Метрология / Том 1. Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы / 1-2-GazoturbinnyjeVRD

бочего тела, а кислород воздуха используется как окислитель. Задействование воздушной среды позволяет значительно сократить запас рабочего тела на борту ЛА, повысить экономичность и дальность полета.

В свою очередь ВРД подразделяются на две основные подгруппы.

1.Бескомпрессорные ВРД, включающие прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД) двигатели. В прямоточных ВРД воздух сжимается за счет скоростного напора. Двигатели могут приме-

няться для сверхзвуковых скоростей полета при

ÌÏ≥ 2...3 (СПВРД) и гиперзвуковых скоростей (ГПВРД, ÌÏ>6...7). Однако, прямоточные ВРД не имеют стартовой тяги. Этот органический недостаток ПВРД можно исправить переходом к пульсирующему процессу подачи воздуха и сжиганию топлива при постоянном объеме. Такой процесс реализован в пульсирующих ВРД (ПуВРД). В них сжатие воздуха происходит без использования скоростного напора и компрессора. ПуВРД использовались в Германии в конце второй мировой войны на крылатых ракетах «V-1», но дальнейшего развития не получили. В последнее время интерес к пульсирующим ВРД возобновился. Активно изучаются так называемые импульсные детонационные двигатели, в которых тяга дискретно создается за счет ударных волн, образующихся в результате детонационного (взрывного) сгорания топлива

âкамере сгорания.

2.Газотурбинные ВРД , получившие свое название из-за наличия турбокомпрессорного агрегата, имеющего в своем составе газовую турбину как основной источник механической энергии. Классификация авиационных ГТД показана на Рис. 1.2, характеристика основных типов авиационных ГТД приведена в разделе 1.2.

ВРД отдельных типов могут быть конструктивно объединены друг с другом или с ракетными двигателями в единой двигательной установке. Такие комбинированные двигатели совмещают

âсебе положительные качества исходных двигателей. Например, в турбопрямоточном двигателе со- четаются возможность самостоятельного старта ТРД и работоспособность при высоких сверхзвуковых скоростях полета СПВРД. Группа комбинированных двигателей может включать большое число схем и вариантов, наиболее характерные из которых показаны на Рис. 1.2 - турбопрямоточный, ракетно-прямоточный, ракетно-турбинный.

Реактивные двигатели, в которых вся полезная работа цикла затрачивается на ускорение рабочего тела, называются двигателями прямой реакции. К ним относятся ракетные двигатели всех

типов, комбинированные двигатели, прямоточные

èпульсирующие ВРД, а из группы ГТД — турбореактивные двигатели (ТРД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) (см. Рис. 1.2). Если же основная часть полезной работы цикла в виде механической работы на валу двигателя передается специальному движителю, например, воздушному винту, то такой двигатель называется двигателем непрямой реакции. Примерами двигателей непрямой реакции являются турбовинтовой двигатель (ТВД) и вертолетный ГТД. Классическим примером двигателя непрямой реакции может служить также поршневая винтомоторная установка. Качественного отличия по способу создания тягового усилия между ней и турбовинтовым двигателем нет.

Применение ГТД в военной и гражданской авиации, начавшееся после второй мировой войны, позволило совершить качественный скачок в развитии авиации: освоить большие высоты полета и сверхзвуковые скорости с числом Маха до 3,0...3,3, значительно повысить грузоподъемность

èдальность.

1.2 — Газотурбинные ВРД – основные двигатели современной авиации

1.2.1 — Основные типы авиационных ГТД, объекты и области применения

1.2.1.1 — Турбореактивные двигатели (ТРД)

Наиболее простым и по этой причине первым получившим широкое применение в авиации является ТРД, состоящий из компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла (см. Рис. 1.3). Турбокомпрессорный агрегат служит для повышения давления и температуры рабочего тела (газа) перед соплом по сравнению с давлением и температурой на входе в двигатель. Этим обеспечивается последующее ускорение рабочего тела в сопле и создание реактивной тяги. ТРД обычно устанавливаются на самолетах с околозвуковыми максимальными скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной они могут применяться и до скоростей, соответствующих

ÌÏ ≥ Íà2. военных самолетах с большой потребной тяговооруженностью и большими скоростями полета (до ÌÏ = 3…3,3), а также на сверхзвуковых

пассажирских самолетах применяются ТРД с форсажной камерой (ТРДФ). Форсажная камера (ФК) представляет собой дополнительную камеру сгорания (см. Рис. 1.4), расположенную между турбиной и соплом. В ФК к потоку газа вновь подводится тепло при сжигании дополнительного (форсажного) топлива. Отсутствие за ФК вращающихся деталей позволяет реализовать в ней высокие температуры, достигающие при α ÔÊ = 1,1…1,2 значений Ò*Ô = 2000…2100 К, и значительно повысить тягу двигателя (от ~40 % при ÌÏ = 0 до 100 % и более при ÌÏ ≥ 2.5).

