Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В., страница 101

Корпус центрального привода должен обладать необходимой прочностью и жесткостью для правильного зацепления нагруженных конических зубчатых колес. Корпус крепится к корпусу опоры ротора. Изготавливают корпусы центрального привода литыми из стали, титановых сплавов или реже — из алюминиевых сплавов. В конструкциях двигателей, когда по соображениям общей компоновки не удается разместить центральный привод вблизи от плоскости осевой фиксации ротора, осуществляемой впереди или за компрессором двигателя, ведущее коническое зубчатое колесо опирается на собственный специальный радиально-упорный подшипник, а крутящий момент к нему от ротора передается через шлицевое соединение, допускающее свободное взаимное осевое перемещение колеса и ротора. Другим конструктивным решением является такая схема расположения центрального привода (рис.

12.7), при которой веду- 18» 539 щее коническое зубчатое к м р ется на о дм~ю~ ~~ е колесо располага Осажу сидне ог б отором парой или чатого колеса восп ин по ным шарикоподшипником Благо ипником. лагодаря цилиндрическим зуб- дущее коническое з б ое перемещение ото а е зу чатое колесо, Масса н ротора не передается на зе- в этих случаях неско П и в лько возрастает.

центрального привода ри двухвальной схеме ГТД цент альпы" вают с ротором ком прессора высокого авл н центральный привод чаще связы- чивается посредство д вления, который раскру- Коробка агрегат сб м стартера че ез цент приводными агрегатами, ов в оре, со всеми ст у ановленными на ней дельный модуль двигател, тами, представляет собой, , как правило, от- крепление. к корпусам еля, имеющий отн двигателя. осительно несложное ни, Наиболее нагруженные б я, шлицевые соединен зу чатые колеса, п об одшипники каче- привода принудительн ния кор ки аг ега р тов и центрального нагнетающего маслон .

О о смазываются мас лом, подаваемым от деталей смазываютс онасоса. Остальные я масляным т маном, поверхности трущихся в замкну ых ма л ны общую~суь лирующ систем х полостях. Все ма ление. ю систему, уравновешивающую в них дав- В опросы для самоконтроля 1. П 2. .

Перечнслнте технически б р дьявляемые к системе смазка. е тре овання, и е 3. С какой цел ью производится с флн ован нркуляцнонная система смазкнс уфл розане масляныл полостейу 5. Назначенне контакт о ем маслобака двнгатеаяс мен яемые типы конструкций. актных уплотненнй масл яных полостей н основные прн. Б. Какую информацию со е теляу одержит кннематнческая схем а приводов двнга- ГЛАВА 13 ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ И ПРИМЕНЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В АВИАЦИИ Развитие авиации постоянно идет по пути повышения скорости и дальности полета и увеличения грузоподъемности. К вновь создаваемой авиационной технике предъявляются требования повышения надежности, стабильности летно-технических характеристик, повышения ресурса при одновременном снижении стоимости производства и эксплуатации, т. е.

снижения стоимости «жизненного цикла». Для двигателей самолетов транспортной авиации в первую очередь необходимо снижение удельного расхода топлива и удельной массы двигателя, а для маневренных сверхзвуковых самолетов требуется еще и повышение лобовой тяги. Эти требования могут быть выполнены при.

1) интенсификации рабочего процесса посредством увеличения температуры газа перед турбиной Т„и степени повышения давления пх, а также повышения эффективности работы узлов двигателя с оптимизацией параметров термодинамического цикла; 2) рациональном конструировании двигателя и его элементов е применением новых высокопрочных и легких материалов; 3) использовании новых совершенных и высокопроизводительных технологических процессов при производстве двигателей; 4) разработке и применении новых схем двигателей, обеспечивающих повышение дальности, расширение диапазона скоростей и высоты полета, а также уменьшение вредного воздействия двигателей на окружающую среду; 5) применении новых видов топлив, в частности криогенных жидкостей, хладоресурс которых можно использовать для охлаждения элементов конструкции силовой установки и летательного аппарата при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета.

Кроме того, совершенствование ГТД должно идти в направлении расширения диапазона устойчивой высокоэффективной работы двигателя и его узлов с помощью регулирования. Типичные параметры двигателей транспортных и сверхзвуковых самолетов 80-х гг. приведены в гл. 1. Реализованные в современных двигателях большие значения суммарной степени повышения давления н температуры газа 541 перед турбиной и в форсажной камере — результат многолетней т бин, аз работы по совершенствованию аэродинам ики компрессоров и гателей п тур ин, разработке систем охлаждения основных элем элементов дви", повышению жаропрочности материалов ло опаток, дисков Значительное увеличение ггв не привело к соответств ю увеличению числа ступеней компрессора и т бины. Ув у щему частоты в а ения и тур ины.

величение ращения роторов, повышение нагрузки на ступень во вновь раз абатывае р р мых конструкциях позволяет даже сократить число ступеней компрессора и турбины. Таким образом находятся пути улучшения экономичности, снижения удел дельной массы и трудоемкости изготовления двигателя. Ожидаемые параметры двигателей следующего поколени я для двигателей транспортной авиации предполагается, что снижение удельного расхода топлива будет обеспечено за счет повышения термического КПД цикла и полетного КПД.

