Метрология / Том 1. Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы / Glava3-3-1-KonstruktivnyjeSkhemyGTD

кой наружной обечайке, характерной для ТРДД без смешения, которая обеспечивает пониженное сопротивление от интерференции с крылом. Аналогичная схема двигателя, но с обычным однорядным вентилятором применялась на малоразмерном ТРДД ATF3 фирмы Honywell с RÂÇË = 24 кН и умеренной степенью двухконтурности m = 2,8.

Современные военные ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности выполняются по двухвальной схеме с общей ФК после смешения потоков наружного и внутреннего контуров. На Рис. 3.13 показан ТРДДФ поколения 4+ F100-PW229 фирмы Pratt & Whitney тягой RÔ = 130 кН и ТРДДФ 5 поколения М88-2 фирмы Snecma (Франция)

ñ RÔ = 75 кН, используемый на истребителе «Рафаль».

Основные конструктивные особенности новейших ТРДДФ:

- малое число ступеней компрессора и турбины с повышенной аэродинамической нагрузкой (у ТРДДФ пятого поколения ZÂ = 3, ZÊÂÄ = 5…6,

ZÒÂÄ = 1, ZÒÍÄ = 1; для двигателей шестого поколения прорабатывается возможность снижения коли-

Â= 2(1) è ZÊÂÄ = 3…4);

-применение противовращения роторов для повышения к.п.д. турбины и снижения нагрузок от гироскопических моментов;

-применение материалов и технологий и èñ-чества ступеней до Z

пользование компоновок СУ, снижающих инфракрасную и радиолокационную заметность.

Одним из перспективных направлений развития ТРДД является разработка двигателей изменяемого цикла (ДИЦ), в которых в зависимости от режима полета меняется степень двухконтурности m. Изменение степени двухконтурности является одним из требований современных многоцелевых (многорежимных) боевых самолетов. Регулирование m может потребоваться и для двигателей перспективных сверхзвуковых пассажирских и административных самолетов, в том числе для снижения шума при взлете.

На Рис. 3.14 показана конструктивная схема демонстрационного ДИЦ, испытанного фирмой General Electric (США). Для возможности регулирования степени двухконтурности вентилятор двигателя разделен на два блока. Первый двухступенчатый блок приводится турбиной НД, а второй блок (одноступенчатый) – газогенератором. Оба блока имеют регулируемые ВНА и НА для согласования расходов воздуха. Между блоками расположен кольцевой перепускной канал с клапанами. Клапаны закрыты при работе в режиме обычного ТРДД и открываются при работе в режиме «двойной степени двухконтурности», что позволяет перепускать часть воздуха за передним блоком вентилятора в наружный контур. Перепускной канал заканчивается регулируемыми створками для эффективного смешения двух потоков воздуха в наружном контуре. Для перераспределения мощности между ТВД и ТНД при регулировании степени двухконтурности ТНД имеет регулируемый сопловой аппарат (СА). Канал наружного контура заканчивается регулируемым смесителем для согласования степени двухконтурности и нагрузки вентилятора.

Такая схема позволяет регулировать степень двухконтурности в диапазоне m = 0,25…0,6. Это дает снижение удельного расхода топлива на крейсерском режиме примерно на 8 %. Из-за сложной

конструкции с большим количеством регулируемых элементов, в т.ч. и в горячей части двигателя, ДИЦ пока не получили практического применения. Однако, внедрение отдельных конструктивных элементов на боевых ТРДД следующих поколений вполне возможно.

3.1.3 - Турбовинтовые и вертолетные ГТД

Принципиальная особенность турбовинтовых и вертолетных двигателей состоит в том, что основное тяговое усилие создается специальным движителем – винтом, а доля реактивной тяги, создаваемой проходящим через двигатель потоком газа, относительно мала. Основное назначение ГТД этого типа – производство мощности на валу двигателя для привода воздушного винта СУ. Для того, чтобы эффективно сработать большой теплоперепад, турбины ТВД и вертолетных ГТД выполняют многоступенчатыми, а выхлопное устройство двигателя – в виде диффузора. Винт приводится через редуктор, т.к. частота вращения вала ГТД значи- тельно выше требуемой частоты вращения винта.

ТВД и вертолетные ГТД можно классифицировать по нескольким конструктивным признакам.

По кинематической схеме:

-одновальные;

-со свободной турбиной (ГТД со свободной турбиной могут быть выполнены с одно- и двухвальным газогенератором);

-со «связанным» КНД, привод которого производится силовой турбиной (СТ).

По расположению редуктора:

-со встроенным редуктором;

-с выносным редуктором.

По расположению винта ТВД:

-с тянущим винтом;

-с толкающим винтом.

