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

счет работоспособности такого двигателя и его экономической це­ лесообразности [27], [37].

При значениях температуры, близких к стехиометрическим, це­ лесообразны и очень высокие общие степени повышения давления, что вызывает существенное увеличение температуры и давления воздуха за компрессором. В результате этого перепад температуры между охлаждающим воздухом и охлаждаемым металлом значи­ тельно уменьшается, что сопряжено со значительным увеличением расхода охлаждающего воздуха и, следовательно, с ухудшением данных двигателя.

Вследствие несовпадения оптимальных величин общей степени повышения давления, соответствующих / ? у д т а х и С Д т 1 п , увеличение температуры газа перед турбиной является для ДТРД действен­ ным методом увеличения тяги, но менее эффективно для умень­ шения расхода топлива. При высоких температурах газа перед тур­ биной оптимальная общая степень повышения давления, соответ­ ствующая Сдшіп, значительно выше той, которая соответствует •/?удтах, и выгода от уменьшения расхода топлива, которое возмож­ но при таких высоких общих степенях повышения давления, дол­ жна быть оценена с точки зрения всей силовой установки в целом (вес, габариты и др.).

Потребное повышение давления в двигателе при дозвуковом полете обеспечивается в основном вентилятором и компрессором двигателя. Роль воздухозаборника в увеличении давления на этих скоростях полета весьма ограничена. При сверхзвуковых скоро­ стях полета сжатие воздуха в воздухозаборнике увеличивается и становится доминирующим, эффективность и величина сжатия воз­ духа в вентиляторе и компрессоре существенно снижаются, умень­

величина должна превышать 50, а при Мц=3,5 должна составлять менее 2 (температура газа перед турбиной достигает 2000°К). Оп­ тимальная степень двухконтурности при этом также существенно уменьшается (от 13 до 0). Таким образом, с увеличением скорости полета газотурбинный двигатель вырождается в ПВРД. Однако

многорежимность, предопределяют применение двухконтурных дви­ гателей и в будущем при очень высоких скоростях полета.

Совершенствование элементов двухконтурных двигателей по­ зволит улучшить их удельные параметры. Конструирование эле-

120

ментов авиационных газотурбинных двигателей, и в частности двухконтурных двигателей, достигло очень высокой степени совер­ шенства. Поэтому рассчитывать на значительное повышение аэро­ динамических характеристик элементов Д Т Р Д и ДТРДФ нельзя и основные усилия следует направлять на уменьшение их разме­ ров и веса.

Уменьшение числа ступеней вентиляторов и компрессоров дает наибольший эффект. Для этого необходимо обеспечить большую

выми методами конструирования лопаток, в частности применением полностью сверхзвуковых лопаток, находящихся в настоящее вре­ мя в стадии экспериментального исследования [37].

Кроме того, исследуется возможность применения различных схем лопаток для вентиляторов и компрессоров, заимствованных из конструкций самолетного крыла. На рис. 60 показаны такие экс­ периментальные лопатки компрессора трех схем: лопатки со щелью; лопатки изменяемой геометрии и лопатки, профиль которых обра­ зован несколькими кривыми. Заштрихованная площадь показывает возможный прогресс в этой области.

Приведенные данные относятся к компрессору с л* =9 и раз­ личной аэродинамической нагрузкой на ступень. Левый конец кри­ вой относится к современным авиационным компрессорам и пока­ зывает, что они должны иметь 8—9 ступеней. Правый конец кривой показывает число ступеней компрессора (примерно 3) при исполь­ зовании лопаток исследуемых схем.

При конструировании будущих вентиляторов и компрессоров возникают специфические проблемы, связанные с профилирова-

нием особо длинных вентиляторных лопаток и высокими давле­ ниями в проточной части, в частности проблемы сохранения радиальных зазоров, обеспечения прочности лопаток и дисков.

