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

и лобового сопротивления.

Реактивное регулируемое всережимное сопло типа «ирис» имеет сужающуюся и расширяющуюся части, образованные створкамилепестками, при возвратно-поступательном движении которых по

криволинейным направляющим изменяются конфигурация и про­ ходное сечение сопла. При работе двигателя на бесфорсажном ре­ жиме створки отодвигаются по потоку, образуя сужающееся сопло для потока газов и плавную внешнюю хвостовую часть для воз­ душного потока. При работе двигателя на форсажном режиме створки продвигаются против потока, образуя сужающееся-расши­ ряющееся сопло с отношением площади выхода к площади горла сопла примерно 1,3.

Широко распространенным двухконтурным двигателем, приме­ няемым в военной и гражданской авиации, является двигатель фирмы «Роллс-Ройс» «Спей» (рис. 35, см. вклейку в конце книги). Различные модификации этого двигателя (в вариантах ДТРД и ДТРДФ) используются на серийных и разрабатываемых истреби­ телях (F-4K, M; A-7D и т. д.) и пассажирских самолетах средней дальности (ВАС 111 и F-28).

Двухконтурный турбореактивный двигатель «Спей» 25 (Мк. 512-14 DW) применяется на пассажирских самолетах ВАС 111 серии 500 и «Трайдент» 2Е. Этот двигатель развивает на взлетном режиме с впрыском воды тягу 5690 кгс при удельном расходе топ­ лива 0,61 кг/кгс тяги-ч [15], [18], [21]. Двигатель — двухвальный, с общей степенью повышения давления примерно 20,7 при степени двухконтурности около 0,7. Он выполнен по схеме, при которой вентилятор служит и компрессором низкого давления, наддувая компрессор высокого давления. Входное устройство двигателя со-

70

стоит из неразъемного кольцевого корпуса с девятнадцатью на­ правляющими лопатками, через которые проходит теплый воздух для предотвращения их обледенения на некоторых режимах поле­ та. Вентилятор двигателя пятиступенчатый и приводится двухсту­ пенчатой турбиной низкого давления. Компрессор — 12-ступенча- тый, приводится двухступенчатой турбиной высокого давления, причем сопловые лопатки первой и второй ступеней и рабочие лопатки первой ступени этой турбины охлаждаемые. Специалисты фирмы «Роллс-Ройс» считают, что ухудшение характеристик этого двигателя, обусловленное отбором воздуха на охлаждение тур­ бины, составляет примерно 0,5% увеличения удельного расхода топлива. Камера сгорания двигателя — трубчато-кольцевая с де­ сятью жаровыми трубами и двухступенчатыми форсунками. За турбиной двигателя установлен смеситель, в котором поток воздуха внешнего контура смешивается с потоком газа внутреннего кон­ тура и истекает из нерегулируемого реактивного сопла. Двигатель

.имеет реверс тяги и шумоглушитель.

К конструктивным особенностям двигателя «Спей» относятся •антивибрационные полки на рабочих лопатках нескольких сту­ пеней вентилятора и компрессора и упругое крепление подшипни­

нику и по своей внутренней аэродинамике не отличается от граж­ данского варианта, однако в военной модификации для горячих

для противообледенительной системы, наддува топливных баков, охлаждения горячих узлов и элементов двигателя, управления по­ граничным слоем (УПС самолета и в систему жизнеобеспечения летчика).

Форсажная камера — общая для обоих контуров, имеет три Ѵ-образных стабилизатора пламени (рис. 36). Подача топлива производится через три кольцевых топливопровода, расположен­ ных перед стабилизаторами. В узел форсажной камеры входит расположенное в центре камеры эжекторное кольцо, способствую­ щее более плавному и эффективному сгоранию. Отличительной •особенностью ДТРДФ «Спей» 25R является широкий диапазон ре­ гулирования тяги на взлетных режимах (от 6 до 70%), для чего внутри стабилизаторов помещены специальные топливные коллек­ торы, в которые подается эмульсированное топливо.

Установка форсажной камеры на двигателе обусловила приме­ нение всережимного регулируемого сверхзвукового реактивного сопла эжекторного типа. Сопло состоит из первичного сопла регу­ лируемого сечения, вторичного сопла постоянного сечения, пере-

71

движного кожуха и силовых гидроцилиндров, причем перемещение кожуха сблокировано с изменением площади первичного сопла.

