книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 1 Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы
.pdf1.2. Газотурбинные ВРД - основные двигатели современной авиации
вместе с полезным грузом транспортируется нера ботающий двигатель.
Отмеченных недостатков в известной степени лишены комбинированные двигатели, представ ляющие собой органичное сочетание различных типов реактивных двигателей (воздушно-реак тивных или ракетных) в общей двигательной ус тановке.
Кнастоящему времени предложено большое количество схем комбинированных двигателей. Некоторые из них прошли экспериментальное исследование.
Ккомбинированным двигателям, являю щимся комбинацией различных типов ВРД (ПВРД и ТРДФ), относится турбопрямоточный двигатель (ТПД). Схема ТПД представлена на рис. 1.14. В этом двигателе ФК ТРДФ является одновременно и камерой сгорания ПВРД. ПВРД образуется отключением турбокомпрессорного контура специальным механизмом перекры тия, соединением канала прямоточного контура
свходным воздухозаборником и подачей топли ва непосредственно в камеру сгорания ПВРД.
Возможна также схема ТПД с использованием ТРДЦ вместо ТРД. Такой ТПД может иметь мень шую длину и более высокую эффективность как на малых, так и на больших скоростях полета. Как отмечалось выше, свойствами комбинированных двигателей обладают и обычные ТРДЦФ - при от ключении внутреннего контура на больших ско ростях (Мп>3), переводе вентилятора на режим авторотации и подаче топлива только в ФК.
Примером комбинированных двигателей, со четающих свойства ВРД и РД, может служить ракетно-турбинный двигатель (РТД). В таком двигателе энергия продуктов сгорания топлива РД передается атмосферному воздуху, который сжимается в компрессоре и подается затем в смеси
спродуктами сгорания РД в общую камеру сго рания (РТД со смешением потоков) или в само стоятельную камеру сгорания (РТД без смеше ния потоков). Схема РТД со смешением потоков показана на рис. 1.15.
Примером двигателя, способного работать в атмосфере и в безвоздушном пространстве, мо жет быть РТД комбинированного типа. Он пред ставляет собой комбинацию РТД и ЖРД, которые смонтированы в едином двигателе и образуют блочную конструкцию (рис. 1.16). Такая интег рация двух двигателей в единый блок позволя ет, минимизируя массу и объем СУ, обеспечить широкий диапазон режимов работы СУ. Это до стигается путем включения РТД или ЖРД и варь ирования их параметрами при различных усло виях полета. РТД комбинированного типа может рассматриваться как вероятный тип СУ воздуш
но-космического самолета (ВКС) - при работе РТД в атмосфере и ЖРД - в космосе.
Более подробно с конструктивными схемами и теорией работы различных типов комбиниро ванных двигателей и двигателей для ВКС мож но ознакомиться в специальной литературе, на пример [1.4].
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
|
6 |
7 |
8 |
Н Ч - |
/ |
l b —. |
|
|
|
|||
|
Ш |
|
|
|
И |
|
|
— |
|
Г |
|
Т |
|
|
|
||
|
|
у 4 |
|
|
|
|||
г |
иУпк г щ |
; |
:Ч < |
< |
|
^1 |
Рис. 1.14. Схема ТПД на базе одноконтурного ТРДФ:
1 - канал прямоточного контура; 2 - компрессор;
3 - камера сгорания ТРДФ; 4 - турбина;
5 - механизм перекрытия прямоточного контура;
6 - стабилизаторы; 7 - форсажная камера сгорания ТРДФ (ПВРД); 8 - регулируемое реактивное сопло
го
1 |
7 |
2 |
то |
3 |
4 |
5 |
6 |
Рис. 1.15. Схема РТД: |
|
|
|
|
|
||
|
1 - компрессор; 2 - газогенератор; 3 - турбина; |
||||||
|
4 - стабилизаторы; 5 - |
камера сгорания; |
|||||
|
6 - регулируемое реактивное сопло; |
|
|||||
|
7 - редуктор; г - |
горючее; о - |
окислитель |
||||
|
/ |
|
|
3 |
|
|
|
Рис. 1.16. РТД комбинированного типа:
1 - компрессор РТД; 2 - газогенератор РТД;
3 - турбина РТД; 4 - ЖРД
21
1.2. Газотурбинные ВРДосновные двигатели современной авиации
СУ может располагаться в специальных отсе ках фюзеляжа или крыла или в отдельной мото гондоле. Мотогондола предназначена для уста новки и интеграции двигателя и других пере численных выше элементов СУ и представляет собой аэродинамически обтекаемую конструк цию (обечайку). На рис. 1.18 показаны примеры СУ с ТРДД, установленных в мотогондолы.
