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

тягу на взлете 4200 кгс при удельном расходе топлива 0,37 кг/кгс-ч. Степень двухконтурности двигателя равна 6,2 при общей степени повышения давления 17 [22].

Двигатель TF34 в некотором смысле является уменьшенным вариантом Д Т Р Д TF39. TF34 имеет одноступенчатый вентилятор без ВНА, приводимый четырехступенчатой неохлажда'емой турби­ ной. Компрессор состоит из 14 ступеней и имеет поворотные на­ правляющие аппараты первых ступеней. Камера сгорания кольце­ вого типа с испарительными форсунками. Компрессор приводится двухступенчатой турбиной высокого давления, сопловые лопатки которой имеют пленочное охлаждение, а рабочие лопатки —кон­ вективное охлаждение.

В иностранной печати сообщалось, что в процессе доводки дви­ гатель TF34 прошел ряд специальных испытаний, в частности ра­ ботал при засасывании воды в виде струй и в распыленном виде. Кроме того, проводятся мероприятия по уменьшению шума двига­ теля.

Вариант двигателя TF34 предлагается использовать для двухдвигательного военного самолета непосредственной поддержки — штурмовика А-10 [33]. Основные требования, предъявленные ВВС к самолету А-10, — надежность, маневренность, большая продол­ жительность патрулирования, возможность полета на малых высо­ тах и эксплуатации с грунтовых аэродромов, а также простота и дешевизна изготовления. Для обеспечения этих требований наибо­ лее подходящим двигателем считается ДТРД с большой степенью двухконтурности, имеющий высокую тягу при низком удельном расходе топлива.

Кроме проектирования и разработки новых Д Т Р Д и ДТРДФ для военных самолетов в 70-е годы продолжится модернизация существующих двухконтурных двигателей: TF30; TF39; «Пегас»; «Спей»; «Адур»; TF41 и других.

Известно, что с увеличением степени двухконтурности увели­ чивается диаметр вентилятора и уменьшается диаметр газогене­ раторной части ДТРД . В результате уменьшается скорость враще­ ния ротора вентилятора и существенно увеличивается число ступе­ ней вентиляторной турбины. Для увеличения скорости вращения этой турбины можно использовать редуктор между вентилятором и его турбиной. Для мощных двухконтурных двигателей такая схе­ ма пока не применяется, так как вес и объем маслорадиатора редуктора совершенно неприемлемы. Однако для маломощных двигателей такое решение рассматривается. В частности, известны опытные ДТРД, имеющие вентилятор, приводимый через редуктор:

Двухконтурный двигатель Турбомека «Астафан> является одним

100

из немногочисленных ДТРД с вентилятором, приводимым через редуктор. Модификация «Астафан» 3 имеет взлетную тягу 860 кгс

особенностью рабочего колеса которого являются поворотные ло­ патки. Изменением угла установки этих лопаток регулируется тем­ пература газа перед турбиной и тяга двигателя. Схема ДТРД «Астафан» приведена на рис. 52. В настоящее время двухконтурные двигатели с вентилятором, приводимым через редуктор, нахо­ дятся в стадии экспериментальных исследований.

Для гражданской авиации разрабатываются более совершен­ ные модификации существующих двигателей и проектируются но­ вые ДТРД . Создаются модификации мощных двухконтурных дви­ гателей— CF6, JT9D, RB211. Проектируются Д Т Р Д тягой пример­

3500 кгс) и некоторые другие двигатели [22], [26], [27], [29], [33], [43].

101

При разработке этих двухконтурных двигателей -ставится за­ дача создания малошумных двигателей модульной конструкции, которые должны иметь низкий уровень дымления, малый удельный расход топлива и быть легкодоступными при техническом обслу­ живании.

Разрабатываемые ДТРД конструируются как по известным и проверенным схемам, так и по схемам, ранее не применявшим­

гателем для нового класса служебных самолетов, предназначенных для трансатлантических полетов, эксплуатация которых должна начаться в 70-х годах. Представители фирмы заявляют, что этот двигатель может заменить существующие двигатели на самолетах штабных, служебных и специальных вариантов, рассчитанных на большую дальность полетов, в частности на самолетах Норт Америкэн «Сейбрлайнер», Локхид «Джетстар» и Дассо «Фалкон». Пред­ полагается также, что двигатель ATF-3 будет подходящим и для служебных самолетов типа СУВП.