Следует отметить, что на самолетах «Фантом» F-4 других стран, в частности американских ВВС и ВМФ, используются одноконтур-

Рис. 36. Схема топливоподачи в форсажную камеру ДТРДФ «Спей» RB 168-25R:

ные ТРДФ J79-GE-15 (или 17). Однако совместные исследования американской самолетостроительной фирмы «Мак Доннелл» и ан­ глийской двигателестроительной фирмы «Роллс-Ройс» установили следующие преимущества применения ДТРДФ по сравнению с

72

ТРДФ при использовании двухконтурного двигателя на самолете-

F-4 [27]:

1. ДТРДФ увеличивает радиус действия самолета вследствие снижения удельного расхода топлива на крейсерском режиме; кро­ ме того, улучшаются характеристики на режимах взлета и набора высоты, а также на боевом режиме.

2. Форсирование статической тяги ДТРДФ составляет почти 70%, а в условиях сверхзвукового полета достигает 300%; эти особенности тяговых характеристик значительно снижают время разгона самолета от скорости, соответствующей числу М п = 1 , до скорости, соответствующей числу М п = 2 .

3. В условиях жаркой погоды ДТРДФ обеспечивает лучшую взлетную характеристику самолета, так как продолжительность работы двухконтурного двигателя на этом режиме примерно на 30% больше, чем у одноконтурного двигателя при прочих разных условиях.

Существуют и другие военные модификации двигателя «Спей», например ДТРД «Спей» RB 168-20 Мк250, приспособленный к по­ летам над морем. Этот двигатель устанавливается на противоло­ дочном самолете Хоукер-Сиддли «Нимрод». Для обеспечения про­ должительной работы двигателя в условиях атмосферы, насыщен­ ной солью (испарения морской воды), в двигателе RB 168-20* Мк250 изменены материалы некоторых узлов и применены защит­ ные покрытия рабочих поверхностей многих деталей.

На американском оперативно-тактическом самолете для непо­ средственной поддержки войск — дозвуковом штурмовике «Корсар» A-7D — установлен Д Т Р Д TF41-A-2 [1]. Этот двигатель разработан фирмой «Роллс-Ройс» совместно с фирмой «Аллисон» также на базе двигателя «Спей» [27], [43].

Вариант двигателя TF41-A-1 имеет тягу на взлете 6400 кгс при удельном расходе топлива 0,64 кг/кгс-ч. Двигатель — двухвальный, имеет трехступенчатый вентилятор, выполненный из титановогосплава. Компрессор низкого давления — двухступенчатый, установ­ лен на одном валу с вентилятором. Компрессор высокого давления имеет одиннадцать ступеней с регулируемым ВНА. Турбина — четырехступенчатая (две ступени турбины высокого давления и двеступени турбины низкого давления). Сопловые лопатки первой и второй ступеней и рабочие лопатки первой ступени охлаждаемые. В двигателе имеются смеситель и общее нерегулируемое реактив­ ное сопло.

При установке двигателя TF41 на самолет «Корсар», который выпускался ранее серийно, двигателестроительные фирмы должны были удовлетворить некоторым специфическим требованиям:

—двигатель должен вписаться в двигательный отсек реальносуществующего, а не проектируемого самолета;

—двигатель должен развивать необходимую тягу в жаркий: день на режиме взлета;

—устойчивость работы двигателя не должна нарушаться при стрельбе из бортового оружия самолета;

7 £

—стоимость эксплуатации по программе полета должна быть низкой;

—двигатель не должен снижать тягу или помпировать при •старте самолета с палубы авианосца с помощью паровой ката­ пульты.

При проектировании двигателя TF41 расход воздуха по срав­ нению с расходом исходной модификации увеличен примерно на 25%. Кроме того, усовершенствование вентилятора позволило при­ менить трехступенчатую конструкцию, оставив на одном с ним валу две ступени компрессора низкого давления. Наконец, увеличение иапорности вентилятора по внутреннему контуру позволило умень­ шить число ступеней компрессора высокого давления на одну сту­ пень. Применение конструкции вентилятора без ВНА облегчает задачу создания противообледенительной системы, так как необ­ ходим обогрев только носового кока.

