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

ѴАК 191В. В силовую установку самолета ѴАК 191В входят так­ же два жестко вмонтированных подъемных турбореактивных дви­ гателя RB 162-81.

Стабилизация самолета осуществляется с помощью поворотных сопел, работающих на воздухе, отбираемом от подъемных ТРД. Однако при необходимости к этим соплам может подводиться и сжатый воздух, отбираемый от компрессора высокого давления подъемно-маршевого ДТРД . Поэтому для подъемно-маршевого- двигателя самолета VAK191B было признано необходимым удов­ летворить следующим требованиям [39]:

— количество отбираемого за компрессором высокого давле­ ния воздуха для стабилизации самолета на режиме взлета не дол­ жно превышать 20% во избежание перегрева материала лопаток турбины высокого давления;

— тяга двигателя с учетом всех отборов воздуха не должна быть ниже минимально допустимой величины, обусловленной ТТТ

ксамолету;

—изменение распределения суммарной тяги двигателя между передней и задней парами реактивных сопел на всех рабочих ре­ жимах должно осуществляться в строго определенных пределах.

Соотношение тяг между передними и задними реактивными соп­ лами 0,9 : 1 [26], [43].

давления установлены на одном валу и приводятся трехступенча­ той турбиной низкого давления, шестиступенчатый компрессор вы­ сокого давления приводится одноступенчатой охлаждаемой турби­ ной высокого давления.

Выпуск реактивных струй из внешнего и внутреннего контуровосуществляется через две пары боковых поворотных реактивных сопел, благодаря чему достигается плавное управление вектором тяги от горизонтального до вертикального направления, включая отклонение на 10° против направления полета.

При создании ДТРД RB 193-12 большое внимание было уде­ лено разработке устройства для отклонения вектора тяги, при этом считалось необходимым обеспечить минимальные потери тяги при плавном изменении направления реактивных струй и возможноменьшее влияние выхлопных газов на возмущение потока воздуха при входе в компрессор. В результате экспериментальных исследо-

110

ваний трех форм поворотных сопел было определено аэродинами­ ческое преимущество сопла плавной криволинейной формы с вы­ ходным сечением в виде буквы Q по сравнению с другими вариан­ тами сопел, и в частности по сравнению с соплом с поворотной; решеткой (типа Д Т Р Д «Пегас»).

Поворот реактивных сопел выполняется пневматической систе­ мой, работающей на воздухе, отбираемом от компрессора, с по­ мощью цепной передачи, приводимой в движение звездочкой, уста­ новленной на торцевой стороне плоскости поворота реактивногосопла.

В иностранной печати сообщалось, что двигатель RB 193-12 успешно прошел стендовые испытания и в 1970 г. начаты поставки первых опытных двигателей для испытаний на самолете ѴАК 191В,. которые ведутся с сентября 1971 г.

чить только при достаточно высоких значениях параметров термо­ динамического цикла. Характерными особенностями двигателя яв­ ляются малая длина —860 мм и низкий удельный вес — 0,06 кг/кгс [22], [29], [30], [35]. Для получения таких низких значений удельноговеса в конструкции двигателя применены композитные материалы,, стеклопластик, дюралюминиевые, магниевые и титановые сплавы. Кроме того, так как двигатель рассчитан на работу в условиях малых высот (до 1,5 км) и скоростей полета (до 350 км/ч), то топ­ ливная и масляная системы и агрегаты RB202 очень упрощены.

Двигатель RB 202 имеет одноступенчатый .вентилятор, без ВНА, приводимый трехступенчатой неохлаждаемой турбиной низкого давления. Компрессор двигателя — четырехступенчатый, приводи­ мый одноступенчатой охлаждаемой турбиной высокого давления. Роторы вращаются в противоположных направлениях. Интересной особенностью конструкции этого двигателя является вращающийся

111

ВНА компрессора, расположенный внутри рабочего колеса венти­ лятора и передающий ему вращение от турбины. Двигатель поме­ щен в кожух с двойными стенками, покрытый снаружи и изнутри звукопоглощающим материалом.

