История авиадвигателестроения. Основные типы авиадвигателей, их параметры и области применения

 

1.1.Цель занятия

 

-Изучение основных этапов истории авиадвигателестроения,

-Ознакомление студентов с основными конструктивно-схемными решениями ГТД.

-Изучение принципов подхода к инженерному анализу с учетом условий её работы конструкций ГТД.

-Ознакомление студентов с основными технико-экономическими параметрами авиадвигателей,

-Приобретение студентами навыков самостоятельной работы по самостоятельному анализу конструкции авиадвигателей.

 

1.2. Методические основы построения занятия

 

Занятие проводится по подгруппам в течение четырёх часов учебного времени в помещениях специализированных классов учебной лаборатории, оснащённых образцами газотурбинных двигателей, их узлов и агрегатов.

Занятие состоит из рассказа преподавателя и последующей самостоятельной работы студентов под руководством преподавателя.

Преподаватель использует при проведении занятия макеты-разрезы двигателей, их узлы и агрегаты, а также видеотехнику, электронные носители, слайды, чертежи и плакаты.

Самостоятельная работа студентов проводится под руководством преподавателя группами численностью 5 – 6 человек. Каждая такая группа получает задание на самостоятельную работу по анализу конструкции конкретного газотурбинного двигателя с использованием макета-разреза двигателя, его технического описания и чертежа.

Задание содержит вопросы, на которые должны ответить студенты по результатам самостоятельного анализа конструкции.

 

1.3. Основа содержания рассказа преподавателя

 

1.3.1. История авиадвигателестроения.

Принцип реактивного движения известен очень давно — больше 2000 лет. Предложения о применении реактивных двигателей для ле­тательных аппаратов (аэростатов, дирижаблей и др.) делались раз­личными изобретателями больше 100 лет тому назад. Однако прак­тическое использование этих двигателей стало возможным только в последние 40 лет. Это объясняется, с одной стороны, тем, что в начале двадцатого столетия успешно развивались поршневые бензи­новые двигатели, которые по своим данным оказались вполне при­годными для малых и средних (примерно до 500—600 км/час) скоростей полета самолетов, а с другой стороны, недостаточным уровнем развития газовых турбин и компрессоров.

В 40-х годах двадцатого века развитие авиационной техники характеризуется тем, что дальнейшему увеличению скорости самолетов сильно препятст­вует чрезмерное возрастание веса и лобовой площади поршневых двигателей, сопровождающее увеличение их мощности, а состояние теории реактивных двигателей, конструирования турбокомпрессоров и жаропрочного материаловедения было таково, что позволило со­здать надежные и мощные газотурбинные двигатели, отвечающие требованиям скоростной авиации.

Таким образом, появление реактивных двигателей в авиации было подготовлено ходом развития науки и техники, а сам двигатель является продуктом последних достижений различных областей науки, техники, а также опыта производства. Следует отметить, что в развитии теории и конструкции реактивных двигателей выдающуюся роль сыграли русские и советские ученые и изобретатели, которым принадлежит приоритет по различ­ным вопросам реактивной техники.

Идею порохового реактивного двигателя и его применения для летательного аппарата тяжелее воздуха впервые обосновал русский революционер- народник Н. И. Кибальчич в 1881 г., который составил проект летательного аппарата с пороховым реактивным двига­телем. Великий русский ученый Николай Егорович Жуковский (1847— 1921 гг.) в своих работах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» (1882 и 1886 гг.) и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды» (1908 г.) заложил основы теории реак­тивного движения и реактивных двигателей.

Схемы воздушно-реактивных двигателей были также впервые предложены в России. Инженер штабс-капитан И. М. Третесский в своей работе «О способах управлять аэростатом» (1849 г.) пред­ложил использовать реакцию струи воздуха или газа для передви­жения аэростата.

Капитан первого ранга Н. М. Соковнин в 1866 г. предложил использовать для передвижения  аэростата воздушно-реактивный двигатель, у которого сила тяги получается за счет реакции выте­кающей струи, предварительно сжатого до высокого давления воздуха.

