Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 2
Текст из файла (страница 2)
3,0 1рис. 1.3). В последние годы в конструкциях ТРДДФ появились устройства для изменения направления истечения реактивной струи в пределах -~-15 ... 20'. Такие устройства реактивного сопла позволяют изменять направление вектора тяги, что улучшает взлетные свойства и маневренность самолета. Ко второй группе ГТД относятся двигатели непрямой реакции, мощность которых используется для вра1цения воздушных винтов. На рис. 1.4 приведена конструкция турбовинтового двигателя. Как показано на схеме, вращение винта осуществляется свободной газовой турбиной через редуктор, расположенный в передней части двигателя.
По этой же принципиальной схеме выполняются ГТД, устанавливаемые для привода винтов вертолетов, однако 7 3 о ы а о и и я и » о. о а о. ы ! к и Ю о и и и о и и о 'и о и рис. !.5. ГТД для СВВП: а — подъемно.маршевый ТРДД ! Пегас» ), б — подьемный двигвтеле; в — двух- контурные подъемные двн гатели с задним н передним расположением вентилятора; 7 — компрессор; 2 — передние поворотные сопла (воздушиыс7; б — камера сгорания; 4 — задние поворотные сопла; б — турбина вентилятора; 6 — турбина высокого давления; 7— вентилятор и и и и и о м о о 3 я и о о. а и о гз 3 о и й пз р д сз с о о о 3 а а о о о я оо к с о ! о г с о о и ы о г.з с и о.
о о о ь аг й а и к" а и о ! оы к о и г о ы о о О о го мо и а о '„' а кг о Ой о и ыы о и о 3 м ы! ! а конструкция привода и самого двигателя имеет существенные отличия от ТВД. Имеются также ТВД, у которых отсутствует свободная турбина, а винт приводится во вращение через редуктор непосредственна от ротора двигателя. Турбовинтовые двигатели, отличаясь от турбореактивных двигателей высокой экономичностью при малых дозвуковых скоростях полета (малым удельным расходом топлива), в течение длительного периода времени широко применялись в пассажирской и транспортной авиации. ТВД применяются на летательных аппаратах с относительно малыми скоростями полета, соответствующими числам М не более 0,8 и высотам — до 10.„11 км.
Кроме рассмотренных конструкций ГТД существуют газотурбинные двигатели особого назначения. К ним относятся, в частности, двигатели самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). Силовую установку этих самолетов обычно образуют 9 подъемно-маршевые двигатели (ПМД) или комбинации подъемных двигателей (ПД) с ПМД (или с маршевыми), Подъемные двигатели работают только на режимах взлета и посадки СВВП, обладают малым ресурсом и могут использовать многие системы (питания, запуска) от маршевых двигателей. Для них характерны сравнительно простая конструкция, малые масса и объем.
Конструкция ПМД отличается главным образом наличием поворотного устройства сопла, отклоняющего выходящий из двигателя поток газов в вертикальное или промежуточное положение. Некоторые примеры конструктивных схем ПМД и ПД представлены на рис. 1.5, а, б и в. Одной из разновидностей ГТД являются ГТД для вспомогательных силовых установок летательных аппаратов различного назначения; они применяются в качестве бортовых источников мощности для запуска маршевых двигателей, снабжения электроэнергией или сжатым воздухом летательного аппарата и обладают относительно небольшими размерами и значительным ресурсом.
Приведенные примеры не исчерпывают всех разновидностей ГТД. Обычно газотурбинные двигатели классифицируют по принципу действия и назначению с учетом особенностей конструкций их основных узлов, числа их роторов и других системных и конструктивных признаков. Так, например, различают двигатели с осевыми, центробежными или диагональными компрессорами, с реверсом тяги, регулируемым или нерегулируемым реактивным соплом и т.
п. 1лк ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ Газотурбинные двигатели характеризуются абсолютными величинами, характеризующими размерность двигателя, и удельными параметрами, отражающими уровень их технического совершенства. К абсолютным величинам относятся реактивная тяга двигателя (для ТВД вЂ” мощность), масса двигателя, габаритные размеры, расход топлива и воздуха. Тяга, расход топлива и воздуха принимаются в земных и высотно-скоростных условиях. Тяга двигателей зависит от их назначения и определяет в свою очередь общую массу и габаритные размеры двигателя.