Основное достоинство ТРД и ТРДФ – значи- тельный рост тяги с увеличением скорости полета, в большей степени проявляющийся в ТРДФ, а основ-

ной недостаток – низкая экономичность, особенно на дозвуковых скоростях полета. В настоящее время ТРД и ТРДФ эксплуатируются на устаревших типах военных самолетов (дозвуковых и сверхзвуковых): МИГ-21, МИГ-23, F-4 и др. В 1950-х…1970-х годах ТРД эксплуатировались также на некоторых типах гражданских дозвуковых самолетов (ТУ-104, «Каравелла»), а ТРДФ в 1970-х…2000-х г.г. – на сверхзвуковых пассажирских самолетах (СПС) ТУ-144

è«Конкорд». В октябре 2003 г. СПС «Конкорд» совершил последний коммерческий рейс. ТУ-144 снят с эксплуатации еще раньше. Эксплуатация этого типа самолетов была прекращена по причине высоких эксплуатационных затрат, вызванных, в том числе,

èбольшим расходом топлива ТРДФ.

1.2.1.2 — Турбовинтовые двигатели и вертолетные ГТД

На малых дозвуковых скоростях полета (ÌÏ < 0,7) наиболее экономичным в настоящее время является ТВД. Схема простейшего одновального ТВД показана на Рис. 1.5. В отличие от ТРД, его конструкция характеризуется наличием более мощной многоступенчатой турбины, в которой расширение газа осуществляется до давления лишь незначительно выше атмосферного. Избыточная мощность турбины передается через понижающий редуктор специальному движителю – воздушному винту. Экономичность ТВД обусловлена именно высокой эффективностью винта, как движителя, создающего тяговое усилие за счет большого расхода воздуха при его незначительном ускорении, а значит — при малых потерях энергии. Тяга сопла ТВД составляет незначительную часть общей тяги силовой установки (СУ).

По принципу создания тяги ТВД аналоги- чен винтомоторной СУ с поршневым двигателем. Однако, благодаря значительно более высокой энерговооруженности ГТД весовые показатели ТВД значительно совершеннее, что позволило создать самолеты с ТВД со скоростью полета до

850…900 км/час. Пример — российский стратеги- ческий бомбардировщик ТУ-95 с турбовинтовым двигателем НК-12 разработки «СНТК им. Н.Д.Кузнецова» (г. Самара), оснащенным высокоэффективным двухрядным соосным винтом изменяемого шага (ВИШ).

При скорости полета ÌÏ > 0,7 к.п.д. винта начинает интенсивно падать (см. Рис. 1.6,à удельный расход топлива ТВД – увеличиваться.

Некоторое расширение зоны экономичной эксплуатации ТВД возможно при применении специально спроектированных многолопастных стреловидных ВИШ (одноили двухрядных). Такие ВИШ (с уменьшенным диаметром винта) имеют повышенную нагрузку на ометаемую площадь и сохраняют относительно высокий к.п.д. до ÌÏ = 0,8…0,85 (см. Рис. 1.6). Этот винт обычно называется винтовентилятором (ВВ), а двигатель

– турбовинтовентиляторным (ТВВД) с открытым ВВ. Примером ТВВД с открытым ВВ может служить двигатель Д-27 разработки КБ «Прогресс» (г. Запорожье, Украина) для военно-транспортно- го самолета АН-70 (см. Рис. 1.7).

В начальный период развития авиационных ГТД (в 1950-х…1970-х г.г.) ТВД широко применялись на региональных и ближнемагистральных

пассажирских самолетах, в военно-транспортной авиации, а также на небольших частных и служебных самолетах благодаря высокой экономичности

èхорошим взлетным характеристикам ТВД. Но из-за существенных недостатков ТВД они в настоящее время активно вытесняются ТРДД. К этим недостаткам относятся:

-повышенная вибрация и шум в салоне и на местности;

-опасность повреждения планера при нелокализованном разрушении лопасти винта;

-худшие возможности размещения СУ с ТВД под крылом и на фюзеляже.

Основное применение новейших и вновь проектируемых ТВД – военно-транспортные самолеты

èнебольшие региональные и частные самолеты.