Конфигурация мотогондолы должна обеспе чить минимальные аэродинамические сопро тивления СУ и в целом самолета, а также мини мальные потери тяги двигателя для получения максимальной эффективной тяги СУ. Для удобс тва обслуживания двигателя и агрегатов мото гондола оборудуется открывающимися капотами и лючками.
СУ с ТРДД современных региональных, ма гистральных пассажирских и транспортных са молетов устанавливаются, как правило, на пило нах под крылом самолета или по бокам хвостовой части фюзеляжа. Пилонами называются специ альные силовые балки крепления. В самолетах разработки 1960-1980-х гг. СУ размещались внут ри хвостовой части фюзеляжа (Ту-154, Як-42, Boeing 727, L-1011) или в мотогондоле, интег рированной с вертикальным оперением (ДС-10, МД-11). Примеры размещения СУ пассажирских самолетов показаны на рис. 1.19.
СУ современных и вновь проектируемых бое вых самолетов размещаются, как правило, внутри фюзеляжа. Такая компоновка позволяет снизить радиолокационную и инфракрасную заметность самолета и повышает живучесть СУ.
1.2.3. История развития авиационных ГТД
ГТД во второй половине XX века стали доми нирующими в военной и гражданской авиации. Они обеспечили значительно большие отноше ния тяги к массе двигателя, лобовые мощности и лобовые тяги по сравнению с предшествовав шими поршневыми двигателями.
Применение ГТД позволило совершить ка чественный скачок в грузоподъемности авиации, высоте и скорости полета, освоить сверхзвуко вые полеты с числом Маха до 3,0...3,3.
Хотя принципиальные схемы ТВД и ТРД и были предложены в ряде стран еще в первой четверти XX века, реализация их как эффектив ных и надежных двигателей стала возможной лишь в результате синтеза аэродинамического совершенства лопаточных машин и достижений в металлургии.
Речь идет о достаточных КПД компрессоров и турбин и длительной термопрочности конст рукционных материалов, которая допускает до
вольно высокий уровень температуры газа перед турбиной. Условие существования ТРД [1.5]
|
|
|
к —1 |
Ф |
(Л |
—Л ) |
к |
к |
• — |
V I сж |
Ч р а с ш / т т ” |
|
j, |
показывает, что при к к= 5 и Лсж = Лрасш ^ 0,7, на пример, температура газа перед турбиной долж на быть более ТГ=930 К.
Наиболее серьезными новыми проблемами, ко торые пришлось преодолевать всем конструкторампервопроходцам при создании ТРД, были также:
-организация горения;
-вибропрочность лопаток компрессоров
итурбин;
-помпаж компрессора;
-высокий удельный расход топлива;
-психологический фактор недоверия. Создание ТРД различных схем нельзя при
писать одному изобретателю или одной стране. Их создание является результатом исследований
иэкспериментов, начатых почти одновременно
вряде развитых государств.
1.2.З.1. Россия
Не умаляя роли передовых промышленных стран, таких как Германия и Англия, следует отме тить достойный вклад русских ученых и инжене ров в создание и развитие авиационной газотур бинной техники.