хода воздуха, общей степени повышения давления и температуры

Улучшение данных двигателя достигнуто в результате увели­ чения расхода воздуха — 122 кгс/с (вместо 117 кгс/с TF41-A-1), •общей степени повышения давления — 25,8 (вместо 20,2) и темпе­ ратуры газа перед турбиной— 1550°К (вместо 1425—1445"К). Уве­ личение общей степени повышения давления достигнуто благодаря изменению вентилятора и компрессора низкого давления. Отме­ чается, что улучшение конструкции турбины посредством охлаж­ дения двух первых ступеней с применением усовершенствованной техники охлаждения позволило повысить допустимую температуру перед турбиной более чем на 100°.

«Роллс-Ройс/Турбомека» двигатель «Адур» является ДТРДФ, ко­ торый устанавливается на европейском истребителе-бомбардиров­ щике ВАС/Бреге «Ягуар». Предполагается применение этого дви­ гателя на европейских и японском тренировочных самолетах. На самолете «Ягуар» устанавливаются по два двигателя в задней части фюзеляжа. Сведения о данных двигателя, приводимые в ино­ странной авиационной литературе, несколько отличаются друг от друга, однако можно считать, что этот двигатель имеет форсажнѵю

7 4

телы-ю 1 при общей степени повышения давления 9,6 [14], [22], 127], [31].

Двухконтурный турбореактивный двигатель «Адур» является двухвальным двигателем. Вентилятор—двухступенчатый, без ВНА, приводимый одноступенчатой турбиной. Ротор и рабочие лопатки первой ступени выполнены из титанового сплава, а второй — из алюминиевого сплава. На выходе из вентилятора установлены два венца спрямляющих лопаток, после которых поток воздуха раз­ деляется примерно поровну между внутренним и внешним кон­ турами. Компрессор двигателя — пятиступенчатый, нерегулируе­ мый, приводится также одноступенчатой турбиной и выполнен из титановых сплавов. Камера сгорания — кольцевая' с восемна­ дцатью основными топливными форсунками и двумя форсунками для запуска двигателя. Турбина высокого давления имеет воздуш­ ное охлаждение сопловых и рабочих лопаток. Турбина низкого дав­ ления неохлаждаемая. Рабочие лопатки обеих турбин имеют бан­ дажные полки. После смешения газ проходит через диффузор, предназначенный для придания потоку скорости, обеспечивающей эффективное горение в форсажной камере на всех режимах полета.

Форсажная камера двигателя «Адур» подобна форсажной ка­ мере ДТРДФ «Спей». Система форсирования — трехкаскадная, с четырьмя соосными кольцевыми стабилизаторами пламени. Топ­ ливо подводится как к форсункам, так и к стабилизирующим коль­ цам. Следует отметить, что топливо прокачивается через систему •форсирования и при работе двигателя на нефорсажных режимах для охлаждения некоторых элементов форсажной камеры. Фор­

воздействующих на кольцо, приводящее в действие ведущие створ­ ки. Рабочим веществом силовых цилиндров служит топливо. Дви­ гатель имеет регулятор, управляющий степенью форсирования, ко­ торая на взлетном режиме может изменяться от 30 до 50%. Соот­ ношение между расходом топлива и площадью реактивного сопла устанавливается автоматически, путем совместного управления дав­ лением воздуха перед компрессором, давлением воздуха за ком­ прессором и давлением выхлопных газов.

Для уменьшения пробега самолета «Ягуар» в варианте палуб­

ются специально, однако имеются и исключения. В частности, для шведского военного многоцелевого самолета SAAB «Вигген» при­

геометрические формы и размеры газовоздушного тракта, а также профили лопаток компрессора и турбины, идентичные исходному

75

двигателю. Форсажная камера и реверс тяги сконструированы фир­ мой «Свенска Флюгмотор».

