Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 16
Текст из файла (страница 16)
На базе этого двигателя для истребительной авиации разрабатывается ДТРДФ Г101РЕЕ, в котором использован газогенератор исходного двигателя. Технические возможности, заложенные в газогенераторе 6Е! и его последующих модификациях, использованы в ряде других двигателей фирмы. В частности, турбина газогенератора СЕ9, камера сгорания другой его модификации СЕ1/1О и вентилятор демонстрационного ДТРД ЙЕ1/6 послужили основой для двух- контурного двигателя ТР34, применяемого в различных модификациях на патрульном самолете противолодочной обороны ВМФ США Ь-ЗА и самолете непосредственной поддержки ВВС США А-10А. Газогенератор СЕ1/3!В практически без изменения конструкции был использован в ТРД 397, созданном для беспилотного летательного аппарата. Кроме того, на двигателях различных схем и модификаций исследовались некоторые новые технические решения (регулируемый сопловой аппарат турбины низкого давления, реактивное сопло с регулируемым по направлению вектором тяги, перспективные схемы охлаждения турбины высокого давления и др.).
Опыт разработки и доводки газогенераторов и двигателей, а также опыт последующей эксплуатации серийных двигателей, созданных на базе газогенераторов, успешно использовался при разработке новых серийных ГТД. Так, работы по газогенератору 6Е! и двигателю ТР39 способствовали достаточно быстрым созданию и доводке ДТРД СР6-6 со взлетной тягой 174,1 кН для дозвукового пассажирского самолета. В частности, в этом двигателе установлен модифицированный для самолетов гражданской авиации компрессор двигателя ТР39. В последующие годы семейство двигателей СР6 пополнилось новыми модификациями (СР6-50 со взлетной тягой 226,9 кН, СР6-50М со взлетной тягой 247 кН и менее мощные ДТРД СР6-32 и СГ6-80).
Работы по развитию газогенератора ОЕ1/10 (исходный газогенератор демонстрационных ДТРД и ДТРДФ) закончились разработкой ДТРДФ т3101 с очень малой степенью двухконтурностн и ДТРДФ Р404 для штурмовика Р-18 с использованием опыта разработки и отдельных узлов двигателей Г10! и И!01. Другие авиадвигателестроительные фирмы также ведут работы по созданию перспективных газогенераторов и демонстрационных двигателей, В частности, фирма «Г!ратт-Уитни» начиная с начала 60-х годов разработала на базе своих газогенераторов [.%60 и АТЕСС ряд демонстрационных, а затем и серийных двигателей различного назначения — ДТРД ЗТ90 для пассажирских 84 Перспектибные разработки [~озрзйзтка газогенераторной части идеманстрационного дбигателя) Фуиданентальные исспедебония дкзоинай намный зайьл) Исспедодотельское рззрзйиьни бпроберко принениноспш наУык текничеашк решений) Пп-ийное произаод стйь и начало зксплдатации ь'раздертыбание серийного произ.
додстда ддигателя) Интенариая разработка конструкции 1саздание о 'Майлз мытньм обрззцоа) и ь 3 в н чь а а )О д) Время, лет Рис. 46. Полный цикл и стадии создания двигателя в соответсгани с атанио-временнйй методологией На стадии исследовательских разработок проводятся поисковые рабо~ы по оценке применимости новых технических решений, одновременно с которыми экспериментально исследуются отдельные детали и узлы будущих ГТД.
Продолжительность этой стадии — приблизительно 4,5 года. На стадии перспективных разработок проводятся прикладные исследования н опытно-конструкторские работы по обосиованинз 6)з широкофюзеляжных самолетов большой дальности полета, ДТРДФ Р100 и Р401 для истребителей различного назначения и др.
Фирма «Роллс-Ройс» разработала демонстрационный двигатель КВ.207, на основе которого было создано семейство ДТРД КВ.211 для пассажирских самолетов. Эта же фирма разработала и демонстрационный двигатель с высокотемпературным газогенератором (7'„" =1800 К). Работы, направленные иа создание перспективных газогенераторов, демонстрационных и на их базе серийных двигателей, продолжаются, причем основные усилия двигателестроительных фирм направлены на увеличение термодинамической эффективности и уменьшение размеров новых ГТД.
Признается также целесообразным включать в программы работ по газогенераторам их испытания в комбинации с другими элементами силовой установки, в частности исследования влияния на характеристики силовой установки взаимодействия потоков воздуха, входящего в двигатель и обтекающего прилегающие к силовой установке части самолета. В конце 70-х годов в США была также предложена этапно-временная методология создания надежных двигателей военного назначения [50), в соответствии с которой полный цикл разработки авиационных ГТД состоит из грех основных стадий (рис.
46). применимости новых технических решений. На этой стадии разра. батывается перспективный газогенератор и проводятся его стендовые испытания, создается и испытывается демонстрационный двигатель, осуществляется компоновка всех подсистем будущего двигателя. Продолжительность этой стадии — около 5,5 лет. На заключительной стадии инженерной разработки проводятся проектирование, создание и доводка полноразмерного двигателя.