Основополагающими теоретическими разра ботками в области реактивного движения и лопа точных машин были еще дореволюционные тру ды ученых И.В. Мещерского, Н.Е. Жуковского, К.Э. Циолковского. К началу XX века относят ся первые проекты ГТД русских инженеров: П. Кузьминского (1900 г.), В. Караводина (1908 г.), Н. Герасимова (1909 г.), А. Горохова (1911 г.), М. Никольского (1914 г.). Изготовление опытно го турбовинтового (турборакетного) двигателя мощностью 160 л.с. по проекту М. Никольского (рис. 1.20, а) было начато в 1914 г. на РусскоБалтийском заводе для замены немецкого порш невого двигателя «Аргус» мощностью 140 л.с. на самолете «Илья Муромец». Однако в доре волюционной России не появились какие-либо серийные авиационные двигатели собственной разработки (даже поршневые).
После 1917 г. развитию авиации со стороны государства уделялось повышенное внимание. После организации ЦАГИ (1 декабря 1918 г.) НТО ВСНХ 4 декабря 1918 г. выделил Аэродина мическому институту 212 650 рублей на оконча ние работ 1918 г.
В 1918 г. ВСНХ РСФСР была организована научная автомобильная лаборатория (позднее
23
1.2. Газотурбинные ВРД - основные двигатели современной авиации
Рис. 1.23. Схемы ТРД РТД-1 и РД-1 конструкции А.М. Люльки
изводство на Кировский завод в Ленинграде в 1940 г. Двигатель имел шестиступенчатый ком прессор с п к= 3,2 и относительно невысокую температуру газа перед турбиной Т*Г=923 К.
В 1941 г. началась сборка двигателя РД-1, при остановленная с началом Великой Отечествен ной войны. В 1942 г. узлы РД-1 и документация были вывезены в ЦИАМ. Работы в ЦИАМ по ТРД под руководством А.М. Люльки возобновились только в 1943 году (А.М. Люлька некоторое время работал на танковом заводе в Челябинске
ив КБ Болховитинова). Двигатель был модер низирован - его тяга увеличилась до 1200 кгс -
иполучил обозначение С-18 (стендовый). В марте 1944 г. было получено задание от Наркомата на изготовление пяти экземпляров С-18, а кол лектив А.М. Люльки был переведен в НИИ-1, где сосредотачивались все работы по реактивной технике. В сентябре 1944 г. двигатель С-18 был собран и испытан. В процессе первых испытаний выявилось большое количество дефектов, наибо лее разрушительным из которых был помпаж ком прессора. К концу войны в НИИ-1 появились тро фейные немецкие двигатели Jumo-004 и BMW-003
стягой 900 и 800 кгс, однако доводка и развитие ТРД С-18 были продолжены, и на его базе был спро ектирован ТРД ТР-1 с тягой 1350 кгс. Копирование ТРД Jumo и BMW было поручено другим ОКБ.
После успешного испытания двигателя С-18
вконце 1945 г. работы по ТР-1 форсировались. К их изготовлению малой серией был подклю чен завод № 45 (ММПП «Салют») и было орга низовано новое конструкторское бюро ОКБ-165, которое возглавил А.М. Люлька. В августе 1946 г. ТР-1 поставлен на испытания. В феврале 1947 г. проведены государственные испытания - полу чена тяга 1290 кгс и ресурс 20 часов. В тече ние 1948-1950-х гг. создается ряд модификаций
споследовательно увеличивающейся тягой, вплоть до тяги 5000 кгс на двигателе TP-ЗА, на
званном АЛ-5. Двигатели изготовлялись малой серией и устанавливались на опытных самоле тах Ильюшина, Сухого, Лавочкина.
В1950-е гг. под руководством А.М. Люльки был создан ряд ТРД типа АЛ-7Ф ск*к1= 9... 10
иТса = 1200... 1250 К в классе тяг 6500... 10000 кгс.