Специфические требования, предъявляемые к подъемному дви­ гателю, определили следующие конструктивные особенности двига­ теля RB 202:

1..Канал внешнего контура и выходной спрямляющий аппарат вентилятора выполнены из композитного материала, упроченного стекловолокном, так как эти элементы конструкции двигателя малонагружены, но имеют большой объем.

2.Одноступенчатый вентилятор спроектирован из условия по­ лучения низкого уровня шума, для чего применены низкие окруж­ ная скорость и степень повышения давления; с этой же целью дли­ на хорды рабочих лопаток и осевой зазор подбирались экспери­ ментально. Рабочие лопатки вентилятора также предполагается выполнять из композитного материала.

3.Газогенератор внутреннего контура состоит из многоступен­ чатого компрессора с низкой степенью повышения давления. Кор­ пус газогенераторной части выполнен из алюминиевого сплава, толщина его стенок выбрана достаточной для удержания рабочих лопаток в случае их обрыва.

4.Для предотвращения отказа двигателя при разрушении со­ седнего по мотогондоле двигателя компрессор имеет необходимый запас по помпажу.

5. Турбина низкого давления выполнена многоступенчатой с высоконагруженными ступенями вследствие малых скоростей вра­ щения ротора низкого давления. На выходе из этой турбины уста­

6. Каждый ротор двигателя имеет по две опоры, одна из кото­ рых является фиксирующей, а другая нагружена пружиной для предотвращения наклепа шариками подшипников.

7. Смазка подшипников опор производится эмульсированным маслом по принципу «смазка на выброс», при котором отработан­ ное масло поступает в выхлопные газы двигателя, где полностью сгорает.

При установке подъемных двигателей типа RB 202 в мотогон­ доле отклонения вектора тяги можно достичь либо поворотом са­ мих двигателей, либо (при неподвижно закрепленных двигателях) отклонением реактивных струй системой лопаток или створок. В первом случае для обеспечения размещения и поворота двига­ телей требуется мотогондола большего диаметра и длины, чем во втором случае,х однако потери тяги больше в конструкции с откло­ няющими лопатками или створками.

В результате проводимых работ по двигателю RB202 фирма рассчитывает передать в эксплуатацию в 1975 г. двигатель низкого удельного веса с уровнем шума, приемлемым для действия СВВП с внутригородских площадок.

112

Двухконтурные двигатели с поворотными лопатками вентилятора

Для самолетов укороченного взлета и посадки рассматриваются находящиеся в стадии экспериментального исследования Д Т Р Д с одноступенчатыми вентиляторами, имеющими поворотные лопатки (ВПЛ) [29]. Регулирование угла установки поворотных лопаток вентиляторл дает следующие преимущества:

— возможность обеспечения располагаемой тяги двигателя, близкой к оптимальной, почти на всех режимах полета самолета;

—возможность реверсирования тяги до нулевого значения, по­ зволяющая уменьшить длину пробега самолета при посадке;

—существенное снижение уровня шума двигателя.

Известно, что идущий от передней части двигателя шум в зна­ чительной мере определяется скоростью вращения и конструкцией вентилятора. Использование редуктора для привода ВПЛ позво­ ляет существенно снизить окружную скорость лопаток вентиля­ тора, а следовательно, и уровень шума.

Однако следует отметить, что ВПЛ способны создавать огра­ ниченную степень повышения давления, особенно если необходимо устанавливать лопатки в положение отрицательного угла атаки. Но это возможно только при относительном шаге вентиляторных лопаток, большем 1. Другим существенным недостатком Д Т Р Д с ВПЛ является необходимость установки редуктора между венти­ лятором и турбокомпрессорной частью низкого давления.

так как возможность установки лопаток вентилятора в реверсив­ ное и флюгерное положения позволяет обеспечить очень высокое отношение взлетной тяги к крейсерской и хорошую приемистость двигателя при уменьшенном уровне шума, т. е. свойства двигателя, особенно важные для самолета такого типа.