Создателем нового типа турбинного двигателя следует считать П. Д. Кузьминского. В период с 1886 по 1892 гг. он разработал, построил и провел испытания в Петербурге первого газопаротурбинного двигате­ля, в котором процесс сгорания протекал при постоянном давлении. Дви­гатель предназначался для небольшого катера.

В своей установке П. Д. Кузьминский применил многоступенчатую газопаровую турбину, в которой газ подводился через центральное отверстие неподвижного диска (рис. 1.) и, расши­ряясь, двигался от центра к периферии, проходя через направляющие и рабочие лопатки, расположенные концентрическими рядами.

Изучение архивных материалов после Октябрь­ской революции показало, что П. Д. Кузьминский по­строил и частично испытал первый в мире газотурбин­ный двигатель и потому бесспорно является первым создателем газовой турбины. Насколько нам известно, предложение об использовании газовой турбины в авиации также принадлежит П. Д. Кузьминскому и относится к 1890 г. Инженер А. Горохов разработал в 1911 г. схему мотоком­прессорного воздушно-реактивного двигателя. Как видно из схемы этого двигателя, показанной на рис. 3, два компрессора 2 для подачи сжатого воздуха в камеры сгорания 3 приводятся во вращение от авиационного поршневого двигателя 5. Газы из камер сгорания вы­пускаются в реактивные сопла 4.

 Рис.2. Схема мотокомпрессорного воздушно-реактивного дви­гателя А. Горохова:

1 — входной диффузор; 2 — компрессоры; 3 — камеры сгорания; 4 — реактивные сопла; 5 — поршневой двигатель.

Во Франции схемы прямоточных воздушно-реактивных двига­телей разрабатывали Лорэн (1911 г.) и Ледюк. Модель ПВРД Ледюка была в 1938 г. показана на авиационной выставке.

Лейтенант флота М. Н. Никольский в 1914 г. впервые предло­жил проект авиационного газотурбинного двигателя (для самолета «Илья Муромец»), работающего на воздушный винт. По проекту (рис. 4) трехступенчатая газовая турбина должна была работать на продуктах сгорания жидкого горючего и жидкого окислителя, об­разующихся в камере сгорания 2. В проекте предусматривалось ис­пользование энергии газов, выходящих из турбины, для создания дополнительной реактивной тяги. Инженер В. И. Базаров в 1923 г. предложил схему турбовинто­вого двигателя (рис. 5), в которой были намечены основные элемен­ты современного типа двигателя: компрессор 1, камера сгорания 2 и газовая турбина 3.

Следует отметить интересную деталь этого проекта. Для обес­печения устойчивого горения при больших коэффициентах избытка воздуха В. И. Базаров предложил разделить воздух на две части. При этом 25% от общего количества воздуха направляется к форсунке, а 75% 'воздуха примешивается к продуктам сгорания для сни­жения их температуры перед входом в турбину. Такой способ орга­низации рабочего процесса применяется в современных турбореак­тивных двигателях.

 

 

Рис. 4. Схема турбовинтового двига­теля М. Н. Никольского: 1 — турбина; 2 — камера сгорания; 3 — подача горючего и окислителя; 4 — воздушный винт.

Рис. 5. Схема турбовинтового двига­теля В. И. Базарова: 1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина

 

В 1934г. над газотурбинными двигателями начинает успешно рабо­тать известный конструктор, позже академик А. М. Люлька, двигатели которого на протяжении многих лет используются в авиации Инженер А. М. Люлька в 1937г. впервые предложил схему двухконтурного турбореактивного двигателя с осевым компрессором и кольцевой камерой сгорания. Схема двигателя показана на рис. 6.

 

Рис. 6. Схема двухконтурного турбореактивного двигателя А. М. Люлька

К началу Великой Отечественной войны им был разработан турбореактивный двигатель с осевым компрессором ТР-1, явившийся, по существу, прототипом немецкого двигателя WMO 004.

 В Англии турбореактивный двигатель разработал конструктор Уиттль. Его двигатель на самолете был впервые испытан в воздухе в 1941 г.

