Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (Энциклопедия по двигателям), страница 79

= 13200...15910 кгсРб/ф. = 8080...10000 кгсm = 0,36π = 32,0Dвх = 914 ммDдв.макс. = 1181 ммLдв. = 4851 ммМдв. = 1860 кг (с управляемым соплом)Начало работ по проекту - январь1989 г.Первое испытание – октябрь 1991 г.Достижение тяги 16830 кгс тяги –март 1992 г.Первое летное испытание – ноябрь1994 г.Серийное производство – с 1999 г.Использованы технологии семействаТРДДФ F119.PRATT & WHITNEYF119авиационный турбореактивный двигательê‡ÁÂÁ F119-PW-100 [83]F-22A Raptor [107]Новый ТРДД компании Pratt &Whitney F119-PW-100 выбран дляустановки на современный тактический истребитель Lockheed MartinF-22A Advanced Tactical Fighter в апреле 1991 г.Основными требованиями при создании двигателя для F-22A (F119 выиграл конкурс у ТРДД разработкиGeneral Electric F120) были простотаи надежность конструкции, достиже-ние сверхзвуковой скорости безвключения форсажа и наличие управляемого сопла с отклонением вектора тяги в двух плоскостях и др.Официально конкурс на двигательбыл объявлен в 1983 г.

КомпанияPratt & Whitney пошла по пути создания нового двигателя без использования непроверенных в предыдущихизделиях технических решений. В1988 г. в конкурс были внесены кор-рективы из-за увеличения массы самолета и вследствие этого должнабыла быть увеличена тяга силовойустановки.

К тому времени прототипYF119 уже был построен. Несмотряна это, P&W приняла решение не менять конструкцию, а несколько увеличить диаметр вентилятора, оставив остальное в прежнем виде.Двухвальный ТРДДФ F119-PW-100 снизкой степенью двухконтурностиконструктивно состоит из трехступенчатого вентилятора с широкохордными лопатками, шестиступенчатого компрессора, низкоэмиссионной кольцевой камеры сгорания, одноступенчатых турбин высокого инизкого давления и управляемогосопла.Стендовые испытания начались в декабре 1988 г. Летом 1990 г.

F119 выполнил 65 испытательных полетов,налетав 153 часа без сбоев в работе.К апрелю 1991 г. двигатель отработална стендах 3000 часов, 1500 из которых – с управляемым соплом. Серийное производство планируется начать в феврале 2001 г.Маркетинговые исследования показывают необходимость постройки до1500 двигателей общей стоимостью12 млрд.долларов.ëËÎÓ‚‡fl ÛÒÚ‡Ìӂ͇ JSF119-614 Ò‡ÏÓÎÂÚ‡ JSF Boeing X-32 [83]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ361PRATT & WHITNEYëËÎÓ‚‡fl ÛÒÚ‡Ìӂ͇ JSF119-611 Ò‡ÏÓÎÂÚ‡ JSF Lockheed Martin X-35 [83]В сотрудничестве с компанией RollsRoyce разрабатывается модификацияF119 для боевого самолета короткоговзлета и вертикальной посадки попрограмме JSF.

Самолет JSF BoeingX-32 оснащается ТРДД JSF119-614,вариант JSF Lockheed Martin X-35 –ТРДД JSF119-611. JSF119-614 имеетповоротные сопла, а модификацияJSF119-611 – вал, приводящий подъемный вентилятор.При создании двигателя -611 использованы некоторые конструктивныерешения, разработанные для российского СВВП Як-141.Разработка ТРДД JSF119 начата вмарте 1997 г. Первое испытание проведено в июне 1998 г.JSF Lockheed Martin X-35 [107]JSF119 имеет общие с базовым двигателем турбокомпрессорную часть, систему управления, конструкционныематериалы, тренажеры, инфраструктуру техобслуживания. Нововведениядля применения на JSF – возможностьвыполнения короткого взлета и посадки, новые системы диагностики ипредставления данных по работе двигателя и др.JSF Boeing X-32 [84]RL10жидкостный ракетный двигательЖРД RL10 разработан компанией Pratt& Whitney в 1958-63 гг.

В 1963 г. двигатель был установлен на РН.RL-10 предназначен для второй ступениРН Atlas-Centaurs и Saturn-1.Компоненты топлива – жидкий кислород и жидкий водород).ЖРД состоит из камеры сгорания, ТНА,агрегатов, систем управления.Камера ЖРД включает в себя цилиндрическую камеру сгорания и профилированное сопло с геометрической сте-362пенью расширения равной 57. Смесительная головка камеры - шатровая, с216 смесительными элементами, расположенными по 8 концентрическим окружностям.

Смесительные элементы двухкомпонентные, соосного типа:окислитель подается через центральную трубчатую форсунку, горючее - через периферийную кольцевую щель.Форсунки окислителя изготовлены заодно со средним днищем смесительнойголовки. Внутреннее днище смеситель-ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖной головки изготовлено из пористогоматериала и охлаждается горючим (расход составляет около 10% расхода горючего через двигатель). Корпус камерывыполнен из 360 трубок.

