книги из ГПНТБ / Пономарев Б.А. Двухконтурные турбореактивные двигатели

Двухконтурные двигатели с задним расположением вентилято­ ра вследствие отмеченных ранее газодинамических и конструктив­ ных недостатков в настоящее время не разрабатываются.

Опытные и проектируемые двухконтурные двигатели

Разработка и принятие на вооружение новых и модернизация •существующих самолетов осуществляется в основном одновремен­ но с созданием новых двигателей или более совершенных модифи­ каций серийных двигателей. В настоящее время для ВВС США и других капиталистических стран разрабатывается ряд Д Т Р Д и

.ДТРДФ нового поколения. Подобный процесс происходит и в граж­ данской авиации.

Для двухдвигательного самолета-истребителя с крылом изме­ няемой стреловидности Мак Доннел Дуглас F-15 фирмой «ПраттУитни» разрабатывается ДТРДФ F100-PW-100. Он относится к ти­ пу двигателей, рассчитанных на скорость полета, соответствующую числу М п = 2 , 5 , и возможно с перспективой на полеты со скоростью,

ДТРДФ F 401 с тягой ~ 12 700 кгс, имеющий ту же газогенератор- Бую часть и предназначенный для истребителя ВМФ США F-14B, сконструирован с использованием проверенных решений и достиже­ ний еще продолжающихся исследований, в частности, по программе LWGG-ATEGG (см. рис. 29). Кроме того, при производстве и кон­ струировании двигателей использованы новейшие технологические

Двигатели имеют общую степень повышения давления я * 2 = 23 и температуру газа перед турбиной Г* = 1590° К, степень двухкон­ турности для F 100 равна m = 0,7-^0,8, для F401 — m ~ l . Двигатели двухвальные.

Двигатель F 100 (рис. 46, см. вклейку в конце книги) имеет трехступенчатый вентилятор с регулируемым ВНА, что обеспечи­ вает сохранение оптимального угла атаки на рабочих лопатках первой ступени вентилятора в широком диапазоне изменений усло­ вий на входе в двигатель, а следовательно, увеличивает диапазон устойчивой работы двигателя. Конструкция лопаток регулируемого ВНА выполнена из двух половин: передняя часть лопаток непод­ вижная, а задняя часть подвижная и прикреплена к передней части •шарнирно.

На ДТРДФ F 401 вентилятор имеет дополнительную подпорную ступень для наддува компрессора.

Компрессор высокого давления десятиступенчатый с регулируе­ мыми направляющими аппаратами первых трех ступеней.

Камера сгорания кольцевая и спроектирована специально для работы при большом давлении, кроме того она имеет малую длину

«90

патки, причем применена система охлаждения лобовым натеканием воздуха. При такой системе охлаждения внутри полой лопатки по­ мещается фигурная трубка, в стенках которой имеются отверстия, направляющие охлаждающий воздух на внутреннюю поверхность

.лопатки. Система обеспечивает высокоэффективное охлаждение ме­ талла лопаток и требует минимального количества воздуха, отби­ раемого от компрессора.

Двухступенчатая турбина вентилятора двигателей F 100 и F 401 о-іе охлаждается.

Форсажная камера двигателей короткая и обладает хорошей 'полнотой сгорания во всем диапазоне полетных режимов, она имеет несколько топливных каскадов, позволяющих регулировать тягу на режиме форсажа.

Повышение давления в воздушном тракте внешнего контура, •способное вызвать неустойчивый режим работы вентилятора, при увеличении тяги на режиме форсажа снижается путем уменьше­ ния расхода топлива в уже включенных каскадах в момент под­ ключения каждого нового каскада.