Двигатели одновальной схемы наиболее просты по конструкции и поэтому, широко применяются

во всех классах мощности. По одновальной схеме выполнен, например, наиболее мощный в настоящее время ТВД НК-12МВ (Nå = 11030 кВт) разработки СНТК им. Н.Д. Кузнецова (г. Самара), показанный на Рис. 3.15. Двигатель имеет встроенный однорядный дифференциальный редуктор, передающий избыточную мощность от пятиступенчатой турбины на двухрядный винт изменяемого шага (ВИШ) диаметром 5,6 м. Достоинством одновальных двигателей является высокая приемистость - на режиме малого газа поддерживается высокая частота вращения (близкая к взлетной), при этом угол установки лопастей винта обеспечиваtт минимальное потребление мощности. Повышение мощности (тяги винта) выполняется подачей топлива в КС при одновременном увеличении угла установки («затяжелении») винта таким образом, чтобы обеспечивалась максимальная тяга. Недостаток одновальных двигателей – сложность согласования работы компрессора, турбины и винта.

Широкое распространение получила также схема со свободной турбиной, расположенной на отдельном валу и служащей только для привода винта. Компрессор, КС и ТВД (турбина компрессора) образует отдельный модуль – газогенератор, который имеет с СТ только газодинамическую связь. ТВД и вертолетные ГТД со свободной турбиной более гибки в применении. Они требуют меньшую мощность пусковых устройств, чем одновальные двигатели, но отличаются худшей приемистостью. Обычно по такой схеме выполняются ГТД для вертолетов. На Рис. 3.16 à, á, â показаны конструктивные схемы ГТД со свободной турбиной.

Турбовинтовой двигатель ТВ7-117 разработки ГУНПП «Завод им. В.Я.Климова» (г. Санкт-

Петербург). Двигатель имеет мощность 2000 кВт и эксплуатируется на самолете ИЛ-114. Двигатель с одновальным газогенератором, с осецентробежным компрессором и встроенным соосным редуктором.

Вертолетный ГТД ТВ3-117 разработки ГУНПП «Завод им. В.Я. Климова» для боевых вертолетов семейств МИ-17, МИ-24, КА-28, КА-32, КА-50/52. Двигатель мощностью 1600 кВт с осевым компрессором. Вал СТ выходит назад и соединяется с вертолетным редуктором.

Турбовинтовой двигатель ТВ3-117ВМА- СБМ1 для регионального самолета АН-140, является модификацией вертолетного ГТД ТВ3-117. Двигатель имеет оригинальную трансмиссию привода винта, разработанную для сохранения без изменений конструкции базового вертолетного двигателя (см. Рис. 3.16). Мощность СТ передается главному выносному редуктору привода винта с помощью заднего промежуточного редуктора и валарессоры, проходящего сверху двигателя. Благодаря такой схеме трансмиссии нет необходимости пропускать силовой вал свободной турбины через газогенератор при «естественном» расположении двигателя «по полету».

Применяется также расположение двигателя в мотогондоле «против полета». В этом случае нет необходимости в длинной трансмиссии, редуктор может быть выполнен встроенным, но требуются повороты на 180 ° потоков воздуха и выхлопных газов (см. Рис. 3.17). Недостатками схемы являются трудности согласования характеристик компрессора и воздушного винта и обеспечение устойчи- вой работы КНД, частота вращения которого определяется частотой вращения винта.

Для передачи мощности от СТ воздушному винту используются встроенные и выносные редукторы. Схемы ТВД со встроенным редуктором показаны на Рис. 3.15, 3.17, 3.18. Общий вид ТВД с выносным редуктором показан на Рис. 3.19.

СУ вертолетов также выполняются с выносными редукторами. Вертолетные редукторы значительно превышают по габаритам редукторы ТВД, поскольку имеют большее передаточное число из-за более низкой частоты вращения несущего винта. СУ вертолетов для повышения безопасности эксплуатации, как правило, включают два ГТД, которые передают мощность на винт через общий редуктор.

На самолетах с ТВД обычно переднее расположение винта (относительно двигателя и мотогондо-

лы), который в данном случае является «тянущим». Существуют СУ с ТВД и с задним расположением винта («толкающий» винт). Конструктивная схема ГТД и общий вид СУ с ТВД и «толкающим» винтом показаны на Рис. 3.20.

Необходимо отметить, что привод двухрядного толкающего винта может быть осуществлен и без редуктора - с помощью биротативной турбины. Схема ТВД в этом случае аналогична схеме ТРДД с задним расположением двухрядного вентилятора и биротативной турбиной, показанной на Рис. 3.11, но без обтекателя наружного контура. Опытный ТВВД GE36 фирмы General Electric, выполненный по данной схеме, проходил летные испытания в 1986 г.