Это может быть достигнуто путем: — увеличения температуры газа перед турбиной примерно до К без существенного возрастания затрат воздух а на охлажр че части», т. е. за счет повышения эффективности систем охлаждения, применения новых металлических и керамических материалов; — увеличения степени повышения давления ггв до 40 ... 50, В связи — повышения КПД вентилятора, компрессора и их турб н.

и . в настоя ее в е я с высоким газодинамическим совершенством этих узлов щ ремя нет основания ожидать значительного пов е- Д удущем. Тем не менее резервом повышения КПД го повыше- является применение «широкохордых» лопаток без антивиб ационных полок п роведение конструктивных мероприятий по и раповышению жестк ости конструкции для избежания значительной деформации по наг д рузкой при эволюции самолета, управление радиальными зазорами между торцами лопаток ротора и корпусом.

десь возможно «пассивное> управление, т. е. сохранение небольших радиальных з зазоров на установившемся режиме за счет охлаждения или наг ев * рева статора или ротора, а также применения материалов с различными коэффициентами термического расширения, и «активное» управление с охлаждением корпуса при регулировании двигателя на переходных режимах (см. гл.

4). ляются разрабатываемые в настоящее время методы расчета трехмерных течений вяз кой сжимаемой жидкости в турбомашинах, широкое применение которых в ближайшее время будет иметь большое значение благодаря использованию ЭВМ н анию новых поколени позволят, кроме того, увеличить нагрузку на ступень, т.

е. сократить необходимое число ступеней компрессо бины. Увеличен сора и турющее мень ие степени повышения давления и соотв у шение высоты лопаток в последних ступенях компрес- Рис. 13.1. Схема турбииы биротативпого типа виитовеатиляториого двигателя (ТВВД) 343 сора может привести к целесообразности применения в компрессорах двигателей с большой степенью двухконтурности осецентробежных компрессоров, в настоящее время применяемых в малоразмерных двигателях, причем одна центробежная ступень заменит 3 ... 5 осевых ступеней.

В связи с этим возникают проблемы увеличения КПД центробежного компрессора, управления торцевыми зазорами, решение проблем, связанных с высокой окружной скоростью и температурой. Целесообразно повышение полетного КПД путем дальнейшего увеличения степени двухконтурности: на первом этапе до значения 7 ... 8, что не потребует внесения радикальных изменений в конструкцию двигателя; на втором этапе степень двухконтурности будет доведена до значений 12 ... 15. Для сокращения числа ступеней турбины вентилятора при этом рассматривается применение редуктора.

Одновременно рассматривается применение схемы турбовинтовентиляторного двигателя (ТВВД). ГГрименение перспективного ТВВД на дозвуковых транспортных самолетах нового поколения позволит наиболее существенно уменьшить удельный расход топлива. Успех создания такого двигателя зависит, главным обра ом, от разработки усовершенствованного воздушного винта, получившего название винтовентилятора. Цель работы по создз анию винтовентилятора — достижение высокого КПД винта, снижение шума, повышение лобовой тяги винтовентилятора в 2,5 раза.

Последнее приводит к уменьшению диаметра винтовентилятора на 40 ... 45 % и снижению его массы — на 50 — 60 %, Как показывают соответствующие исследования, наибольшего эффекта следует ожидать при использовании соосного винтовентилятора противоположного вращения. Возможными схемами ТВВД являются: — ТВВД с однорядным или соосным винтовентиляторами тянущего типа, привод которых осуществляется через редуктор; — ТВВД с винтовентилятором толкающего типа с безредукторным приводом, е использованием турбин биротативного типа. Таблица 13.1 Дьегзтель Исходный без теплообмена прн с С межтурбинным теплообменником С межтурбинным теплообмеиником С аатурбинным теплообменннком 38 23 8,5 Б — 5.5 0 — 9 Б 4,7 8,7 г) Вопиет ц.

«Ь'се«о1п11опбе!з 1есьпо1ои1е без 1пгЬогеас1епгз бе 1ог1е рп1ззапсе» вЂ” Ь'Аегопащьйпе е1 Ь'з«1гопаи11Чпе, 1984, Х 107. 544 На рис. 13.1 представлена схема газовой биротативной турбины винтовентиляторного двигателя в компоновке с комлевыми частями 4 и б воздушных винтов. Пятиступенчатые турбины винтовентиляторной части двигателя расположены за турбиной 1 высокого давления и переходным каналом силового корпуса 2 турбин винтовентилятора. При значительном увеличении среднего радиуса турбин обеспечивается и значительно меньшее число оборотов согласно требованиям высокого КПД дозвуковых воздушных винтов.

Рабочие лопатки 3 и б пятиступенчатых турбин установлены в барабанных частях их корпусов консольно, образуя два ротора, вращающихся в противоположные стороны. Оба ротора имеют по две опоры. Осевые силы турбин и соответствующих воздушных винтов передаются на силовой корпус 2 через шарикоподшипники опоры, фиксирующих роторы от осевых перемещений. Оболочки 7, 8 и 9 образуют хорошо обтекаемый наружный контур и канал сопла.