Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 40
Текст из файла (страница 40)
При этом степень двухконтурности двигателя существенно увеличена (с 3 до 10). Основная работа по доводке двигателя была сосредоточена на редукторе и ВПЛ. Для регулирования угла установки лопаток вентилятора применяется серводвигатель, вращающий две сооспые венцовые ше- 199 стерни большого диаметра во взаимно противоположных направлениях. Между этими шестернями расположены хвостовнки рабо.
чих лоп т их лопаток с закрепленнымн на ннх небольшими коническими шестернями (рис. 97). Следует отметить, что система крепления каждой лопатки подвергается во время работы действию очень больших центробежных спл, несмотря на то что материалом для лопаток служит алюминиевый сплав. В ближайшем ! будущем в двигателях такого типа, предназначенных для дозвуковых самолетов, по мнению специалистов фирмы, для изготовления лопаток могут и' ' и ' в быть использованы композиционные ° ! ! ф материалы. в " Такой ДТРД с ВПЛ фирма«Роллс° ф~ ,„ Ройс» предполагает предложить и для тяжелых транспортных н пассажирРис.
Эт. Меха наи ретулнро- скнх самолетов, так как он может ванна угла установки "о'о дать экономию топлива до 20% по ротных лопаток в отных лопаток вентилятора сравнению с современными двигателями, имеющими большую степень двухконтурности, существенно снизить уровень шума вентилятора н реактивной струи без дополнительной акустической обработки мотогондолы и двигателя, позволить отказаться от специального реверсивного устройства. Схетлы силовых установок, увеличивающих подъемную силу крыла самолета. Для военно-транспортных самолетов рассматривается также возможность сокращения дистанции взлета н по- Рис.
98. Силовая установка СКВП УС-!5 с ДТРД ЯТ8!у-209 садки посредством увеличения подъемной силы крыла при обдуве закрылков воздухом, отбираемым от двигателя [31). На опытном СКВП 'т'С-15 силовая установка состоит из четырех ДТРД ,)ТЗ1)-209, выхлопные газы которых натекают на большие двух- 200 сегментные закрылки (рис. 98).
Реактивное сопло двигателя сконструировано так, что оказывает малое тепловое воздействие на закрылки, для чего в ДТРД на выходе применен смеситель потоков. Другим способом увеличения подъемной силы крыла является выдув воздуха, взятого от двигателя, из щели в закрылке. Система увеличения подъемной силы работает на воздухе, имеющем невысокое давление, который, однако, ускоряется до сверхзвуковой скорости при выходе из щели. Подобная система была достаточно успешно испытана на самолете «Буффало> с двигателями «Спей». В США для опытного СВВП ХРЧ-12А исследовалась также эжекторная система увеличения тяги, в которой реактивная струя двигателя выпускается назад через сопло (во время горизонтального полета) или направляется в систему увеличения подъемной силы крыла (во время вертикального взлета).
Для исследования использовался ДТРДФ Р401 с отклоняющими устройствами различных схем. Благодаря эжектированию воздуха из атмосферы подъемная сила самолета увеличивалась на 60' , что позволяло получать вертикальную тягу до 90 кН при горизонтальной тяге двигателя Г40! с отклоняющим устройством, равной 71,2 кН.
Таким образом, двигатели для СВВП и СКВП, появившиеся в начале 60-х годов, продолжают совершенствоваться, хотя их внедрение происходит медленнее, чем предполагалось. Гл а в а Ч11 ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ В последнее десятилетие в странах НАТО широкое применение для беспилотных летательных аппаратов различного назначения (мишени, фоторазведчики, корректировщики боевых действий, ракеты и т.
д.) получили маломощныс ТРД и ТВД. Начиная с середины 70-х годов для нового вида оружия, разрабатываемого за рубежом, — стратегических крылатых ракет с ядерной боеголовкой, запускаемых с самолетов, наземных установок или подводных лодок, появились маломощные ДТРД. Болыпннство из указанных летательных аппаратов являются аппаратами одноразового применения, что накладывает свои специфические требования на двигатель, причем основным из них следует считать низкую стоимость. Принципы разработки, испытаний н эксплуатации дешевых ГТД одноразового применения существенно отличаются от методов создания двигателей для пилотируемых или многократно используемых летательных аппаратов.