На двигателях F100 и F 401 впервые применена новая кон­ струкция реактивного сопла с уравновешенной створкой. Новое сопло с уравновешенной створкой крепится спереди, но в отличие от обычного сопла эта передняя точка створки не служит осью поворота или подвески. В новой конструкции ось поворота отодви­ нута назад примерно до середины первичной створки, что и делает эту створку практически уравновешенной, при этом створка вторич­ ного сопла становится свободно плавающей. В такой конструкции давление газа, которое всегда приложено к створкам, автоматиче­ ски устанавливает сопло в нужное положение.

Преимущество реактивного сопла с уравновешенной створкой заключается в его малом весе, так как уравновешенная створка тре­ бует только небольших усилий в дополнение к газодинамическому давлению, воздействующему на створку, обеспечиваемых легким пневмомотором и системой привода с ходовыми винтами, вместо тяжелых гидравлических исполнительных устройств, применяемых в других типах регулируемых реактивных сопел. Кроме того, новое •сопло имеет хорошие газодинамические характеристики.

В двигателях F 100 и F 401 применены совершенные титановые, •бериллиевые и стальные материалы, причем многие элементы вы­ полнены из слоистых конструкций с внутренними сотовыми напол­ нителями. Эти обстоятельства и рациональная конструкция эле­ ментов ДТРДФ позволили создать двигатели с очень низким удельным весом (почти в два раза лучшим, чем у двигателей, на­ ходящихся в эксплуатации в настоящее время).

Предполагается, что ресурс холодных частей двигателей соста-

91

вит 6000 ч, а горячих — 3000 ч. Для двигателей самолетов-истреби­

вальным военным ДТРДФ и предназначен для двухдвигательного многоцелевого самолета-истребителя «Панавиа» 200, создаваемого

тирования и эксплуатации трехвальных двигателей фирмы «РоллсРойс». Схема этого двигателя приведена на рис. 47. Д Т Р Д RB 199 имеет трехступенчатый вентилятор, трехступенчатый компрессор низкого давления и шестиступенчатый компрессор высокого дав­ ления. Каждый компрессор приводится одноступенчатой турбиной,, а вентилятор — двухступенчатой. Камера сгорания — кольцевая, форсажная камера — общая для обоих контуров. Реактивное сопло' двигателя — регулируемое с реверсивным устройством ковшового типа.

Рис. 47. Схема трехвального ДТРДФ RB 199-34R

По заявлению иностранных специалистов, двигатель RB 199 обладает типичными преимуществами трехвальных двигателей:

—возможность достижения высокой я*к 2 без необходимости иметь чрезмерные я* г в единичной ступени;

—возможность обходиться без регулируемого ВНА компрес­

сора;

—возможность выбора для каждого каскада скорости враще­ ния, близкой к оптимальной.

В печати сообщалось, что в будущем тяга RB 199 на режиме форсажа повысится до 6550 кгс. ДТРДФ RB 199 проектируется как многоцелевой двигатель, способный развивать большую тягу при форсировании для маневрирования во время боя, обеспечиватьускорение самолету при переходе на сверхзвуковую скорость поле-

92

та и быть достаточно экономичным без форсирования во время крейсерского полета на небольшой высоте.

Для французских ВВС разрабатывается ДТРДФ SNECMA M 53. Зтот двигатель предназначается для самолетов со скоростью noдета, соответствующей М п = 2 , 5 . В результате улучшения системы внутреннего охлаждения двигателя и смазки подшипников пред­

и двухдвигательных самолетах с крылом изменяемой стреловидно­ сти «Мираж» G-8 и их будущих модификациях, а также на истре­

можности установки его на все самолеты, оборудованные в настоя­ щее время ТРДФ «Атар» 9К-50.

В иностранной печати отмечается, что по сравнению с ТРДФ «Атар» ДТРДФ M53 развивает большую (примерно на 20%) тягу на всех режимах полета и имеет меньший (на 10—15%) удельный расход топлива, меньший вес, такой же диаметр и меньшую длину. Эти данные свидетельствуют не только о преимуществах парамет­ ров двухконтурных двигателей, но и о прогрессе в конструктив­ ных решениях. На рис. 48 сравниваются габаритные размеры дви­ гателей «Атар» 9К-50 и M 53.