В1966 г. появились высокопараметрические одновальные ТРД типа АЛ-21Ф с п к1= 12,5... 15
иТ*са= 1380 К в классе тяг 8900... 11400 кгс, ус тановленные на самолетах Су-17М, МиГ-23Б, Су-24М.
В1985 г. создан один из лучших военных дви гателей АЛ-31Ф с тягой 12500 кгс. Он имел очень
высокие параметры цикла: 71^=23, Т'СА = 1670 К, а главное - был двухконтурным при наличии ФК (степень двухконтурности m = 0,6).
Так, через 44 года было реализовано собствен ное изобретение А.М. Люльки - ТРДД. На это изобретение Люлька получил авторское свиде тельство № 312328/25 от 22 апреля 1941 г.
Следует отметить, что первые отечественные двухконтурные двигатели начали создаваться в 1950-х гг. в других ОКБ. Это двигатели Д-20 конструкции П.А. Соловьева и НК-6 конструк ции Н.Д. Кузнецова, представлявшие собой двухвальные ТРДД со степенью двухконтурнос ти 1,5 и 2,0 и с форсажом в наружном контуре. Двигатели Д-20 и НК-6 не производились се рийно, но они послужили базой для создания многих широко известных ТРДД и ТРДДФ раз личного назначения, выпускавшихся большими сериями: Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, Д-30Ф6, НК-8, НК-86, НК-144-22, НК-32.
Первым отечественным серийным ТРДД был двухвальный Д-20П конструкции П.А. Соловь ева, прошедший 100-часовые испытания в дека бре 1959 г. и оснащавший самолет Ту-124.
Выдвинутая еще в предвоенные годы техничес кая идея А.М. Люльки во второй половине XX века была широко реализована во всем мировом авиа
27
Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
двигателестроении - ТРДЦ стали доминирующи ми как в гражданской, так и в военной авиации.
Бесспорно, что российские ученые и конс трукторы, и прежде всего - Б.С. Стечкин, В.В. Уваров, А.М. Люлька, В.Я. Климов, С.К. Туманский, В.А. Добрынин, Н.Д. Кузнецов, П.А. Со ловьев, С.П. Изотов, О.Н. Фаворский, внесли вы дающийся вклад в развитие современного миро вого газотурбинного авиадвигателестроения.
Впослевоенные годы развитие отечественной газотурбинной авиационной техники, опираясь на собственные предшествующие исследования
иразработки, а также на изучение трофейных не мецких и закупленных английских ТРД, шло ши роким фронтом и высокими темпами во многих двигателестроительных КБ.
Наряду с развитием ТРД отечественных конс трукций в конце 1940-х гг. стали серийно выпус каться ТРД с осевыми и центробежными комп рессорами:
-РД-10 (Jumo-004) с тягой 920 к г с - выпус кался в Уфе в 1946-1949-х гг. для истребителей Як-15, -17, -19; Ла-150, -152, -156; Су-9;
-РД-20 (BMW-003) с тягой 800 кгс - выпус кался в Казани в 1945-1954-х гг. для истребите лей МиГ-9, И-300, И-301Т;
-РД-500 (Дервент V) с тягой 1590 к гс - выпускался в Москве на заводе № 500 (ММП им. Чернышева) в 1947-1950-х гг. и в Запорожье в 1956 г. для самолетов Да-15, Як-23, Су-13, Ла-180, Ту-14;
-РД-45 и РД-45Ф (Нин-1 и Нин-2) с тягами 2040 и 2270 кгс - выпускались в Уфе в 1947- 1955-х гг. и в Запорожье в 1953-1958-х гг. для самолетов МиГ-15, Су-15, Ла-168, -176, И-20 (КБ Микояна).
Водин и тот же день, 27 апреля 1946 г., совер шили первые полеты реактивные истребители Як-15 и МиГ-9. В конце 1947 г. первый полет со вершил знаменитый истребитель МиГ-15 с дви гателем РД-45Ф.
