Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В., страница 102

Наличие двух воздушных винтов, вращающихся в противоположные стороны, обеспечивает снятие расчетной мощности при меньшем их диаметре, а также резко снижает закрутку потока, создаваемую первым по потоку винтом 4. Суммарное сокращение удельного расхода топлива в двигателях для транспортной авиации по сравнению с эксплуатируемыми в настоящее время как за счет повышения термического КПД цикла, так и полетного КПД составляет 20 % для двигателей схемы ТРДД и более 30 % — для схемы ТВВД. Одним из возможных путей снижения удельного расхода топлива является использование цикла с регенерацией тепла путем применения в конструкции двигателя теплообменников. В табл. 13.1 приведены результаты, полученные при параметрическом исследовании двигателей е теплообменниками х. Реализация этого пути снижения удельного расхода топлива сопряжена со значительными трудностями, связанными с габаритными размерами, массой и обеспечением надежности теплообменника в процессе эксплуатации.

Однако в малоразмерных двигателях межтурбинные теплообменники, более компактные, чем затурбинные, по-видимому, позволят достигнуть расхода топлива, который имеют двигатели большой тяги, так как в этом случае вследствие умеренных значений пзв и т будут устранены трудности достижения высоких значений КПД.

На рис. 13.2 приведена схема демонстрационного двигателя Ез (ЕЕŠ— Епегну Е111с1еп1 Епй)пе) фирмы «Дженерал Электрик», созданного в порядке конкурса с фирмой «Пратт-Уитни» с целью разработки технических решений, необходимых для создания экономичных двигателей транспортной авиации нового поколения. По условиям конкурса, для вновь создаваемого двигателя должны б ть выполнены следующие условия по сравнению с модификаы циями двигателя СГ6 той же фирмы: снижение С на 12 % ху шение не более чем на 6 % основных данных двигателя в проу д о а ионных Ц ессе эксплуатации, снижение на 3 о прямых эксплуат ц а расходов, увеличение тяги на 20 .

Все эти условия были выдержаны. В частности, удельный расход топлива снижен на 13,6 % по сравнению с удельным расходом на соответствующих режимах двигателя СГ 6-60. В обеспечение этого условия степень повышения давлени я ся =26... 32,4 в различных модификациях СГ6 была увеличена до ях = 38. С этой же целью степень двухконтурности и увеличена е и = = 4 ... 4,3 до значения гп ж 7. Применение лопаток компрессора е малым удлинением из более высокопрочного материала Рене 96 позволило повысить частоту вращения, что в сочетании с профилированием компрессора е использованием теории трехмерного течения, а также проведением мер по «пассивному» и «активному» управлению радиальными зазорами в последних пяти ступенях компрессора позволило сократить число ступенеи компрессора д несмотря на увеличение степени повышения давления в компрессоре я„ с 16 до 23.

В конструкции двигателя широко применены композитные материалы. Так, входное устройство 1, обтекатель внутреннего контура 8, корпус вентилятора 3 выполнены из композитных материалов. Силовая схема корпуса вентилятора состоит из наружной и внутренней оболочек, изготовленных из углепластика, связанных металлическими спицами б, проходящими внутри лопаток 7 спрямляющего аппарата, также изготовленных из угле- пластика. За ними расположена решетка 9 реверса тяги. Об " а 3 непосредственно над рабочими лопатками вентнечайка н азмещено лятора состоит из стального кольца, над которым раз .

Особенностью кольцо в виде прокладки из оргпластика Кевлар. этого материала является очень высокое значение удельной вяз- 545 кости. Сочетание стального кольца и кольца из органопластика делают обечайку непробиваемой в случае разрушения лопатки вентилятора. Во входной части корпуса газогенератора ГТД в качестве материала для оформления аэродинамического профиля лопаток 4, отлитых заодно с входной частью, применен углепластик.

Это решение направлено на удешевление конструкции, так как значительно сокращает объем механической обработки. Ротор 10 компрессора высокого давления выполнен из двух не„азь н ер зъемных частей. Диски первых шести ступеней титановые, бой остальных ступеней — из сплава Рене 95 и связаны между со о болтовым соединением. Каждая часть состоит из отдельных дисков, соединенных методом инерционной сварки. На гладкой части лабиринтных уплотнений нанесено абразивное покрытие (окись алюминия), исключающее контакт металла по металлу (улучшение приработки и исключение возгорания титана). Особенностью ротора является также охлаждение его воздухом, отбираемым за дисками 3-й и 6-й ступеней для целей уплотнения масляных полостей и охлаждения второй ступени турбины высокого давления. Наличие в полости ротора относительно холодного воздуха способствует большей стабильности работы лабиринтных уплотнений на различных эксплуатационных режимах.