При этом выполняется комплекс доводочных работ и специальных испытаний двигателя в стендовых и полетных условиях. Завершается эта стадия квалификационными испытаниями и получением разрешения на серийное производство авиационного ГТД. Продолжительность этой стадии — приблизительно 4,5 года. Деиствие методологии не прекращается и при серийном производстве. С этой целью несколько двигателей должны эксплуатироваться по ускоренной программе, предусматривающей повышенную по сравнению с установленным ресурсом наработку.
Это позволяет выявить и устранить возможные неисправности в выпущенных двигателях на ранней стадии их эксплуатации. Следует учитывать, что процесс создания современного двигателя с перспективными данными более длительный, чем процесс создания планера самолета. Обычно на создание и доводку перспективного двигателя для истребителя необходимо !2 — 14 лет и 1 млн. ч наработки, а планера — 4 — 6 лет. В 60-е годы в США приступали к разработке двигателя и планера одновременно. Вследствие этого двигатель при запуске в производство требовал еще длительной эксплуатационной доводки для устранения многочисленных дефектов, выявленных в период его начальной эксплуатации. В конце 70-х годов восемь основных американских серийных авиадвигателей для военной авиации (ТРЗО, Р100, ТР41 и др.) проходили доводку, на которую только к 1979 г.
было израсходовано 676 млн. долл, а в течение последующих пяти лет будет израсходовано еще 1200 млн. долл. Например, на разработку (научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы) по ДТРД ТР41 было израсходовано 50 млн. долл., а на эксплуатационную доводку уже израсходовано 354 млн. долл. Так называемый «новый подход» к проектированию авиационных ГТД применяется и при создании турбовальных двигателей. В частности, при создании турбовальиого ГТД Т700 фирма «Дженерал электрик» осуществила программу по демонстрационному двигателю ПР12, которая была начата в 1967 г. В 1971 г.
было получено экспериментальное подтверждение расчетных данных. Демонстрационный двигатель должен был показать возможность достижения мощности на валу силовой турбины приблизительно 1120 кВт при удельном расходе топлива около 0,31 кг/(кВт ч), (на 20 — 30»7» меньше, чем у серийных турбовальных ГТД) и снижения удельной массы двигателя приблизительно на 40»7» по сравнению с серийными двигателями, а также упрощения технического обслуживания, повышения надежности, уменьшения уязвимости и т.
д. (29). 86 В результате испытаний двигателя и его основных узлов была доказана возможность создания надежной силовой установки с заданными характеристиками, после чего в 1972 г. была начата разработка турбовального ГТД Т700 для боевого вертолета. В 1976 г. двигатель Т?00 прошел квалификациокные испытания и поступил в серийное производство. При проектировании конкретного двигателя организация-заказчик передает двигателестроительной организации необходимые основные характеристики самолета, на который предполагается установить проектируемый двигатель. Обычно к таким характеристикам относятся полная взлетная масса самолета, профили полета (дальность, скорость, высота и время), доли объема и массы самолета, представляемые для двигателя и топлива, гидравлические потери во входном и выходном каналах силовой установки, отбираемые от двигателя мощности, расходы воздуха и другие данные.
Кроме того, предъявляется ряд требований по техническому обслуживанию, надежности, ресурсу и т. д. На основании этих обобщенных характеристик выполняется эскизный проект двигателя, который после одобрения заказчиком разрабатывается детально по специально составленным тактико-техническим требованиям. Примером требований, в частности, к двигателю самолета- истребителя могут служить требования, выдвинутые французскими специалистами. Для двигателя такого самолета 70-х годов считались необходимыми большая лобовая тяга и низкая удельная масса двигателя, простота конструкции, обусловливающая конструктивную прочность, малая стоимость производства двигателя, легкость технического обслуживания, гибкость применения. На основании подобных требований были выбраны параметры и разработана конструкция конкретного двигателя ДТРДФ М.53.
Примером выбора оптимальных параметров ДТРДФ для истребителя может служить работа, выполненная по двигателю цВ.!99 европейского многоцелевого боевого самолета «Торнадо». Для двигателя были выдвинуты следующие основные требования: — максимальная тяга с включенной форсажной камерой при малой продолжительности полета (боевой режим) для укороченного взлета самолета, для полета на высокой сверхзвуковой скорости на больших высотах и для высокой маневренности на больших и малых высотах; — максимальная тяга с включенной форсажной камерой при средней продолжительности полета (максимальный форсированный режим) для быстрого набора высоты и разгона; — высокая бесфорсажная тяга при большой продолжительности полета (максимальный режим) для действий на небольших высотах; — низкий расход топлива при болыпой продолжительности полета (пониженный режим) для длительного полета на малых высотах с дозаправкой топлива.
Этим требованиям наилучшим образом удовлетворяет двух- контуРный двигатель с малой степенью двухконтурности, для которогг» необходимо было выбрать следующие параметры, определяющие цикл двигателя: коэффициенты полезного действия узлов; температуру газа перед турбиной и температуру газа в форсажной камере; степень повышения давления; расход воздуха, определяющий лобовую площадь двигателя; степень двухконтурности, Коэффициенты полезного действия узлов двигателя должны были находиться на уровне перспективных значений, чему способствовнло обобщение опыта, накопленного фирмами, создававшими этот двигатель а. Для двигателя была выбрана достаточно высокая темпеРатура газа перед турбиной (около 1550 К), а температура газа тз форсажной камере )" была принята близкой к значениям вреде,пьной температуры сгорания керосиновых топлив.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