Двигатель RM 8 является двухвальным ДТРДФ с передним расположением вентилятора и смешением потоков внешнего и внут­ реннего контуров перед форсажной камерой. Он развивает на взле­ те при форсаже тягу 12 000 кгс и имеет общую степень повышения давления примерно 16,5 при степени двухконтурности 1 [27], [43]. ДТРДФ RM 8 имеет двухступенчатый вентилятор и соединенный с ним четырехступенчатый компрессор низкого давления, приводи­ мые трехступенчатой турбиной низкого давления, и семнступенчатый компрессор высокого давления. Камера сгорания трубчато-кольце- вая с девятью укороченными жаровыми трубами. Форсажная камера позволяет увеличивать тягу на взлете почти на 70% и до 150% на больших скоростях полета. Регулирование форсажной тяги ^осу­ ществляется в три этапа путем последовательного включения трех соосно расположенных топливных коллекторов и соответствующих стабилизаторов пламени. Регулируемое реактивное сопло всережимное, эжекторное. Сопло регулируется автоматически соответ­ ственно степени форсирования двигателя.

Интересной особенностью двигателя RM 8, предназначенного для самолета-истребителя, является наличие реверса тяги. Реверсив­ ное устройство створчатого типа. Реверс включается автоматически при появлении нагрузки на шасси во время посадки самолета.

Приспособление серийного двигателя, эксплуатируемого на до­ звуковых пассажирских самолетах, в качестве газогенератора для ДТРДФ, предназначенного для сверхзвукового военного самолета,, обусловило отступление от оптимальных параметров термодина­ мического цикла и ухудшило возможные характеристики двигателя. В частности, по сравнению с ДТРДФ TF30-P-3 двигатель RM 8 имеет худшую экономичность на взлете при форсаже 2,6 кг/кгс • ч против 1,8 кг/кгс-ч и повышенный удельный вес. Вместе с тем сле­ дует отметить, что такой путь создания двигателей экономит время и средства и позволяет использовать проверенную газогенератор­ ную часть.

Для тяжелого самолета ВТА американских ВВС Локхид С-5А был разработан мощный двухконтурный двигатель фирмы «Джене­ рал Электрик» TF39 [39]. Двигатель TF39 разработан на базе по­ следующих модификаций газогенератора GE1 (см. рис. 30). Двига­ тель развивает на взлетном режиме тягу 18 640 кгс при удельном расходе топлива 0,315 кг/кгс-ч. На рис. 37 представлена конструк­ тивная схема двигателя TF39. Общая степень повышения давления у этого Д Т Р Д — 26 при степени двухконтурности 8. Двигатель вы­ полнен по двухвальной схеме, при которой вентилятор не имеет механической связи с компрессором газогенератора. Вентилятор двигателя — «полутораступенчатый», состоящий из передней «по­ ловинной» и последующей полной ступеней. При этом около поло­ вины расходуемого воздуха проходит через внутреннюю двухсту­ пенчатую часть вентилятора, а другая половина — через внешнюю одноступенчатую часть. Такая конструкция обеспечивает практи-

76

Рис. 37. Конструкция ДТРД TF 39 (разрез) :

/ — вентилятор; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; •/ — турбина высокого давления; 5 — т у р б и н а низкого давления; 5 — а г р е г а т ы

чески одинаковую на выходе степень повышения давления в вен­ тиляторе и позволяет получить минимальный диаметр вентилятора,, меньший вес и лобовую площадь двигателя. Относительный диа­ метр втулки на входе в вентилятор очень мал и составляет 0,26 вместо обычных для авиационных конструкций 0,35—0,4.

Входной направляющий аппарат (ВНА) у «половинной» сту­ пени отсутствует, а ее рабочее колесо установлено консольно. Пол­ ная ступень имеет ВНА, закрепленный внешними концами лопаток в корпусе. К внутренним концам лопаток этого ВНА прикрепленокольцо, разделяющее воздушный поток между ступенями венти­ лятора. Рабочие лопатки полной ступени имеют длину почти 900 мм и снабжены антивибрационными перемычками. Лопатки выполне­ ны полыми.

Компрессор двигателя имеет 16 ступеней и обеспечивает высо­ кую степень повышения давления (на крейсерском режиме—16,8). Для обеспечения устойчивой работы на различных режимах экс­ плуатации двигатель имеет поворотные направляющие лопатки у первых семи ступеней компрессора. В конструкции этого компрес­ сора применен ротор барабанно-дискового типа. Отбор чистогс* воздуха для наддува кабины осуществляется через отверстия у корня лопаток направляющего аппарата восьмой ступени.