В первые послевоенные годы в Советском Союзе на базе немецкого ГТД c осевым компрессором WMO-004 и английского NIN-1 c центробежным компрессором создаются конструкторскими бюро под руководством А. Микулина и В. Климова двигатели РД-10 и РД-45, которыми оснащались первые принятые на вооружение военные самолёты. Под руководством Н. Кузнецова идёт успешная разработка двигателя с кольцевой камерой сгорания. Создаются новые конструкторские бюро для проектирования двигателей большой тяги и ТВД.

В области развития теории воздушно-реактивных двигателей ог­ромную роль сыграли наши отечественные ученые.

Задолго до появления на практике воздушно-реактивных двига­телей, в 1928—1929 гг., советский ученый, академик Б. С. Стечкин разработал современную теорию и методы расчета ВРД. В сво­ей работе «Теория воздушного реактивного двигателя» Б. С. Стечкин впервые теоретически обосновал возможность применения для авиа­ции ВРД, вывел формулу для определения силы тяги и КПД этого типа двигателей.

Академик Б. С. Стечкин внес большой вклад в общую теорию турбокомпрессорных воздушно-реактивных двигателей, в частности, в теорию лопаточных машин — компрессоров и турбин. В 1929 г. проф. Б. С. Стечкин опублико­вал в журнале «Техника воздушного флота» статью «Теория воздушно-реактивного двигателя», в которой были изложены основные положения теории реактивных двигателей. Проект первого турбовинтового двигателя был разработан и реализован в металле также Б.С. Стечкиным с группой его учеников, в состав которой входил П.К. Казанджан, впоследствие известный своими работами в области теории авиадвигателей.

 Большие заслуги в области разработки теории и конструкции газовых турбин принадлежат проф. А. Стодола, проф. В. М. Маков­скому и проф. В. В. Уварову. В 1925 г. в научном автомоторном институте (НАМИ) под руковод­ством проф. Н. Р. Брилинга инженером В. В. Уваровым были начаты работы по исследованию рабочего про­цесса газовых турбин. В 1935 г. вышла капитальная работа проф. В. В. Уварова «Газовые турбины», которая в мировой технической литературе является одной из первых книг по теории газовых турбин. Существенный вклад в теорию газовых турбин сделали также проф. |Г. С. Жирицкий|и проф. И. И. Кириллов. В 1935 гг. были сделаны попытки создания центробежных компрессоров большой производительности (компрессор проф. В. В.Уварова, компрессор агрегата центрального наддува многомоторных самолётов С. А. Трескина и профессора Г.С Скубачевского).

Работы коллектива авторов под руководством проф. Р. С. Кинасошвили и проф. И. А. Биргера по прочности и колебаниям деталей газотурбинных двигателей, достижения в металлургии и технологии позволили ученым, конструкторам, техникам и рабочим всемирно известных отечественных конструкторских бюро под руководством А. Микулина, В. Климова, А. Люлька, Н.Кузнецова, Ю. Соловьёва и др.  в создать высококачественные авиационные двигатели, на много лет опередившие зарубежные образцы.

 Основные технико-экономические показатели отечественных двигателей приведены в таблице.