Применять ВПЛ на мощных Д Т Р Д для тяжелых пассажирских самолетов менее целесообразно, хотя это и способствовало бы сни­ жению уровня шума. Однако очень высокое отношение взлетной тяги к крейсерской, которое обеспечивают ВПЛ, а также способ­ ность ВПЛ создавать отрицательную тягу являются менее важ­ ными достоинствами для дальних тяжелых самолетов, эксплуати­ руемых с аэродромов, имеющих длину ВПП более 3 км. Кроме того, даже в двигателях со средними величинами степени двухкон­ турности начинает ощущаться ограничение по степени повышения давления, обеспечиваемой ВПЛ.

Фирмы «Роллс-Ройс» и «Даути Ротол» ведут работы по созда­ нию Д Т Р Д RB410 с ВПЛ [27], [31]. Этот двигатель предназначает­ ся для 100—130-местного СУВП фирмы ВАС. Двигатель RB 410 должен иметь взлетную тягу до 6800 кгс при удельном расходе топлива 0,3 кг/кгс • ч. Схема этого двигателя приведена на рис. 56.

Двигатель RB 410 является модификацией Д Т Р Д М45-Н, вен-

По мнению специа­ листов фирм «Роллс-Ройс» и «Даути Ротол», двигатель RB 410 мо­ жет быть создан достаточно быстро и с малыми затратами. Основная работа по его доводке сосредоточится на редукторе и вентиляторе.

Для регулирования угла установки лопаток вентилятора фирма «Даути Ротол» применяет лопастный сервомо­ тор, вращающий две соосные венцовые шестерни большого диаметра во вза­ имно противоположных направлениях. Между этими шестернями устанавли­ ваются шестерни, закрепленные на корневых втулках каждой лопатки (рис. 5 7 ) .

материалов. Применение титановых сплавов для изготовления ло­ паток ВПЛ .значительно увеличило бы вес узла.

Для военных СУВП со стреловидным крылом, рассчитанных на большие скорости и большую дальность полета по сравнению с таким СУВП с прямым крылом, как упоминавшийся самолет фир­ мы ВАС, предлагается Д Т Р Д с отбором воздуха. Отбор воздуха отг

1 Сообщалось и другое число лопаток ВПЛ, в частности 15.

114

двигателя целесообразно производить на обдув закрылков для увеличения подъемной силы крыла самолета на режимах взлета и посадки и для увеличения поступательной тяги при наборе вы­ соты и в крейсерском полете. Для СУВП такого типа предлагается двигатель М45-Т — модификация двигателя М45-Н, которая имеет ВПЛ, приводимый через редуктор. Тяга Д Т Р Д М45-Т будет изме­ няться от 2700 до 5450 кгс в зависимости от количества отбирае­ мого воздуха. При разработке этого варианта двигателя осуще­ ствлялся новый подход к проектированию ДТРД, обусловленный необходимостью постоянного отбора повышенного количества воздуха от компрессора низкого давления, степень повышения давления которого равна примерно 3. На режиме захода на по­ садку ротор низкого давления должен вращаться с относительно высокой скоростью, чтобы обеспечить большое количество воздуха. При этом уровень шума останется достаточно низким, так как ре­ гулируемые лопатки ВПЛ будут установлены в положении нуле­ вого угла атаки. На крейсерском режиме полета отобранный воз­ дух будет истекать через реактивное сопло двигателя.

Двухконтурный двигатель с ВПЛ может применяться и на дру­ гих летательных аппаратах, в частности на служебных самолетах и военных комбинированных вертолетах.

Комбинированные двухконтурно-турбовальные двигатели

В последнее время появились проекты комбинированных двух- контурно-турбовальных двигателей, предлагаемые для перспектив­ ных винтокрылых летательных аппаратов. В таком комбинирован­ ном ДТРД/ТВД мощность от газогенератора двигателя передается вентилятору Д Т Р Д при поступательном полете с относительно вы­ сокой скоростью или несущему винту ТВД при полете с малой ско­ ростью, на режимах висения и вертикального взлета или при по­ садке.

