Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 17
Текст из файла (страница 17)
Потребность в низком удельном расходе топлива при полете на крейсерском режиме предопределяет выбор высокой степени повыптения давления двигателя, так как с увеличением г",и значение Схл уменьшается. Однако при выборе степени повышения давления следует учитывать возможности системы охлаждения, работ нюшей на сжатом и подогретом в компрессоре воздухе. Увеличение и„и скорости полета сопровождается уменьшением хладоресурса воздуха и как следствие этого утяжелением и усложнениеьт конструкции компрессора и турбины газогенератора.
расход воздуха и, следовательно, диаметр двигателя определяются тягой в условиях сверхзвукового полета, так как темпе- а урв газа в форсажной камере и перепад давления в реактивном сопле близки к предельным для современных ДТРДФ. Таким образом, все параметры цикла двигателя, за исключестепени двухконтурности, выбраны по термогазодинамичеи„соображениям с учетом конструктивных и технологических о~ ранмчений.
Степень двухконтур ности двигателя назначалась из условна обеспечениЯ некотоРого избытка тЯги на основных пЯти режньтах полета и была принята равной приблизительно единице. П „этом учитывалось, что двигатель, имеющий более низкую пень двухконтурности, мог бы хорошо работать на дроссельном режиме при полете на малой высоте, но с высоким расходом оплива, что сократило бы радиус действия самолета.
Двигатель с большой степенью двухкоптурности имеет больший диаметр, в результате чего фюзеляж планера и воздухозаборник получаются громоздкими, что ведет к увеличению лобового сопротивления и уменьшению радиуса действия самолета. . Лггл ю~ю,~, „„, „„ью, „т,р г згь (В лииибритаиия), МТБ (ФРГ) и «Фиат» (Италия). Рис. 47. Сравнение удельного расхода топлива ДТРДФ кВ.199 и ДТРДФ с лт=ОДй ври полете на высокой скоро. сти у земли: à — эона рабаты с включенной аэарсажнсй камерой; 2 — зона работы с выключенной бэарсажнсй камерой; Э вЂ” пер«пектнвный дннгатель со степенью двухконтурностн тп-0,25; Š— двнгатель ЙВ!99; а — исходные значения Н н С 89 Следует отметить, что очень вцсокйя температура в форсажной камере приводит к необходимости хорошей теплоизоляции камеры от конструкции планера, что обеспечивается потоком воздуха внешнего контура. Этот воздух затем может смешиваться с потоком газа внутреннего контура и участвовать в рабочем процессе двигателя.
Для теплоизоляции требуется примерно 25о расхода воздуха через внутренний контур, т. е. степень двухконтурности такого двигателя могла бы составить около 0,25. Сравнение удельных расходов топлива ДТРДФ с я=1 и двигателя с т=0,25 показывает, что двигатель с малой степенью двухконтурпости развивает такую же максимальную форсированную тягу, как и ДТРДФ с и=1, но имеет недостаточную взлетную тягу н, кроме того, не может обеспечить уд С двпк самолету достаточной маневренности.
2 у Ф При равных габаритах двигатель с я=0,25 имеет на 109/о больший рас- 2Д ккр ход топлива на крейсерском режиме полета. Кроме того, если габариты такого двигателя увеличить, чтобы йэ обеспечить одинаковую с ДТРДФ с 5 Я я=1 тягу для восстановления маневренных качеств самолета, его удельный расход топлива примерно на 25979 превысит С„, двухконтурного двигателя с большей степенью двухконтурностп. На рис. 47 приведены удельные расходы топлива сравниваемых двигателей для режима полета с высокой скоростью у земли. Для гражданской авиации в недавнем прошлом выдвигались требования, заключающиеся в увеличении крейсерской скорости полета, снижении массы самолета при сохранении заданных нагрузки и дальности, что обеспечивало минимум прямых эксплуатационных расходов.
На основании этих требований к самолету разрабатывались и требования к двигателю. В последние годы в связи с энергетическим кризисом на Западе основным условием, предъявляемым к новым двигателям для самолетов гражданской авиации, является необходимость ' достижения низкого удельного расхода топлива. Это необходимо для того, чтобы существенно уменьшить потребление топлива за полет и обеспечить прибыльность новых самолетов в условиях продолжающегося роста цен на топливо. В середине 60-х годов возникла проблема уменьшения шума двигателя, а с начала 70-х годов резко снизились допустимые уровни дымления и выделения авиационными двигателями загрязняющих веществ, появились национальные и международные нормы допустимого вредного влияния на окружающую среду, необходимость удовлетворения которых выдвинула дополнительные требования к силовым установкам для самолетов гражданской авиации. Усилия специалистов направлены не только на создание новых, более экономичных двигателей для гражданской авиации, но и на совершенствование эксплуатируемых авиационных двигателей в направлении экономии топлива.
Экономия топлива может быть достигнута улучшением характеристик двигателей (совершенствованием параметров рабочего процесса, повышением КПД узлов и уменьшением потерь) и сохранением начальных характеристик по возможности неизменными в процессе эксплуатации. Вследствие этого программа по совершенствованию двигателя обычно состоит из двух разделов: улучшения характеристик н диагностирования двигателя.