Высокая энерговооруженность и низкая удельная масса позволили успешно применить ГТД на вертолетах. Конструктивно вертолетные двигатели аналогичны самолетным ТВД. Вертолетные ГТД характеризуются полным срабатыванием свободной энергии цикла в турбине двигателя для передачи максимальной мощности на несущий винт.

Вертолетные ГТД обычно выполняются по схеме со свободной силовой турбиной. Передача мощности на винт осуществляется через понижающий редуктор, отличающийся значительно большей степенью редукции, чем у редуктора ТВД (из-за меньшей частоты вращения несущего винта) и имеющий, поэтому, бîльшие габариты и массу, чем ТВД.

1.2.1.3 — Двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)

С конца 1950-х — начала 1960-х годов нача- лось широкое применение в авиации ТРДД и ТРДДФ. ТРДД можно определить как ТРД, в котором часть свободной энергии термодинамического цикла, осуществляемого во внутреннем контуре, передается компрессору наружного контура (вентилятору). Эта энергия используется для повышения давления атмосферного воздуха, поступающего в наружный контур, с целью увеличения общей тяги по сравнению с одноконтурным ТРД

ñтакими же параметрами (см. Рис. 1.8). Потоки воздуха и газа в контурах ТРДД всегда энергети- чески взаимодействуют через ротор турбовентилятора, а также могут иметь дополнительное взаимодействие путем смешения потоков. ТРДД могут иметь ФК в одном или обоих контурах или общую ФК после смешения потоков [1.2].

Вследствие более сложного по сравнению

ñТРД принципа работы и наличия дополнительных элементов, конструктивный облик ТРДД допускает большее количество различных схем, которые отличаются расположением вентилятора, количеством роторов, схемой газовоздушного тракта и пр. Схемы будут рассмотрены в разделе 3.1.

В настоящее время ТРДД являются доминирующим типом ГТД в дозвуковой и сверхзвуковой авиации, практически вытеснив одноконтурные ТРД и значительно сузив область применения ТВД. Такое положение ТРДД обусловлено рядом решающих преимуществ перед ТРД и ТВД:

-значительное снижение удельного расхода топлива по сравнению с ТРД на дозвуковых скоростях полета и по сравнению с ТВД на околозвуковых скоростях. Улучшение экономичности ТРДД достигается одновременным совершенствованием двигателя как тепловой машины (улучшение термического к.п.д.) и повышением его эффективности как движителя (повышение полетного к.п.д), что принципиально невозможно в одноконтурном ТРД. Повышение полетного к.п.д. достигается увеличением степени двухконтурности (m) по мере форсирования параметров термодинамического цикла;

-значительно меньшее вредное воздействие на окружающую среду и планер (снижение уровня шума на местности и в салоне самолета, снижение эмиссии вредных веществ и дыма на единицу тяги);

-возможность эффективного применения ТРДДФ в широком диапазоне скоростей полета

ñобеспечением высокой экономичности на дозвуковых скоростях и высоких тяг на сверхзвуковых

скоростях. Это придает ТРДДФ важное качество

–многорежимность использования;

-возможность значительного форсирования двигателя по тяге путем увеличения степени двухконтурности;

-сокращение относительной длины и удельной массы ТРДД из-за большей компактности внутреннего контура;

-возможность использования новой методологии проектирования двигателей различной тяги и назначения на базе унифицированного или моделируемого газогенератора.

ТРДДФ имеет принципиальную возможность освоения больших сверхзвуковых скоростей поле-

òà (äî ÌÏ ≈ 4) без кардинальных конструктивных изменений. При этом, начиная с ÌÏ > 3, газотурбинная часть двигателя выключается, а двигатель с работающей ФК переходит на прямоточный

принцип работы. Авторотирующий ротор вентилятора может использоваться для привода агрегатов самолета [1.3].

Основное направление совершенствования дозвуковых ТРДД – повышение степени двухконтурности при одновременном повышении параметров цикла внутреннего контура – объективно ведет к увеличению размеров наружного контура и повышению доли тяги, создаваемой в наружном контуре. С повышением степени двухконтурности увеличивается диаметр вентилятора, снижаются его оптимальная степень сжатия и окружная скорость. При увеличении степени двухконтурности свыше m > 9…10 может оказаться выгодным применение редукторного привода вентилятора. Это позволит значительно сократить число ступеней турбины и снизить общую массу двигателя при сохранении оптимальной частоты вращения вен-

тилятора и турбины. Кроме того, для согласования и оптимизации характеристик двигателя во взлетных и крейсерских (высотных) условиях может потребоваться применение поворотных рабочих лопаток вентилятора, особенно при m ≥ 11…12, а для повышения к.п.д. и производительности вентилятора он может быть выполнен двухрядным без спрямляющего аппарата.