При применении Д Т Р Д с ВПЛ на вертолете на режиме верти­ кального взлета лопатки вентилятора необходимо устанавливать на нулевой угол атаки. После набора высоты по мере увеличения скорости полета шаг лопаток вентилятора будет изменяться до тех пор, пока на крейсерском режиме полета вся мощность, потребляе­ мая вентилятором, не уйдёт на создание горизонтальной тяги, а несущий винт вертолета не будет полиостью разгружен.

воздушным винтом имеет большую тягу, чем ДТРД . При скоро­ стях, превышающих 280 км/ч, получать тягу с помощью несущего винта становится невыгодным. Из сравнения двигателей рассмат­ риваемых типов по экономичности следует, что ТВД имеет мень­ ший, чем ДТРД, удельный расход топлива при скоростях полета примерно до 740 км/ч. Однако при выборе оптимальной силовой установки необходимо учитывать и ряд преимуществ Д Т Р Д по

сравнению с ТВД: меньшие вес и размеры, большие возможности по увеличению скорости полета, единая силовая установка, боль­ шая гибкость установки двигателя. Кроме того, Д Т Р Д менее уязви­ мы, менее сложны, более безопасны в эксплуатации и создают меньший шум [38].

Для комбинированных двигателей также считается целесо­

Он является двигателем с двухвальным газогенератором и имеет одноступенчатый вентилятор с я* п =1,45, приводимый трехступен­ чатой турбиной низкого давления, и двухступенчатый центробеж­ ный компрессор, приводимый охлаждаемой двухступенчатой тур­ биной высокого давления. Камера сгорания — кольцевая, противоточного типа. Мощность силовой турбины передается несущему винту с помощью трансмиссии, имеющей вал, установленный под углом 90° к оси двигателя.

В иностранной печати отмечается, что для создания комбини­ рованных ДТРД/ТВД потребуются большие исследовательские ра­ боты, связанные как с выбором оптимальной аэродинамической схемы двигателя, так и с ее конструктивным оформлением.

Двухконтурные двигатели специального назначения

Одной из возможных областей применения Д Т Р Д является ис­ пользование двухконтурных двигателей для ранцевых силовых установок (РСУ), обеспечивающих индивидуальный полет чело­ века на расстояние нескольких десятков километров при времени полета 10—20 мин. Подобные силовые установки могут применять-

116

ся для решения различных задач. В частности, РСУ могут быть использованы для ведения боевых действий и разведки, патрули­ рования, корректирования артиллерийского огня, спасательных операций, инспекций труднодоступных объектов (маяки), преодо­ ления непроходимых районов местности (минные поля, участки, зараженные радиоактивными веществами, естественные преграды), связи и пр. При использовании РСУ достигается внезапность дей­ ствий.

щий пояс», включая двигательную установку, крепление систем управления и контроля и топливные баки, равен 56 кгс, что, по опубликованным данным, обеспечивает дальность полета до 32 км.

Следует отметить, что фирма «Белл» в 60-х годах занималась разработкой РСУ с использованием в качестве двигательной уста­ новки Ж Р Д , однако впоследствии для существенного улучшения характеристик РСУ фирма применила двухконтурный газотурбин­ ный двигатель.

Двигатель WR-19 является двухвальным Д Т Р Д с противопо­ ложным вращением роторов (рис. 59). Этот двигатель известен как наиболее компактный и имеет удельные параметры, близкие к

Вес двигателя примерно 30 кгс [27], [35].