Для обеспечения устойчивой работы компрессорной части в не­ расчетных условиях при дальнейшем увеличении общей степени повышения давления потребуется прибегать к регулированию вен­ тилятора и компрессора сочетанием известных методов борьбы с помпажом — введением поворотных направляющих лопаток, пере­ пуском воздуха между ступенями и применением многовальных схем.

Камеры сгорания перспективных двухконтурных двигателей должны работать при повышенных температуре и давлении возду­ ха за компрессором и газа перед турбиной. При их создании необ­ ходимо повышать эффективность охлаждения стенок, снижать дымление, а также уменьшать длину и объем жаровой трубы [27].

Исследования способов охлаждения стенок высокотемператур­ ной камеры сгорания показали, что только увеличение эффектив­ ности воздушного охлаждения и применение более жаростойких

мым охлаждать стенки топливом или другой жидкостью. В част­ ности, экспериментально исследовался метод охлаждения стенки паровой водяной пленкой, которая, распространяясь вдоль камеры, предохраняла ее стенки от контакта с горячими газами. Даже при небольших расходах пара температура стенки камеры сгорания снижалась весьма существенно. Рассматривается и метод охлаж­ дения стенок выпотеванием [37].

Уменьшение дымления камеры сгорания связано с улучшением подготовки топлива и его смешения с воздухом. Основными путями обеспечения бездымной работы являются общее обеднение топ­ ливо-воздушной смеси в зоне первичного горения и высокоэффек­ тивное смешение топлива с воздухом, исключающее локальные области обогащенной смеси. Решение этого вопроса достигается применением улучшенных топливных форсунок, распыляющих топ­ ливо до поступления его в камеру сгорания, и эффективных завихрителей воздушного потока, обеспечивающих интенсивное переме­ шивание топлива с воздухом перед процессом горения. Приме­ нение камер сгорания испарительного или карбюрирующего типа с улучшенным перемешиванием также способствует снижению дым­ ления. Камеры сгорания такого типа обычно требуют впрыска топлива под низким давлением, вследствие чего отпадает необхо­ димость в распылительных форсунках.

С увеличением температуры газа на выходе из камеры сгора­ ния и приближением ее к стехиометрической температуре в пер­ вичной зоне горения необходима разработка простых и надежных методов регулирования потока первичного воздуха, особенно для двухконтурных двигателей сверхзвуковых самолетов, эксплуати­ руемых в широком диапазоне режимов работы двигателей.

Улучшение параметров турбин должно происходить при увели-

122

чении температуры газа на входе в турбину. Несмотря на доста­ точно высокий уровень совершенства современных охлаждаемых турбин, техника охлаждения имеет большие перспективы. В бли­ жайшем будущем в конструкции охлаждаемых рабочих лопаток будут все более применяться схемы с внутренним струйным и внешним пленочным охлаждением, которые уже успешно освоены в сопловых лопатках. Дальнейшее увеличение температуры газа перед турбиной потребует, по-видимому, применения охлаждения выпотеванием [16]. Вместе с тем прогресс техники охлаждения лопаток турбин не снижает потребность в материалах более вы­ сокой жаропрочности и жаростойкости, чем современные сплавы. Применение улучшенных материалов, помимо их основного назна­ чения— способствовать повышению температуры газа перед тур­ биной, уменьшая при этом расход охлаждающего воздуха в пер­ вых ступенях турбины, — поможет в дальнейшем избавиться от не­ обходимости охлаждения последних ступеней турбины, что сущест­ венно упростит конструкцию двигателей.

Применение увеличенных газодинамических нагрузок на тур­ бинную ступень при более высоких окружных скоростях в сочета­ нии с высокоэффективными профилями охлаждаемых лопаток по­ зволит сохранить или несколько повысить достигнутый высокий уровень к. п. д. турбины, а главное — обеспечить его пологое изме­ нение на режимах работы, отличных от расчетного. Кроме того.- применение высоконагруженных ступеней уменьшит число ступеней турбины, что особенно важно для многоступенчатых охлаждаемых турбин двухконтурных двигателей.

