Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 30
Текст из файла (страница 30)
Камера сгорания двигателя — кольцевая, противоточная, с пневматическими форсунками, имеет высокую полноту сгорания в расчетной точке работы двигателя. Камера обеспечивает низкий уровень выделения загрязняющих веществ, работая на обеднен- ной топливовоздушной смеси в первичной зоне. Так же как и некоторые другие узлы двигателя, камера сгорания была разра- ботана на базе хорошо зарекомендовавшей себя в эксплуатации камеры ТВД ТРЕ331.
В двигателе применены одноступенчазая охлаждаемая тур- бина компрессора и трехступенчатая неохлаждаемая турбина вентилятора, между которыми расположен достаточно широкий днффузорный переходный канал. В целом конструкция двигателя ТГЕ731 отличается большой компактностью, Для различных вариантов применения двигателя разработано несколько конструкций реверсивного устройства. Например, ре- версивное устройство на самолете «Фолкон» 50 обеспечивает ре- версирование 40то максимальной тяги двигателя (рис 78).
Силовые установки различных самолетов с ДТРД ТГЕ731 удовлетворяют нормам по уровню шума, что было достигнуто ис- пользованием вентилятора без ВНА, выбором оптимального соот- ношения числа рабочих и направляющих лопаток вентилятора и увеличенного расстояния между ними, а также специальной аку- стической обработкой корпуса вентилятора над рабочими ло- патками. Конструкция двигателя ТГЕ731 позволяет заменять все его блоки в процессе эксплуатации по мере необходимости. Кроме того, во время технического обслуживания двигателя возможна замена различных крупных и мелких узлов (топливного насоса, воздушно-масляного теплообменника, блока зажигания, свечей зажигания, датчиков, форсунок и т д ), Для двигателя ТГЕ731-3 интервал между осмотрами всех бло- ков составлял в середине 1978 г. 500 ч По мере накопления опыта эксплуатации планируется выполнять регламентный осмотр через 1500 ч для турбины и через 3000 ч — для вентилятора и редук- 152 тора, С момента ввода в эксплуатацию ДТРД ТГЕ731 в них внесен ряд улучшений, причем установка усовершенствованных элементов в ранее изготовленные двигатели может быть выполнена в процессе эксплуатации.
А-А А„ Рвс. 78. Компоновка ДТРД ТЕЕ781-3 с реверсивным устрой- ством на самолете «Фолкоп» 50 ! — створки устройства в нерабочем положении, т — створки устрой ссва в рабочем положении Двигатели семейства ТГЕ731 производятся серийно, К концу 1980 г.
было изготовлено более 2400 этих двигателей для 850 самолетов пятнадцати различных типов. Темп производства составлял 60 двигателей в месяц. Фирма планирует довести их производство до 70 двигателей в месяц Общая наработка двигателей превышает 2,4 млн ч После 1983 г. планируется ввод в эксплуатацию разрабатываемой в настоящее время модификации ТРЕ731-5 со взлетной тягой 17,8 кН. Кроме новых ДТРД на пассажирских и грузовых гражданских самолетах продолжают применяться ранее созданные двигатели: ДТРД средней тяги, в частности различные модификации двигателей 3Т30, 3Т8Р и «Конуэй»; ТРД и ДТРД малой тяги С3610, «Вайнер», СЕ700 и др.; ТВД ТРЕ331, 1ТР101, РТ6А и др Сведения об этих двигателях широко публиковались ранее в отечественной и иностранной печати, поэтому повторять их нецелесообразно.
Глава Ч ОПЫТНЫЕ И ПРОЕКТИРУЕМЫЕ АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Двигатели военных самолетов. Принятие на вооружение ~ новых и модернизация существующих самолетов осуществляется одновременно с созданием новых и более совершенных модификаций серийных двигателей. В частности, ведутся интенсивные работы по созданию истребителей «Мираж» 2000 и «Мираж» 4000 (Франция), штурмовиков Г-18 и Ъ'-5290, экспортного варианта легкого истребителя Г-16 (США), подготовлен к серийному производству стратегический бомбардировщик В-1 и разрабатываются тактико-технические требования на новый бомбардировщик (США), создается новый тренировочный самолет ЧТХ (США) н др Авиадвигателестроительные фирмы разрабатывают для ннх новые образцы авиационных ГТД, Для двухдвнгательного штурмовика ВМС США Г-18 «Хонит» фирмой «Дженерал электрик» создается ДТРДФ Г404-СЕ-400.
Двигатель Г404 разработан на основе демонстрационного ДТРДФ с малой степенью двухконтурности У)101 прн 10'/» увеличении габаритных размеров и с использованием наиболее совершенных технических решений„заложенных в конструкцию ДТРДФ Г101, ДТРД СГ6 и перспективного газогенератора АТЕОО этой фирмы (см. рис. 45).
Двигатель Г404 является двухконтурным двухвальным двига- телем блочной конструкции с форсажной камерой. На взлетном режиме с форсажем двигатель развивает тягу 71,2 кН, без форсажа — до 47,1 кН, имеет «,", =25 и Т„'=1600 К при гп=0,34, Удельная масса двигателя — 0,0!27 кг/Н. Т)ри проектировании ДТРДФ Г404 должны были быть выпол- нены требования, предусматривающие низкую стоимость произ- водства двигателя, простоту и блочность конструкции, способст- вующие низким расходам на эксплуатацию. двигатель Г404 характеризуется достаточно высоким уровнем термодинамического совершенства, в частности высокими значе- ниями температуры газа перед турбиной и степени повышения давления, что типично для новейших двигателей.