По первому разделу программы проводится разработка мероприятий по повышению КПД узлов и совершенствованию конструкции серийных двигателей в целях создания новых, более экономичных модификаций этих двигателей. При этом предполагается, что предложенные усовершенствования можно будет внедрить в конструкцию двигателей, находящихся в эксплуатации. По второму разделу проводится выявление причин ухудшения тягово-экономических характеристик двигателей в процессе эксплуатации, что необходимо для изменения конструкции и совершенствования методов эксплуатации н технического обслуживания двигателей. Для этого производится диагностирование двигателей: — сбором полетной и наземной информации о тенденции изменения параметров двигателя; — пополнением новыми данными по результатам испытаний; — оценкой причин первоначального быстрого и последующего медленного ухудшения характеристик; — определением степени влияния износа или состояния отдельных деталей на характеристики узлов; — установлением тенденций отклонений на основе статистических данных; — разработкой расчетных и конструкторских методов проектирования с учетом влияния методов обслуживания на ухудшение удельного расхода топлива.
На основании работ по обоим этапам выдаются рекомендации по совершенствованию эксплуатируемых и создаваемых двигателей для повышения эффективности использования топлива на са. малетах. Глава 1Ч ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ СЕРИИНЫХ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ Двигатели военных самолетов и вертолетов. США и другие страны НАТО непрерывно совершенствуют самолетный и вертолетный парк как путем принятия на вооружение новых летательных аппаратов, так и модернизацией существующих самолетов и вертолетов. В последние годы поступили на вооружение новые варианты сверхзвуковых бомбардировщиков ГВ-111 (США) и «Мираж» (Франция). Для системы противолодочной обороны создан самолет 5-ЗА (США). На смену эксплуатируемым самолетам тактической авиации пришли новые истребители Г-14А, Г-15 и Г-16 (США), «Мираж» Г.1 (Франция) и ЗА.37 (Швеция).
Европейские страны НАТО разработалн многоцелевой боевой самолет «Торнадо». Для непосредственной поддержки наземных войск применяются самолеты А-10А (США), новый европейский самолет «Альфа Джет» и модифицированный вариант англо-французского самолета «Ягуар». На вооружении Англии, США н Испании состоят палубные истребители-бомбардировщики ВВП «Харриер» (АЪ'-8). Продолжается совершенствование самолетов береговой охраны, патрульной службы, разведывательных, связных и других боевых самолетов различного назначения.
Проводится модернизация самолетного парка военно-транспортной авиации. Для авиации ПВО созданы самолеты системы АКАСБ*, являющиеся летающими оперативными командными пунктами. На вооружение США приняты новые боевые вертолеты 1)Н-60 и АН-64, в Великобритании разработан боевой вертолет %О.13, во Франции разработаны новые варианты боевого вертолета БА.360, в ФРà — вертолет РАН-1 и т. д.
Кроме того, на вооружении стран НАТО и других стран мира находится большое количество ранее созданных самолетов и вертолетов. На серийных военных самолетах и вертолетах используются все типы авиационных газотурбинных двягателей: ТРД, ТРДФ, ДТРД, ДТРДФ, ТВД и турбовальные ГТД, однако на новых самолетах применяются в основном ДТРД и ДТРДФ.
Вместе с тем р д т р тРЛ тРдФ [371 ' АтЧАС3 — система иротивосамолетаой обороны. а1 В частности, ТРДФ широко используются иа сверхзвуковых воен. ных самолетах (истребителях, истребителях-бомбардировщиках и некоторых других). Турбореактивный двигатель с форсажной камерой Л79 фирмы «Дженерал электрик» создан в конце 50-х годов, однако некоторые модификации его серийно производятся до настоящего вре. мени и используются в основном на различных вариантах широко распространенного двухдвигательного истребителя «Фантом» Г-4«. Несмотря на то что ТРДФ Л79 существует более 25 лет, достаточно перспективные параметры рабочего процесса, конструктивные решения, заложенные в двигатель, и постоянная мо.
дернизация сделали его массовым современным двигателем. За это время выпущено свыше 16600 этих двигателей и имеются новые заказы на их производство. Фирмой «Дженерал дайнемикс» изучается возможность установки модификации ТРДФ Л79-ОЕ-17Х с тягой 83,3 кН на экспортный вариант современного однодвигательного истребителя Г-16А вместо дорогостоящего и сложного ДТРДФ Г100.
Это позволит создать самолет с боевыми данными, свойственными истребителю Г-16, но при сниженной приблизительно на 1 млн, долл. стоимости такого самолета по сравнению с исходным ТРДФ Л79 был выбран для этой цели потому, что он дешевле других существующих двигателей (а их рассматривалось более 20), давно находится в серийном производстве и эксплуатации, что облегчает его матернально-техническое обеспечение и обслуживание.
Двигатель Л79 (рис. 48) является одновальным турбореактивным двигателем, развивающим (вариант Л79-ОЕ-17) на взлетном режиме с форсажем тягу 79,7 кН, без форсажа — 52,8 кН Он имеет высокую для однокаскадного компрессора степень повышения давления «« = 13,5 и температуру газа перед турбиной 7'„"=13!! К Удельная масса двигателя на форсаже те, 0,0219 кг/Н Оп имеет семнадцатиступенчатый осевой компрессор, у которого ВНА и направляющие аппараты первых шести ступеней поворотные Камера сгорания трубчато-кольцевого типа с десятью жаровыми трубами У трехступенчатой турбины сопловой аппарат первой ступени охлаждаемый. За форсажной камерой двигателя установлено сверхзвуковое регулируемое реактивное сопло эжекторного типа.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