3.1.4 - Подъемные и подъемно-мар- шевые ГТД

В качестве основных компонентов СУ вертикально взлетающих самолетов используются следующие типы двигателей:

-подъемные двигатели, работающие только при взлете и посадке;

-подъемно-маршевые двигатели с устройствами для поворота реактивной струи, работающие при взлете-посадке и в крейсерском полете;

-подъемно-маршевые двигатели с подъемным вентилятором, приводимым от двигателя при взлете и посадке и отключаемым в крейсерском полете.

СВВП и СУВВП могут иметь различные схемы с использованием указанных типов двигателей.

Êнастоящему времени практическое применение получили три типа СУ:

1) СУ, состоящая из одного подъемно-марше- вого двигателя (ТРДД), расположенного вблизи центра масс самолета и имеющего поворотные сопла внутреннего и наружного контуров. Двигатель обеспечивает вертикальную тягу и стабилизацию самолета на режимах взлета-посадки и горизонтальную тягу в крейсерском полете. Такая схема используется на СУВВП «Harrier» с подъемно-мар- шевым двигателем «Pegasus»;

2) СУ, состоящая из нескольких подъемных двигателей и подъемно-маршевого двигателя. По данной схеме выполнены СУ российских СУВВП ЯК-38 и ЯК-141;

3) СУ с подъемно-маршевым двигателем и подъемным вентилятором. Такой тип СУ используется в опытном СУВВП F-35 фирмы Lockheed Martin, разрабатываемом по программе JSF.

Схемы и параметры различных СУ для СВВП/ СУВВП приведены на Рис. 3.26.

Подъемные двигатели предназначены для создания вертикальной тяги на этапах взлета и посадки. Так как в горизонтальном полете эти двигатели не используются, они должны иметь минимальный вес и объем, чтобы уменьшить отрицательное влияние на характеристики самолета. В качестве подъемных двигателей обычно применяются ТРД. Для уменьшения эрозионного воздействия на аэродромное покрытие рассматривается использование ТРДД, имеющих более низкую скорость истечения и температуру выхлопных газов, но и значительно большие габариты.

Удельная масса подъемных ТРД достигает величины γ = 0,07…0,05. Низкая масса обеспечи- вается простотой конструкции двигателя и его систем, а также широким использованием легких

конструкционных материалов, в том числе композиционных.

Конструкция подъемного двигателя должна обеспечивать его работоспособность в вертикальном положении. Так как двигатель работает очень короткое время, возможно максимальное упрощение топливной системы или ее объединение с топливной системой маршевого двигателя. Маслосистема подъемного двигателя может быть расходного типа, когда масло из маслосистемы выбрасывается за борт. Агрегаты маслосистемы могут быть размещены в коке компрессора. Двигатель может быть оснащен поворотным соплом, чтобы обеспечить определенное управление вектором тяги. Запуск подъемного двигателя может производиться пода- чей сжатого воздуха от маршевого двигателя не-

Рисунок 3.21 – Подъемный ТРД (РД-38)

1 – агрегаты двигателя в коке компрессора; 2 – нерегулируемый шестиступенчатый компрессор; 3 – короткая камера сгорания со встроенным топливным коллектором; 4 – охлаждаемая турбина с диском из титанового сплава; 5 – двухпозиционное поворотное сопло

дросселирования в крейсерском полете). Второй - применением СУ с подъемными двигателями, создающими часть вертикальной тяги [3.1].

На Рис. 3.23 показаны подъемно-маршевые двигатели R-27B-300 с двумя поворотными соплами для СВВП ЯК-38 и R-79B-300 с одним поворотным соплом для первого в мире сверхзвукового СУВВП ЯК-141. СУ самолетов ЯК-38 и ЯК-141 состоят из двух подъемных и одного подъемномаршевого двигателя. Особенности устройства поворотных сопел подъемно-маршевых двигателей будут рассмотрены в главе 9.

На Рис. 3.24 показана СУ с подъемно-марше- вым двигателем и подъемным вентилятором, разработанная для СУВВП F-35. Двухступенчатый биротативный вентилятор (см. Рис. 3.25) имеет механический привод от турбокомпрессора НД подъемно-маршевого двигателя. Трансмиссия при-

вода включает вал, фрикционную муфту для плавного подключения вентилятора и конический редуктор для раздачи мощности на оба вала вентилятора. Подъемный вентилятор имеет регулируемые ВНА и НА и регулируемое сопло с возможностью отклонения вектора тяги.

Подъемно-маршевые двигатели должны обеспечивать стабилизацию и управление самолетом при взлете, на режиме висения и при малых скоростях движения, когда аэродинамические рули самолета не эффективны. Для этих целей применяют системы реактивного управления самолетом - управление с помощью изменения вертикальной тяги самих подъемных и подъемно-маршевых двигателей, и управление с помощью сжатого воздуха, отбираемого за компрессором двигателей и выпускаемого через специальные реактивные сопла, расположенные на концах крыльев и фюзеляжа [3.2].