Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 35
Текст из файла (страница 35)
В двигателях серии 200 полностью сохранены наиболее важный н дорогой узел ДТРД )Т8Г) — газогенератор, а также коробка привода агрегатов, топливо-масляный теплообменник, топливный насос с регулятором расхода топлива, система зажигания, клапаны противообледенительной системы и ряд других узлов и деталей. Следует отметить, что компрессор низкого давления заимствован у ДТРДФ КМ.8. Одновременно в двигатель были введены различные усовершенствования, в частности в камере сгорания, снизившие эмиссию загрязняющих веществ.
По мнению специалистов фирмы «Пратт-Уитни»„такой путь создания двигателей позволяет существенно уменьшить затраты и сократить время разработки, а также использовать опыт технического обслуживания и эксплуатации серийных двигагелей. Использование для этой цели такого двигателя, как ЯТ811, особенно целесообразно, учитывая его массовость и высокую надежность (коэффициент выключения в поле~с на 1000 ч составил в 1977 г. 0,05, коэффициент досрочных снятий — менее 0,1), а также большой ресурс, достигающий 13250 ч, С другой стороны, такой путь создания двигателей предопре- деляет неперспекзивность их технико-зкономических данных и малые возможности по совершенствованию основных узлов, си- стемы регулирования и технологии обслуживания.
Кроме того, применение подобных двигателей может быть затруднено после введения в конце 80-х годов еще более жестких норм по уровню шума и эмиссии загрязняющих веществ. Двигатель ЗТ8Р-209 (рис. 85) является малошумным эконо- мичным вариантом двухконтурного двухвального двигателя ЗТЗР, первая модификация которого начала эксплуатироваться в 1963 г. Д'??эД ЗТВР-209 на взлетном режиме развивает тягу 80,1 — 82,3 кН (до МСА +15'С), а на крейсерском режиме полета (Н=9,1 км, М =0,8) — тягу 23,8 кН при удельном расходе топлива 0,0744 кг/(Н ч). На взлетном режиме двигатель имеет и„", =18,1 и 7"„=1293 К при т=1,65. Удельная масса двигателя — 0,025 кг!Н. Сравнение удельных расходов топлива двигателей ЗТЗР-ЗВ, ЗТ8Р-9 в ЗТ8Р-209 приведено на рис.
86. Двигатель имеет одноступенчатый вентилятор диаметром 1250 мм (вместо 1017 мм у ЗТ8Р), запас устойчивости которого составляет 15в/ю Усовершенствованный компрессор низкого дав- ления шестисзупенчатый, установлен на одном валу с вентилято- ром. Его запас устойчивости также равен 15%.
Семиступенчатый компрессор высокого давления, трубчато-кольцевая камера сго- рания и одноступенчатая турбина компрессора в основном ана- логичны этим узлам базового двигателя. Турбина вентилятора— трехступенчатая, сконструирована с использованием опыта созда- ния турбины вентилятора ДТРД ЯТ9Р и имеет высокий КПД. На двигателе применяется двенадцатилепестковый смеситель по- токов, за которым установлено общее нерегулируемое реактивное сопло. Применение смесителя с центральным телом, имеющим облицовку ЗПК, снижает уровень шума на 4 — 5 ЕР5? дБ, а также улучшает удельный расход топлива на 1 — 1,5%.
В двигателе ЯТЗР-209 приняты меры для снижения уровня шума: вентилятор имеет оптимизированное число рабочих и на- правляющих лопаток и увеличенный осевой зазор между лопат- ками, по каналу до вентилятора и за ним установлены ЗПК, у турбины вентилятора увеличенные проходные сечения снизили скорость истечения газовой струи внутреннего контура, Кроме того, широко применены ЗПК на стенках канала наружного кон- тура Для дополнительного уменьшения шума двигатель ЗТ8Р-209 устанавливается в акустически обработанную мотогондолу. Все эти меры приводят к уменьшению шума двигателя. На рис, 87 дано сравнение площадей звукового следа, ограниченных конту- ~ром с уровнем шума 100 ЕР?4 дБ, для двигателей ЛТЗР н ЛТЗР-209. Кроме того, при испытаниях отмечено снижение дымления на 85%.
