Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 46
Текст из файла (страница 46)
227 Р 5 ГО 15 го Внолсеноо уослодод на энсолуоюаоою, % Возможные выгоды от осуществления программы по повышению эффективности использования энергии топлива проиллюстрированы на рис. 109, на котором показаны предполагаемая экономия топлива и уменьшение прямых эксплуатационных расходов для перспективных двигателей по сравнению с современными. В числе перспективных эко- номичных схем силовых устаПсроэел сгной новок рассматривается и дви- гВП гатель с регенератнвным теп- лообменником, в котором утий лизируется часть тепла, уходяо Е гд щего из двигателя с реактивПерсоенок Вныо" дгой ной струей.
В соответствии с современными проработками двигатель с теплообменником Улучшеное элененюод может дать уменьшение удельйр суогесгодугоогол ддогаагелео ного расхода топлива на 20— 30о!о по сравнению с существующими ДТРД с большой степенью двухконтурности !47]. Рис. 109. Возиолеиые выгоды от осу- Наряду с проведением работ ществлении програыиы по повышению зффсктивности исвользовании знергии по повышению эффектнвности топлива использования топлива в перс- пективных двигателях для дальних дозвуковых самолетов в США и других странах ведутся исследования по разработке двигателей для других типов дозвуковых самолетов. В частности, разрабатывается маломощный двигатель для самолетов общего назначения, который должен быть более надежным, дешевым, малошумным и меньше загрязняющим атмосферу, чем поршневой двигатель.
Ведутся работы над экспериментальными двигателями с поворотными лопатками вентилятора для СКВП, рассчитанными на малую дальность полета и имеющими крыло увеличенной подъемной силы, и другими перспективными двигателями. двигатель для самолетов общего назначения должен снизить уровни шума и выделения вредных веществ вблизи аэродромов при одновременном уменьшении удельного расхода топлива. Работы по этой программе проводятся с 70-х годов, а с 1977 г. перешли в стадию экспериментальных исследований.
В соответствии с программой фирма «Авко Лайкоминг» работает над ДТРД АТ170.2,2 с тягой на взлетном режиме 8,74 кН и удельным расходом топлива 0,064 кг/(!! ° ч) на крейсерском режиме полета при массе двигателя 120 кг (рис. 110). !громе того, для летательных аппаратов различного назначения предлагается много необычных схем силовых установок, использующих газотурбинные двигатели. В таких силовых установках предполагается применение двигателей со средним расположением вентилятора, двигателей с вращающимся статором турбокомпрессорной части и др. Реализация этих проектов будет определяться 228 потребностями конкретных летательных аппаратов и успехами в конструировании подобных силовых установок.
Двигатели для сверхзвуковых пассажирских самолетов и ги. перзвуковых летательных аппаратов. Опыт эксплуатации сверхзвуковых пассажирских самолетов «Конкорд» показал их нерсн- Рис, 110. Схема перспективного ДТРД АТ!?0-2,2 для легких самолетов табельность, в связи с чем французскими и английскими специалистами признано целесообразным при разработке будушего СПС (так называемого СПСП) на 260 — 270 пассажиров увеличить практическую дальность полета до 7400 км при скорости, соответствующей М,=2. Кроме того, необходимо повысить экономичность двигателя, особенно на дозвуковом режиме полета.
Вместе с тем для двигателей СПС «Конкорд» характерна очень высокая эффективность рабочего процесса, поэтому при совершенствовании СПС необходимо уделить большое внимание и улучшению характеристик планера. Фирмы «Роллс-Ройс» и 51х1ЕСМА, создавшие ТРДФ «Олимп» 593, предлагают для СПС11 усовершенствованный ДТРДФ!1, в котором используется газогенераторная часть двигателя «Олимп». Согласно одному из проектов такой двигатель мог бы развивагь тягу на взлетном режиме более 180 кН при Т„"=1750 —:1800 К и гп 1 —:1,3.
Дополнительная тяга, которая может потребоваться 229 на взлете и на режиме трансзвукового разгона, создается в форсажной камере наружного контура. Подобная схема для СПС исследовалась ранее и фирмой «Пратт-Уитни>, для чего был создан опытный ДТРДФП )ТГ-17А (рис. 111). Рнс. 111. Схема огытного ДТРДФП 4ТГ-17Л: у — двухступенчатый вентилятор, у — иомпрессар высокого давтения; 3 — основная камера сгорания; 4 в турбиНа; 5 — фарсашная камера внешнего контура; 5 — реактивное сопло с устройством реверснроввния н шумоглушенин Большое внимание в США уделяется проекту двигателя изменяемого рабочего процесса" для СПС.
Хотя известно большое число конструктивных решений такого двигателя, оптимальная схема окончательно не определена, так как главные трудности заключаются в необходимости создания двигателя без значительного увеличения массы, габаритов и дополнительных потерь по сравнению с этими параметрами существующих двигателей. Вследствие того что СПС эксплуатируется в очень широком диапазоне скоростей и высот полета, американские специалисты считают невозможным создание легкого и эффективного на всех режим ежимах полета одноконтурного или двухконтурного двигателя обычной схемы, особенно при условии ограннчсний по уровню шума. Действительно, ДТРД с большой степенью двухконтурности обеспечивает потребную взлетную тягу при низком уровне шума и имеет хорошую экономичность на дозвуковых скоростях полета.