Двухконтурный турбореактивный двигатель M 53 должен раз­ вивать на взлетном форсажном режиме тягу 8500 кгс при удельном расходе топлива примерно 2,08 кг/кгс-ч (рис. 49). Двигатель имеет степень двухконтурности 0,4 при низкой общей степени повышения давления менее 6,5. Температура газа перед турбиной на взлетном режиме равна 1473° К, а на режиме полета на высоте со скоростью, соответствующей М п = 2 , 5 , Т* = 1513° К.

Двигатель M 53 является одновальным ДТРДФ; насколько из­ вестно, это первый мощный двухконтурный двигатель такой схемы. Он имеет трехступенчатый вентилятор и пятиступенчатый компрес­ сор. Вентилятор двигателя трансзвуковой и имеет очень большие удельную производительность и напорность ступеней, благодаря чему удалось сократить общее число ступеней компрессорной груп­ пы. Отсутствие ВНА вентилятора делает его менее подверженным •поломкам при попадании посторонних предметов.

93

Двигатель M 53 снабжен кольцевой камерой сгорания с равно­ мерным полем давлений, что обеспечивает большую полноту сго­ рания и малый уровень дымления. В этом двигателе применен ме­ тод пленочного охлаждения стенок камеры сгорания. Кроме того,, процесс горения с равномерным полем давления уменьшает радиа­ цию от пламени и нагрев стенок. Проведенные испытания камеры сгорания показали, что в результате этих мероприятий на входе- в турби-ну обеспечено равномерное распределение температуры газа по окружности и очень малые потери давления.

Турбина двигателя M 53 двухступенчатая, охлаждаемая. Фор­ сажная камера двигателя имеет эффективную систему охлаждения,, позволившую использовать в конструкции этого узла титановый сплав. При проектировании реактивного сопла обращалось боль­ шое внимание на уменьшение донного сопротивления.

Двухконтурный турбореактивный двигатель M 53 имеет модуль­ ную конструкцию, что позволяет в случае необходимости быстро* заменить какой-либо узел двигателя.

с очень малой степенью двухконтурности, предназначенный для будущего многоцелевого двухдвигательного самолета-истребителя «Нортроп» Р-530. Хотя двигатель YJ 101 предполагается устанав­ ливать на истребитель завоевания превосходства в воздухе, 0№ будет пригоден и для любого истребителя, от которого не требует­ ся большой дальности полета. Двигатель должен развивать на взлетном режиме с форсажем тягу 6500 кгс. В иностранной печати;

94

сообщалось, что YJ 101-GE 100 имеет степень двухконтурности 0,2— 0,3 (по другим данным ~0,6) при общей степени повышения дав­

По мнению иностранных специалистов, в этом двигателе соче­ таются лучшие качества РТРД и ТРД. Учитывая очень малую величину степени двухконтурности двигателя YJ 101, его называют турбореактивным двигателем с постоянным отбором воздуха. С другой стороны, этот двигатель можно рассматривать и как двухконтурный турбореактивный двигатель с очень малой сте­ пенью двухконтурности.

Воздух, отобранный от компрессора, используется для охлаж­ дения форсажной камеры и сопла и участвует в рабочем процессе. Вследствие относительно большого количества охлаждающего воз­ духа двигатель YJ 101 работает при более высоких температурах и давлениях, чем ТРД, и имеет в полете меньшее лобовое и донное сопротивления, чем ДТРД . Эти обстоятельства обусловили возмож­ ность получения большей (на 10—15%) удельной тяги, чем в тур­ бореактивном двигателе. Удельный расход топлива у двигателя YJ101 на крейсерском режиме примерно на 10% выше, чем у ДТРД . Вместе с тем на форсажном режиме у него удельный рас­ ход топлива на 20% ниже, чем у ТРДФ.