Вентилятор ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности m > 11…12 с поворотными рабо- чими лопатками принято называть закапотирован-

ным ВВ, а такой ТРДД, соответственно – ТВВД с закапотированным ВВ. Данный тип авиационных ГТД имеет много общего с двигателями непрямой реакции (ТВД и ТВВД с открытыми ВВ), т.к. винтовентилятор и наружный контур закапотированного ТВВД можно рассматривать как самостоятельный движитель, аналогичный винту ТВД или открытому ВВ ТВВД, но имеющий наружную обечайку (закапотированный винт).

Íà Ðèñ. 1.9, à è Ðèñ. 1.9, á показано развитие гражданских ТРДД . Принято выделять ТРДД

с низкой степенью двухконтурности (m = 0,3…3,0), ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m = 4…9), ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности (m = 9…12) и ТВВД с закапотированным ВВ (однорядным и двухрядным) с m = 12…20.

ТРДД с низкой степенью двухконтурности разрабатывались, в основном, в 1960-х и широко эксплуатировались в 1960-х…1980-х г.г. на магистральных пассажирских самолетах (двигатели семейств Д-20П, Д-30, АИ-25, JT3D, JT8D, «Конуей», «Спей», «Тей»). С начала 1970-х г.г. началась эксплуатация ТРДД с высокой степенью двухконтурности на всех типах магистральных самолетов, в первую очередь

— на дальнемагистральных (двигатели семейств TF39, CF6, JT9D, RB211, Д-36, Д-18Т). А с середины 1980-х г.г. уже эксплуатируются более совершенные по параметрам цикла и экономичности ТРДД семейств CFM56, PW2000, CF6-80, PW4000, V2500, ПС-90А и др. В 1990-х г.г. вводятся в эксплуатацию мощные ТРДД со степенью двухконтурности m = 6…8 в классе тяги 300…400 кН— GE90, TRENT, PW4084. Эти двигатели имеют диаметр вентилятора 2,4…3,1 м. В настоящее время разрабатываются и вводятся в эксплуатацию новейшие ТРДД в классе тяги 250…520 кН (TRENT500, TRENT900, GP7000, GE90-115B, GenX, TRENT1000) со степенью двухконтурности m = 8…11 и высокой степенью сжатия π ÊΣ = 40…50.

ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности и ТВВД с закапотированным ВВ в настоящее время находятся на стадии проектных проработок, изготовления и испытаний опытных и демонстрационных образцов, например:

-проект ТРДД PW8000 с редукторным приводом вентилятора в классе тяги 110…160 кН (m = 11),

-опытные ТРДД с безредуктоным приводом вентилятора в классе тяги 260…310 кН для перспективного высокоэффективного магистрального самолета Boeing 787 (m = 10…11);

-опытные ТВВД с закапотированным ВВ — НК-93 с двухрядным ВВ и ADP с однорядным ВВ.

ТВВД с закапотированным ВВ по экономич- ности приближаются к ТВВД с открытым ВВ, но не имеют недостатков, присущих винтовым двигателям. Применение данного типа ГТД в ближайшей перспективе на магистральных пассажирских самолетах более вероятно при условии решения технических и технологических проблем создания надежных и высокоресурсных редукторов и механизмов поворота лопастей ВВ, наличия благоприятной рыночной коньюнктуры и, в т.ч., преодоления психологического барьера эксплуатантов по отношению к редукторным двигателям.

В военной боевой авиации используются ТРДД и ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности m = 0,25…2. На Рис. 1.10 показан ТРДД EJ200, предназначенный для европейского многоцелевого истребителя «Тайфун».

Максимальное значение m = 2,0 имеет ТРДДФ F101 (см. Рис. 2.12), устанавливаемый на американском стратегическом сверхзвуковом бомбардировщике В-1В.

Для истребителей-перехватчиков и многоцелевых истребителей оптимальными являются пониженные значения m = 0,2…0,5. Такая степень двухконтурности обеспечивает максимально высо-

Рисунок 1.11 – Военный ТРДДФ Д-30Ф6 (m=0,57)

кие удельные тяги как на форсированных режимах, так и на бесфорсажных, в т.ч. для возможности осуществления экономичного сверхзвукового крейсерского полета на бесфорсажном режиме.

