Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В., страница 103

Совершенствование двигателей для маневренных сверхзвуковых самолетов, как указывалось выше, проводится в направлении резкого увеличения лобовой тяги и соответствующего снижения удельной массы до значения и = 0,008 ... 0,01 кг/Н. Это может быть достигнуто: — повышением температуры газа перед турбиной выше 1850 К и температуры в форсажной камере выше 2200 К; — некоторым снижением степени двухконтурности до значения 0,25 ...

0,5 с целью улучшения характеристик в диапазоне сверхзвуковых скоростей полета:, — снижением массы двигателя за счет широкого применения новых, в том числе композиционных материалов, обладающих высокон удельной прочностью, а также разработки порошковых высокопрочных сплавов на никелевой основе; — по — вышением напорности ступеней и соответствующего соа о8по кращения числа ступеней вентилятора и компрессора до по сравнению о 10 ...!3 у современных двигателей того же наз начения. С ет ожидать что суммарная степень повышения давления леду не претерпит существенного изменения, так как она и в с рменных двигателях ограничена температурой воздуха на выходе из компрессора (при полете на предельной скорости), приемлемой для системы охлаждения лопаток турбины и применяемых материалов 849 Реализация этих мероприятий, а также мер по повышению КПД компрессора и турбины приводит к значительному улучшению характеристик на сверхзвуковых режимах полета и может обеспечить возможность крейсерского полета со скоростью М = = 1,6 ...

1,8 на бесфорсажном режиме работы двигателя. Это позволит снизить километровый расход топлива на этом режиме полета примерно на 40 % по сравнению с расходом, обеспечиваемым современными двигателями ТРДДФ. Кроме того, образуются избытки тяг, необходимые для создания больших перегрузок при полете в диапазоне трансзвуковых скоростей полета. Система автоматического управления разрабатываемых двигателей предусматривается на основе электронных цифровых машин. Система будет способна решать задачу оптимизации параметров во всей области эксплуатационных режимов, повышении газодинамической устойчивости на режиме полета с большими углами атаки и при других особых условиях полета. Система будет обеспечивать самонастраивание в процессе проведения техобслуживания и регулирования двигателя после замены модуля.

Система будет иметь средства автоконтроля и возможность парирования на случай отказа. Совершенствование реактивных сопел будет осуществляться применением новых газодинамических и конструктивных схем (см. гл. 10). Предусматривается требование реверсирования и управления вектором тяги. Кроме этого, как мера повышения «выживаемости» самолета, предусматривается реализация мероприятий по уменьшению интенсивности инфракрасного излучения и радиолокационной заметности.

Перед вновь создаваемым двигателем ставится также условие повышения надежности, сокращения трудоемкости изготовления и эксплуатации. Так, перед фирмами «Дженерал Электрик» и «Пратт-Уитни>, разрабатывающими в конкурсном порядке двигатель следующего поколения для сверхзвукового маневренного самолета, поставлены следующие условия совершенствования по сравнению с двигателем ТРДДФ Р-100, получившим широкое применение в настоящее время; — сократить число деталей двигателя на 60 %, снизив при этом стоимость изготовления на 25 %; — повысить эксплуатационную технологичность (сокращение трудозатрат на постановку и съем двигателя, периодический контроль и др,); — резко повысить надежность эксплуатации, добившись значения наработки на отказ более 400 ч эксплуатации (на двигателе Р-100 наработка на отказ находится на уровне 100 ч).

Выполнение этих условий рассматривается наравне с требованиями, касающимися летно-технических характеристик. Рассматривая вопрос о перспективах развития ГТД, необходимо остановиться еще на одном направлении развития двигателей, заключающемся в разработке схемы двигателя, наиболее 660 Б 7 и Рис. 13.4. Схема перспективного днигагеая изменяемого рабочего процесса СЕ-21 полно приспособленного к широкому диапазону применения. Это двигатель для многорежимного самолета, а также для сверхзвукового транспортного самолета.

Таким двигателем является так называемый «двигатель изменяемого рабочего процесса» (ДИРП). Прежде всего это двигатель, в котором в зависимости от режима полета меняется степень двухконтурности (т), что позволяет обеспечить высокий полетный КПД как при дозвуковой скорости полета (увеличение т), так и при сверхзвуковой (уменьшение и до минимального значения т = 0,2). В настоящее время известно большое количество различных схем ДИРП. Наиболее изученной является схема, реализованная на экспериментальном двигателе бЕ-21 фирмы «Дженерал Электрик» (рис. 13.4), получившем название двигателя с двойной степенью двухконтурности. С целью расширения диапазона устойчивой работы компрессоров и высокого их КПД трехступенчатый вентилятор (КНД) разделен на два «блока». В первый блок входят две ступени вентилятора 1, приводимые от турбины низкого давления 7.

Второй блок — третья ступень 4 вентилятора — расположен в канале разделительного корпуса. В схеме предусмотрены элементы регулирования проходного сечения на выходе из вентилятора в канал наружного контура и в конце канала створками 8 в зоне смешения с потоком внутреннего контура. Предусмотрены регулируемые входной направляющий аппарат 2 и направляющие аппараты 3. Элементы регулирования в сочетании с регулируемым сопловым аппаратом б турбины вентилятора, перераспределяющим работу между ступенями турбины, позволяют изменять степень двухконтурности и в пределах от 0,25 до 0,6, оптимизировать работу вентилятора и компрессора в широком диапазоне режимов полета.

