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

1.2.1.5 - Комбинированные двигатели для больших высот и скоростей полета

Для повышения высотности и скорости полета ЛА различного назначения необходимы СУ, эффективно работающие в широком диапазоне области полета и обладающие автономным стартом.

Этим требованиям могут удовлетворять, в первую очередь, составные СУ, представляющие собой механическую комбинацию двигателей различных типов, каждый из которых обладает удовлетворительными характеристиками в ограниченной области режимов полета (например, ТРД + ЖРД). Однако, такие СУ обладают рядом существенных недостатков. При одновременной работе двигателей, образующих составную СУ, невозможно обеспечить оптимальные условия работы каждого из них на всех режимах работы. При последовательной же работе двигателей ухудшаются массовые показатели СУ, т.к. на различных участках полета вместе с полезным грузом транспортируется неработающий двигатель.

Отмеченных недостатков в известной степени лишены комбинированные двигатели, представляющие собой органичное сочетание различных типов реактивных двигателей (воздушно-реактивных или ракетных) в общей двигательной установке.

Êнастоящему времени предложено большое количество схем комбинированных двигателей. Некоторые из них прошли экспериментальное исследование.

Êкомбинированным двигателям, являющимся комбинаций различных типов ВРД (ПВРД и ТРДФ) относится турбопрямоточный двигатель (ТПД). Схема ТПД представлена на Рис. 1.14. В этом двигателе ФК ТРДФ является одновременно и камерой сгорания ПВРД. ПВРД образуется отключением турбокомпрессорного контура специальным механизмом перекрытия, соединением канала прямоточного контура с входным воздухозаборником

èподачей топлива непосредственно в камеру сгорания ПВРД.

Возможна также схема ТПД с использованием ТРДД вместо ТРД. Такой ТПД может иметь меньшую длину и более высокую эффективность как на малых, так и на больших скоростях полета. Как отмечалось выше, свойствами комбинированных двигателей обладают и обычные ТРДДФ — при отключении внутреннего контура на больших

скоростях (ÌÏ > 3), переводе вентилятора на режим авторотации и подачи топлива только в ФК.

Примером комбинированных двигателей, со- четающих свойства ВРД и РД, может служить ра- кетно-турбинный двигатель (РТД). В таком двигателе энергия продуктов сгорания топлива РД

Рисунок 1.14 — Схема ТПД на базе одноконтурного ТРДФ 1 – канал прямоточного контура;

2 – компрессор; 3 – камера сгорания ТРДФ; 4 - турбина; 5 – механизм перекрытия прямоточного контура; 6 – стабилизаторы; 7 – форсажная камера сгорания ТРДФ (ПВРД); 8 – регулируемые створки реактивного сопла

Рисунок 1.15 — Схема РТД 1 – компрессор; 2 – газогенератор;

3 – турбина; 4 – стабилизаторы;

5 – камера сгорания; 6 – регулируемое реактивное сопло; 7 – редуктор; г – горючее; о – окислитель

Рисунок 1.16 — РТД комбинированного типа 1 – компрессор РТД; 2 – газоге-

нератор РТД; 3 – турбина РТД; 4 – ЖРД

передается атмосферному воздуху, который сжимается в компрессоре и подается затем в смеси с продуктами сгорания РД в общую камеру сгорания (РТД со смешением потоков) или в самостоятельную камеру сгорания (РТД без смешения потоков). Схема РТД со смешением потоков показана на Рис. 1.15.

Примером двигателя, способного работать в атмосфере и в безвоздушном пространстве может быть РТД комбинированного типа. Он представляет собой комбинацию РТД и ЖРД, которые смонтированы в едином двигателе и образуют блочную конструкцию (см. Рис. 1.16). Такая интеграция двух двигателей в единый блок позволяет, минимизируя массу и объем СУ, обеспечить широкий диапазон режимов работы СУ. Это достигается путем включе- ния РТД или ЖРД и варьирования их параметрами при различных условиях полета. РТД комбинированного типа может рассматриваться как вероятный тип СУ воздушно-космического самолета (ВКС) — при работе РТД в атмосфере и ЖРД в космосе.

Более подробно с конструктивными схемами и теорией работы различных типов комбинированных двигателей и двигателей для ВКС можно ознакомиться в специальной литературе, например [1.4].

