ВВЕДЕНИЕ

Двухконтурные турбореактивные двигатели к настоящему времени стали основным типом газотур­бинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов гражданской авиации как у нас в стране, так и за рубежом. При высоких дозвуковых скоростях полета они обладают рядом преимуществ по срав­нению с одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями.

Высокая стартовая тяга, низкий удельный расход топлива, пониженные уровни шума как в крейсерском полете, так и при взлете выгодно отличают их от ТРД.

Малая относительная масса, высокие значения тягового КПД, в особенности на высоких крей­серских скоростях полета, соответствующих 0,7.. . 0,9 М, простота конструкции, а следовательно, и эксплуатации являются их преимуществами по сравнению с ТВД.

В разработке идеи и создании двухконтурных газотурбинных двигателей велика заслуга оте­чественных ученых и конструкторов. Впервые схема двухконтурного ВРД, которая может считаться прообразом современных ТРДД, была предложена в 1932 г. К. Э. Циолковским.

В 1937 г. советским авиаконструктором А. М. Люлька была предложена схема и разработан проект двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего все основные конструктивные элемен­ты современного ТРДД.

Значителен вклад советских ученых и в создание теории двухконтурных двигателей. Основу этой теории составляют труды по реактивным двигателям профессора Н. Е. Жуковского и осново­положника современной теории воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина.

Развитию теории двухконтурных турбореактивных двигателей посвящены многие работы советс­ких ученых И. И. Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К. Казанджана, А. Л. Клячкина, С. М. Шляхтенко и др.

Практическое создание и внедрение в гражданской авиации двухконтурных двигателей началось в конце 50-х—начале 60-х гг. Первым отечественным двухконтурным двигателем, вошедшим в серийное производство и эксплуатацию в гражданской авиации, является двигатель Д-20П, созданный в кон­структорском бюро, возглавляемом П. А. Соловьевым. Этот двигатель в течение ряда лет успешно эксплуатировался на самолете Ту-124. Накопленный при этом опыт был использован в дальнейшем при создании новых, более совершенных ТРДД в ряде конструкторских бюро нашей страны.

В результате в конце 60-х и начале 70-х гг. Аэрофлот был оснащен реактивными пассажирскими самолетами с двухконтурными двигателями Д-30 (КБ П. А. Соловьева), НК-8 (КБ Н. Д. Кузнецова), АИ-25 (КБ В. А. Лотарева).

Двигатели Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП созданы конструкторским бюро под руководством П. А. Соловьева в начале 70-х гг. Характерная особенность указанных двигателей — высокий уровень основных пара­метров рабочего процесса. В частности, примененные в двигателях значения степени повышения давле­ния и температуры газов перед турбиной соответствовали максимальному уровню этих параметров, достигнутому в мировом авиадвигателестроении к моменту проектирования двигателей. В этих дви­гателях получили дальнейшее развитие системы охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины, впервые в отечественной практике примененные в двигателе Д-30, а также система автоматического управления топливоподачей.

Благодаря высоким значениям параметров рабочего процесса, совершенству конструктивных и технологических решений двигатели Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП по удельным параметрам соответствуют, а от­части и превосходят лучшие зарубежные двигатели этого класса, созданные в те же годы.

Конструктивные узлы и функциональные системы двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП имеют много общего, поэтому при их описании в книге в качестве базового принят двигатель Д-ЗОКУ, а для двигателя Д-ЗОКП приведены, главным образом, его отличия. В тех случаях, когда различия очень существенны, приводятся описания узлов, систем и агрегатов обоих двигателей.

Современный ГТД является сложной и дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки и техники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиа­ционных двигателей является глубокое знание летным и инженерно-техническим составом их конструк-

з

ции, физической сущности явлений и процессов, протекающих в двигателях, а также правил эксплуата- ции авиационной техники. »

По мере накопления опыта эксплуатации конкретного типа авиадвигателя конструкторы вносят в его конструкцию соответствующие изменения, технологи совершенствуют процесс его изготовления, эксплуатационники улучшают методы технического обслуживания и применяющееся при этом обо­рудование. Все перечисленные мероприятия направлены на повышение безопасности, регулярности и экономической эффективности полетов. Поэтому с описанием конструкции двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП в настоящей книге значительное внимание уделено конструктивным изменениям и обобщению опыта эксплуатации. Авторы признательны представителям эксплуатационных подразделений и завода-изготовителя за помощь, оказанную при сборе материалов.

Авторы выражают глубокую благодарность генеральному авиаконструктору П. А. Соловьеву и ру­ководимому им коллективу за большую помощь в создании книги.

