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

Европейские страны НАТО разрабатывают многоцелевой бое­ вой самолет «Панавиа 200». Дальнейшее развитие должна полу­ чить военно-транспортная авиация (ВТА), в частности модифика­ ции стратегического самолета ВТА С-5А. Предусматривается совершенствование самолетов связи, специальных служб и прочих. Широкое распространение должны получить СВВП и СУВП раз­ личного назначения.

Кроме того, на вооружении США и других стран блока НАТО еще некоторое время будут сохранены серийные самолеты различ­ ных модификаций с Д Т Р Д и ДТРДФ . Это — распространенные тактические истребители F-4 «Фантом», истребители-бомбардиров­ щики F-111, многоцелевой самолет «Мираж» G, штурмовики А-7А и A-7D «Корсар», истребитель СВВП «Хариер», устаревший бом­ бардировщик В-52, военно-транспортный самолет С-141 и другие.

Иностранные специалисты считают, что в гражданской авиации наряду с использованием более совершенных модификаций сущест­ вующих самолетов появятся новые пассажирские, служебные, транспортные и специальные самолеты.

Приведенные данные свидетельствуют о развернутой программе строительства и технического совершенствования военной и граж­ данской авиации, причем наиболее характерной особенностью этой программы является применение двухконтурных двигателей.

Некоторые особенности создания современных авиационных двигателей

Летательный аппарат любого назначения характеризуется ря­ дом летно-тактических данных. Такими данными являются: макси­ мальные скорость и высота полета, дальность, скороподъемность, время разгона до максимальной скорости, маневренность, управ­ ляемость, устойчивость, взлетные и посадочные характеристики. В зависимости от назначения самолета к нему предъявляются спе­ цифические требования, определяющие его основные качества [9], [21].

Качества, представляющие наибольшую ценность для самолетов одного назначения, могут оказаться второстепенными для само­ летов другого назначения. Например, высокая максимальная ско­ рость полета, обусловливающая высокую потребную тягу двига­ теля, необходима для самолетов-истребителей, разведчиков и ра­

в значительной мере определяется низким расходом топлива дви­ гателя. Высокая скороподъемность приобретается самолетом при больших избытках тяги, т. е. при высокой тяговооруженности. Это обеспечивает самолету-истребителю быстрое занятие позиции для атаки, а самолетам других типов сокращает время набора высоты. Для сокращения длины взлетной дистанции уменьшение тяги дви­ гателя при взлете должно быть минимальным.

60

Необходимость удовлетворения комплексу сложных и противо­ речивых требований, предъявляемых к двигателю современного самолета, вызвала изменение технической политики в области раз­ вития ГТД [25].

Как отмечается в иностранной печати, до 1960 г. в США разра­ батывалось множество военных самолетов с общей в основном тен­

В этом случае обычно на самолет устанавливали другой двигатель, созданный несколько позднее и, как правило, с более высокой тягой.

С начала 60-х годов количество разрабатываемых военных са­ молетов и двигателей значительно сократилось. К самолетам стали предъявлять комплекс сложных требований, обусловивших специа­ лизацию двигателей. Поэтому в настоящее время судьба нового самолета гораздо в большей степени зависит от наличия двига­ теля и от того, в какой степени он удовлетворяет тем или иным тактико-техническим требованиям. Кроме того, создание современ­ ных авиационных двигателей обходится очень дорого и ведется

.достаточно долго [27].

Для обеспечения высокой степени технического совершенства проектируемых газотурбинных двигателей в условиях финансовых •ограничений и некоторой приближенности предварительных аэро­ динамических характеристик перспективных военных самолетов ВВС США начали разработки программ газогенераторов1 : LWGG (газогенератор малого веса) и ATEGG (газогенератор перспектив­ ного ГТД).

При создании реактивного газотурбинного двигателя наиболее •серьезные проблемы возникают в газогенераторной части ГТД, ко­ торая работает при наивысших давлениях и температуре. Газо­ генератор является наиболее важным и напряженным узлом двига­ теля, его данные в основном определяют не только характеристики ГТД, но и срок его службы и обслуживаемость.

Программы LWGG и ATEGG предусматривают создание газо­ генераторов из перспективных узлов и испытания этих газогене­ раторов для выявления и разрешения проблем, связанных с взаи­ модействием различных узлов. Такие газогенераторы могут приме­ няться в ряде ГТД, получаемых путем комбинации компрессоров, турбин и вентиляторов с различными характеристиками и числом •ступеней. Иначе говоря, эти программы направлены на обеспече­ ние большой гибкости в выборе систем и возможности удовлетво­ рения требований, предъявляемых к перспективным объектам.