1.2.1.6 - Вспомогательные авиационные ГТД и СУ

ГТД, которые устанавливаются на ЛА не с целью создания силы тяги, а в качестве генераторов мощности и сжатого воздуха, называются вспомогательными двигателями. Вспомогательные двигатели используются для пуска основных двигателей, питания воздухом системы кондиционирования, привода электрогенераторов и другого вспомогательного оборудования. Вспомогательный ГТД, объединенный в единый конструктивный модуль с агрегатами, обеспечивающими отбор воздуха и мощности, называется вспомогательной силовой установкой (ВСУ).

Применение бортовых ВСУ обеспечивает независимость самолета или вертолета от наземных источников питания и, как следствие, оперативность наземного обслуживания, надежный пуск основных двигателей и возможность кондиционирования салонов при неработающих основных двигателях. В полете ВСУ может быть использована в качестве аварийного источника энергии, что повышает безопасность полета.

Конструктивно вспомогательный ГТД представляет собой малоразмерный двигатель одновальной схемы или со свободной силовой турбиной. В качестве источника сжатого воздуха может

использоваться компрессор ГТД, который в этом случае выполняется несколько переразмеренным, или специальный дополнительный компрессор, приводимый от ГТД.

К числу вспомогательных ГТД относятся также турбостартеры. Турбостартеры выполняются по схеме со свободной силовой турбиной, которая че- рез систему зубчатых передач раскручивает ротор запускаемого двигателя. На Рис. 1.17 показана конструктивная схема турбостартера ТКС-48, предназначенного для запуска двигателей самолета МИГ-31.

1.2.2 - Авиационные СУ

Наряду с такими элементами, как фюзеляж, крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, шасси и т.д., СУ является одним из конструктивных модулей самолета или вертолета. Основное назначение СУ — создание тягового усилия, необходимого для осуществления полета, а в ряде случаев — и подъемной силы (на вертолетах, СВВП и СУВВП).

Авиационная СУ обычно включает в себя следующие элементы:

-собственно двигатель (двигатели) с установленными на нем двигательными и самолетными агрегатами (насосы, генераторы и т.д.) и системами обеспечения (управления, запуска, реверса тяги, отборов воздуха, противопожарная и пр.);

-входное устройство дозвукового или сверхзвукового типа с противообледенительной системой;

-выходное устройство (элементы сопла и обтекатели, не включенные в собственно двигатель);

-средства шумоглушения;

-редуктор, если он выполнен отдельным мо-

дулем, например: выносной редуктор ТВД, вертолетный редуктор;

-узлы крепления и подвески;

-воздушный винт или открытый винтовентилятор;

-мотогондола, если двигатель расположен вне фюзеляжа или крыла.

СУ может располагаться в специальных отсеках фюзеляжа или крыла, или в отдельной мотогондоле. Мотогондола предназначена для установки и интеграции двигателя и других перечисленных выше элементов СУ, и представляет собой аэродинамически обтекаемую конструкцию (обечайку). На Рис. 1.18,à è 1.18,á показаны примеры СУ

ñТРДД, установленных в мотогондолы. Конфигурация мотогондолы должна обеспе-

чить минимальные аэродинамические сопротивления СУ и в целом самолета, а так же минимальные потери тяги двигателя для получения максимальной эффективной тяги СУ. Для удобства обслуживания двигателя и агрегатов мотогондола оборудуется открывающимися капотами и лючками.

СУ с ТРДД современных региональных, магистральных пассажирских и транспортных самолетов устанавливаются, как правило, на пилонах под крылом самолета или по бокам хвостовой части фюзеляжа. Пилонами называются специальные силовые балки крепления. В самолетах разработки 1960…1980 г.г. СУ размещались внутри хвостовой части фюзеляжа (ТУ-154, ЯК-42, Boеing 727, L-1011) или в мотогондоле, интегрированной с вертикальным оперением (ДС-10, МД-11). Примеры размещения СУ пассажирских самолетов показаны на Рис. 1.19.

СУ современных и вновь проектируемых боевых самолетов размещаются, как правило, внут-

Рисунок 1.19 — Примеры размещения СУ пассажирских самолетов

ри фюзеляжа. Такая компоновка позволяет снизить радиолокационную и инфракрасную заметность самолета и повышает живучесть СУ.