Авторы признательны также сотрудникам кафедры Конструкции и прочности авиационных дви­гателей КНИГА Г. В. Барановой и Л. И. Левочкиной за помощь в подготовке рукописи к изданию.

Глава 1 основные положения теории авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей

1.1. Схема и принцип действия авиационного двухконтурного

Турбореактивного двигателя

Двухконтурным турбореактивным двигателем (ТРДД) называется газотурбинный двигатель, основной особенностью которого является создание тяги в двух (обычно соосных) контурах. Внутренний контур представляет собой турбореактивный двигатель и состоит из входного направляющего устрой­ства, компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного устройства (реактивного сопла). Этот контур ТРДД принято называть газогенератором. Наружный контур состоит из входного устройства, компрессора (вентилятора, расположенного в кольцевом канале) и выходного устройства. На сжатие воздуха в компрессоре наружного контура расходуется часть мощности турбины внутреннего контура, т. е. часть энергии газогенератора передается в наружный контур.

ТРДД могут быть выполнены с раздельным выходом потоков из контуров и со смешением этих потоков (рис. 1.1) в пространстве между турбиной и реактивным соплом (в камере смешения). В первом случае истечение продуктов сгорания происходит через отдельные реактивные сопла, во втором — через общее реактивное сопло.

Принцип работы ТРДД заключается в следующем. Весь поступающий в двигатель воздух проходит через общее входное устройство и компрессор низкого давления (КНД), являющийся общим для обоих

контуров, а затем в корпусе разделяется на потоки, движущиеся по внутреннему и наружному кон­турам. Во входном устройстве и КНД происходит увеличение давления и температуры воздуха. Воздух, поступающий во внутренний контур, проходит через компрессор высокого давления (КВД), в котором происходит дальнейшее повышение его давления и температуры. Из КВД сжатый воздух поступает в камеру сгорания, в которой в результате сгорания топлива осуществляется дополнительное повышение его температуры. Газовоздушная смесь (газ), сжатая и нагретая, поступает в турбины высокого (ТВД) и низкого (ТНД) давлений, в которых происходит расширение и преобразование части тепловой энергии газового потока в механическую работу. Эта работа затрачивается на привод КНД, КВД и аг­регатов двигателя и летательного аппарата. Из турбины газ поступает в камеру смешения и общее реактивное сопло.

Воздушный поток, поступающий в наружный контур, продвигается по кольцевому каналу и попа­дает в камеру смешения и общее реактивное сопло, в котором происходит его ускорение с целью создания реактивной тяги.

Распределение воздушного потока между контурами в ТРДД характеризуется степенью двух-контурности т, т.е. отношением расхода воздуха через наружный контур (Си) к расходу воздуха через внутренний контур (G„i). Степень двухконтурности современных ТРДД изменяется в широких пре­делах (от 0,5 до 8 и выше) и может служить характеристикой любого типа воздушно-реактивного двигате­ля (ВРД). Так, для одноконтурного ТРД т = 0 (отсутствует наружный контур), для прямоточного ВРД т = оо (отсутствует внутренний контур), для турбовинтового двигателя т изменяется в пределах от 50 до 100 и выше (наружный контур образуется наружной поверхностью двигателя и границей свободной струи воздуха, проходящей через воздушный винт).

В двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП, выполненных по схеме ТРДД со смешением потоков, т = 2,5.

Реактивная тяга ТРДД представляет собой суммарную силу реакции потоков газа и воздуха, вытекающих из реактивного сопла двигателя. Реактивная тяга ТРДД со смешением потоков воздуха и газа (при неполном расширении газа в сопле) может быть определена по формуле

P = G_rZCc+ (Pc-p_H)F_c-G_BlV_n, (1.1)

где G_r£—суммарный расход газа через двигатель (реактивное сопло); с_с—скорость истечения смешан­ной газовой струи из общего реактивного сопла; р_с—давление газа на срезе реактивного сопла; р„—давление окружающей среды; F_c—площадь выходного сечения реактивного сопла; G„x— суммарный расход воздуха через двигатель; V„—скорость полета.

Принимая Grx = G_Bx+G_Tj, где G_T£—суммарный расход топлива в двигателе, и G_Ti/G_Bi = q_T, приводим формулу (1.1) к следующему виду:

P = G_Bl[(l +<?_т)Сс- V„}+ (p_c-p_H)F_c. (1.2)

При полном расширении газа в реактивном сопле формулы (1.1) и (1.2) примут следующий вид:

P = G_rlc_c-G_BlV_n; (1.3)

P=G._I[(1+<?_т)Сс-V„j.

(1.4)