Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 32
Текст из файла (страница 32)
81. Схемы ДТРДФ РЮ!120 и ДТРДФ Р!ОО вентилятором с лопатками малого удлинения, одноступенчатой турбиной вентилятора и форсажной камерой упрощенной конструкции. Некоторые изменения будут внесены и в газогенератор, в частности в камеру сгорания и турбину компрессора.
Двигатель рассчитан на взлетную тягу 91,7 кН на форсаже и 594 кН без форсажа при и„"к=23, Т„'„„„=1648 К и п1=0,155. Удельная масса двигателя — 0,0141 кгг'Н. Температура газа, при которой будет работать большую часть полета новый двигатель, ниже, чем у Г100, что обеспечит ему повышенную надежность !17). Фирма «Пратт-Уитни» предполагает, что в течение следующих двадцати лет может потребоваться до 5000 двигателей Р%1120, первые из которых, по мнению специалистов этой фирмы, могут быть поставлены в 1985 г. Фирма «Гэрритт-Эрисерч», продолжая совершенствовать двигатели ТРЕ731, разрабатывает совместно с фирмой «Волво флюгмотор» на базе газогенераторной части своего серийного ДТРД двигатель ТРЕ731-1042 в вариантах ДТРД и ДТРДФ (рис.
82). Расчетное значение форсированной тяги двигателя равно 29,6 кН, удельная масса двигателя составляет 0,0153 кг/Н 14Ц, Новыми элементами в этом двигателе являются передний корпус, весь ка- * С 1981 г фирма «Пратт-Уитни» ввела новую систему обозначений для вновь создаваемых двигателей По втой системе обозначения двигателей состоят из букв Р%' и трех илн четырех цифр !три цифры — у двигателей канадского отделения фирмы, четыре — у двигателей основного, американского отделения). Первая цифра у двигателей для военной авиации — нечетная, у двигателей для гражданской авиации — четная Последчне две цифры обозначают тягу двигателя в тысячах фунтов или его мощность в сотнях лошадиных сил Вторая цифра в четырехзначных обозначениях указывает тиц самолета, для которого данный двигатель предназначен 1у двигателей канадского отделения для этого служит латинская буква, стоящая после третьей цифры).
нал внешнего контура и двухступенчатый вентилятор. Ожидается, что ТРЕ731-1042 буде~ иметь на 307з меньший расход топлива по сравнению с серийными двигателями таких размеров, а также более низкие уровни шума, дымления, инфракрасного излучения и повышенную первоначальную надежность. Кроме того, вдвое будет снижена стоимость материально-технического обеспечения этого двигателя. Двигатель предназначается для установки на новых тренировочных самолетах типа Ъ'ТХ, самолетах непосредственной поддержки следующего поколения, а также для возможного переоснащения существующих самолетов, в частности, имею- щих ТРД «Вайпер> Для сверхзвукового стратегического четырехдвигательного бомбардировщика ВВС США В-1 фирмой «Дженерал электрик» разработан ДТРДФ Г!О!. Двигатель Р101 создан на базе газогенератора ОЕ9 (см. рис.
45) и удовлетворяет дополнительным требованиям программы обеспечения прочности конструкции двигателя. Конструкция и параметры двигателя оптимизированы для продолжигельного полета самолета В-1 на небольшой высоте при высокой дозвуковой скорости (М«=0,9), а также для полета на высоте 15 — 16 км на скорости, соответствующей М =2 —;2,2. Двигатель Г101 (рис. 83) является двухконтурным двухвальным двигателем блочной конструкции с общей форсажной камерой для обоих контуров, На взлетном режиме с форсажем двигатель развивает тягу больше 133,4 кН, без форсажа — 75,5 кН и имеет и„', =27 н Т„'=1647 К при т=2,1. Удельная масса двига- теля Р101 составляет 0,0133 кг!Н !37), ДТРДФ Р101 характеризуется высоким уровнем термодинамического совершенства (в частности, 7„"=164? К является одной нз наиболее высоких температур, применяемых в двигателях военных самолетов), компактностью (и„"а =27 достигается в двух вентиляторных и девяти компрессорных ступенях), а также малой удельной массой, находящейся на уровне наиболее современных двигателей для истребительной авиации.