1 Перспективным газогенератором является ГТД (компрессор, камера сго- ;рания, турбина, реактивное сопло, система регулирования и агрегаты), который имеет приемлемые размеры и характеристики, чтобы служить демонстрационным

.двигателем, а также быть использованным в качестве рабочего узла для проек­ тируемых двигателей всевозможных схем.

61

На базе газогенераторов созданы или создаются двухконтурные двигатели для самолетов: истребителей F-14A, F-14B и F-15v военно-транспортного С-5А, патрульного S-3A, бомбардировщика В-1А и пассажирских DC-10 и «Боинг» 747.

Целью программы LWGG являлась возможность создания мар­ шевого двигателя с удельным весом 0,1 кг/кгс, т. е. примерно в. 2,5—3 раза меньше удельного веса двигателей, существовавших в начале 60-х годов. В результате работ по этой программе были созданы демонстрационные двигатели, предназначенные для поле­ тов со скоростью, соответствующей М п =3 - ьЗ,5 .

Используя уровень технического совершенства, достигнутого на газогенераторе LWGG (STF200), фирма «Пратт-Уитни» разрабо­ тала демонстрационный двигатель JTF 14, а затем. Д Т Р Д с большой степенью двухконтурности — JT9D, в котором использованы эле­ менты двигателя JTF 14 и который в настоящее время выпускается серийно. Схема развития по годам двигателей этой фирмы пред­ ставлена на рис. 29 [22].

Другой демонстрационный двигатель JTF 16 (фактически газо­ генератор по программе ATEGG) явился исходным для создания ДТРДФ F100 PW100 для самолета F-15 и F401 PW400 для само­ лета F-14B.

Газогенератор фирмы «Дженерал Электрик» GE1 послужил основой для создания многочисленных вариантов двигателей, 15 из которых были доведены до стендовых испытаний [27]. Схема раз­ вития двигателей, созданных на базе газогенератора GE1, приве­ дена на рис. 30.

Газогенератор GE1 представляет собой исходный ТРД со сле­ дующими данными: взлетная тяга 2270 кгс, расход воздуха 27— 32 кгс/с, температура газа перед турбиной более 1365° К, габарит-

62

ный диаметр 610 мм, длина примерно 1780 мм, вес около 320 кгс. Газогенератор GE1 имеет одновальный четырнадцатиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания и охлаждаемую двухсту­ пенчатую турбину. Лопатки входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов первых пяти ступеней компрессора пово­ ротные. Сопловые и рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки второй ступени охлаждаемые. Особенно ответственной для газогенератора GE1 является конструкция компрессора, который должен одинаково хорошо работать как в ТРД, так и за вентиля­ тором в ДТРД.

Демонстрационный одновальный Д Т Р Д QE1F ( т = 1 , 1 ) разра­ батывался для оценки переднего расположения вентилятора с воз­ можным применением его на сверхзвуковом пассажирском само­ лете (СПС). В этом демонстрационном ДТРД была впервые опро­ бована конструкция, в которой рабочие лопатки первой ступени компрессора комбинируются с рабочими лопатками вентилятора, причем лопатки вентилятора имеют перегородку для распределе-

Рис. 30. Схема развития двигателей фирмы «Дженерал Электрик» на базе газогенератора

ния потока воздуха между внешним и внутренним контурами. Так появилась конструкция вентилятора Д Т Р Д TF39.

Позднее в ТРДФ GE4, выбранном для СПС США, также было использовано много технических особенностей газогенератора GE1.

Кроме того, был спроектирован двухвальный ДТРД GE1/6 с вентилятором переднего расположения. Он предназначался для изучения характеристик двигателя с большой степенью двухконтурности и высокими другими параметрами термодинамического цикла, развивал тягу 7370 кгс и весил 1490 кгс.

Двигатель GE1/6, спроектированный первоначально как демон­ страционный для Д Т Р Д TF39 в масштабе 2/3, очень отличался от

63

исходного газогенератора GE1, однако GE1/6 был построен на базе этого газогенератора и успешно работал.

При разработке двигателя TF39 с тягой 18 600 кгс было оче­ видно, что невозможно газогенератор GE1 с тягой 2270 кгс пре­ вратить в столь мощный двигатель простым добавлением узлов. Поэтому в Д Т Р Д TF39 было увеличено не только количество тур­ бинных и компрессорных ступеней, но и размеры узлов и агрегатов, общая степень повышения давления и температура газа перед турбиной. Двигатель строился уже на более совершенном техни­ ческом уровне, чем исходный газогенератор.

Опыт создания газогенератора GE1 и различных модификаций двигателей на его основе позволил фирме «Дженерал Электрик» разработать другой газогенератор — GE9 или ATEGG1B (тяга в варианте ТРД 2540 кгс). Газодинамические нагрузки компрессор­ ных и турбинных ступеней газогенератора GE9 были увеличены, в результате чего возросла степень повышения давления. Сущест­ венно увеличена также температура газа перед турбиной. При создании этого газогенератора применялись более совершенные

ловой аппарат турбины низкого давления, реактивное сопло с ре­ гулируемым направлением вектора тяги и некоторые другие.