Двигатель имеет двухступенчатый вентилятор без ВНА. При­ мерно половина сжатого в вентиляторе воздуха поступает во внеш­ ний контур, другая половина воздушного потока поступает в двух­ ступенчатый осевой компрессор низкого давления внутреннего кон­ тура. Вентилятор и компрессор низкого давления расположены на одном валу и приводятся двухступенчатой осевой турбиной. Компрессор высокого давления состоит из одной центробежной

117

ступени и приводится одноступенчатой турбиной высокого давле­ ния. Воздух к этому компрессору подводится через кольцевой ко­ нический переходник, имеющий уменьшающийся к выходу средний диаметр.

Камера сгорания — кольцевого типа с радиальным направле­ нием течения воздуха. Вторичный воздух в жаровую трубу камеры сгорания подается через многочисленные отверстия и щели, обес­ печивая высокую полноту сгорания топлива и охлаждение стенок. Топливо в камеру сгорания подается по полому валу компрессора и впрыскивается через калиброванные отверстия. Таким образом, вал является и центробежным топливным насосом и центробежной форсункой. Температура газа на выходе из камеры сгорания до­ стигает 1225° К.

Турбина высокого давления — осевая, неохлаждаемая'. Эта турбина приводит не только центробежный компрессор, но и агре­ гаты. Турбина низкого давления также осевая. Ротор турбины, диски и лопатки всех ступеней отливаются как одно целое.

Для изготовления деталей турбины фирма «Уильям Рисерч» применяет лучшие высокотемпературные никелевые и кобальтовые сплавы. Выигрыш в тяге, получаемый при высоких температурах газа перед турбиной, оправдывает высокую стоимость применяе­ мых материалов, особенно в условиях крупносерийного производ­ ства.

бок которого оканчивается шарнирно установленным реактивным соплом, отклонение которого изменяет направление вектора тяги.

Для облегчения двигателя его внешний контур выполнен из стекловолокна, а некоторые элементы — из титановых сплавов. Уменьшение гироскопического момента достигается вращением ро­ торов в противоположные стороны.

мом кресле, предназначенном для спасения попавших в аварию летчиков таких высокоскоростных самолетов, как F-14, F-4, «Фан­ том» и А-7 «Корсар». Аппарат снабжен воздушным винтом, диа­ метр лопастей которого равен 4,2 м. Вес аппарата составляет 315 кгс; запас топлива обеспечивает 30-минутный полет при скоро­ сти до 200 км/ч [33}.

По мнению иностранных военных специалистов, РСУ должны получить большое распространение для военных и гражданских це­ лей, причем стоимость двигателей по мере их внедрения и произ­ водства будет существенно уменьшена.

Г л а в а V

О ПЕРСПЕКТИВАХ РАЗВИТИЯ И ПРИМЕНЕНИЯ ДВУХКОНТУРНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В АВИАЦИИ

Повышение скорости и дальности полета и увеличение грузо­ подъемности являются основными целями развития военной и гражданской авиации. Для их осуществления требуются все более мощные и экономичные двигатели. Усовершенствование двигателей может характеризоваться следующими факторами: увеличением абсолютной тяги; уменьшением удельного веса; уменьшением дли­ ны; уменьшением веса и объема; уменьшением удельного расхода топлива; увеличением срока службы двигателя; улучшением техно­ логичности, контролеспособности и ремонтопригодности; сниже­ нием стоимости [6].

Ранее были показаны преимущества Д Т Р Д и ДТРДФ для со­ временных летательных аппаратов различного назначения. Даль­ нейшее совершенствование двухконтурных двигателей позволит полнее удовлетворять возрастающие требования, предъявляемые к самолетам военной и гражданской авиации.

Совершенствование Д Т Р Д и ДТРДФ должно идти в следую­ щих направлениях:

—повышение температуры газа перед турбиной и общей сте­ пени повышения давления;

—улучшение аэродинамических характеристик узлов и элемен­ тов двигателя;

—обеспечение более эффективного охлаждения;

—снижение уровней шума и дымления;

—расширение диапазона высоких тяговых и экономичных ре­ жимов работы двигателя;

степени повышения давления и степени подогрева в двухконтурном двигателе на его удельные параметры. Было показано влияние тем­

119