Фирма «Дженерал Электрик», по материалам испытания ОР-21, оценивает следующее снижение удельного расхода топлива, обеспечиваемого реализованной системой регулирования: — на сверхзвуковом крейсерском режиме на 9 % Рис. !3.5. Схема пе спе т в р к и ного двигатели 90-л годов длв сверхввукового само. — на дозвуковом режиме полета на 22 %. Кроме того, отмечается значительное расширение диапазона устойчивой работы компрессора и вентилятора. Следует, однако, иметь в виду, что элементы, вводимые вновь в конструкцию, заметно усложняют ее и могут привести к снижению надежности двигателя, а также к увеличению массы в п ед е. Наиболее трудно реализуемым элементом конв преструкции является регулируемый сопловой аппарат турбины вентилятора.

Конструктивная схема перспективного ТРДДФ 90-х годов для сверхзвукового маневренного самолета приведена на рис. 13.5. Силовая схема этого двигателя предельно проста. Ротор вентилятора 6 и турбины низкого давления (ТНД) 16 — составной трехопорный. Рого 9 р газогенератора — двухопорный. Основным силовым узлом корпуса двигателя является переходный корпус компрессора 6, который, кроме того, выполняет функцию разделения потоков между контурами и наиболее удобным местом расположения приводов к агрегатам как от РВД, так и от РНД. Лопатки обеих ступеней вентилятора д и первых ступеней КВД 9 ти ованы с к р околозвуковым обтеканием. Диски вентилятора выпей спроекполнены из титановых сплавов методами изостатического прессования из порошков. Статор вентилятора 1 изготовлен из композиционных материалов.

Регулируемые входные направляющие аппараты 2 у вентилятора и 7 у осевого компрессора, а также регулируемые направляющие аппараты 4 у вентилятора и 9 — у компрессора. Р 9 Д облочный, сварной из высокопрочного никелевого сплава, отор диски получены методом изостатического прессования. К сго ания 10 с т р я с тепловой защитой керамическими покрытиями, перср вания. Камера пективной системой ох емой охлаждения, с применением дисперсионноупрочненных сплавов. Корпус 12 турбины высокого давления 14 имеет систему активного управления зазорами, с рядом кольцевых деталей из керамических и композиционных материалов, Диск ротора турбины высокого давления получен изостатическим прессованием никелевых сплавов, а лопатки — монокристаллические или из эвтектических сплавов.

Намечено применение регулируемые сопловых аппаратов 11 и 16 турбин и смесителя 16. Реали- 552 Рис. 13.7. Схема ракетно-турбинного двигателя 553 Рис. 13.5. Схема турбопрвмоточиого двигатели зация этих мероприятий ставится в зависимость от успехов в достижении высокого уровня температуры Тт перез турбиной двигателя. Форсажную камеру 17 и сопло двигателя 18 о управлением вектором тяги предполагается изготавливать из композиционных материалов. Для достижения пилотируемыми летательными аппаратами гиперзвуковых скоростей полета, соответствующих числам М = = б ... 6 и больше, предполагается применение прямоточных и комбинированных двигателей — ракетно-турбинных, турбопрямоточных и ракетно-прямоточных.

Трубопрямоточные двигатели представляют собой сочетание турбореактивного двигателя о форсажной камерой одноконтурного (ТРДФ) или двухконтурного (ТРДДФ) и прямоточного (ПВРД) двигателей. Турбореактивный двигатель работает до скоростей полета, соответствующих числам М = 3 ... З,б, затем выключается и вступает в действие ПВРД. Схема такого двигателя, состоящего из ТРДФ и ПВРД, приведена на рис. 13.6. На режиме ТРДФ створки 3 перекрывают канал 1. При переходе на режим ПВРД турбокомпрессорная часть двигателя 2 отключается, створки 3 перекрывают выход из турбины ТРД и открывают проход воздуха через канал 1 в форсажную камеру 4. Форсажная камера ТРДФ переходит на режим работы камеры сгорания ПВРД. Соответственно изменяется критическое и выходное сечение регулируемого реактивного сопла 6. Ракетно-турбинный двигатель органически сочетает в себе элементы турбореактивного двигателя (ТРД) и ракетного двигателя (РД).

Компрессор ТРД, повышающий давление атмосферного воздуха, приводится во вращение турбиной 3, работающей от газов, вытекающих из газогенератора 2 ракетного двигателя (рис. 13.7). В системе компрессор — турбина возможно использование редуктора. Пройдя турбину 3, газ при наличии избытка горючего может дожигаться в форсажной камере б. Режим работы ракетно-турбинного двигателя регулируется системой как подачи жидких горючего и окислителя в газогенератор 2, так и изменением проходных сечений регулируемого реактивного сопла б. Разработка гиперзвуковых летательных аппаратов и силовых установок для них требует значительного прогресса в аэродинамике, конструкции и материалах.