Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 42
Текст из файла (страница 42)
Турбина компрессора — одноступенчатая, с неохлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками, однако ее корпус охлаждается воздухом, отбираемым от компрессора, для стабилизации радиального зазора над рабочими лопатками. Турбина вентилятора — двухступенчатая. Между турбиной компрессора и турбиной вентилятора расположен переходный канал, через который проходят стойки опоры. Реактивное сопло со смешением потоков имеет центральное тело, внутри которого находится узел задней опоры, Всего в двигателе шесть подшипников, собранных в четырех полостях, причем ротор турбовентилятора имеет четыре подшипника, а ротор турбокомпрессора — два подшипника.
Смазка переднего подшипника консистентная. Межвальные подшипники или демпферы отсутствуют. Двигатель Р107-Ъг(1-400 отличается от модификации Р!07-ЮК-100 размещением вспомогательных агрегатов, конструкцией выпускной трубы и расположением воздухозаборника на ракете. При производстве двигателей Р107 применены точное литье по выплавляемым моделям (дискн и лопатки вентилятора, рабочее колесо компрессора высокого давления, диски н лопатки турбин), электронно-лучевая сварка (рабочее колесо турбины компрессора и ее вал, блоки сопловых аппаратов турбин), пайка и другие технологические процессы, позволяющие уменьшить стоимость двигателя.
При доводке двигателей Р10?, начавшейся с конца 1974 г., был устранен ряд конструкторско-производственных дефектов по суфлированию и уплотнению полости опоры, расположенной между турбинами, по подбору типа консистентной смазки для переднего подшипника, по устранению вибраций ротора высокого давления, по системе запуска в высотных условиях, по устранению вибрационных поломок рабочих лопаток первой ступени вентилятора и т. д. В результате этого предполетные испытания двигателя были завершены в октябре 1975 г., и с марта следующего года двигатель проходил летные испытания. Первые поставки годных к эксплуатации крылатых ракет А(.СМ начались в 1980 г.
В соответствии с имеющимися планами в течение 1981 — 1987 гг. намечено заказать около 3400 крылатых ракет, запускаемых со стратегического бомбардировщика В-52, который может нести 12— 20 раке~ на подкрыльевых пилонах (51). В связи с предполагаемым большим значением крылатых ракет как системы стратегического и тактического оружия по заказу ВВС и ВМС США были специально разработаны синтетические жидкие углеводородные топлива.
По сравнению с обычными топливами они позволяют увеличить дальность полета почти на 19%. Эти синтетические энергоемкие топлива уже находятся в массовом производстве [27). 211 Основным требованием, предъявляемым к топливам для двигателей крылатых ракет, очень ограниченных по габаритам, является высокая объемная теплота сгорания, которой прямо пропорциональна дальность полета. Наиболее эффективным способом получения топлива с повышенной объемной теплотой сгорания является создание топлива большой плотности, для чего можно использовать углеводородные соединения с высоким октановым числом, Кроме того, требуется очень высокая стабильность физико-химических качеств и чистоты топлива прн длительном (не менее пяти лет) хранении без вредного влияния на характеристики крылатой ракеты. Следует отметить, что разные условия эксплуагации объектов в ВВС и ВМС опРеделают Разные тРебованиЯ к топливам, ДлЯ ВВС эксплуатация летательного аппарата может происходить при температуре воздуха ниже — 55'С, в связи с чем для них требуются маловязкие топлива с низкой температурой вспышки.
Для ВМС, у которых летательный аппарат с топливом хранится иа борту корабля, по соображениям пожарной безопасности топлива должны имезь минимальную температуру вспышки не ниже +60'С, в связи с чем требуются малолетучие топлива с высокой температурой вспышки. Вследствие этого для ВВС было разработано синтетическое топливо ЗР-9, а для ВМС 161-4. Придавая важное значение крылатым ракетам как стратегическому оружию США продолжают разработку этих ракет, рассчитывая принять на вооружение в 1986 — 1987 гг. крылатые ракеты, имеющие дальность полета до 4800 км 124] с новыми, более экономичными двигателями. Г л а в а Ч111 ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ И ПРИМЕНЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕИ В АВИАЦИИ Общие направления развития ГТД.