Выбор схемы двигателя с очень малой степенью двухконтур­ ности для тактического истребителя малой дальности полета обос­ новывается следующими соображениями.

Так как тактический истребитель не патрулирует, то основную часть топлива он расходует на режиме форсирования во время боя. Но, как известно, для такого режима полета наиболее подходящим, является ТРДФ, обеспечивающий минимальный расход топлива.. Кроме того, вследствие более высокой удельной тяги ТРДФ одно­ контурный двигатель компактнее и легче, чем ДТРДФ . Благодаря более высокому уровню температуры в ТРД по сравнению с Д Т Р Д (из-за влияния относительно холодного потока внешнего контура) степени форсирования ТРД ниже, а следовательно, меньше потреб­ ное изменение площади сечения реактивного сопла при включении форсажа и меньше донное сопротивление силовой установки.

Двигатель YJ 101-GE 100 двухвальный, имеет компрессоры низ­ кого и высокого давления, каждый из которых состоит из пяти сту­ пеней. Камера сгорания двигателя кольцевая. Каждый компрессор приводится одноступенчатой турбиной. Двигатель имеет сужаю­ щееся-расширяющееся реактивное сопло. Число опор в двигателе равно пяти. На рис. 50 приведена схема ДТРДФ YJ 101-GE 100.

Параметры рабочего цикла двигателя YJ 101 существенно выше параметров предшествующих двигателей подобного назначения. Высокая степень повышения давления (я* > 20) достигается при­ менением двухкаскадной схемы компрессора, а работоспособность

95

турбин при достаточно высокой температуре газа (7, *>1520°К)

обеспечивается их охлаждением.

При проектировании и разработке двигателя решался вопрос о выборе одноили двухкаскадной схемы компрессора. По мнению проектантов, при степени повышения давления более 21 и выше двухкаскадная конструкция компрессора обязательна; при степени

Рис. 50. Схема двигателя YJ 101

схема компрессора, так как при этом получаются меньшие размеры и вес двигателя; кроме того, двухкаскадная схема имеет большие возможности по увеличению степени повышения давления в пер­ спективе. Однако эта схема более сложная и дорогостоящая. Для охлаждения турбины от компрессора отбирается значительное ко­ личество воздуха.

В двигателе YJ 101 проблема охлаждения форсажной камеры и реактивного сопла приобрела особо важное значение из-за недо­ пустимо высокой температуры газа за турбиной, что объясняется высокой температурой газа после камеры сгорания при относи­ тельно небольшом перепаде температур в турбине (по отношению к сравнимому по параметрам Д Т Р Д с большей степенью двухкон­ турности). Для решения этой проблемы и был применен постоян­ ный отбор части воздуха от компрессора и перепуск его по внеш­ нему кольцевому каналу в форсажную камеру. Обеспеченные таким образом высокие температуры рабочего цикла с избытком компенсируют потери на отбор воздуха. Кроме того, высокая ве­ личина Г* обусловливает необходимость применения и увеличен­ ной степени повышения давления. В результате двигатель YJ 101 должен иметь удельную тягу, увеличенную на 10—15% даже по сравнению с существующими ТРДФ.

Как достоинство двигателя YJ101 отмечается более простая конструкция его реактивного сопла, так как нет необходимости использовать эжектор, который в обычном ТРД организует поток охлаждающего воздуха в двигательном отсеке. Кроме того, дви­ гательный отсек с двигателем типа YJ 101 работает при давлении

96

окружающего воздуха, что уменьшает вес этой самолетной кон­ струкции.