Двигатель ATF-3 имеет необычный газовоздушный тракт, в ко­ тором до смешения во внешнем контуре воздуха и газа дважды изменяется направление потока на противоположное. В конструк­ ции этого трехвального Д Т Р Д предусмотрено отделение двух ро­ торов (вентилятора и компрессора низкого давления) от третьего ротора (компрессора высокого давления) в отличие от трехвальных двигателей фирмы «Роллс-Ройс», в которых все три вала соосные и соблюдается «классический» порядок: вентилятор, компрес­

в вентиляторе и разделяется на два потока, один из которых посту­ пает во внешний, другой — во внутренний контур. Поток воздуха, поступивший во внутренний контур, сжимается в осевом компрес­ соре низкого давления и транспортируется по восьми каналам в заднюю часть двигателя. Там направление потока изменяется на 180°, после чего он поступает в центробежный компрессор высо­ кого давления. Далее сжатый воздух направляется в кольцевую камеру сгорания противоточного типа. Горячий газ, поступающий из камеры сгорания, расширяется в турбине высокого давления, которая приводит центробежный компрессор и агрегаты. Затем газ расширяется в турбине, приводящей вентилятор, и в турбине низ­ кого давления, приводящей осевой компрессор. Поток газа из-за последней турбины через восемь каналов с лопаточными решетка­ ми направляется во внешний контур, где смешивается со сжатым

102

воздухом. Выхлопные газы выходят из общего реактивного сопла, образованного наружным кожухом внешнего контура и хвостовым обтекателем задней части двигателя.

Фирма обращает внимание на большую для маломощного дви­ гателя величину общей степени повышения давления (~25), что удается получить достаточно просто применением центробежного компрессора, который для двухконтурных двигателей таких разме­ ров более эффективен, чем осевой. Применение одноступенчатого

центробежного компрессора вместо многоступенчатого осевого упрощает конструкцию двигателя. Необычность компоновки цен­ тробежного компрессора предопределена желанием не пропускать через рабочее колесо компрессора валы двух других роторов, так как при этом его к. п. д. должен был бы снизиться.

Проведенные испытания подтвердили возможность реализации объявленных параметров двигателя и показали, что эффективность цикла превосходит расчетную, а к. п. д. компрессора к тому же мо­ жет быть получен выше предполагаемого.

Разрабатываются и другие модификации и варианты двигателя. В частности, модификация ATF-3A должна иметь тягу до '2270 кгс, для достижения которой предполагается улучшить компоновку компрессора и применить повышенную температуру газа на входе в турбину. Рассматривается вариант двигателя с увеличенным расходом воздуха и повышенной температурой газа перед турби­ ной. Тяга такого двигателя должна достигать ~4100 кгс.

На базе ATF-3 предполагается также разработать турбовальные двигатели для военного многоцелевого вертолета большой гру­ зоподъемности и для армейского тактического транспортного са­ молета общего назначения.

При анализе характеристик Д Т Р Д ATF-3 было определено, что трансконтинентальные полеты необходимо осуществлять на крей-

103

Г л а в а IV

ДВУХКОНТУРНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ САМОЛЕТОВ С УКОРОЧЕННЫМ И ВЕРТИКАЛЬНЫМ

ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ

Двухконтурные двигатели нашли широкое применение за рубе­ жом и в качестве силовых установок для самолетов с вертикаль­ ным взлетом и посадкой (СВВП) и самолетов с укороченным взле­ том и посадкой (СУВП). В настоящее время известно много схем силовых установок для СУВП и СВВП с ДТРД, и число их про­ должает увеличиваться.

Причинами того, что двухконтурные двигатели применяются дляСВВП и СУВП, являются определенные преимущества Д Т Р Д пе­

струи, что упрощает проблему предотвращения эрозии почвы взлет­ но-посадочной полосы, особенно острую в полевых условиях, и су­ щественно снижает уровень шума, что необходимо в первую оче­ редь для самолетов гражданской авиации; меньшую длину, что- очень важно при компоновке двигателя в фюзеляже или мотогон­ доле.

К двигателям, проектируемым для СУВП и СВВП, предъявля­

установки. В частности, для СВВП важным дополнительным тре­ бованием к двигателю является наибольшая приемистость, так как положение самолета на режиме висения определяется и стабили­ зируется изменением вектора тяги [8], [9].

При вертикальном взлете самолета на параметры и схему дви­

сил на режиме перехода от висения к нормальному полету реак­ тивные струи двигателя;

2) способ стабилизации самолета в фазе висения, когда тре­ буется сбалансировать постоянно действующие и переменные по*

105.

3) большой отбор воздуха от двигателя для управления самоле­ том с помощью дополнительных тяговых сопел.