1.2.3 - История развития авиационных ГТД

ГТД во второй половине ХХ века стали доминирующими в военной и гражданской авиации. Они обеспечили значительно большие отношения тяги к массе двигателя, лобовые мощности и лобовые тяги по сравнению с предшествовавшими поршневыми двигателями.

Применение ГТД позволило совершить каче- ственный скачок в грузоподъемности авиации, высоте и скорости полета, освоить сверхзвуковые полеты с числом Маха до 3,0…3,3.

Хотя принципиальные схемы ТВД и ТРД

èбыли предложены в ряде стран еще в первой четверти ХХ века, реализация их как эффективных

èнадежных двигателей стала возможной лишь в результате синтеза достижений и в аэродина-

мическом совершенстве лопаточных машин, и в металлургии.

Речь идет о достаточных КПД компрессоров и турбин и длительной термопрочности конструкционных материалов, которая допускает достаточ- но высокий уровень температуры газа перед турбиной. Условие существования ТРД [1.5]:

Наиболее серьезными новыми проблемами, которые пришлось преодолевать всем конструкторампервопроходцам при создании ТРД были также:

-организация горения;

-вибропрочность лопаток компрессоров и тур-

áèí;

-попмаж компрессора;

-высокий удельный расход топлива;

-психологический фактор недоверия. Создание ТРД различных схем нельзя припи-

сать одному изобретателю или одной стране. Их создание является результатом исследований и экспериментов, начатых почти одновременно в ряде развитых государств.

1.2.3.1 - Россия

Не умаляя роли передовых промышленных стран, таких как Германия и Англия, следует отметить достойный вклад русских ученых и инженеров в создание и развитие авиационной газотурбинной техники.

Основополагающими теоретическими разработками в области реактивного движения и лопаточных машин были еще дореволюционные труды ученых И.В.Мещерского, Н.Е.Жуковского, К.Э.Циолковского. К началу ХХ века относятся первые проекты ГТД русских инженеров: П.Кузьминского (1900 г.), В.Караводина (1908 г.), Н.Герасимова (1909 г.), А.Горохова (1911 г.), М.Никольского (1914 г.). Изготовление опытного турбовинтового (турборакетного) двигателя мощностью 160 л.с. по проекту М.Никольского (см. Рис. 1.20, à) было на- чато в 1914 году на Русско-Балтийском заводе для замены немецкого поршневого двигателя «Аргус» мощностью 140 л.с. на самолете «Илья Муромец». Однако в дореволюционной России не появились какие-либо серийные авиационные двигатели собственной разработки (даже поршневые).

собственные предшествующие исследования и разработки, а также на изучение трофейных немецких и закупленных английских ТРД, шло широким фронтом и высокими темпами во многих двигателестроительных КБ.

Наряду с развитием ТРД отечественных конструкций в конце 1940-х годов стали серийно выпускаться ТРД с осевыми и центробежными компрессорами:

-ÐÄ-10 (Юмо-004) с тягой 920 кгс – выпускался

âУфе в 1946…49 гг. для истребителей ßê-15, -17, -19; Ëà-150, -152, -156; Ñó-9;

-ÐÄ-20 (BMW-003) с тягой 800 кгс – выпускался в Казани в 1945…54 гг. для истребителей МиГ-9, И-300, И-301Т;

-ÐÄ-500 (Дервент V) с тягой 1590 кгс – выпускался в Москве на заводе ¹ 500 (ММП им.Чернышева) в 1947…50 гг. и в Запорожье в 1956 г. для самолетов Ла-15, Як-23, Су-13, Ла-180, Ту-14;

-ÐÄ-45 и РД-45Ф (Нин-1 и Нин-2) с тягами 2040 и 2270 кгс – выпускались в Уфе в 1947…55 г. и в Запорожье в 1953…58 гг. для самолетов МиГ-15, Су-15, Ла-168, -176, И-20 (КБ Микояна).

В один и тот же день, 27 апреля 1946 г. совершили первые полеты реактивные истребители Як-15 и МиГ-9. В конце 1947 г. первый полет совершил знаменитый истребитель МиГ-15 с двигателем РД-45Ф.

В 1949 году под руководством В.Я. Климова на базе двигателей Нин-1 и Нин-2 создан ТРД ВК-1 с тягой 2700 кгс, а в 1951 г. – ТРДФ ВК-1Ф с тягой 3380 кгс. Суммарный выпуск этих двигателей в период с 1949 по 1958 г.г. составил 20000 штук.