В иностранной печати обращается внимание на правильность решения новых технических принципов двигателя на перспективном газогенераторе до заказа самого двигателя, а также на важность правильности и перспективности выбора параметров термодина­ мического цикла для газогенератора. В частности, отмечается, что термодинамический цикл, конструкция и характеристики двнгате-

1 В результате конкурса на двигатели для самолетов F-14 и F-15 были вы­ браны ДТРД фирмы «Пратт-Уитни» F100, F401 (см. рис. 29) и TF ЗО-Р-412.

64

лей семейства GE1 оказались достаточно гибкими, чтобы удовлет­ ворить требованиям, предъявляемым к двигателям таких различ­ ных самолетов, как тактические истребители, истребитель У и ВВП, сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, тяжелый военнотранспортный самолет, сверхзвуковой пассажирский самолет и до­ звуковой пассажирский самолет типа «воздушный автобус».

Работы, направленные на создание перспективных газогенера­ торов по программе ATEGG продолжаются, причем основные уси­ лия двигателестроительных фирм направлены на уменьшение раз­ меров новейших газогенераторов. Отмечается, что в компрессоре применено вдвое меньше ступеней при прежней степени повышения давления, камера сгорания укорочена примерно на 40%, количе­ ство ступеней в турбине сокращено до одной. В соответствии с программой ATEGG фирма «Пратт-Уитни» работает с турбинами воздушного охлаждения при температуре на входе около 1750° К. Вследствие этого вес новейших газогенераторов ниже, а характе­ ристики по тяге и расходу топлива лучше.

Признается желательным расширить программу ATEGG, вклю­ чив в нее испытания газогенераторов в комбинации с другими эле­ ментами силовой установки для изучения их взаимодействия. В частности, предлагается включить в эту программу работы по изучению особенностей взаимодействия потоков около крыла и фю­ зеляжа самолета с потоком воздуха, входящего в двигатель, а так­ же влияние этих особенностей на характеристики силовой уста­ новки.

При проектировании конкретного двигателя организация-заказ­ чик передает двигателестроительной организации основные необ­ ходимые характеристики самолета, на который предполагается устанавливать • проектируемый двигатель. Обычно к таким харак­ теристикам относятся: полный взлетный вес самолета; профили полета (расстояние, скорость, высота, время) ; доля веса самолета, отводимая под двигатель и топливо; поляры самолета; гидравли­ ческие потери в силовой установке на входе и выходе; величины отбираемых от двигателя мощности и расхода воздуха. Кроме того, предъявляется ряд требований по обслуживанию, надежно­ сти и пр. [19]. На основании этих обобщенных самолетных харак­ теристик выполняется предварительный проект двигателя, который в случае его одобрения заказчиком в дальнейшем разрабатывается детально по специально составленным и согласованным с ним так­ тико-техническим требованиям.

Примером требований к двигателю самолета-истребителя могут служить требования, разработанные французскими авиационными специалистами [22].

Для двигателей самолетов-истребителей 70-х годов считается необходимым выполнение следующих основных требований: боль­ шая лобовая тяга и низкий удельный вес двигателя; простота конструкции, обусловливающая конструктивную прочность; мини­ мальная стоимость изготовления; легкость технического обслужи­ вания; гибкость применения.

Для истребителя-перехватчика, кроме того, необходимо обеспе­

ДТРДФ, развивающий большую тягу для ведения боя на больших высотах и имеющий пониженный расход топлива при боевых дей­ ствиях на малых высотах и скоростях полета.

При разработке двигателя TF39, предназначенного для тяже­

контуров на крейсерском режиме полета была выбрана в первом; приближении степень повышения давления в вентиляторе, что по­ зволило оценить расход воздуха через вентилятор и размерность двигателя. Затем были проведены экспериментальные работы по-

личины коэффициента сопротивления мотогондолы и возможностьблагоприятной компоновки мотогондолы и крыла.

Исходя из конкретных требований, предъявленных к самолету С-5А, был найден компромисс между величинами удельного рас­ хода топлива, веса двигателя и сопротивления мотогондолы с

66

целью получения оптимального соотношения между общей сте­ пенью повышения давления, температурой газа перед турбиной и степенью двухконтурности. В результате этой работы были опре­ делены зависимости между степенью повышения давления в вен­ тиляторе и степенью двухконтурности и их влияние на дальность полета. Эти зависимости представлены на рис. 31. Для двигателя были выбраны величины т = 8 и я*н = 1,55. Затем выбирались степень повышения давления в компрессоре газогенератора л* , и темпера­ тура газа перед турбиной Г* (рис. 32). Температура газа опреде­ лялась с учетом применения +

компрессора с поворотными направляющими аппаратами.

