Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 23
Текст из файла (страница 23)
Двигатель «Адур» (рнс. 63) является двухвальным ДТРД или ДТРДФ блочной конструкции с передним расположением вен. тилятора. Двигатель спроектирован, исходя из требований простоты конструкции и относительно низкой стоимости, в связи с чем для него выбраны невысокие значения п„в и 7„", что предопределило малое число ступеней турбокомпрессора. Существует несколько модификаций двигателя, отличающихся схемой (ДТРДФ или ДТРД) и основными параметрами.
Модификация двигателя «Адур» ЯТ.172-26М1с 804 развивает на взлетном режиме с форсажем тягу 35,6 кН, без форсажа — 23,4 кН и имеет и„' =11 и Т„'=1427 К при т=0,8, Вентилятор двигателя «Адур» двухступенчатый, без ВНА, приводимый одноступенчатой турбиной вентилятора.
Ротор и рабочие лопатки первой ступени выполнены из титанового сплава, а второй ступени — из алюминиевого сплава. Вентилятор рассчитан на обеспечение стойкости против ударов при попадании посторонних предметов. Компрессор двигателя — пятиступенчатый, нерегулируемый, приводится одноступенчатой охлаждаемой турбиной компрессора и выполнен в основном из титановых сплавов. Вентилятор и компрессор могут работать при значительном искажении потока воздуха на входе, что очень важно для маневренных военных самолетов. Камера сгорания — кольцевая, небольшой длины, с восемнадцатью топливными форсунками н двумя дополнительными форсунками для запуска. Перед форсажной камерой потоки газа и воздуха частично смешиваются, после чего проходят через диффузор, предназначенный для придания потоку скорости, обеспечивающей эффективное горение в форса>кной камере на всех режимах полета.
Форсажная камера двигателя «Адур» подобна форсажной камере ДТРДФ «Спей» и обеспечивает регулирование тяги в широком диапазоне. Примененная на двигателе система форсирования допускает розжиг форсажной камеры не только на максимальном нефорснрованном режиме, как обычно, но и при работе двигателя на дроссельном режиме. Это позволяет без скачков увеличивать форсажную тягу двигателя. Применение такой системы в модификации «Адур» Мк.102 обеспечило возможность плавного изменения тяги двигателя на форсаже в пределах от 40 до 1307» тяги на нефорсированных режимах. Регулируемое реактивное сопло ДТРДФ «Адур» имеет шестнадцать створок, восемь из которых являются ведущими, а другие — уплотняющими. Соотношение между расходом топлива и площадью реактивного сопла устанавливается антоматически посредством совместного управления давлением воздуха перед компрессором, давлением воздуха за компрессором и давлением выхлопных газов.
Двигатель «Адур» серийно выпускается с 1970 г. Наработка двигателей, установленных более чем на 400 самолетах пяти стран, превысила в 1980 г. 1 млн. ч. Только истребителей-бомбардировщиков «Ягуар» с двигателямн «Адур» заказано более 425. ДТРД «Ларзак» 04, применяемый на двухдвигательных самолетах тактической поддержки и на тренировочных самолетах «Альфа Джет», выпускается серийно с 1977 г. К конку 1980 г. было изготовлено около 600 этих двигателей из 1000 заказанных. Двигатель «Ларзак» 04 развивает на взлетном режиме тягу 13,2 кН прн удельном расходе топлива 0,07! кгДН ° ч) при я"„= =10,7, Т„' =1400 К и ш=1,13 (см.
рис. 1!). Удельная масса двигателя — 0,0219 кг!Н. Уровни шума двигателя ниже международных норм для легких самолетов. !20 ДТРД «Ларзак» 04 является современным двухвальиым двигателем малой тяги и характеризуется малым числом ступеней турбовснтилятора и турбокомпрессора. Двухступенчатый вентилятор приводится одноступенчагой турбиной вентилятора, четырех- ступенчатый компрессор высокого давления приводится одноступенчатой охлаждаемой турбиной компрессора. Кольцевая камера сгорания с испарительными форсунками обеспечивает низкий уровень выделения дыма и загрязняющих веществ. Двигатель имеет систему уравновешивания осевых сил с наддувом передней полости ротора компрессора и сложной разветвленной системой охлаждения турбины. Он имеет высокоиапорный вентилятор (я,„=2,2) с длинными рабочими лопатками без антивибрационных полок, но с шарнирными замками крепления. В двигателе пряменены минимизация радиального зазора в турбиие высокого давления на различных режимах эксплуатации с помощью регулируемого обдува воздухом корпуса турбины и ряд других оригинальных конструктивных решения.
Двигатель блочной конструкции, состоит из восьми блоков, что позволяет обслуживать его по техническому состоянию. В настоящее время периодические технические осмотры проводятся через 600 ч с последующим увеличением времени между осмотрами. К 1985 г. планируется довести межремоитный ресурс до 1200 ч.
Доводка ДТРД «Ларзак» 04, продолжающаяся в процессе начавшейся эксплуатации, всдется в направлениях лучшего согласования самолста и двигателя, устранения выявленных дефектов и повышения ресурса. В частности, наблюдались нагрев хвостовой части самолета от реактивных струй двигателей (несмотря на сильно удлиненные выхлопные трубы внутреннего и наружного контуров), вращающийся срыв потока в компрессоре, неполадки в работе маслосистемы, недостаточная приемистость и др. Разрабатываются и более мощные варианты двигателя «Ларзак» (ДТРД и ДТРДФ), например «Ларзак» ВЗ/СЗ, со взлетной тягой 17,8 кН, предлагаемые для использования на различных военных и гражданских самолетах. Для тяжелого военно-транспортного самолета С-5А фирмой «Дженерал электрик» был разработан мощный ДТРД ТГЗ9.
