Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 41
Текст из файла (страница 41)
Бследствне того что двигатель проектировался для одноразового применения, не предусматривались ни его техническое обслуживание, ни замена дефектных узлов. Кроме того, была определена максимальная стоимость двигателя, причем для ее снижения было решено упростить процедуру типовых испытаний, обычно применяемых для авиационных ГТД. ц соответствии с программой работ по конкурсной системе были выполнены общее конструирование двигателя, его тепловые и прочностные расчеты и проведена технологическая проработка изделия. По этой программе фирмой «Кертисс-Райт» был разработан одновальный ТРД с четырехступенчатым осевым компрессором, кольцевой испарительной камерой сгорания, одноступенчатой неохла>кдаемой осевой турбиной и сужающимся реактивным с~илом с центральным телом (рис.
99). При разработке этого дви- гателя использовались принципы создания дешевого ТРД одноразового применения. В дальнейшем основные усилия затрачивались на усовершенствование наиболее ответственных узлов. Такими узламн были признаны, в частности, компрессор и камера сгорания. Работы по программам создания двигателей одноразового применения позволили разработать серийные ГТД для летательных аппаратов различного назначения. В настоящее время серийно выпускается ряд маломощных ГТД: ТРД %К2-6, устанавливаемый на беспилотном разведывательном самолете С).-89, состоящем на вооружении ряда стран НАТО, ТРД 369-Т-406, устанавливаемый на сверхзвуковой мишени ВЯМ-34, ТРД ТК8.18, устанавливаемый на тренировочном самолете ВР-53, и ряд других.
Наиболее совершенными из инх являются ТРД 3402 и ДТРД Р107. Для протнвокорабельной ракеты «Гарпун» ВМС США фирмой «Теледайн» был разработан маломощный дешевый ТРД одноразового применения 3402-СА-400 (рис. 100). Этот двигатель является более совершенным вариантом ТРД 369-Т-406, применяемого на сверхзвуковой мишени. При его модернизации основное внимание было направлено на сокращение числа деталей благодаря применению точного литья и упрощению конструкции. В результате этого, например, число деталей ротора турбокомпрессора сократилось со !49 до 16 (рис. 101). При 'разработке ракеты «Гарпун» согласование конструкции ракеты и двигателя 3402 производилось с учетом единственного применения двигателя, в связи с чем требования к двигателю были однозначны. ТРД 3402 является одновальным двигателем, развивающим на максимальном режиме работы при Н=О и М„=О тягу около 3 кН, при этом и' = 5,6 —;5,8 и Т„"=1285 К.
Двигатель имеет малые габаритные размеры (диаметр — 317 мм, длина — 750 мм) и низкую удельную массу, равную 0,0153 кг!Н (37). Двигатель 3402 имеет кольцевое, достаточно длинное входное устройство с четырьмя стойками, установленное перед осецентробежным двухступенчатым компрессором, причем его первая осевая ступень выполнена трансзвуковой, а вторая центробежная ступень — с односторонней крыльчаткой рабочего колеса. Кольцевая камера сгорания — с центробежной системой впрыска топлива в жаровую трубу через вращающийся вал ротора турбокомпрессора. Одноступснчатая осевая турбина имеет охлаждаемые вторичным воздухом камеры сгорания сопловые лопатки, Короткое реактивное сопло — сужающееся, нерегулируемое.
Ротор двигателя опирается на два подшипника: передний шариковый, установленный на валу между ступенямн компрессора, н задний роликовый, установленный за рабочим колесом турбины, причем передний подшипник имеет автономную смазку из масляной полости опоры, а задний смазывается консистентной смазкой. Двигатель 3402 запускается с помощью порохового патрона, продукты сгорания которого направляются на лопатки рабочего колеса центробежного компрессора. Время запуска составляет 6 с. 205 При этом ротор раскручивается до частоты вращения около 40/о о номинальной Ресурс ТРд 3402 составляет 45 — 60 мин, срок хранения в морских условиях — 5 лет, причем прн хранении допускаются три переборки в заводских условиях.
Рис, 1О!. Узлы роторов двигателей а462 (16 деталеи) и 769 (149 дета- лей) У вЂ” осевой компрессор, У вЂ” центробежный компрессор а — топливная Форсунка е — турбина Процесс производства двигателя максимально упрощен, рабочис колеса ступеней компрессора и турбины выполнены методом точного литья и ие подвергаются последующей механической обработке, узел соплового аппарата также литой и т.
д. Это позволило получить стоимость серийного двигателя )402 не более 150 тыс. долл. Анализ параметров, влияющих на стоимость маломощных ТРД, подобных 3402, показывает, что стоимость двигателя, отнесенная к единице тяги, зависит от абсолютного значения тяги, причем стоимость вспомогательных агрегатов двигателя, в частности системгя регулирования, изменяется не прямо пропорционально тяге, Двигатель )402 прошел различные типовые и специальные испытания, в том числе летные, при запуске из-под воды на надежность запуска и работы после длительного хранения изделия при низких и высоких температурах. ТРД )402 выпускается серийно, 207 и ВМС США предполагают заказать не менее 7000 такнх двигателей для ракет «Гарпун».
В последнее время в США ускоренно разрабатываются тактические ракеты средней дальности полета (около 480 км) класса воздух — поверхность с вариантом двигателя 3402, Для дозвуковых снарядов и беспилотных аппаратов, скорость полета которых соответствует числу М,(! (разведывательные аппарагы, мишени для тренировки ПВО, снаряды для поражения наземных или надводных целей, противоракетные снаряды и др.), во Франции фирмой «Микротурбо» разработано семейство ТРД ТК!.60 малой тяги с небольшим ресурсом.