В1949 г. под руководством В.Я. Климова на базе двигателей Нин-1 и Нин-2 создан ТРД
ВК-1 с тягой 2700 кгс, а в 1951 г. -ТРД Ф ВК -1Ф с тягой 3380 кгс. Суммарный выпуск этих дви гателей в период с 1949 по 1958 гг. составил 20 000 штук.
В период 1945-1946 гг. на территории Вос точной Германии под руководством советского представителя Н.М. Олехновича дорабатывались
иразвивались модификации двигателей BMW-003
иJumo-004. Это был ТВД BMW-109-028 (начало проектирования - 1940 г.) с двенадцатиступенча тым осевым компрессором, четырехступенча той турбиной, с редуктором и двухрядным вин том противоположного вращения мощностью
7940 л.с., а также ТРД BMW-109-018 с трехсту пенчатой турбиной и тягой 3400 кгс.
С конца 1946 г. на заводе № 2 в Куйбыше ве (Самара) с участием переведенных в ноябре 1946 г. немецких специалистов испытывались
идорабатывались два основных двигателя: ТРД BMW-018 с тягой 3400 кгс и ТРД Jumo-012 с тя гой 3000 кгс (рис. 1.27). Первоначально эти дви гатели разрабатывались и испытывались в 1946 г.
вГермании в г. Штасфурте (главный конструктор К. Престель) и в г. Дессау (главный конструктор А. Шайбе).
Если BMW-018 использовался как экспери ментальный и учебный, то Jumo-012 развивался
истал базой для создания ТВД ТВ-022 мощнос тью 5100 л.с. На двигателе ТВ-022 были сконцен трированы все силы завода № 2, после того как прибывший в мае 1949 г. из Уфы новый главный конструктор Н.Д. Кузнецов сменил на этом посту Н.М. Олехновича.
В1950 г. прошел 200-часовые испытания ТВД ТВ-022, получивший позднее обозначение ТВ-2. В 1951 г. он был форсирован до 6250 л.с. и назван ТВ-2Ф. С двумя спаренными ТВ-2Ф опытный дальний тяжелый бомбардировщик Ту-95-1 вы полнил шестнадцать полетов до катастрофичес кой поломки редуктора 11 мая 1953 г.
Вноябре 1953 г. немецкие специалисты вер нулись в ГДР в г. Пирна, где до 1960 г. под руко водством д-ра Р. Шейноста создали ряд модифи каций: ТРД Пирна-014, -020 и ТВД Пирна-018 (с тягами 3160.. .3730 кгс и мощностью 3680 л.с.).
Всвязи с катастрофой ТВД ТВ-2Ф было ус корено создание нового, самого мощного в мире ТВД НК-12. Он имел мощность 12500 л.с., че тырнадцатиступенчатый компрессор на пк= 9,5
ипятиступенчатую турбину с Тса = 1150 К. НК-12 прошел 100-часовые государственные испыта ния 25 декабря 1954 г. А 19 июня 1956 г. прошла госиспытания модификация ТВД НК-12М мощ ностью 15000 л.с. Двигатели Н К -12 и НК-12М устанавливались на самолеты Ту-95, Ту-126, Ту-142, Ту-114, Ан-22 («Антей») и экраноплан.
Такова история создания первых опытных
исерийных отечественных авиационных ТРД
иТВД.
Всередине 1950-х гг. создаются двигатели второго поколения. Из них наиболее выдаю
щиеся ТРД и ТРДФ - РД-9Б, АЛ-7Ф, Р11-300, РД-ЗМ, ВД-7, ТВД - НК-12, АИ-20.
В 1960-е и вначале 1970-х годов в эксплу атации появляются ТРДД - это Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, НК-8-4, НК-8-2У, НК-144 и высоко параметрические ТРДФ АЛ-21Ф и Р27, -29-300. Все эти двигатели относятся к двигателям тре тьего поколения с относительно высокими пара-
28