По величине тяги ВРД можно разделить на малоразмерные, двигатели средней и большой тяги. Малоразмерные двигатели с тягой 0,3 ... 40 кН устанавливаются обычно на летательных аппаратах разового применения, на спортивных и учебно-тренировочных самолетах. Наибольшее распространение получили двигатели средней и большой тяги— 40 ... 300 кН; их размерность зависит от массы самолета и числа двигателей в его силовой установке. 1О рррдел грр и/Ле ыр рс/р 41 дбг б Кчб жб Икб Ны ~треб» б б тр«б Втб ~т В1б Ьебв а б ту4б агп вю кутб ввб рис. 1.6. Изменение излетной тяги и удельных параметров одноконтурных и днухконтурных двигателей по годам их выпуска: л — взлетев» тяга; б — Кдельяма расаод топлива; е Кдеаьяая масса Соответственно реактивной тяге в широких пределах изменяется и масса двигателя.
В целях объективности сопоставления существующих и проектируемых двигателей пользуются понятием «сухой массыв (без массы масла, топлива, части агрегатов, обслуживающих потребностн самолета и их приводов), которое регламентировано ГОСТами. Размеры двигателя, как масштабный фактор при выбранной его конструкции, необходимы для оценки размещаемости двигателя на летательном аппарате. Расходы топлива (кг/ч) и воздуха (кг/с) являются определяющими данными двигателя для проектирования топливной системы летательного аппарата и воздухозаборника силовой установки.
Удельными параметрами являются: — удельная тяга Р— отношение тяги к секундному расходу воздуха; — удельный расход топлива с „ — отношение часового расхода топлива к тяге; — УдельнаЯ масса двигателЯ Тд,г — отношение массы двигателя к максимальной (взлетной) тяге или уд, „ — к эквивалентной мощности у" ТВД; — лобовая тяга — Ри — отношение тяги к лобовой площади двигателя. Удельная тяга существующих двигателей находится в пределах О,З ...
0,9 кН с/кг (0,9 ... 1,2 кН с/кг — для двигателей о форсажной камерой). Удельный расход топлива составляет 0,05 ... 0,13 кг/Н ч (0,17 ... 0,22 кг/Н.ч — для двигателей с форсажной камерой). 'Удельная масса современных двигателей изменяется в пределах 0,01 ... 0,025 кг/Н и в значительной мере определяется их конструкцией. На рис. 1.6 показано изменение максимальной взлетной тяги и удельных параметров по годам их выпуска, дающее представление об общей тенденции. К основным техническим данным двигателя относят также ресурс, запасы газодинамической устойчивости, регламентированное 11 о \а сс оо , с са СО ло '- са х х,х О СО й х о х а а а х о О о са \см а' сх са л о о о са са о сч о с О „" са о л о" о о" х~ х а ааа х х х О и' О Б х сч х сп х си~ а й время приемистости при переходах с режима на режим, время запуска и др.
В табл. 1.1 и 1.2 приведены характеристики некоторых серийных двигателей для гражданских и военных самолетов. Следует отметить, что значения с в таблицах даны применительно к наземным условиям работы двигателя, что не отражает полностью экономичности двигателя в условиях полета. Нетрудно заметить, что все приведенные в таблицах двигатели за исключением )79-ОЕ-17, находящегося в эксплуатации свыше 25 лет, относятся к типу ТРДД или ТРДДФ. Наряду с основными данными двигателей приведены конструктивные сведения о числах валов и ступеней компрессора и турбины. Многообразие авиационных ГТД, отличающихся конструкцией и характеристиками, вызвано многообразием видов и типов самолетов и вертолетов, требующихся для удовлетворения потребностей народного хозяйства и обороны. 1.3.
РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННЬ1Х ДВИГАТЕЛЕЙ В непрерывном процессе увеличения скорости, высоты и дальности полета создаваемых самолетов ведущая роль принадлежит совершенству двигателей. Свидетельством большой заботы партии о развитии отечественного моторостроения явилось создание в 1930 году Центрального института авиамоторостроения (ЦИАМ), организованного на базе авиамоторных отделов ЦАГИ и НАМИ. Первоначально важнейшие разработки двигателей отечественной конструкции были сосредоточены в ЦИАМ, имевшем собственную производственную и испытательную базы. В дальнейшем, к середине ЗО-х годов, с целью расширения фронта работ при крупных серийных заводах был организован ряд опытно-конструкторских бюро под руководством А. А.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