В период 1945…1946 г.г. на территории Восточной Германии под руководством советского представителя Н.М. Олехновича дорабатывались и развивались модификации двигателей BMW-003 и Юмо-004. Это был ТВД BMW-109-028 (начало проектирования – 1940 г.) с двенадцатиступенча- тым осевым компрессором, четырехступенчатой турбиной, с редуктором и двухрядным винтом противоположного вращения мощностью 7940 л.с., а также ТРД BMW-109-018 с трехступенчатой турбиной и тягой 3400 кгс.

С конца 1946 года на заводе ¹ 2 в Куйбышеве (Самара) с участием переведенных в ноябре 1946 г. немецких специалистов испытывались и дорабатывались два основных двигателя: ТРД BMW-018 с тягой 3400 кгс и ТРД Юмо-012 с тягой 3000 кгс (см. Рис. 1.27). Первоначально эти двигатели разрабатывались и испытывались в 1946 г.

âГермании в г. Штасфурт (главный конструктор К. Престель) и в г. Дессау (главный конструктор А. Шайбе).

Если BMW-018 использовался как экспериментальный и учебный, то Юмо-012 развивался

èстал базой для создания ТВД ТВ-022 мощностью 5100 л.с. На двигателе ТВ-022 были сконцентрированы все силы завода ¹ 2, после того, как прибывший в мае 1949 г. из Уфы новый Главный конструктор Н.Д. Кузнецов сменил на этом посту Н.М. Олехновича.

Â1950 году прошел 200-часовые испытания ТВД ТВ-022, получивший позднее обозначение ТВ-2. В 1951 г. он был форсирован до 6250 л.с. и назван ТВ-2Ф. С двумя спаренными ТВ-2Ф опытный дальний тяжелый бомбардировщик Ту-95-1 выполнил шестнадцать полетов до катастрофической поломки редуктора 11 мая 1953 года.

Âноябре 1953 года немецкие специалисты вернулись в ГДР в г. Пирна, где до 1960 года под руководством д-ра Р. Шейноста создали ряд модификаций: ТРД Пирна-014, -020 и ТВД Пирна-018 (с тягами 3160…3730 кгс и мощностью 3680 л.с.).

Âсвязи с катастрофой ТВД ТВ-2Ф было ускорено создание нового, самого мощного в мире

ТВД НК-12. Он имел мощность 12500 л.с., четыр-

надцатиступенчатый компрессор на π Ê = 9,5 и пятиступенчатую турбину с Ò*ÑÀ = 1150 К. НК-12 прошел 100-часовые Государственные испытания 25 декабря 1954 г. А 19 июня 1956 г. прошла госиспытания модификация ТВД НК-12М мощностью 15000 л.с. Двигатели НК-12 и НК-12М устанавливались на самолеты Ту-95, Ту-126, Ту-142, Ту-114, Ан-22 («Антей») и экраноплан.

Такова история создания первых опытных

èсерийных отечественных авиационных ТРД и ТВД.

Âсередине 1950-х годов создаются двигатели второго поколения. Из них наиболее выдающиеся ТРД и ТРДФ — РД-9Б, АЛ-7Ф, Р11-300, РД-3М, ВД-7, ТВД — НК-12, АИ-20.

Â1960-å и в начале 1970-х годов в эксплуатации появляются ТРДД – это Д-20П, Д-30, Д-30КУ/ КП, НК-8-4, НК-8-2У, НК-144 и высокопараметри- ческие ТРДФ АЛ-21Ф и Р27, -29-300. Все эти двигатели относятся к двигателям третьего поколения с относительно высокими параметрами цикла

πÊΣ = 12…20, Ò*ÑÀ= 1350…1430 К и охлаждаемой турбиной.

С середины 1970-х годов по 1990-е годы в СССР

созданы ряд выдающихся двигателей четвертого поколения — первые двигатели с большой степенью двухконтурности Д-36, Д-18, ПС-90А, а также военные ТРДДФ Д-30Ф6, НК-32, РД-33 и АЛ-31Ф, характеризующиеся высокими параметрами цикла:

πÊΣ = 20…37 è Ò*ÑÀ = 1500…1670 К, освоением новых технологий и материалов.