано также с успехами в области технологии обработки межлопаточ­ных каналов, с появлением прогрессивного оборудования и современных систем проектирования.

Двигатель пятого поколения EJ 200 имеет ротор компрессора, состоящий из семи блисков, включая вентиляторный с широкохордными лопатками. Несколь­ко ступеней блисков имеет двигатель серии BRR 700. По мнению специалистов, отработанная технология изготовления моноколес в итоге оказывается экономи­чески более выгодной, чем традиционное производство дисков и лопаток.

К деталям ГТД предъявляют высокие требования по точности изготовления. Например, снижение точности изготовления деталей роторов компрессора и турбины неизбежно влечет дисбаланс и возникновение вибраций при их враще­нии. Даже тщательная статическая и динамическая балансировка роторов не по­зволяет обеспечить эффективную работу в реальных условиях, если лопатки выполнены недостаточно точными по закрутке, расположению и другим пара­метрам, влияющим на характер и равномерность течения потока. Повышенные требования по точности предъявляют к авиационным зубчатым колесам, рабо­тающим при высоких скоростях вращения, деталям агрегатов, в частности зо­лотниковым и плунжерным парам контрольно-регулирующей и командно-топливной аппаратуры.

Рис. 1.12. Одна из разработанных компоновок двигателя шестого поколения

В двухконтурных турбореактивных двигателях четвертого поколения пара­метры термодинамического цикла достигли весьма высокого уровня: температу­ра газа перед турбиной доходит до 1650... 1700 К, степень повышения давления в компрессоре — до 40. Еще большие значения этих параметров характерны для авиационных двигателей нового, пятого, поколения Т_г = 1850... 1900 К при сте­пени сжатия до 50. Для двигателей шестого поколения (рис. 1.12), создания ко­торых следует ожидать в 2010-2015 гг., планируется увеличение температуры газа до 2100.. .2400 К при степени сжатия 60... 100.

По некоторым показателям к двигателю шестого поколения приближаются ТРДД F135 и F136, серийный выпуск которых планируется наладить в 2007 г. Разработка этого двигателя производится по интернациональной программе, в которой лидирующую роль играют фирмы Pratt & Whitney, Rolls-Royce и Hamil­ton Sundstrand. Его планируют устанавливать на истребители как с традицион­ным, так и с вертикальным взлетом и посадкой.

Решить проблемы обеспечения работоспособности и надежности таких дви­гателей можно только на основе комплекса мероприятий, включающего приме­нение новейших жаропрочных и жаростойких конструкционных материалов, совершенствование систем охлаждения, использование жаростойких и термо­барьерных покрытий.

Камеры сгорания ГТД в значительной степени определяют экономичность двигателя, его ресурс, выброс экологически вредных веществ (СО, С_xН_y, NO_x).

В конструктивном отношении камеры сгорания двигателей выполняют трубчатыми, трубчато-кольцевыми и кольцевыми (рис. 1.13-1.15). Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанав­ливают топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламе­ни. На жаровой трубе существуют отверстия для подвода воздуха, предотвраща­ющего ее перегрев. Топливовоздушная смесь в жаровых трубах поджигается специальными запальными устройствами. Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое простран­ство, внутри которого размещают индивидуальные жаровые трубы.

Рис. 1.13. Узел трубчатых камер сгорания:

1 — камера сгорания; 2 — кольцо; 3 — трубопроводы топлива; 4 — фланец; 5 — вход воздуха от компрессора; 6 — подвод топлива; 7 — соединительный элемент; 8 — дренажный трубопровод; 9 — наружный кожух камеры сгорания

Рис. 1.14. Трубчато-кольцевая камера сгорания:

1 — внутренний кожух; 2 — отверстия для до­полнительного подвода воздуха; 3 — соединительный элемент; 4 — запальное устройство

Рис. 1.15. Кольцевая камера сгорания (а) и жаровая труба (б):

1 — жаровая труба; 2 — подвод воздуха; 3 — внутренний кожух; 4 — форсунка; 5 — подача топ­лива; 6 — отверстия для дополнительного подвода воздуха; 7 — фланец соединения с корпусом турбины; 8 — сопловые лопатки; 9 — наружный кожух

Рис. 1.16. Элемент камеры сгорания с жаростойкой облицовкой (а) и внешний вид внут­ренней полости жаровой трубы (б)

Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наруж­ным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала уста­навливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы — завихрители и форсунки.

Основными направлениями совершенствования камер сгорания являются уменьшение габаритов и массы, снижение расхода охлаждающего воздуха при одновременном увеличении температуры газа, обеспечение равномерности тем­пературного поля на выходе из камеры сгорания, улучшение процесса распыле­ния горючего, уменьшение эмиссии вредных веществ, повышение точности из­готовления элементов проточной части.

Современные камеры сгорания изготовляют сборными из литых или точе­ных секций, которые имеют системы отверстий для охлаждения и внутреннюю жаростойкую облицовку (рис. 1.16).