Наряду с традиционными направлениями развития военной н гражданской авиации — повышением скорости, дальности полета и увеличением грузоподъемности — новым требованием, предъявляемым к авиационной технике, является повышение качества, надежности н стабильности летно-тактических характеристик самолетов, вертолетов н других летательных аппаратов при одновременном снижении стоимости их производства и эксплуатации, что особенно Я/ь', лух БО БО ББ 795а !БББ 7570 Гады Рис.
1ОЗ. Удельные тяги и габариты двигателей фирмы «Пратт-Уитни» для военных самолетов важно для гражданской авиации 146]. Для осуществления этого требования необходимы более мощные, экономичные и надежные двигатели. Совершенствование двигателей можно охарактеризовать следующими основными факторами: увеличением тяги при снижении удельной массы, уменьшением габаритов н объема, уменьшением удельного расхода топлива, увеличением срока службы основных узлов, улучшением технологичности, снижением стоимости производства н эксплуатации (рис. 103). По мнению иностранных специалистов, основной проблемой конца ХХ вЂ” начала ХХ! в.
будет проблема повышения эффективности использования топлива. Наибольшее влияние на эффективность непользования топлива в двигателе оказывает удельный 213 расход топлива на крейсерском режиме полета, причем снижение С„„приводит не только к непосредственному уменьшению потребного на полет запаса топлива, но и к косвенному его уменьшению, так как для полета более легкого самолета требуется двигатель меньшей тяги. В современных ДТРД только около 30е1, химической энергии топлива расходуется непосредственно на создание тяги, примерно половина уходит с теплом выхлопа и приблизительно по 10'/, энергии теряется прн ее передаче от турбины к вентилятору и с кинетической энергией реактивной струи. Поэтому для повышения эффективности использования топлива необходимы дальнейшие усилия по преодолению различных препятствий технического характера.
Основными направлениями дальнейшего совершенствования двигателей, по мнению зарубежных специалистов, являются: 1. Интенсификация рабочего процесса в основном посредством увеличения температуры газа перед турбиной и степени повышения давления, а также повышения эффективности работы узлов двигателя с оптимизацией параметров термодинамического цикла.
2. Рациональное конструирование двигателя и его элементов с применением новых высокопрочных н легких материалов. 3. Использование новых совершенных и высокопроизводительных технологических процессов при производстве двигателей, 4, Разработка и применение новых схем двигателей, обеспечивающих улучшение экономичности, повышение дальности, расши. рение диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов, а также уменьшение вредного воздействия двигателей иа окружающую среду.
5. Применение новых видов топлива, в частности криогенных жидкостей, хладоресурс которых можно использовать для охлаждения конструкции силовой установки и летательного аппарата при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета. Кроме того, совершенствование авиационных ГТД должно идти в направлении расширения диапазона устойчивой и высокоэффективной работы двигателя и его узлов с помощью регулирования.
Предельным значением температуры газа в двигателе является температура горения стехиометрической топливовоздушной смеси. Эта температура может достигать почти 2600 К. Однако при высоких температурах газа для обеспечения работоспособного теплового состояния горячих узлов двигателя, и прежде всего турбины, необходимо их интенсивное охлаждение, что достигается с помощью воздуха, отбираемого от компрессора. Как известно, отбор сжатого воздуха от компрессора уменьшает полезную работу термодинамического цикла, а выпуск охлаждающего воздуха в проточную часть турбины вызывает снижение КПД турбины. Кроме того, прн значениях температуры газа перед турбиной, близких к стехиометрическим, целесообразны и очень высокие степени повышения давления, что вызывает существенное увели- 214 ченне температуры и давления воздуха за компрессором.
В результате этого перепад температур между охлаждающим воздухом н охлаждаемым металлом уменьшается, что также вызывает необходимость увеличения количества охлаждающего воздуха. Вследствие того что для охлаждения высокотемпературной турбины может потребоваться очень значительное количество воздуха даже при усовершенствованных способах охлаждения, существуют сомнения не только в возможности обеспечения работоспособности такого стехиометрического двигателя, но и в его технико-экономической целесообразности. В связи с этим для ВВС и ВМС СШЛ ряд организаций провели расчетные и экспериментальные исследования стехнометрического двигателя, так называемого «двигателя МТЕ» [39). Следует также отметить, что использование стехиометрической температуры газа перед турбиной сопряжено с изменениями схемы двигателя, в частности исключается применение форсажной камеры в Т!зД и во внутреннем контуре ДТРД.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