Основной трудностью создания эффективно работающей фор­ сажной камеры для ДТРДФ (в случае отсутствия в ней смесителя) является обеспечение полного сжигания топлива в относительно холодном воздухе внешнего контура. Границы воспламенения сме­ си и срыва пламени для потока внешнего контура неблагоприятны также и с точки зрения эксплуатации форсажной камеры. Для решения этих задач предлагаются различные конструктивные меро­ приятия [39].

Совершенствование реактивных сопел будет осуществляться в результате не только применения новых газодинамических и кон­ структивных схем, но и интеграции выхлопной системы двигателя и силовой установки самолета [20].

Другой областью развития техники перспективных двигателей, которая может принести существенные выгоды в течение 10—15 ближайших лет, является применение в двигателе композитных материалов. Первоначально такие относительно низкотемператур­ ные композитные материалы, как ' борные и углеродные волокна в полимерной или алюминиевой матрице, будут применяться в от­ носительно холодных элементах двигателя (например, лопатки вен­ тилятора). Со временем композитные материалы с более высокими температурными характеристиками предполагается использовать и в горячих элементах двигателя. К таким материалам относятся во­ локна бора и окиси алюминия в матрицах из титана, никеля и

ниобия с противоокислительным' Покрытием, а также эвтектические еверхсплавы с направленным твердением [18].

Самым важным ожидаемым преимуществом использования ком­ позитных материалов является облегчение двигателя и, следова­ тельно, снижение его удельного веса. Такие материалы позволят конструкторам снижать вес двумя путями, прежде всего простои заменой металлических сплавов композитным материалом (напри­ мер, в вентиляторных лопатках углеродный композитный материал можно использовать вместо титанового сплава). Затем, еще при проектировании двигателя конструкторы смогут выбирать компо­ зитные материалы, обладающие большей жесткостью, что также позволит дополнительно снизить вес двигателя. Кроме того, при использовании композитных материалов уменьшение веса двига­ теля может быть достигнуто выбором для вращающихся частей большей окружной скорости, чем это возможно при выполнении их из металлических сплавов. Существенно увеличится применение ти­ тана и сверхсплавов на никелевой основе.

Усилиями ученых, конструкторов и экспериментаторов в послед­ ние годы достигнуто существенное снижение уровня шума двухконтурных двигателей, однако шум вблизи аэропортов остается высоким. В результате исследований была показана возможность дальнейшего снижения шума, источниками которого являются реактивная струя выхлопных газов внутреннего контура и работа турбокомпрессорной части Д Т Р Д [27].

Для снижения уровня шума проводятся исследовательские ра­ боты по изучению основных источников шума и их аналитическому описанию. Работы находятся в стадии экспериментирования и да­ леки от завершения. Однако некоторые принципы снижения шума реактивной струи определены; в частности, разбиение потока вы­ хлопных газов аэродинамическими телами, обладающими подъем­ ной силой, обеспечивает снижение шума на 5—7 PN дБ, правда, при некоторой потере тяги.

В уменьшении шума турбокомпрессорной части также достиг­ нуты некоторые успехи. Определено существенное влияние окруж­ ной скорости вращения вентилятора, компрессора, турбины и их геометрических параметров (хорды лопатки, осевого зазора между венцами, количества и формы лопаток и т. д.) на уровень шума. Рациональным конструированием турбокомпрессорной части удает­ ся снизить уровень шума на 15—20 PN дБ. При установке мало­ шумных двигателей в гондолы, покрытые звукопоглощающими материалами, можно снизить уровень шума еще на 10 PN дБ.

Двухконтурные двигатели рассматриваются в иностранной пе­ чати как наиболее перспективные для будущих самолетов со ско­ ростью полета, соответствующей до М п = 3 , 5 , так как Д Т Р Д и ДТРДФ обеспечивают экономичный взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости, барражирование над аэродромом в ожи­ дании посадки и имеют хорошие характеристики на крейсерском режиме полета, особенно при дозвуковых скоростях [28], [29], [31].