На проектируемом стратегическом сверхзвуковом бомбардиров­ щике Норт Амернкэн Рокуэлл В-1А предполагается установить четыре ДТРДФ Дженерал Электрик F 101. Самолет В-1А должен обладать возможностью длительного полета на большой высоте. Сообщается, что дальность самолета без заправки топливом в по­ лете должна достигать примерно 16 000 км, а расчетная крейсер­ ская скорость — соответствовать числу М п =2^ - 2,4 на высоте 15 км. Для преодоления противодействия средств ПВО противника само­

ках полета протяженностью примерно 1600 км. В районе цели на участке «броска» необходима малая сверхзвуковая скорость, соот­ ветствующая числу М п = 1,1 -г-1,2. В иностранной печати отмечает­ ся, что успех создания этого самолета и достижение намеченных летных данных в значительной мере будут определяться совер­ шенством силовой установки, и в частности двигателя.

Двигатель F 101 имеет двухступенчатый вентилятор с регули­ руемым ВНА. Основная цель применения регулируемого ВНА за­ ключается в обеспечении устойчивой работы вентилятора при боль­ ших неравномерностях и пульсациях воздушного потока, обуслов­ ленных коротким каналом воздухозаборника на бомбардировщике В-1А, который должен совершать маневрирование со сверхзву­ ковой скоростью.

Рабочие лопатки первой ступени вентилятора выполнены заод­ но с антивибрационными бандажными полками, расположенными по периферии. В процессе конструирования вентилятора принима­ лись специальные меры для обеспечения высокой сопротивляемости лопаток при попадании в двигатель посторонних предметов.

Компрессор двигателя девятиступенчатый, но обеспечивает ту же работу сжатия, что и 16-ступенчатый обычный компрессор. Бо­ лее высокая степень повышения давления в ступени достигается увеличением аэродинамической нагрузки профилей и увеличением окружных скоростей рабочих лопаток. Кроме того, проведены спе­ циальные мероприятия по устранению срыва потока с направляю­ щих лопаток. Направляющие аппараты имеют поворотные лопатки, позволяющие регулировать параметры потока воздуха при изме­ нении режима полета.

Рабочие лопатки вентилятора и первых трех ступеней компрес­ сора изготовлены из титанового сплава, рабочие лопатки последних ступеней — стальные, а менее нагреваемые детали статора компрес­ сора изготовлены из композиционных материалов.

Вместо топливных форсунок применяются трубки, расположенные по окружности камеры сгорания, через которые впрыскивается топливо в чашечные завихрительные испарители. В чашках завихрителей топливо смешивается с воздухом, поступающим из ком­ прессора. Распыленная парообразная смесь сгорает примерно на 200 мм длины камеры сгорания. Температура газа на входе в тур­ бину достигает 1650° К.

Турбина высокого давления одноступенчатая, что свидетель­ ствует о высокой аэродинамической нагрузке на нее. Охлаждается она воздухом, который отбирается от компрессора, поступает в ко­ рень лопатки и выходит при очень большой периферийной окруж­ ной скорости. Высокая окружная скорость турбины достигается применением усовершенствованных жаропрочных сплавов и эффек­ тивного охлаждения. Турбина низкого давления двухступенчатая, кеохлаждаемая.

Форсажная камера двигателя короткая. Максимальный диа­ метр ее примерно на 30% превышает диаметр входа в двигатель. Форсажная камера со смешением потоков. Основная часть воздуха участвует в процессе горения, меньшая часть воздуха поступает

торов пламени. Конструкция и параметры форсажной камеры оптимизированы для продолжительного полета на небольших вы­ сотах при высоких дозвуковых числах Мп , а также для полета на большой высоте при М п = 2 , 2 .

Реактивное сопло сверхзвуковое, регулируемое. Для согласова­ ния параметров элементов двигателя изменяется угол наклона его створок.

В иностранной печати сообщается, что ДТРДФ F 101 имеет су­ щественно улучшенные характеристики отдельных узлов по срав­ нению с характеристиками аналогичных узлов предшествующих двигателей фирмы «Дженерал Электрик». В частности, металл тур­ бины высокого давления имеет меньшую температуру, чем металл

на 30% меньший объем и на 25% меньший удельный расход топ­ лива.

98