Камера сгорания 11 — двухзонная, короткая, с параллельным расположением зоны малого газа и основной зоны. Каждая зона имеет свой диффузор. Дежурная зона обеспечивает низкий уровень выделения окиси углерода на режиме малого газа. Основная зона позволяет получить низкий уровень выделения оксидов азота на режиме повышенных тяг. Количество горелок в каждой зоне 30, максимальная неравномерность поля температур 0,25.

Жаровая труба двухъярусной сегментной конструкции состоит из силовой оболочки, снабженной большим количеством отверстий, через которые поступает воздух для конвективнопленочной (с орошением) системы охлаждения сегментов, образующих «горячие» стенки жаровой трубы. Т рбина 12 компрессора высокогодавлениядвухступенчатая, У охлаждаемая. Характерная особенность ее — высокая температура на входе (Т; = 1611 К) в сочетании с высокой окружной скоростью (500 м/с).

Применена система активного управления радиальными зазорами, осуществляемая соответствующим режиму двигателя охлаждением элементов корпуса. Рабочие и сопловые лопатки изготовлены из сплава Рене 1 0 с направленной кристаллизацией, а диски — из гранул ене 9 ене 95 методом изостатического прессования. Рабочие лопатки турбины небандажнрованные. Турбина 13 вентилятора пятиступенчатая, неохлаждаемая, противоположного вращения относительно турбины компрессора. Лопатки турбины бандажированные. 647 й И О, Щ и М хг Ы И о о х о х $ й, х 646 7 Я 4 Г б 7 8 9/О и Рис.

13.3. Схема перспективного ТРДД 90-н годов фпрмы«Пратт-Уитни» дли транспортного самолета Агрегаты б хорошо компонуются в пространстве места крепления двигателя к самолету. Смеситель 14 потоков — 24-лепестковый желобкового типа, выполнен из сплава инконель. Система управления — электронная. Она регулирует подачу топлива в каждую зону горения камеры сгорания, управляет регулированием радиальных зазоров в турбине и компрессоре, управляет клапанами перепуска воздуха и реверсивным устройством.

Система двухканальная: дублирующий канал включается в случае отказа основного канала. Ситема имеет средства авто- контроля и способна парировать отказы. Основные отличительные особенности ТРДД ЕЕЕ (Еа), повидимому, найдут применение и в других двигателях нового поколения. В качестве примера возможного варианта ТРДД транспортной авиации 90 гг. на рис. 13.3 приведена схема перспективного двигателя фирмы «Пратт-Уитния. Силовая схема этого двигателя несмотря на высокое значение г«з, а также наличие узла редуктора 5 между турбиной низкого давления 1б и вентилятором 1 предельно упрощена. Этому способствовало применение высоконапорных ступеней (в частности, последней ступени 13 компрессора высокого давления центробежного типа), Так, вал 11, соединяющий турбину низкого давления (ТНД) с редуктором 5, выполнен двухопорным (б и 18), ротор вентилятора 1 и компрессора низкого давления (КНД) 4 опирается на один радиально-упорный подшипник 3 и шестерню внутреннего зацепления 5 редуктора.

Ротор 12 газогенератора двухопорный, задняя опора — роликовый подшипник 17, опирающийся на вал ТНД в непосредственной близости от его задней опоры 18. Саблевидные лопатки вентилятора 1 предполагается выполнять из композиционного материала или полыми из титанового сплава. Ротор КНД4, моноблочный, выполнен нз легкого сплава1 статор — из композиционного материала. Передняя часть кор- 348 пуса двигателя 2 выполнена из высокопрочного материала, обеспечивающего непробиваемость прн обрыве лопатки вентилятора, остальная часть корпуса — из углеродистых композиционных материалов. Основная силовая часть корпуса двигателя 7 изготовлена из легкого сплава и стойками 9 связана с наружным корпусом.

о . Ротор КВД выполнен из упрочненных титановых и В 15 изгоуглеродных композиционных материалов. Диски ТВД изготовлены из высокопрочного никелевого сплава, лопатки турбины — из высокожаропрочного сплава структуры монокристаллов с переходом в дальнейшем на эвтектические сплавы. Камера сгорания 14 с тепловой защитой за счет керамического покрытия и системы охлаждения «с соударением воздушных струй со стенками», обеспечивающей теплозащитную воздушную пелену с минимумом затраты воздуха на ее создание.

Элементы смесителя 19 и реактивного сопла 20 выполняются с широким применением композиционных материалов. В схеме, кроме редуктора 5 с высоким КПД, предусмотрен встроенный стартер — генератор б с непосредственным приводом от РВД. Фирма «Роллс-Ройс» продолжает работу над дальнейшим сове шенствованием трехвального ТРДД КВ-211. Учитывая повышение в дальнейшем я«х и т, можно сказать, что этот двигатель б дет иметь преимущество перед двухвальной схемой как по числу ступеней, так и по запасу газодинамической устойчивости.