Для камер сгорания и турбин перспективных двигателей, работающих при температуре газового потока выше 2000 К, исключительную важность имеет повышение эффективности охлаждения. В частности, она может быть повышена разработкой систем с эффузионным охлаждением и лопаток с многослойными стенками, в которых воздух из внутренней полости лопатки осуществляет ин­тенсивное внутреннее охлаждение ее стенок и затем равномерно выпускается на внешнюю поверхность лопатки через отверстия перфорации, производя загради­тельное охлаждение. Такой способ проникающего охлаждения позволяет уменьшить расход охлаждающего воздуха на 20...25 % по сравнению с лопат­ками, применяемыми в настоящее время. Создание лопаток с проникающим ох­лаждением возможно только на основе принципиально новых технологических решений, которые разрабатывают в ведущих исследовательских лабораториях мира.

Одним из таких решений является технология ламиллоя (Lamilloy), заключающаяся в изготовлении лопаток или других деталей из формованного или литого листового материала, имеющего отверстия и выступы (рис. 1.17).

Рис. 1.17. Листы ламиллоя (а) и элемент соплового аппарата турбины, выполненный с их использованием (б)

Разрабатывают технологии литья по выплавляемым моделям с использова­нием сложных сборных стержней, позволяющие получать монокристаллические лопатки с многослойными стенками.

Исследуют и другие методы получения подобных конструкций, в частности электронно-лучевым напылением оболочек, формирующих охлаждающие каналы.

Для защиты деталей горячего тракта двигателей широко применяют жаро­стойкие и термобарьерные покрытия (рис. 1.18). Они позволяют увеличить тем­пературу газа на 100... 150°, повысить ресурс и надежность. Эффект от нанесе­ния термобарьерных покрытий обеспечивается их низкой теплопроводностью, вследствие чего защищаемый материал испытывает меньшее тепловое воздействие.

Для увеличения маневренности военных самолетов на двигателях исполь­зуют поворотные сопла (рис. 1.19). Например, на двигателе АЛ-31ФП, устанав­ливаемом на самолеты Су-30МКИ, Су-30МК и Су-37, применено сужающееся-расширяющееся поворотное реактивное сопло, позволяющее управлять векто­ром тяги двигателя в двух плоскостях: в вертикальной на ±15°, а в горизонталь­ной — ±8°.

Рис. 1.18. Лопатки газовых турбин с защитными покрытиями: а — рабочие; б — сопловые

Рис. 1.19. Поворотное сопло (а) двигателя АЛ-31ФП, створки соп­ла (б) и всеракурсное сопло (в)

Сопло включает венец профилированных створок, управляемых с помощью гидроцилиндров, и сверхзвуковые створки, образующие расширяющуюся часть. Наружный контур сопла образован внешними створками, передние концы кото­рых представляют собой гибкие элементы, входящие внутрь мотогондолы и все­гда прижатые к внутренней поверхности ее обшивки силами упругости. Специ­альная система уплотнения створок препятствует прорыву горячих газов из уз­лов поворота сопла во всех его положениях. Для обеспечения прохождения век­тора тяги двигателя вблизи положения центра тяжести самолета ось реактивного сопла в нейтральном положении наклонена в вертикальной плоскости относи­тельно оси двигателя на 5°.

На самолете Су-37 управление вектором тяги осуществляется посредством от­клонения сопел двигателей в пределах 15° в вертикальной плоскости (как синхрон­но, так и дифференциально). На самолете Су-ЗОМК отклонение сопел двигателей в пределах 15° производится в плоскостях, расположенных по углом 32° к продоль­ной плоскости симметрии двигателя, благодаря чему удается получить как верти­кальную, так и боковую составляющую вектора тяги; рабочим телом системы управления поворотом сопел является авиационный керосин, и она замкнута на систему топливной автоматики двигателя. Контур управления вектором тяги двига­телей АЛ-31ФП включен в систему дистанционного управления самолета.

Одним из наиболее сложных узлов АЛ-31ФП является уплотнение в месте сочленения поворотного сопла с концевой частью форсажной камеры, где тем­пература достигает 2000 °С, а давление 5.. .7 атмосфер.

Разрабатывают всеракурсные поворотные сопла, обеспечивающие самолету дополнительную маневренность.

Работу авиационного ГТД обеспечивают сложные системы управления, диагностики и контроля, а также пневмо- и гидроагрегаты.

Агрегаты современных ГТД — сложнейшие изделия, состоящие из не­скольких тысяч деталей, к которым предъявляют очень высокие требования по точности, качеству изготовления и сборки. Полный цикл производства агрегатов иногда занимает несколько месяцев. Они должны обеспечивать надежную экс­плуатацию ГТД на разных режимах. Их ресурс должен составлять от 7500 до 20000 ч. Агрегаты современных двигателей выполняют до 30 различных функ­ций, в частности управление противопомпажными устройствами, регуляторами спрямляющих аппаратов компрессора, регулируемыми соплами и диффузорами, реверсом тяги и охлаждением турбины, подачей топлива и масла, системой запуска.