К двигателям, предназначенным для гражданских самолетов, обычно предъявляют следующие основные требования: малый удельный вес, надежность, экономичность, простота и дешевизна обслуживания.

Рассмотрим конкретные конструкции наиболее распространен­ ных серийных двухконтурных двигателей и перспективных опытных Д Т Р Д и ДТРДФ . При этом следует отметить, что при описании отдельных двигателей их данные, заимствованные из иностранной

печати, могут в зависимости от источника несколько отличаться. Кроме того, они изменяются и по мере развития двигателей.

Двухконтурные двигатели, применяемые на серийных боевых самолетах

Применение двухконтурных двигателей на самолетах военной авиации началось в прошлом десятилетии при модернизации се­ рийных военно-транспортных самолетов, бомбардировщиков и ист­ ребителей. В настоящее время на вооружении стран НАТО нахо­ дится ряд самолетов с двухконтурными двигателями, специально спроектированными для этих самолетов.

Различные модификации ДТРДФ TF30 фирмы «Пратт-Уитни» являются типичными двигателями для истребителей, истребителейбомбардировщиков и прочих военных самолетов подобного назна­ чения. Модификации этого двигателя отличаются величинами тяги, удельного расхода топлива и габаритами, следовательно, парамет­ рами рабочего цикла двигателя — степенью двухконтурности, сте­ пенью повышения давления в вентиляторе, общей степенью повы­ шения давления п температурой газа перед турбиной.

Серийный двигатель TF 30-Р-З используется на сверхзвуковых истребителях-бомбардировщиках «Дженерал Дайнемикс» F-111A (С и К) с крылом изменяемой стреловидности. Каждый из двух та­ ких двигателей, устанавливаемых на самолете F-111, развивает взлетную форсажную тягу 9500 кгс при удельном расходе топлива 1,8 кг/кгс-ч. Двигатель TF 30-Р-З является ДТРДФ с общей фор­ сажной камерой. Он имеет высокую общую степень повышения давления ( л * 2 = 17) и выполнен по двухвальной схеме, в которой вентилятор объединен с компрессором низкого давления. Так как

68

широко используются титановые сплавы. Камера сгорания дви­ гателя трубчато-кольцевого типа с восьмью короткими жаровыми трубами, характерными для двухроторных ГТД фирмы «ПраттУитни». В каждой жаровой трубе установлены по четыре двухканальных топливных форсунки. Турбина двигателя четырехступен­ чатая. Турбина высокого давления одноступенчатая, с сопловыми и рабочими лопатками, охлаждаемыми воздухом. Турбина низкого

турах, причем различное сочетание этих зон дает плавное измене­ ние тяги во всем диапазоне форсирования. Регулируемое реактив­ ное сопло общее для обоих контуров, сверхзвуковое, эжекторного типа.

Для истребителя-бомбардировщика F-111F создана модифика­ ция двигателя TF30-P-100 с увеличенной взлетной тягой (до 12 860 кгс на полном форсаже). Эта модификация имеет увеличен­ ные 7"* =1533° К и л;*s = 2 2 при уменьшенной степени двухконтур­ ности (/п^0,73).

Существует модификация двигателя TF30-P-12, предназначен­ ная для самолета F-111B, с форсажной тягой на взлете примерно 9200 кгс.

Для французских истребителей-бомбардировщиков «Мираж» G и истребителей «Мираж» F-2 разработан усовершенствованный ва­ риант TF 30 — Д Т Р Д Ф SNECMA TF306, снабженный форсажной камерой конструкции фирмы «SNECMA». Эта конструкция обес­ печивает хорошее смешение потоков воздуха внешнего контура и газа внутреннего контура и полное сгорание топлива. Двигатель TF306 имеет несколько увеличенную по сравнению с двигателем TF30-P-3 температуру газа перед турбиной — около 1473° К [22J, [26], [43].

В последнее время на базе двигателя TF30 фирма «ПраттУитни» построила Для двухдвигательного истребителя ВМФ США «Грумман» F-14A ДТРДФ TF30-P-412 со взлетной форсажной тя­ гой 9070 кгс. Некоторые данные этого двигателя, опубликованные в иностранной авиационной литературе, свидетельствуют о том, что двигатель построен по кинематической схеме, аналогичной про­ тотипу. На рис. 34 приведены схемы ДТРДФ TF30-P-12 и TF30-P-412, сравнив которые можно установить различия между этими модификациями. Отличительной особенностью нового дви­ гателя является сверхзвуковое реактивное сопло типа «ирис» с восемнадцатью регулируемыми створками, охлаждаемое воздухом.

69