Двигатель Р101 имеет малое число ступеней вентилятора, компрессора и турбин, что объясняется увеличенной аэродинамической нагрузкой компрессорных и турбинных профилей и увеличенной окружной скоростью рабочих лопаток, Двигатель имеет двухступенчатый вентилятор с ВНА, у кото- рого задняя часть пера лопатки подвижная. На концах рабочих лопаток обеих ступеней расположены бандажные полки, что по- зволило получить профильную часть пера лопаток с умеренным удлинением н высокими аэродинамическими характеристиками, которые не ухудшаются, как прн расположении полок на промежуточном между корнем и периферией диаметре и, кроме того, лучше противостоят ударным нагрузкам, например прп попадании птиц в воздухозаборник. Внешняя часть переднего корпуса вентилятора и лопатки ВНЛ снабжены противообледенительной системой, работающей на воздухе, отбираемом от компрессора, 164 х ххо Э »Х»» о„ о»„ а"хх »»хх ,~урх С.
'СО о» 'ухс ах а О»Ф» о»~ Х у»»уа о" у»ха с с »» с»с Ф -х х»о„. »Оа а хх»» с~ ' с а»о о х о »»» „со» ох ОХ ФХ а хо о» с »охх,х Хо Эо О Ф»» Х Х хоо » о' со Э»ха" ХО у» Фс О »О»СО »Э,Х с,оо а, Фх о о» »Д» сс х Э "х у эх с ~О ОО с»»~ Э~ у уоаИ э К~ ~ » »о „Ф» с„» с' х о» оЭ. Эх о ох о - ='о *- о х»о Э До х о х „ха и "х ) сх х 165 Компрессор высокого давления — девятиступенчатый, с регу- лируемыми направляющими аппаратами первых трех ступеней.
Над рабочими лопатками всех ступеней, кроме шестой, имеются уплотнительные кольца, на внутреннюю поверхность которых плазменным напылением нанесено покрытие из истираемого ма- териала, что сводит к минимуму повреждение стенок корпуса при касании его торцами рабочих лопаток, а также препятствует са- мовозгоранию при трении титановых деталей. Камера сгорания двигателя — кольцевого типа, очень короткая, с оригинальным смесеобразующим устройством. В этом устрой- стве топливо через 20 трубок подается в небольшие смесители вихревого типа, где оно предварительно смешивается с поступаю- щим воздухом.
Такая конструкция обеспечивает хорошее смеше- ние и полное сгорание топлива на длине камеры менее 255 мм, причем в зоне длиной приблизительно 50 мм происходит смеше- ние„а в остальной части — горение, Турбина компрессора — одноступенчатая, охлаждаемая. Сле- дует отметить, что применение одноступенчатой турбины для при- вода компрессора, степень повышения давления которого, по-видимому, превышает 10, является необычным решением. Для сравнения напомним, что в более раннем двигателе 379 той же фирмы для привода компрессора с и', = 13,5 применена трехступенчатая турбина. Использование одноступенчатой турбины позволило реа- лизовать систему ее охлаждения без теплообменника, несмотря на очень высокое значение Т„.
Турбина вентилятора — двухсту- пенчатая, неохлаждаемая. В конструкции турбин использованы современные жаропрочные сплавы типа «Кепе». Форсажная камера двигателя — общая для обоих контуров, с 28 щелевыми каналами для воздуха и 28 — для газа, причем смешение потоков происходит в зоне расположения стабилизатора пламени. Воспламенение топлива, подаваемого 56 форсунками, начинается с внутреннего кольца стабилизатора для обеспечения равномерного нарастания температуры газа и плавного выхода на форсажную тягу. Реактивное сопло — сверхзвуковое, многостворчатое, с неболь- шим сужением к хвостовой части. Внутренний и внешний контуры сопла оптимизированы для полета на дозвуковом крейсерском режиме при сохранении высоких аэродинамических характеристик на остальных эксплуатационных режимах.
В системе управления двигателя в качестве основного эле- мента применен инфракрасный фотоэлектрический пирометр, сфокусированный на лопатки ротора турбины высокого давления. Датчик пирометра настроен на средний уровень температуры ра- бочих лопаток этого ротора. При достижении заданного предела средней температуры мсталла лопаток расход топлива и частота вращения ротора вентилятора автоматически стабилизируются. ДТРДФ Г101 с 1976 г.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