Отличительны- ми особенностями ДТРДФ Г404 являются очень небольшая сте- пень двухконтурности и малое число ступеней турбокомпрессор- ной группы. 154 Двигатель имеет трехступенчатый вентилятор с ВНА, у которого применены поворотные лопатки и семиступенчатый компрессор с поворотными направляющими аппаратами первых трех ступеней. Компактная камера сгорания двигателя — кольцевого типа с пленочным охлаждением стенок жаровой трубы. Турбины компрессора и вентилятора — охлаждаемые, причем в турбине компрессора применено интенсивное конвективпо-пленочное охлаждение со струйным натеканием в сопловых и рабочих лопатках. Форсажная камера имеет смеситель воздушного и газового потоков, по-видимому, лепесткового типа.
Реактивное сопло двигателя — сверхзвуковое, регулируемое, многостворчатое, охлаждается воздухом, отбираемым от вентилятора для форсажной камеры. Двигатель имеет три опорных узла и четыре подшипника. На двигателе Г404 осуществлен новый подход к размещению вспомогательных агрегатов, при котором в фюзечяж самолета вынесены взаимозаменяемые блоки приводов агрегатов, что позволяет уменьшить число подсоединений к двигателю и тем самым повысить боевую живучесть силовой установки )11]. Сравнение ДТРДФ Г404 с ТРДФ 379 (рис. 79), созданным ранее той же фирмой, показывает, что при близких тягах новый двигатель имеет более чем в 1,7 раза меньшую удельную массу.
Двигатель Г404 намного проще своего предшественника в основном благодаря меньшему компрессору с ббльшим КПД: и"„= — 25 достигается в 10 ступенях, тогда как и„"=13,5 в двигателе 379 достигается в 17 ступенях. Общее число деталей в двигателе Г404 равно !4 300, что приблизительно иа ЗЗэ/з меньше, чем в двигателе 379, кроме того, длина нового двигателя меннше на 25е7з. Как уже отмечалось, двигатель Г404 был создан на базе демонстрационного ДТРДФ И101 с очень малой степенью двухконтурности (гп=0,2), который предназначался для легкого двух- двигательного истребителя, проигравшего конкурс.
При разработке двигателя У3101 предполагалось создать перспективный двигатель, который должен был иметь простую конструкцию, низкую стоимость в течение всего периода производства и эксплуатации, перспективы снижения стоимости узлов и двигателя в целом, а также допускать максимальное использование прогрессивной технологии, успешно освоенной при выполнении других программ фирмы. При выборе типа двигателя для легкого истребителя учитывалось, что такой самолет должен быстро взлетать, разгоняться до высоких скоростей, набирать большую высоту, совершать полеты с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, маневрировать в соответствии с требованиями воздушного боя, который развивается на высотах около 3000 и при скоростях полета, соответствуюгдих числу М„=0,9.
В соответствии с этим решено было разработать двигатель, развивающий максимальную нефорсирован- 455 о а д Р о О й» а о о Й И о 3 Ы х о 166 ную тягу во время боя и максимальную форсированную тягу при маневрировании [55~, Указанным требованиям наилучшим образом удовлетворяет ДТРДФ с очень малой степенью двухконтурности, который имеет небольшое преимугцество перед ТРД по удельному расходу топдива, а перед ТРДФ по возможности простого решения проблемы охлаждения стенок форсажной камеры и реактивного сопла. Бесфорсажный ДТРД не может обеспечить приемлемый разгон до околозвуковой скорости, потребную скороподъемность, а также тягу при маневрировании и ведении боя.
Из конструктивных особенностей двигателя У1101, который имеет такую же схему, число ступеней вентилятора, компрессора и турбин, как ДТРДФ Г404, а также близкие основные термодинамические параметры, отмечаются: — высокая окружная скорость рабочих лопаток нентилятора, позволившая уменьшить число его ступеней; — рациональная конструкция корпуса наружного контура, позволяющая обойтись без дополнительного охлаждения отсека двигателя и применения могдиой теплоизоляции между двигателем н самолетом; — компактность малодымной камеры сгорания, разработанной с учетом опыта проектирования, доводки и эксплуатации камеры сгорания ДТРД СГ6; — подобие системы охлаждения турбины двигателя системе двигателя Г101; — сравнительная простота форсажной камеры и регулируемого реактивного сопла.
Отмечается также, что ДТРДФ УЛ!01 — единственный в США двухконтурный двигатель с приводом вентилятора от одноступенчатой турбины, в результате чего ценой некоторого ухудшения эффективности турбпны был получен выигрыш в массе исключением одной нли нескольких ступеней турбины вентилятора. Двигатель УПО! успешно проходил стендовые и летные испытания, при которых, в частности, отмечалась высокая газодинамическая устойчивость его компрессора. Максимальные параметры, достигнутые при испытаниях на опытном самолете УГ-17, составили: Н= 15,2 км и М, =2,05. Использование полученных данных значительно ускорило разработку ДТРДФ Г404 н облегчает его доводку.
Испытания двигателя Г404 начались в 1977 г., а в конце 1979 г. он поступил в серийное производство. Первый полет самолета Г-18 «Хонит» состоялся в конце 1978 г. Двигатель Г404 является первым двигателем ВМС США, который должен пройтн дополнительное испытание на надежность до ввода его в эксплуатацию. Хотя предполетное 60-часовое и военное квалификационное 150-часовое испытания остаются, условия последнего ужесточаются: 52% времени из 150 ч двигатель должен работать при максимальной температуре газа на входе в турбину, что почти в два раза превышает нормы, Затем 157 последуют иены~анна на малоцикловую усталость в течение 1300 ч и ресурсные испытания с имитацией режимов полета в течение 2250 ч, состоящие из многократного повторения наиболее трудных участков полетного цикла. Дополнительно будет проведено ускоренное эксплуатационное испытание первых серийных двигателей.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