Камера сгорания двигателя кольцевого типа имеет внутреннеепленочное и, внешнее конвективное охлаждения. Для получения; необходимого поля температур на выходе из камеры сгорания на двигателе применены высокоэффективный диффузор за компрессо­ ром и относительно большое число топливных форсунок (30 шт.). На двигателе используется так называемая бездымная камера сго­ рания, преимущество которой состоит в том, что при бездымном' сгорании топлива снижается энергия излучения, уменьшается тем­ пература стенок и, следовательно, увеличивается ресурс камеры сгорания. Кроме того, удовлетворяются эстетические требования. Дымление снижается применением конструкции завихрителя голов­ ки камеры, способного пропускать в зону горения большее коли­ чество воздуха, тем самым обеспечивается обедненная топливо-воз­ душная смесь [27].

Турбина высокого давления, приводящая компрессор газогене­ ратора, имеет две ступени, причем из-за высокой температуры газа перед турбиной (до 1530° К) применены охлаждаемые рабочие іг сопловые лопатки обеих ступеней. Для достижения требуемых ра­ ботоспособности и ресурса лопаток применено сочетание конвек­ тивного, пленочного и принудительного охлаждения. Конструктив­ ные схемы сопловых и рабочих лопаток турбины высокого давле­ ния двигателя TF39 представлены на рис. 26 и 27. Сопловые лопатки первой ступени имеют две дефлекторные вставки. Охлаж­ дающий воздух, подводимый в переднюю полость лопатки посред­ ством дефлектора, поступает через отверстия в передней кромке на поверхности спинки и корытца лопаток, образуя воздушную плен­ ку. Задняя часть этих лопаток охлаждается воздухом, который: направляется с помощью дефлектор.2 во внутреннюю полость и вы-

78

ходит через отверстия в задней кромке, создавая конвективное охлаждение этой кромки. Сопловые лопатки второй ступени имеют один дефлектор, через который охлаждающий воздух поступает во внутреннюю полость лопатки, а затем выпускается через зад­ нюю кромку, охлаждая ее.

Рабочие лопатки первой ступени охлаждаются воздухом, подво­ димым через отверстия в ножке лопатки. Проходя через радиаль­ ные каналы в лопатке, воздух делает двойные повороты и выходит через отверстия во входной и выходной кромках, обеспечивая эффективное пленочное охлаждение входной кромки и конвектив­ ное охлаждение выходной кромки. Рабочие лопатки второй сту­ пени имеют конвективное охлаждение с многократным проходом охлаждающего воздуха и выходом его в периферийной части ло­ патки.

Турбина низкого давления имеет шесть ступеней, что объясняет­ ся ее малым диаметром (по отношению к приводимому ею венти­ лятору), большой мощностью и высоким к. п. д. Для увеличения окружной скорости турбины низкого давления ее средний диаметр увеличен по сравнению со средним диаметром турбины высокого давления с помощью специального диффузорного переходника. Конструкция турбины достаточно проста, она типична для неохлаждаемых турбин. Сопловые лопатки первой ступени жестко за­ креплены во внешней и внутренней обоймах, сопловые аппараты остальных ступеней консольно закреплены в корпусе и имеют ла­ биринтные уплотнительные кольца по внутренним поверхностям. Ротор турбины — барабанно-дисковой конструкции, опирается на два подшипника. Всего в двигателе восемь подшипников.

сирование тяги только во внешнем контуре. Реверсивное устрой­ ство имеет подвижной кожух, при смещении которого назад откры­ ваются щели с решетками, отклоняющими поток воздуха в направ­ лении полета. Одновременно блокирующие створки перекрывают внешний контур двигателя.

При создании двигателя TF39 высокие удельные параметры были достигнуты не только в результате оптимизации газодинами­ ческих параметров, но и в результате достижения хороших аэро­ динамических качеств каждого элемента двигателя и совершенст­ вования его конструкции. Особое внимание было уделено устране­ нию утечек и обеспечению минимальных зазоров. В частности, применение в направляющих аппаратах сотовых уплотнений по­ зволило обеспечить минимальный зазор и способствовало умень­ шению концевых потерь. Рабочие турбинные лопатки первых двух ступеней (охлаждаемых) выполняются попарно на одном замке, чтобы свести к минимуму потери на утечки охлаждающего воз­ духа. Введение принудительного охлаждения корпуса турбины позволило не только снизить чрезмерно высокую температуру кор-

79