для трансзвукового разгона целесообразен ТРДФ, а для сверхзвукового полета — ТРД или ДТРД с низкой степенью двухконтурностн при высокой температуре газа перед турбиной. Двига- ° д„,*, „, гм--.,м..« „„, а г и с регулнру емымн элементамн, позвсляюшимн в зависимости от режима полета изменять степень двухконтурностк н другие термодинамические параметры цикла. 230 тель с изменяемым рабочим процессом может достаточно хорошо удовлетворить этим противоречивым требованиям.
Одним из наиболее исследованных вариантов перспективного двигателя изменяемого рабочего процесса для будущего сверхзвукового пассажирского самолета является двигатель СтЕ2! фирмы «Дженерал электрик», получивший название «двигатель с двойной степенью двухконтурности» (рис. 1!2). В этом двнга- Рис. !!2. Схема перспективного двигателя изменяемого рабочего процесса ВЕ2!: à — регулируемый вход в навал внешнего контура; у — регулируемый выход ив канала внешнего контура; 3 — регулируемый сопловой аппарат турбины вентилятора; 4 — дополнительная ступень вентилятора;  — двухступенчатый вемтилятор теле вентилятор разделен на два блока, соединенных дополнительным обводным наружным каналом, через который сжатый в первом блоке воздух поступает в канал внешнего контура.
Регулируя соотношение расходов воздуха между блоками, можно изменять степень двухконтурности в пределах от 0,25 до 0,6. В соответствии с программой работ по двигателю ОЕ21 еще в 1976 — 1977 гг. проводились испытания отдельных регулируемых элементов экспериментального двигателя, созданного на базе ДТРДФ И!01, показавшие положительные результаты. Отличительной особенностью двигателя ОЕ21 является высокая степень механизации газовоздушного тракта, так как в нем используются следующие регулируемые элементы: поворотный ВНА вентилятора, поворотный направляющий аппарат второго ' блока вентилятора, поворотные направляющие аппараты трех первых ступеней компрессора газогенератора, регулируемый перепуск за вторым блоком вентилятора, регулируемые створки на выходе из канала внешнего контура, регулируемый сопловой аппарат турбины вентилятора н регулируемое реактивное сопло.
Двигатель ОЕ21 оборудован двухзонной камерой сгорания, рассчитанной на пониженный уровень эмиссии загрязняющих веществ, соответствующий норме на середину 80-х годов, системой соосных реактивных сопел с центральным телом и форсажной камерой с небольшой степенью форсирования тяги на участках трансзвукового разгона самолета. 23! Возможность изменения степени двухконтурности и расхода воздуха через двигатель в достаточно широком диапазоне при сохранении высоких КГ!Д узлов позволяет согласовать расходные характеристики воздухозабор~ика, двигателя и реактивного сопла и тем самым снизить внешнее сопротивление и улучшить эффективные параметры двигателя — 7тталф н Суа,ао. В частности, по сравнению с двигателем типа ТРДФ ОЕ4736, предназначавшегося для американского СПС1 В.2707-300", двигатель ОЕ21 па дозвуковом режиме полета имеет расчетный эффективный удельный расход топлива на 23о7о меньше вследствие наличия степени двухконтурности и меньшего внешнего сопротивления, а на сверхзвуковом крейсерском режиме полета (Ми=2,4) — на 9$> меньше также вследствие наличия некоторой степени двухконтурности, болыпей степени повышения давления и несколько лучших КПД узлов.
Для выполнения требований норм по уровшо шума в двигателе ОЕ21 применены увеличенная степень двухконтурности на взлете и выхлопная система с перевернутым профилем скоростей реактивных струй. Кроме того, в случае необходимости возможно применение механического шумоглушителя на выхлопном устройстве, хотя, как известно, несмотря на значительные усилия, заглушить шум высокоскоростной реактивной струи ТРДФ «Олимп> в полной мере не удалось. Примененные глушители шума струи, очень эффективные в стендовых условиях, работают намного хуже в реаль- ных условиях при взлете самочета, уменьшение удельной массы двигателя СсЕ21 по сравнению с удельной массой ТРДФ ОЕ4/36 достигается в основном уменыце„ием размеров реактивного сопла, упрощением системы теплозащиты и охлаждения двигателя вследствие снижения крейсерского числа М, с 2,7 до 2,4 и наличия относительно холодного воздуха во внеьчнем канале двухконтурного двигателя, В результате этих преимуществ перспективного двигателя изменяемого рабочего процесса по сравнению с ТРДФ типа ОЕ4 увеличение дальности полета СПС (при крейсерском числе Мп = 2,4) с двигателем ЙЕ21 при одинаковом уровне шума обоих двигателей должно составить около 1900 км, Зарубежные специалисты считают, что тип двигателя для будущего СГ1С определится в зависимости от времени введения в эксплуатацию такого самолета.
В настоящее время считается целесообразным выбрать ТРД или ДТРД с малой степенью двух- контурности, разработанный на базе ТРДФ «Олимп», После 1985 г. оптимальным представляется создание двигателя изменяе- мого рабочего процесса. для достижения пилотируемыми летательными аппаратами гнпеРзвУковых скоРостей полета, соответствУющих числам Мп= 5 —.5 и больше, предлагается применение прямоточных и ком- «Сверхзвуковой пассажирский самолет США В.2707-300, рассчитанный иа крейсерскую скорость, соответствуюптую числу ма=2,7, пе 0ЫЛ создан.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