Для истребителей с длительным патрулированием и ударных самолетов оптимальной может быть степень двухконтурности m = 0,5…1,1. Это позволит реализовать высокую степень форсирования (высокую тягу) на взлете и в сверхзвуковом полете в сочетании с высокой экономич- ностью на дозвуковых крейсерских режимах. В качестве примера многорежимного ТРДДФ на Рис. 1.11 показан двигатель Д-30Ф6 разработки ОАО «Авиадвигатель» (г. Пермь), установленный на российском сверхзвуковом дальнем истребите- ле-перехватчике МиГ-31. Схема ТРДД с m = 0,57 и общей ФК после смешения потоков обеспечивает необходимую экономичность при длительном патрулировании на дозвуковых скоростях и высокие тяговые характеристики на сверхзвуковых режимах перехвата. Двигатель рассчитан на максимальную скорость полета, соответствующую числу ÌÏ = 2,83 (VÏ = 3000 км/час), которая до настоящего времени является рекордно высокой для современных серийных ТРДДФ.

В отличие от гражданских ТРДД, совершенствование военных ТРДДФ идет в направлении форсирования параметров цикла внутреннего контура (Ò*ÑÀ è π *ÊΣ ). При этом сохраняются указанные выше значения степени двухконтурности для повышения

удельной и лобовой тяги, а так же для снижения удельной массы, габаритов и объема двигателей.

Изучается применение бесфорсажных ТРДД со степенью двухконтурности m = 1,5…2,0 для перспективных сверхзвуковых служебных и пассажирских самолетов. Такая степень двухконтурности является оптимальной для крейсерского сверхзвукового полета на высоте Í = 15…18 км со скоростью, соответствующей ÌÏ = 2,0.

Области применения ВРД различных типов показаны на Рис. 1.12.

1.2.1.4 — Двигатели для самолетов вертикального взлета и посадки

Специфическим типом авиационных ГТД являются подъемные и подъемно-маршевые двигатели, используемые на самолетах вертикального взлета и посадки (СВВП) и самолетах укороченного взлета и вертикальной посадки (СУВВП).

Для обеспечения вертикального взлета и возможности маневрирования в вертикальном направлении тяговооруженность СВВП (отношение тяги двигателей к взлетной массе самолета) должна быть больше единицы: RΣ /GÂÇË ≈ 1,2. Это несколько превышает тяговооруженность большинства горизонтально взлетающих сверхзвуковых самолетов и в 4…5 раз больше тяговооруженности дозвуковых транспортных самолетов. В связи с этим СУ СВВП в целом существенно больше по размерам и массе

Рисунок 1.12 – Области применения ВРД [1.2]

СУ самолета обычного типа [1.2].

К настоящему времени разработаны различ- ные схемы СУ для СВВП и СУВВП, создающих вертикальную тягу при взлете. Одна из таких схем

– СУ с поворотными маршевыми двигателями, расположенными на крыле, которые для создания вертикальной тяги поворачиваются на 90° совместно с крылом или отдельно на поворотных узлах своих подвесок. По последней схеме выполнен СВВП Bell-Boeing V-22 Osprey (см. Рис. 1.13) с двумя поворотными ТВД, расположенными на концах крыла. Используемые в данной схеме ТВД принципиально не отличаются от ТВД обычных самолетов.

Для боевых дозвуковых и сверхзвуковых СВПП и СУВВП используются различные схемы СУ с подъемными и подъемно-маршевыми двигателями, расположенными внутри фюзеляжа. Подъемные ГТД – это двигатели, которые используются только во время взлета и посадки для создания вертикальной тяги, и выключаются во время крейсерского (горизонтального) полета.

Подъемно-маршевые двигатели работают во время взлета, горизонтального полета и посадки направление вектора тяги изменяется с помощью поворотного сопла или системы поворотных сопел (см. Рис. 1.13)

К СУ с подъемными и подъемно-маршевыми ГТД предъявляются следующие основные требования:

-минимально возможная удельная масса

èмаксимальная компактность СУ;

-высокая надежность процессов вертикального взлета и посадки;

-низкий удельный расход топлива на маршевых режимах и режимах взлета-посадки;

-обеспечение стабилизации и управления самолетом при взлете, посадке, режиме висения

èперехода к горизонтальному полету, когда аэродинамические рули самолета малоэффективны.

Конструктивные схемы подъемных и подъем- но-маршевых двигателей и возможные конфигурации СУ боевых СВВП и СУВВП, включающие данные двигатели, будут рассмотрены в разделе 3.1.