Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 15
Текст из файла (страница 15)
В этот период особое внимание уделяется длительным испытаниям двигателя в системе силовой установки на летательном аппарате, определению потребного материально-технического обеспечения и предельных сроков службы, сравнительной оценке характеристик серийного и ремонтного вариантов двигателя и т. д. На схеме процесса создания двигателя три нижние горизонтальные стрелки соответствуют содержанию программы технической доводки двигателя и последующей программы обеспечения его производства. Следует также отметить, что на этом этапе создания двигателя могут возникнуть два независимых обстоятельства, которые вызывают задержку работ нли изменение их направления: — выявляются некоторые неизвестные ранее технические трудности (увеличение сроков изготовления или снижение требований); — выявляются новые технические требования заказчика, вызванные изменением обстановки.
На этапе производства продолжаются ускоренные испытания серийных двигателей, проводится периодическая оценка их параметров на соответствие тактико-техническим требованиям. При производстве и эксплуатации двигателей вводятся некоторые конструктивно-технологические изменения, разрабатываются новые операции по ремонту, дополнения по порядку технического обслуживания, а также решаются те проблемы, которые по своему характеру не могли возникнуть вне реальных условий эксплуатации. Анализ структуры затрат за жизненный цикл ТРДФ 379, ДТРД ТРЗ9 н турбовального ГТД Т58, выполненный фирмой <Дженерал электрик», показал, что наибольшую часть стоимости жизненного цикла составляют эксплуатационные расходы (около 65%), затраты на производство равны приблизительно 28% и на разработку идет всего около 7% затрат (42). Данные анализа структуры затрат за жизненный цикл указанных двигателей приведены в таблице.
Наибольшая часть эксплуатационных расходов — стоимость топлива. Для новых двигателей доля этих затрат может снизиться, так как, несмотря на повышение цен на топливо, характеристики двигателей будут улучшены. Анализ влияния составляющих стоимости жизненного цикла двигателей 579, ТЕ39 и Т58 на стоимость жизненного цикла самолетов Р-4, С-5А и вертолета Н-1, на которых эти двигатели установлены, показывает, что стоимость жизненного цикла двигателей составляет около 25'/э стоимости жизненного цикла военных самолетов, а для военных вертолетов — примерно вдвое меньше. Организационно-технические принципы, лежащие в основе так называемого <нового подхода», успешно используются при создании новых двигателей, что позволяет оптимально распределять средства между этапами жизненного цикла двигателя, обеспечивая при этом минимальную стоимость цикла.
При этой методологии работы над двигателем оказалось целесообразным применение системы материального стимулирования (доплат и штрафов) фирм, производящих авиационные двигатели. Такая система способствует поставке в срок авиационной техники требуемого уровня надежности и готовности к эксплуатации. При создании авиационного газотурбинного двигателя наиболее серьезные проблемы возникают в его газогенераторной части, которая работает при высоких температурах и давлениях рабочего тела.
Газогенератор является важнейшим и наиболее напряженным узлом двигателя. Его данные в основном определяют характеристики и срок службы ГТД. Вследствие этого одним из наиболее важных этапов при «новом подходе» к созданию двигателей являются разработки по программам перспективных газогенераторов и демонстрационных двигателей, позволяющие в условиях приближенности предварительных аэродинамических характеристик перспективных летательных аппаратов, производственных и финансовых ограничений обеспечить высокую степень технического совершенства проектируемых ГТД. Научный и конструкторско-технологический опыт, накапливаемый в процессе разработок и экспериментальных исследований высокосовершенных газогенераторов, является одной нз основ успеха работы над перспективными двигателями.
Кроме того, работа над газогенераторами позволяет создать опережающий научно-технический задел для создания таких двигателей. В процессе испытаний газогенератора производится последовательное совершенствование его узлов, а также выявление и разрешение проблем, связанных с взаимодействием различных узлов в системе двигателя. На базе экспериментально проверенных газогенераторов, других узлов и систем возможно создание демонстрационных двигателей. Испытания двигателей-демонстраторов служат промежуточным этапом между созданием газогенераторов и разработкой серийных двигателей.
Кроме того, на базе перспективных газоге- нераторов возможно создание различных двигателей с применением моделирования газогенератора по размерам. Таким образом, использование опыта предшествующих работ по двигателям и опережающего научно-технического задела, полученного при разработке перспективных газогенераторов и двигателей-демонстраторов, позволяет существенно повысить уровень технического совершенства новых ГТД и сократить сроки их создания. При разработке в США первого газогенератора, получившего название ИЧНЫЙ (газогенератор малой массы), решалась задача создания ТРД с удельной массой около 0,01 кг/Н, в 2,5 — 3 раза меньшей, чем у двигателей, существовавших к началу 60-х годов. Достижения, полученные в результате осуществления этой программы, были использованы для создания новых перспективных газогенераторов, в частности газогенератора АТЕПС (газогенератор перспективных ГТД), демонстрационных и серийных двигателей.