Силовые установки СВВП по принципу создания вертикальной л горизонтальной тяг можно разделить на три класса: единые си­ ловые установки; составные силовые установки и силовые уста­

маршевые двигатели). Изменение вектора тяги достигается или поворотом струи выхлопных газов, или поворотом двигателя.

Требования по тяге к единым силовым установкам более высо­ кие, чем к двигателям самолетов с обычной длиной дистанции •взлета и посадки. Величина тяги такой силовой установки должна быть достаточной не только для взлета, но и для набора высоты il скорости, экономичного крейсерского полета и полета с макси­ мальной скоростью (боевой режим).

Величина вертикальной тяги для СВВП особенно важна, так как определяет возможность осуществления вертикального взлета, причем для его нормального обеспечения необходимо превышение взлетной тяги силовой установки над взлетным весом самолета по крайней мере на 25%. Иногда подъемно-маршевые двигатели дол­ жны развивать и отрицательную тягу (для посадки на укорочен­ ную ВПП).

Для осуществления плавного перехода от вертикального к го­ ризонтальному полету и наоборот вектор тяги двигателя должен иметь возможность поворачиваться вокруг центра тяжести само­ лета. Кроме того, на режиме вертикального взлета и посадки для стабилизации самолета необходимо, чтобы силовая установка с по­ мощью управляемого перепуска воздуха выполняла функции си­ стемы ориентации СВВП. Наибольшая тяга и наибольшее количе­ ство отбираемого воздуха требуются на режиме вертикального взлета. Это обстоятельство в значительной мере затрудняет созда­ ние подъемно-маршевого двигателя.

При вертикальном взлете самолета требуемая тяга в 3—4 раза превышает тягу, необходимую для крейсерского полета на дозву­ ковой скорости. Для крейсерского полета на сверхзвуковой скоро- •сти потребная тяга велика и сравнима по величине с взлетной тягой.

Подъемно-маршевые двигатели используются в основном на военных самолетах, так как позволяют осуществлять не только укороченный или вертикальный взлет и посадку, но и полет с высо­

удается реализовать все преимущества двухконтурных двигателей. Требование по уровню шума, весьма существенное для граждан­

106

лей, создающих вертикальную тягу на режимах взлета и посадки (подъемные двигатели), и двигателей, создающих горизонтальную тягу на других режимах полета (маршевые двигатели). Подъем­ ные двигатели рассчитаны на работу в течение нескольких минут за полет и поэтому должны быть очень легкими и надежными, с высокой удельной тягой. В связи с особенностью расположения двигателей на самолете (обычно в вертикальном положении) не­ обходимо максимально укоротить их. Кроме того, для подъемных двигателей важны простота и высокая надежность конструкции, а также малая стоимость. Последнее обстоятельство имеет особое значение при большом количестве подъемных двигателей, устанав­ ливаемых на одном самолете, и их малом ресурсе [16].

Несмотря на то что подъемные двигатели работают сравнитель­ но короткое время, их удельный расход топлива является доста­ точно важным параметром силовой установки, так как вес топлива, необходимого для работы подъемных двигателей, является допол­ нительным к весу топлива, который несет самолет на всех режимах полета, кроме взлета и посадки. Поэтому для подъемного двига­ теля необходим низкий удельный расход топлива, чего можно до­ стичь применением ДТРД, особенно с большой степенью двухкон­ турности.

Малый вес двигателя достигается в результате применения ком­ позитных материалов, стеклопластиков, легких сплавов, сокраще­ ния числа опор, упрощения топливной, масляной систем и системы запуска и рационального выбора параметров термодинамического цикла, в частности общей степени повышения давления и степени двухконтурности.

Маршевыми двигателями для таких самолетов могут быть дви­ гатели, применяемые на самолетах, имеющих обычные дистанции при разбеге на взлете и пробеге на посадке. Их тип и параметры определяются назначением самолета.

и вертикального взлета и посадки; но на взлете и посадке исполь­ зуется агрегат усиления тяги. Агрегат усиления тяги может выпол­ няться в виде выносного турбовентилятора или в виде газового эжектора. Достоинствами такой силовой установки являются высо­ кая экономичность, малые скорости истечения реактивных струй и возможность использования серийных или модифицированных ТРД или Д Т Р Д в качестве газогенераторов. Однако эти силовые уста­ новки имеют большие размеры и вес, что затрудняет их размеще­ ние на самолете. Кроме того, истечение больших расходов газа с малыми скоростями затрудняет разгон самолета до скоростей, на которых аэродинамические силы становятся достаточными для управления летательным аппаратом.