?76 Буа кг!Н.ч 0,090 за-зв Ув,вкм . топ-вау о,ово О 3 Б В Ш РБ кМ г з Б 3 О ~~9,0 ГЗБ Го,а 22,5 Л.КН 0,070 Рис. 87. Плошади звукового следа для ДТРД ЗТЗП-ЗВ и ЗТЗР-209: ! — ааааа па посадку; у — старт; 3 — валет Рис, 88. Сравнение удельных расходов топлива двигателей ЗТЗП-ЗВ, ЗТ80-9 и ЗТ8гт-209 !гт'=9 ки; Мп=о,в) Другой малошумный вариант двигателя ДТЯР— ДТРД ЗТ8Р-217 имеет взлетную тягу 89 кН. Наряду с разработкой новых модификаций серийных двигателей фирма «Пратт-Уитни» ведет опытно-конструкторские работы по проектированию и доводке новых ДТРД семейства ЯТ10Р с высокой степенью двухконтурности, предназначенных для будущего поколения самолетов средней дальности полета.
Работы по двигателям этого семейства были начаты еще в начале 70-х годов, а в 1975 г. была уже заложена конструкпия ДТРД )Т10Р. Однако в связи с неопределенностью размеров н конфигураций будущих самолетов темп работ по двигателю был замедлен. Кроме того, эта неопределенность вызвала многообразие проектов ДТРД этого семейства с тягой на взлете от 90 до 160 кН.
В процессе работы фирма «Пратт-Уитни» пыталась кооперироваться с европейскими двигателестроительными фирмами «Роллс-ройс», «Фиат», МТ(), К началу 1981 г. был наиболее продвинут проект двигателя ЗТ!ОР-4, ко~орый является малошумным, малодымным двухвальным ДТРД блочной конструкции. Дннгатель спроектирован па взлетную тягу 142,2 кН и низкий удельный расход топлива на крейсерском режиме (приблизительно 0,059 кг/(Н ч)) [37]. Двигатели семейства ЗТ!ОР разрабатываются с использованием опыта, полученного при создании демонстрационяого двигателя ЗТ10Р-2 (рис.
88). Фирма с<Пратт-Уитни» заявляет о возможности снижения расхода топлива на самолетах с двигателями семейства зТ10Р. Это снижение должно состзвпть До 1Зв(а длЯ 176 Испытания ДТРД ЯТ8Р-209 начались в середине 1976 г. и ус пешно проводились на стендах и опытном СКВП УС-15. Двигатель )Т8Р-209 выбран для нового пассажирского самолета РС-9 «Супер» 80, являющегося укороченным вариантом двухдвигательного самолета РС-9. К середине 1980 г. был получен заказ от авиакомпаний на 90 таких самолетов. Летные испытания самолета РС-9 «Супер» 80 с двигателями ЛТ8Р-209 начались в октябре 1979 г.
двухдвиг ательных самолетов и до 10о7о для четырехдвигательных. Такое улу чшение характеристик предполагается получить применением ряд я а технических новшеств (активное управление радиаль- ными зазорами в компрессоре и турбине газогенератора, тепло- защитные покрытия сопловых лопаток, монокристаллические рабочие лопатки турбины, вибростойкве широкие лопатки вентилятора и др.). Рис. 88. Схема демонстрационного ДТРД 1Т100-2 Двигатели семейства 3Т!ОП предлагаются для новых 150— 170-местных двухдвигательных самолетов типа 5Л.2 и 5Л.З средней дальности полета и для 200-местных четырехдвигательных самолетов типа ТА.11 большой дальности полета.
Для служебных, штабных, разведывательных н других небольших самолетов разрабатываются новые двухконтурные двигатели со взлетной тягой 20 — 35 кН. Прн проектировании этих ДТРД ставится задача создания высокоэкономичных, малошумных двигателей с малой эмиссией загрязняющих веществ, дешевых при производстве и простых в эксплуатации.
Как известно, получение таких показателей в газотурбинных двигателях малых размеров затруднено, в связи с чем наряду с двигателями традиционных схем разрабатываются ДТРД необычных схем и компоновок. Примером двигателя обычной схемы является двухвальиый ДТРД КВ.401, создаваемый фирмой «Роллс-Ройс», рассчитанный на низкий уровень шума и малую эмиссию загрязняющих веществ. Двигатель КВ.401-07 (рис. 89) на взлетном режиме развивает тягу около 25 кН (МСА +15'С), на крейсерском режиме полета (0=12 км, М =0,7) — тягу 5,02 кН при удельном расходе топлива приблизительно 0,072 кг/(Н ч).