Применение обычного прп создании авиационных двигателей подхода к созданию ГТД одноразового применения привело бы к появлению для беспилотных летательных аппаратов двигателей с достаточно высоким уровнем характеристик и ресурсом, но большой стоимости. Следует отметить, что для максимальнохо удешевления двигателя необходимо найти правильные решения на ранней стадии его создания, так как возможности уменьшения стоимости двигателя в процессе его разработки, доводки и производства невелики. Основной путь снижения стоимости двигателя максимальное упрощение его конструкции и технологии изготовления. Разработка конструкции и технологии изготовления наиболее дорогостоящей части ГТД вЂ” его турбокомпрессора основывается на концепции максимальной экономии.
Допуская малый ресурс и сохраняя обычную технологию производства, американские двигателестроительные фирмы создалп двигатели, стоимость которых в серийном производстве в 3 — 5 раз ниже, чем обычных авиационных ГТД подобных размеров. При создании ТРД одноразового применения необходимо соблюдать следующие требования [521: — использование термодинамического цикла с умеренными параметрамн, в частности и„' не выше 5 — б, что существенно уменьшает число ступеней турбокомпрессора, позволяя применять одноступенчатую турбину и компрессор с малым числом ступеней; температура газа перед турбиной выбирается из условия отсутствия охлаждения лопаток турбины; — тщательный выбор характеристик элементов двигателя, в связи с чем применение центробежного компрессора необязательно, так как осевой компрессор с малым числом ступеней при практически одинаковом с центробежным компрессором КПД имеет меньший диаметр; — минимальный объем механической обработки деталей и узлов, что достигается прежде всего упрощением конструкции, т.
е. снижением числа мелких деталей, снижением требуемой точности изготовления, уменьшением числа резьбовых соединений и т. п., при этом целесообразно применение лизых деталей, в том числе роторов, использование высокопроизводительных зехнологических процессов — холодной штамповки лопаток и камер сгорания, сварки, формовки и дрл — упрощение систем двигазеля, прежде всего топливной, смазки и управления, установка устройства для запуска двигателя на стартовой платформе, исключение привода агрегатов от двигателя; — тщательное проектирование производственной оснастки, обеспечивающее снижение до минимума амортизационных расходов. Следует отметить, что параметры ГРД одноразового действия по удельной тяге и удельному расходу топлива получаются хуже, чем у авиационных ТРД, хотя удельная масса их ниже, однако такие газотурбинные двигатели в целом остаются более экономичными, чем ракетные.
В течение нескольких лет в США и Франции разрабатывались и выполнялись программы создания дешевых двигателей одноразового применения и их узлов, в частности программа Центра вооружения ВМС США по созданию экспериментальной модели ТРД с тягой 2,9 кН, а также программа по усовершенствованию одноразового ТРД, предназначенного для летательного аппарата со сверхзвуковой скоростью полста на малой высоте. Целью первой из этих программ являлось усовершенствование методов разработки и изготовления силовых установок для использования полученных данных прп создании новых двигателей для ракет ВМС.
При исследовании двигателя ставились следующие задачи: — разработка конкретных требований к конструкции двигателя, определение основных данных, от которых зависят характеристики двигателя, определение способов приемки его заказчиком и ограничительных условий, отражающих особенности предполагаемого применения двигателя; 203 разработка такой конструкции и таких методов ее производства, которые обеспечивают минимальную стоимость двигателя при удовлетворении эксплуатационных требований, В соответствии с программой были сформулированы требования, предъявленные к конструкции двигателя, по которым расчетная точка была выбрана на скорости, соответствующей числу 1Р1,=1,5 на уровне моря при тяге двигателя 10,2 кН. Были определены максимальная масса, длина н габаритный диаметр. Кроме того, от двигателя требовалось обеспечение возможности одного а и а я 14 г<з Рве.
99. Схема Трзд для сверхзвуковой ракеты: 1 — входное устройство, у — «орпус «оззпрессора 3 — направляющие лопатки и «оль- 1 — пиропатрон. 5 — подшипники с коиснстенткой смазкой; б — сопловой аппарат турбины; г — неохламдаемый Ротор туРбины; а — газовая камера стартера я опорная стойка; Р— сопло н кон; И вЂ” патрон пусновога газогенератора: 11 — корпус камеры сгорания: 11 — входная масть «амеры сгорапи» и нспарительиые топливные трубки; м — диски с лопатками ротора компрессора; 14 — генератор с непосредственным при. водом от вала двигателя запуска на земле или в воздухе, старта и полета в регламентированном диапазоне рабочих режимов, пятилетнего срока годности при коэффициенте надежности в эксплуатации 0,99 и способности вырабатывать электрическую энергию определенной мощности.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