124

Для будущих дозвуковых тяжелых военно-транспортных, пат­ рульных и гражданских пассажирских самолетов большой дально­

(10—12), имеющие высокие общую степень повышения давления (до 40 и выше) и температуру газа перед турбиной (1650— 1750°К). Отмечается, что такой двигатель должен иметь устрой­ ства для уменьшения шума, возросшие аэродинамические нагрузки компрессорных и турбинных ступеней, камеру сгорания с предва­ рительным смешением, барабанную конструкцию роторов компрес­ сора и турбины низкого давления, улучшенные материалы и систему

Для будущих сверхзвуковых транспортных и пассажирских са­ молетов предполагается применять ДТРДФ с форсированием во внешнем контуре. Основные конструктивные особенности такого двигателя подобны рассмотренному Д Т Р Д будущих пассажирских самолетов. Однако степень двухконтурности его будет существенно ниже. Ниже должна быть и общая степень повышения давления. При разработке такого двигателя большое значение приобре­ тает проблема шума от реактивной струи. Кроме того, огра­ ничение по звуковому удару самолета может привести к необхо­ димости полета над населенными пунктами с дозвуковой ско­ ростью. Это обстоятельство обусловливает необходимость обес­

двухконтурных двигателей или двигателей, работающих по пере­ менному циклу: Д Т Р Д в полете с небольшими скоростями и ТРДФ в полете со сверхзвуковой крейсерской скоростью [22]. Одна из возможных схем перспективного ДТРДФ для сверхзвукового пас­ сажирского самолета приведена на рис. 62 [28].

Более затруднено прогнозирование совершенствования двигате­ лей для боевых самолетов, во-первых, вследствие ограничений по публикации сведений о перспективных работах для военных целей; во-вторых, вследствие большего влияния специфических требова­ ний к боевому самолету на его силовую установку.

Самолет для ведения локальных войн должен быть автономной системой вооружения, и основное требование к нему — обеспечение эффективного использования задросселированного двигателя при поиске цели и барражировании и полной тяги двигателя при вы­ полнении боевой задачи по уничтожению обнаруженной цели. Дви­ гатели для боевых многоцелевых самолетов должны удовлетво­ рять очень разнообразным требованиям. Это относится к внешним

125

Примером ДТРДФ с форсированием во внешнем контуре для боевых многоцелевых самолетов, способного работать с наилучшим

Рис. 63. Схема ДТРДФ для многоцелевого самолета (Мп = Оч-З; проект) :

{22]. Наиболее характерной особенностью этого проекта является наличие многих элементов двигателя с изменяемыми геометриче­ скими параметрами. В воздухозаборном канале регулируемыми являются: центральное тело, дополнительные воздухозаборники и створки для выпуска избыточного воздуха в атмосферу; в венти­ ляторе и компрессоре — ВНА и направляющие аппараты компрес­ сора высокого давления; в турбине—-сопловой аппарат ступени высокого давления и спрямляющие лопатки, расположенные между рабочими колесами турбины высокого давления и турбины низкого давления; в системе выпуска — первичное сопло с центральным телом (для потока внутреннего контура), сопло внешнего контура кольцевого сечения, створки для внешнего (третичного) воздуха, реверсор тяги и вторичное (общее) сопло. Регулирование этих эле­ ментов двигателя производится с целью получения взаимного со­ гласования при всех условиях полета входного устройства, собст­ венно двигателя, реактивного сопла и системы управления силовой установки [37].

Предложено множество необычных силовых установок, исполь­ зующих двухконтурные двигатели. К таким силовым установкам относятся двигатели с задним вентилятором и вращающимся ста­ тором, двигатели с турбовентиляторной группой, устанавливаемой вертикально в крыле, и др. Реализация этих проектов будет опре­ деляться успехами в конструировании подобных силовых установок и выбором оптимальных областей их применения в авиации.