Работы над силовыми установками с агрегатами усиления тяги ведутся в различных странах, но из-за больших конструктивных и газодинамических трудностей они до сих пор не вышли из стадии экспериментирования [8].

107

Подъемно-маршевые двигатели

Типичным подъемно-маршевым двигателем с поворотными соп­ лами является двигатель Роллс-Ройс/Бристоль «Пегас», устанав­ ливаемый на однодвигательном истребителе-бомбардировщике вер­ тикального взлета и посадки «Хариер». Работы над этим двигате­ лем ведутся более десяти лет, и за это время появилось несколькоего модификаций. В настоящее время серийно производится моди­

поворачиваться из вертикального положения на режиме взлета или посадки в горизонтальное на полетных режимах. Кроме того, сопла могут поворачиваться вперед, создавая реверсивную тягу. Наконец, для взлета с укороченным разбегом можно устанавливать сопла в промежуточное между вертикальным и горизонтальным поло­ жение. Общая тяга двигателя распределяется между передними и задними соплами почти поровну.

Достоинством Д Т Р Д типа «Пегас» является возможность ис­ пользовать его для взлета и посадки самолета с любой длиной разбега или пробега от нормальной дистанции до нулевой, а также обычное расположение двигателя на самолете, обеспечивающее осе­ вой вход воздуха в воздухозаборник. Однако отказ двигателя иа взлете или посадке, как правило, приводит к катастрофе самолета.

Двигатель «Пегас» 6 МкЮІ имеет трехступенчатый вентиля­ тор, без ВНА, приводимый двухступенчатой турбиной низкого дав­ ления. За последней ступенью вентилятора часть воздуха отби­ рается для охлаждения подшипников задних сопел и генератора, а также для вентиляции двигательного отсека. Рабочие лопатки вентилятора выполнены из титанового сплава и имеют антивибра­ ционные полки. Часть воздуха после вентилятора отводится во

108

•внутренний контур, а другая часть направляется в ресивер, а затем в два рукава сложной формы, заканчивающиеся круглыми корот­ кими патрубками, в которых закреплены передние поворотные •сопла.

Компрессор двигателя — восьмиступенчатый, имеет ВНА с по­ воротными лопатками, приводится двухступенчатой турбиной вы­ сокого давления. За пятой ступенью компрессора установлены кла­ паны автоматического перепуска воздуха, причем воздух перепу­ скается в ресивер внешнего контура.

Ротор вентилятора и ротор компрессора вращаются в проти­ воположных направлениях для уменьшения гироскопического мо­ мента.

На двигателе применена кольцевая камера сгорания испари­ тельного типа, причем для увеличения тяги при вертикальном или укороченном взлете при температуре окружающего воздуха боль­ ше + 5° С применяется впрыск воды в камеру сгорания.

Первая ступень турбины высокого давления охлаждаемая, так как температура газа перед турбиной достигает 1400° К. После турбины газы не имеют обычного прямого выхода, а разветвляются в два рукава, заканчивающиеся круглыми патрубками, в которых закреплены задние поворотные сопла. Эти поворотные сопла охлаж­ даются воздухом и смазываются твердой смазкой.

Передняя и задняя пары поворотных сопел механически взаимо­ связаны и поворачиваются под действием пневматических силовых •цилиндров. Для организации поворота потока в соплах с мини­ мальными потерями в горловине каждого патрубка расположены •профилированные лопатки.

В настоящее время фирма «Роллс-Ройс» разрабатывает моди­ фикацию двигателя «Пегас» 11 с тягой на режиме быстрого подъ­ ема 9750 кгс. Увеличение тяги в этом двигателе по сравнению с предыдущими модификациями достигается увеличением расхода воздуха и температуры газа перед турбиной.

Достижение высоких скоростей полета, в частности сверхзвуко­

СВВП, показали целесообразность сжигания дополнительного топ­ лива в передней части патрубков внешнего контура, т. е. целесооб­ разность форсирования во внешнем контуре. При этом на режиме взлета увеличение тяги достигает 35%, а на сверхзвуковых скоро­ стях полета — гораздо больше.

Наиболее сложными вопросами, возникающими при создании ДТРД с поворотными соплами и форсажем во внешнем контуре, является обеспечение устойчивого и полного сгорания топлива в небольших по объему патрубках, имеющих сложную конфигура­ цию, и изменение площади выходных сечений передних сопел при ^включении и выключении форсажа. Решение этих вопросов не­ сколько упрощается сравнительно невысокой температурой фор­ сажа (1200°К).

109