Двигатель создан на базе газогенератора ОЕ1 (см. рис. 45), история его создания рассмотрена в гл. П1. Позднее на основе конструкции ДТРД ТГЗ9 был разработан и гражданский двигатель СГ6 (рис. 64). Двигатель развивает на зачетном режиме тягу 182,8 кН и имеет на крейсерском режиме полета (Н=10,9 км и М,=0,8) удельный расход топлива 0,0593 кг/(Н ° ч) при тяге 36,7 кН. Удельная масса двигателя у„=0,0177 кг/Н. Двигатель выполнен по схеме с раздельным истечением потоков из контуров и имеет короткий канал внешнего контура. Основное требование, предъявленное ВВС США к двигателю ТР39, заключалось в обеспечении максимальной эффективности 121 6 о о о о е о.
о о. с З о о СЪ ФО СЭ о о о о о Й 'о о о о М ! !22 Р [ (.7,» о1 К о о ь О о Е ~~ оа 3" 'Э М со В' ,о о о и' З д. о М ! двигателя при использовании его на военно-транспортном самолете большой дальности полета. Было установлено, что это должен быть ДТРД большой тяги, состоящий нз мощного газогенератора и вентилятора с высоким КПД и большим расходом воздуха. Двигатель проектировался по двухвальной схеме.
Из условия дости»кения оптимального соотношения скоростей истечения нз контуров на крейсерском режиме полета была выбрана в первом приближении степень повышения давления в вентиляторе, что позволило определить расход воздуха и размеры двигателя. Исходя из конкретных требований, предъявленных к самолету С-5А, был найден компромисс между удельным расходом топлива, массой двигателя и сопротивлением мотогондолы для получения оптимального соотношения между суммарной степенью повыц)ения давления, температурой газа перед турбиной и степенью двухконтурности. Для двигателя были выбраны я"„„=1,55 и гп=8, Температура газа определялась с учетом применения охлаждаемой турбины газогенератора, использующей проверенную систему охлаждения, и неохлаждаемой турбины вентилятора.
Учитывая этн соображения и зависимость дальности полета от степени повышения давления в компрессоре газогенератора я", „ „ оптимальная температура Т"„ на крейсерском режиме полета была определена примерно равной 1365 К (при Т; = 1530 К на взлегном режиме). Оптимальная по дальности и," „, превышает 20, однако для двигателя была выбрана я„'», =17, так как это значение, по данным фирмы, является наиболее выгодным для одновального компрессора с поворотными направляющими аппаратами.
Вентилятор ДТРД ТГ39 выполнен «полутораступенчатым», состоящим из передней «половинной» и последующей полной ступеней. Около половины расхода воздуха проходит через внутреннюю двухступенчатую часть вентилятора, другая половина— через внешнюю одноступенчатую часть. Это обеспечивает практически одинаковую по радиусу лопатки степень повышения давления вентилятора и позволяет получить его минимальный диаметр н небольшую массу. Относительный диаметр втулки на входе в вентилятор очень мал и составляет 0,26 вместо обычных в авиационных вентиляторах значений, равных 0,35 — 0,4.
«Половинная» ступень вентилятора не имеет входного направляющего аппарата, и ее рабочее колесо установлено копсольно. ВНА полной ступени закреплен в корпусе внешними концами лопаток. К внутренним концам лопаток ВНА прикреплено кольцо, разделяющее воздушный поток между ступенями вентилятора Рабочие лопатки полной ступени имеют длину почти 900 мм н снабжены антивибрационными полками, играющими также роль вращающегося разделителя потока. Для облегчения рабочие лопатки выполнены полыми из титана. Компрессор двигателя имеет шестнадцать ступеней и смоделирован по компрессору газогенератора ОЕ1 линейным увеличс- 123 нием в 1,46 раза и добавлением двух последних ступеней. Для обеспечения устойчивой работы на различных режимах эксплуатацнн компрессор имеет поворотные направляющие лопатки у первых семи ступеней, которые регулируются гидравлической системой, использующей топливо.
Для самолетных нужд осуществляется отбор сжатого воздуха через отверстия у корня направляющих лопаток восьмой ступени. Камера сгорания двигателя кольцевого типа имеет внутреннее пленочное и внешнее конвективное охлаждение. Для получения расчетного поля тсмператур на выходе из камеры применены высокоэффективный днффузор за компрессором и относительно большое число (тридцать) топливных форсунок. На дннгателе используется бездымная камера сгорания, которая выделяет меньшую энергию излучения, чем другие камеры, что уменьшает температуру стенок и, следовательно, увеличивает ресурс жаровой трубы.
Дымлснне снижается благодаря применению завихрителя головки камеры, пропускающего в зону горения большое количество воздуха и обеспечивающего тем самым обеднение топливовоздушпой смеси. Турбина компрессора имеет две ступени, причем из-за высокой температуры газа применены охлаждаемые сопловые и рабочие лопатки обеих ступеней. Для достижения требуемых работоспособности и ресурса используется сочетание пленочного и конвективного охлажденвя, что позволяет получить невысокую температуру материала лопаток (около 1070 К), несмотря на высокую Т„".
Конструктивные схемы сопловых и рабочих лопаток ДТРД СГ6-50А, подобных лопаткам двигателя ТГ39, и описание процесса охлаждения приведено ранее (см. гл. П и рис. 27, 32), Турбина вентилятора имеет шссть ступеней, что объясняется малым по отношению к приводимому ею вентилятору диаметром, большой мощностью и высоким КПД. Для увеличения окружной скорости турбины средний диаметр ее увеличен по сравнению со средним диаметром турбины высокого давления с помощью специального диффузорного переходного канала.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