Основной конструкционный материал камеры - нержавеющая сталь.ТНА - двухвальный с параллельнымивалами; состоит из насосов окислителяи горючего, турбины и редуктора. Насосгорючего установлен на одном валу стурбиной. Насосы - центробежныеPRATT & WHITNEYêç Atlas [83](крыльчатки с односторонним входом), свстроенными шнеками. Насос окислителя - одноступенчатый, насос горючего- двухступенчатый, турбина - осеваядвухступенчатая (со ступенями давления).Корпус ТНА, крыльчатки насоса горючего и ротор турбины изготовлены из алюминиевого сплава; крыльчатка насосаокислителя и шестерни редуктора стальные.NТНА = ~ 500 кВтnнасоса окислителя = 202 об./сnтурбины и насоса горючего = 504 об./сОкислитель поступает из насоса в центральный патрубок смесительные головки и вводится в камеру сгорания.

Горючее после насоса используется для регенеративного охлаждения камеры. Ох-лаждая камеру, жидкий водород превращается в газообразный (с температурой~ 200 К) и используется как рабочее тело турбины ТНА. После турбины газообразное горючее поступает в смесительную головку камеры.Включение и выключение ЖРД производятся при помощи клапанов, управляемых газообразным гелием. Пусковыерасходы компонентов топлива создаются гидростатическим напором компонентов топлива и давлением наддувабаков. Топливо в камере сгорания зажигается электрической искровой свечой.Перед включением ЖРД насос горючегои вся магистраль окислителя захолаживаются пропусканием через них соответствующих компонентов топлива.

Перед стартом РН насос горючего захолаживается жидким гелием. В полете соотношение компонентов топлива регулируется в пределах (10% (регулятор установлен за насосом окислителя) с целью достижения одновременного опорожнения баков окислителя и горючего.Расход газа через турбину регулируетсядля обеспечения неизменного уровнятяги (перепуском).ЖРД крепится к ракете при помощикарданного подвеса и может отклоняться в двух взаимно перпендикулярныхплоскостях на угол 4° гидроприводами;давление создается насосом, приводимым от вала ТНА.Первоначально ЖРД RL10 имел индексы LR115 для ступени Centaurs иLR119 для РН Saturn-1.Основные модификации ЖРД RL10 (вхронологическом порядке): RL10A-3,RL10A-3-1, RL10A-3-3.Модификация RL10A-4-1 (1995 г.) разработана для оснащения РН AtlasIIA/IIQAS.Pratt & Whitney поставила более 380ЖРД серии RL10 всех модификаций.Это двигатели выдержали более 12,5тысяч зажиганий, более 120 запусков.RL-10 [83]RL10A-3рк = 2,07 МПаIп = 4227 м/сГеометрическая степень расширениясопла 40RL10A-3-3Рп = 6,805 тс (66,72 кН)Iп = 4354 м/сKm = 5,0рк = 2,76 МПаДопустимое число включений ≥ 3t = 470 сhдв.

= 1800 ммDдв. = 1000 ммМдв. = 133 кгRL10A-4-1Рп = 10,114 тс (99,1 кН)Iп = 4424 м/сí‚Â‰ÓÚÓÔÎË‚Ì˚ ‡ÍÂÚÌ˚‰‚Ë„‡ÚÂÎËДля исследовательской программыTitan компания P&W поставляет сегментированные твердотопливныеракетные двигатели. РН Titan предназначена для запуска военных спутников связи и спутников-разведчиков, космических аппаратов (зондов)Viking и Voyager.Ускорительная ступень РН Titan IVсостоит из семи сегментов.

Она развивает тягу в 725,656 тс (7114 кН).Dсегмента = 3084 ммLсегмента = 33600 ммМсегмента = 300000 кгГражданская модификация РН Titanимеет два РДТТ, состоящих из пяти споловиной сегментов, каждый из которых развивает тягу 566,919 тс(5558 кН).àÒÔ˚Ú‡ÌËfl êÑíí̇ ÒÚẨ Pratt & Whitney [83]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ363PRATT & WHITNEYV2500авиационный турбовентиляторный двигательê‡ÁÂÁ V2500 [109]Двигатель V2500 разработан международным консорциумом InternationalAero Engines (IAE). Каждая компанияпартнер консорциума вносит четко определенный вклад в производствоV2500: Pratt & Whitney отвечает за камеру сгорания и турбину высокого давления, Rolls-Royce – за редуктор и компрессор высокого давления, JapanezeAero Engines Corporation – за вентилятор и компрессор низкого давления,MTU – за турбину низкого давления.Двигатель создан для установки на120/220-местные самолеты.Dвх.

= 1600 ммV2500-A1Рвзл. = 11338 кгсm = 5,4π = 35,8Применение – Airbus A320V2527-A5V2525-D5Рвзл. = 12020 кгсm = 4,8π = 32,8Применение – Airbus A320Рвзл. = 11338 кгсm = 4,8π = 34,5Применение – MD-90-30 (Boeing 717)V2530-A5V2528-D5Рвзл. = 14241 кгсm = 4,6π = 35,2Применение – Airbus A321-100Рвзл. = 12700 кгсm = 4,7π = 35,2Применение – MD-90-30/50 (Boeing 717)V2533-A5См.

подробную информацию на сайтеhttp: //www.v2500.comРвзл. = 14967 кгсm = 4,5π = 35,2Применение – Airbus A321-200V2524-A5Рвзл. = 10885 кгсm = 4,9π = 32,8Применение – Airbus A319MD-90 (Ì˚Ì Boeing 717) [84]364ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ“è‡ÚÚ ˝Ì‰ ìËÚÌË ä‡Ì‡‰‡”PRATT & WHITNEY CANADAАдрес: 1000 Marie-Victorin,Longueuil, Quebec, Canada J4G 1A1Тел. (514) 647-2509Факс (514) 647-3917Http: //www.pwc.caПредседатель Совета директоров/Исполнительный директор – Л.