ДвнгательТК1.60-1установлен на противокорабельных ракетах РЗТ (Великобритания) н КВ.15 (Швеция), двигатель ТК!.60-2 — на мишенях с изменяемой скоростью полета С.22 (Франция) и МЯМ-!07 (США). По утверждению специалистов фирмы, двигатели семейства ТК1.60 могут использоваться в силовых установках крылатых ракет с дальностью полета до 960 км (36).
Фирма «Микротурбо» разрабатывает и другие варианты двигателей, охватывающие диапазон взлетных тяг от 2,3 до 5,35 кН. ТРД ТК!.60-1 является двигателем со взлетной тягой около З,5 кН, имеющим и„" =3,7 и Т„'=1!98 К (см, рис. 6). Этот одновальный двигатель имеет трехступенчатый осевой трансзвуковой компрессор, кольцевую бездымную камеру сгорания и одноступенчатую осевую турбину. Двигатель имеет сравнительно малые габаритные размеры и массу. Его размеры и тяга выбнралнсь с учетом наиболее вероятных областей применения, но эти параметры можно изменять в достаточно широких пределах, сохраняя основные характеристики, обеспечиваемые данной схемой, что и предопределило его применение на нескольких типах беспилотных летательных аппаратов, Одним из наиболее совершенных маломощных двигателей является ДТРД Р107 фирмы «Уильямс ресерч», применяемый для стратегической крылатой ракеты США в качестве маршевого двигателя, На крылатой ракете А1.СМ (ВВС США) устанавливается модификация этого двигателя К!07-%К-100, а на крылатой ракете 51-СМ «Томагавк» (ВМС США) — модификация Р107-%К-400 (34).
Двигатель Р107 был разработан на базе созданного в конце 60-х годов ДТРД '(УК-19, предназначавшегося для индивидуального ранцевого летательного аппарата (5), Двигатель %К-19 являлся двухвальным ДТРД с двухступенчатым вентилятором и установленным с ннм на одном валу двухступенчатым компрессором низкого давлеяия, приводимым двухступенчатой турбиной вентилятора. Одноступенчатый центробежный компрессор высокого давления приводился одноступенчатой турбиной. Двигатель имел реактивное сопло со смешением потоков внутреннего н внешнего контуров. Тяга двигателя на взлетном режиме дости- гала 1,9 кН. В дальнейшем фирма «Уильямс ресерч» проводила работы по программе разработки дозвукового самолета-снаряда 5САР, для которого был создан усовершенствованный вариант ДТРД ЮК-19, получивший обозначение 'мгй-19-А2, развивавшпй тягу 2,12 кН и успешно работавший во всем диапазоне эксплуатационных рсжимов самолеза-снаряда, Следует отметить, что самолет-снаряд необходимо было запускать с самолета-носителя с помощью вращаюгцнхся бомбодержателей, что крайне ограничило обьем для размещения двигателя и топлива и предъявило жесткие требования к экономичности двигателя.
Кроме того, к двигателю были предъявлены требования, типичные для двигателя летательного аппарата одноразового применения. При создании двигателя А!07 для крылатой ракеты было необходимо значительно повысить тягу исходного двигателя %)т-19-А2 при одновременном снижении удельного расхода топлива. Для увеличения тяги и снижения удельного расхода топлива потребовалось увеличить суммарную степень повышения давления и температуру газа при сохранении степени двухконтурности (гп=1), близкой к оптимальной, Увеличение и"„было достигнуто применением модифицированного компрессора высокого давления. Повышение Т„'позволило увеличить мощность турбины вентилятора и тем самым степень повышения давления в вентиляторе и компрессоре низкого давления.
Конструкция других элементов двигателя изменялась в той мере, в какой это было необходимо для введения усовершенствований, обеспечивающих достижение заданных параметров. Опыз работы с двигателями семейства )Ч11-19 показывает, что при современном уровне параметров рабочего процесса и развития технологии могут быть созданы высокоэффективные и достаточно'простые по конструкции ДТРД с тягой до 3 к!!, а малогабаритная стратегическая крылатая ракета является оружием, создание которого стало возможным вследствие появления такого двигателя.
Двигатель Р10?-%'1т-100 (рис. 102) является двухвальным ДТРД со смешением потоков, развивающим на взлетном режиме тягу 2,67 — 2,82 кН при т=1,03, и„'з =13,8 и Т„'=1280 К. Двигатель имеет малые габаритные размеры (днаметр — 305 мм, длина— 772 — 815 мм) и удельную массу 0,0194 — 0,0219 кг/Н. Он рассчитан на быстрый, надежный запуск и выход на полную тягу в полетных условиях после длительного хранения или пребывания на самолете-носителе.
Воздухозаборник двигателя — дозвуковой, расположен на корпусе ракеты. Перед запуском двигателя воздухозаборник выдвигается в воздушный поток. Двигатель имеет двухступенчатый вентилятор без В!.!А, стойкий к повреждениям прн попадании посторонних предметов и льда. С вентилятором соединен двухступенчатый компрессор низкого давления внутреннего контура, после которого расположен фигурный переходный канал уменьшающегося 6 — 839 209 диаметра к одноступенчатому центробежному компрессору высокого давления внутреннего контура. Камера сгорания — кольцевая, с центробежным распылителем топлива на валу ротора высокого давления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