Для достижения летательными аппаратами гиперзвуковых ско­ ростей полета, соответствующих числу М п = 5 - ^ 6 и более возможно применение так называемых комбинированных двигателей, и в ча­ стности турбопрямоточных. Турбопрямоточные двигатели представ-

127

ляют собой сочетание турбореактивного или двухконтурного газо­ турбинного и прямоточного двигателей [3], [21], [37].

космических аппаратов и транспортных самолетов. Отмечается, что разработка гиперзвуковых самолетов-разгонщиков не вызывает принципиальных технических затруднений. Основные неясности в отношении применения этих самолетов состоят в том, что стоимость их разработки очень велика, а частота их использования пока не определена. Для создания экономичных гиперзвуковых транспорт­

стоит решить не только при разработке самих двигателей, но и топ­ ливной системы, так как в качестве топлива предполагается при­ менять криогенные топлива (водород, метан и т. д.).

ких скоростях полета лучшие результаты дает прямоточный дви­ гатель, так как при таких скоростях полета турбокомпрессорная часть становится излишней и преобладающее значение приобретает внешний контур. Схема такого турбопрямоточного двигателя при­ ведена на рис. 64. Канал внешнего контура удлиняется вперед так, чтобы он окружал вентилятор и имел самостоятельный воздухоза­ борник. За вентилятором устанавливаются регулируемые створ­ ки [29]. До скоростей полета, соответствующих Мп *»3,5, двигатель

воздуха направляется через канал внешнего контура в форсажную камеру, а двигатель начинает работать как ПВРД. Имеются и дру­

Применение двухконтурных двигателей или комбинированных, использующих Д Т Р Д (ДТРДФ), предполагается и на космических

128

аппаратах многократного применения — КАМП. Высказывается предположение, что на обеих ступенях КАМП будут применяться воздушно-реактивные двигатели (ВРД) в дополнение к ракетным двигателям, что относительная простота и низкие эксплуатацион­ ные расходы потребуют применения ВРД одного типа и размера на обеих ступенях и что эти ВРД будут работать на жидком водо­ роде, как и основные Ж Р Д [27].

Предполагается, что первая и орбитальная ступени КАМП бу­ дут разрабатываться как аппараты, работающие на полусамолет­ ном режиме. ВРД будут применяться во время заключительного этапа полета: возвращение на базу, уход на второй круг в случае необходимости и транспортировка самого аппарата.

По одному из проектов на первой ступени КАМП будет уста­ новлено два-три двухконтурных двигателя тягой по 23 тс (рис. 65). Орбитальная ступень должна иметь как минимум четыре ВРД об­ щей тягой 27—36 тс. Для таких ДТРД выбор степени двухконтур-

Рис. 65. Космический аппарат многоразового применения (КАМП) с ДТРД

ности считается очень важным делом. Двигатели с большой сте­ пенью двухконтурности желательны из-за их малого удельного рас­ хода топлива, однако их увеличенное лобовое сопротивление счи­ тается основным препятствием применения для КАМП. Вследствие этого рассматривается перспективный Д Т Р Д со степенью двухкон­ турности 0,5—2, который может быть использован на первой и ор­ битальной ступенях.

Наконец, рассматривается применение ДТРД, использующих ядерное горючее. Высказывается предположение, что на первом атомном самолете, крейсерская скорость которого будет соответ­ ствовать числу Мп =0,7-і-0,8 на высоте примерно 11 км, будет ис­ пользован двухконтурный двигатель с большой степенью двухкон­ турности [27]. Для передачи тепловой энергии от реактора к тепло­ обменнику ДТРД, как полагают, может быть использован замкну­ тый контур с жидким металлом или инертным газом в качестве теплоносителя.

решены вопросы безопасности эксплуатации и технического обслу­ живания.

129