На базе этих газогенераторов в США были созданы двух- контурные двигатели для истребителей Р-15 и Р-16, бомбардировщика В-1, военно-транспортного самолета С-5А, патрульного самолета противолодочной обороны 5-3А, штурмовика А-10А и пассажирских самолетов РС-10 и В.747. По техническим условиям на перспективные ГТД, составленным ВВС США, фирмой «Дженерал электрик» были спроектированы 36 различных вариантов двигателей, использующих единый газогенератор — от подъемно-маршевого ТРДФ до турбовального ГТД. В результате этих проработок были выявлены термодинамические параметры и конструктивная схема газогенератора ПЕ1, наиболее полно удовлетворяющие требованиям, предъявляемым к двигателям различного назначения.
В частности, термодинамический цикл, конструкция и характеристики двигателей семейства ПЕ1 оказались достаточно гибкими, чтобы удовлетворить требованиям, предъявляемым к двигателям таких различных самолетов, как тактические истребители, истребитель укороченного взлета и посадки, сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, дозвуковой тяжелый военно-транспортный самолет, сверхзвуковой пассажирский самолет и дозвуковой широкофюзеляжный пассажирский самолет (53]. Газогенератор СЕ1 послужил основой для создания многочисленных вариантов двигателей.
Более пятнадцати из них были доведены до стендовых испытаний, а несколько двигателей выпускались или выпускак>тся серийно. Схема развития двигателей, созданных на базе газогенератора СЕ1, приведена на рис. 45. Газогенератор 6Е1 имеет следующие параметры: расход воздуха — 27 — 32 кг/с, температура газа перед турбиной — более 1365 К, степень повышения давления в компрессоре — 11, габаритный диаметр — 610 мм, длина — прииерно 1780 мм, масса— около 320 кг ТРД с этим газогенератором развивает на взлетном режиме тягу 22,3 кН. Газогенератор имеет одновальный че- тырнадцатиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания и охлаждаемую двухступенчатую турбину. Лопатки входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов первых пяти ступеней компрессора поворотные.
Сопловые и рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки второй ступени турбины охлаждаемые. Особенно ответственным узлом газогенератора ЙЕ1 является компрессор, который должен одинаково хорошо работать в каскаде высокого давления за вентилятором ДТРД или за компрессором низкого давления ТРД.
Первый демонстрационный двухконтурный двигатель ОЕ1Р (т=!,1) с передним расположением вентилятора был одновальным и предназначался для определения характеристик двигателя с такой схемой расположения вентилятора, по которой фирма не имела опыта работы. В этом ДТРД была проверена конструкция, в которой внутренней частью вентилятора служат рабочие лопатки первой ступени компрессора, причем для распределения потока воздуха между внешним и внутренним контурами существует кольцевая перегородка. В дальнейшем такая конструкция вентилятора была использована на мощном ДТРД ТР39.
Необходимость создания высокоэкономичного двигателя для дозвуковых самолетов вызвала потребность исследования характеристик двухвального ДТРД с большой степенью двухконтурности. С этой целью был спроектирован двухвальный ДТРД ОЕ!/6 с большой степенью двухконтурности (т=8). На этом двигателе изучались характеристики ДТРД с высокими параметрами термодинамического цикла, он развивал тягу 72,3 кН при массе 1490 кг.
ДТРД ОЕ1/6, спроектированный в масштабе 2: 3 как демонстратор двигателя ТР39, сильно отличался от исходного газогенератора ОЕ1, хотя и был построен на его базе. Естественно, что невозможно было превратить газогенератор ОЕ1, имеющий тягу 22,3 кН, в двигатель ТР39 с тягой 182,8 кН простым добавлением узлов. Поэтому в ДТРД ТР39 не только были увеличены размеры узлов и агрегатов, общая степень повышения давления и температура газа перед турбиной, двигатель, кроме того, строился на более совершенном технологическом уровне, чем исходный газогенератор.
Позднее в ТРДФ ОЕ4, предназначавшемся для сверхзвукавого пассажирского самолета США, также был использован ряд технических и конструктивных особенностей газогенератора ОЕ!. Опыт создания газогенератора ОЕ! и различных двигателей иа его основе позволил разработать другой газогенератор ОЕ9 (АТЕОО 1В) с тягой в варианте ТРД 24,9 кН. Газодинамические нагрузки компрессорных ступеней у него по сравнению с газогенератором ОЕ1 были увеличены, в результате чего возросла степень повышения давления. Существенно выше также стала температура газа перед турбиной, что потребовало применения более эффективной системы охлаждения и новых материалов для ее деталей.
Вместе с тем газогенератор ОЕ9 по конструктивной 83 схеме, размерам и расходу воздуха в основном не отличается от СЕ1. Более того, узлы газогенераторов СЕ! и СЕ9 взаимозаменяемы. Газогенератор СЕ9 послужил основой для двух демонстрационных двигателей, один из которых ДТРД со средней степенью двухконтурности (~и=2,1) и тягой 71,2 кН явился предшественником ДТРДФ Р101 для бомбардировщика В-1.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