На взлетном режиме двигатель имеет и"„=13,2 при гп=4,2. Удельная масса двига~еля— около 0,019 кг7Н [37]. Конструктивные особенности двигателя: 179 отсутствие противовибрационных перемычек на рабочих лопатках вентилятора, регулируемый ВНА и направляющий аппарат первой ступени компрессора высокого давления, испарительные фор. сунки в камере сгорания, охлаждение турбины высокого давления, малое число опор роторов, длинный канал внешнего контура и т. д.
Рнс. 99. Схема ДТРД НВ.401-07 Двигатель КВ.401-07 создается с использованием технических решений и опыта, полученных при разработке и испытаниях двух демонстрационных двигателей ЙВ.401-06, которые проводились в 1974 — 1977 гг. Испытания опытных ДТРД КВ.401-07 начались еще в 1977 г., причем достаточно быстро были достигнуты значения тяги и удельного расхода топлива с отклонениями от расчетных в пределах е 1%. При испытаниях двигатель показал также хорошую управляемость и приемистость. Следует отметить, что двигатель КВ.401-07 используется так- же в качестве демонстратора технических решений при разработке более мощного двигателя КВ.432.
Для двигателя КВ.401 разработано устройство реверсировання тяги ковшового типа, выполненное из алюминиевого сплава и позволившее Уменьшить массУ этого Устройства на 40е/е по сравнению с подобными устройствами, выполняемыми из жаропрочных материалов. Возможность использования алюминиевых сплавов достигнута тем, что новое устройство помещается непосредственно за реактивным соплом внутреннего контура и при реверсировании тяги на поверхностях его створок холодная воздушная струя внешнего контура создает теплозащнтный слой.
В результате этого максимальная температура створок не превышает 85'С. 180 ДТРД РВ.401 предназначены для замены ТРД «Вайпер», которые широко эксплуатиру7отся на штурмовиках, тренировочных и служебных самолетах. Кроме того, эти двигатели можно использова~ь на самолетах непосредственной тактической поддержки, перспективных тренировочных самолетах, а также беспилотных летательных аппаратах с дистанционным управлением. Примером двигателя необычной схемы является трехвальный ДТРД АТРЗ (рис.
90), созданный фирмой «Гэрритт-Эрисерч». 1 10 Рис. 99. Схема ДТРД АТРЗ: ! — вентилятор, у — канал наружного контура; 3 — решетка выхода горячих гааов; а — канал подвода воздуха к компрессору высокого давления: 5— центробежный номпрессор высоиого давления. б — камера сгорания; 7- турбина компрессора высокого давления;  — турбина вегшнлятора; У вЂ” тур- бина компрессора низкого давления; 70 — номпрессор низкого давленая Двигатель АТРЗ-6 развивает на взлетном режиме тягу 22,5 кН (МСА+15'С), на крейсерском режиме полета (77'=12,1 км, Мп= =-0,8) — тягу 4,5 кН при удельном расходе топлива 0,08 кг1'(Н ° ч). На взлетном режиме двигатель имеет лк, =21 и Т„'=1448 К прн т=З. Удельная масса двигателя — 0,0192 кг1Н (371 Двигатель имеет необычный газовоздушный тракт, в котором до смешения воздушного и газового потоков направление движения потока внутреннего контура изменяется дважды на проаивоположное.
В конструкции этого ДТРД роторы турбовентнлятора и турбокомпрессора низкого давления отделены от ротора турбокомпрессора гысокого давления в отличие от обычной схемы трехвального двигателя, в котором все роторы соосны. Воздух, поступающий в воздухозаборник двигателя, сжимается в вентиляторе и разделяется на два потока, один из которых поступает во внешний, другой — во внутренний контур. Поток воздуха, поступивший во внутренний контур, сжимается в осевом компрессоре низкого давления, а затем по восьми длинным кана. лам транспортируется в заднюю часть двигателя. Там направление потока изменяется на 180", после чего воздух поступает в одноступенчатый центробежный компрессор высокого давления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