Двигатель				Летат. аппарат			Max тяга, кН (Мощн.,  кВт) .	Удельн . Расход Топлива (крейс)	Удельн. масса, кг/Н, (кг/кВт)	L, мм	Dmax мм
Тип	Марка	Год Гос. исп.	Ген. Констр. (марка, страна)	Марка	Год ввода
Первое поколение
ТРД	РД-45	1946	Климов	МИТ-15	-		2,270	0,1065			1258
Второе поколение
ТВД ТРД ТВД ТВД	НК-12 РД-3М АИ-20 АИ-24	1952 1954 1957 1959	Кузнецов Микулин Ивченко Ивченко	Ту-114 Ту-104 Ил-18 Ан-24	1955 1957 1958 1959	3100 1080 1468 600	11848 95 2944 1877	- 0,0918 - 0,3185	- 0,0326 0,36 0,3197	4833 5380 - -	1365 1400 - -
Третье поколение
ТРДД ТРДД ТВД ТРДД	НК-8 Д-30КУ ТВ2-117 НК-86	1960 1959 - 1975	Кузнецов Соловьёв Изотов Кузнецов	Ил-62 Ил-62М Ми-8 Ил-86	1967 1974 - 1980	2500 2650 330 2450	53,2 187,9 1104 103	- 0,0729 0,4212 0,0747	- 0,0825 0,2989 0,0197	5835 5200 2875 6238	1442 - 745 1600
Четвёртое поколение
ТВД ТРДД ТРДД ТРДД ТРДД ТВД ТРДД ТРДД ТРДД	ТВ3-117 Д-36 Д-18Т Пс-90А Д-436М ТВ7-117 CF6-60C2 PW4800 CF56-562	- 1977 1984 1991 - - 1984 1986 1998	Изотов Лотарев Лотарев Соловьёв Муравченко Изотов Gen. Electr Pratt & Whitt. SN.Gen. Elect	Ми-8ВТ Як-42 Ан-124 Ил-96300 Ту-334 Ил-134 F300-600 A310 A340	- 1979 - 1991 1995 - - - -	285 1099 - 2989 1258 - 4070 4228 2295	1638 15,7 - 157 75 1848 262,9 249,2 127.2	0,3668 0,0663 0,0648 0,0599 0,0628 0,2445 0,0603 0,0602 0,0681	0,1748 0,0172 - 0,0185 0,0167 - 0,0155 0,0163 0,0189	2060 1993 5698 5330 - 2140 3878 3870 2443	728 1712 1560 2395 - 948 2448 2440 1820
Пятое поколение
ТРДД							Сверхвыс	0,04-0,045	0,005-0,01

                         

Основные тенденции развития ГТД по поколениям:

1. Повышение напорности компрессоров (приблизительно на 5…10 единиц в год).

2. Повышение температуры газа перед турбиной (примерно на 10…20 градусов в год.

3. Использование двухконтурных ТРД.

4. Регулирование компрессоров.

5. Регулирование радиальных зазоров компрессоров и турбин.

 «Программой развития гражданской авиационной техники России на 2006-2015г. г.» намечены основные Перспективы и пути развития двигателей нового 5 поколения.

Цели

-оснащение военной авиации России двигателями отечественного производства, не уступающими по своим технико-экономическим показателям двигателям других стран;

-принятие мер, способствующих развитию отечественных двигателей для гражданской авиации и постоянному повышению их конкурентоспособности;

-опережающее создание перспективных авиадвигателей для научно-технического задела, конструкционных материалов, электронных систем управления, средств диагностики и др.;

-сохранение уникального научно-производственного потенциала на уровне, обеспечивающем основные потребности в двигателях отечественной авиации.

Основные задачи:

-модернизация ограниченного числа существующих двигателей с целью поддержания обороноспособности страны и выполнения требований по уровню экологических характеристик;

-доводка и совершенствование и обеспечение конкурентоспособности базовых двигателей военной и гражданской авиации;

-создание научно-технического задела и обеспечение разработки перспективных двигателей 5 и 6 поколений.

1 этап, 2001…2005г.г.

 – доводка и сертификация двигателей и их модификаций:

-ТРДД ПС-90А2 тягой 16…18 тс; Д-436Т1/ТП тягой 7.5 тс и ТРДД НК-93 тягой 18 тс сверхвысокой степени двухконтурности для магистральных самолетов;

-модификация двигателя ТВ7-117 мощностью 2500…3000 л.с., семейства двигателей ТВД-1500/РД-600 мощностью 1300…1800 л.с., ГТД мощностью 400…500 л.с. для самолетов и вертолетов;

-авиационных поршневых двигателей мощностью 60…80 л.с. и 240…260 л.с. для легких самолетов и вертолетов;

-вспомогательных ГТД (ВГТД) мощностью 120, 260, 430 кВт для самолетов и вертолетов.

2 этап, 2006…2015г.г.:

-создание конкурентоспособных двигателей нового поколения: высоконадежных, экологически чистых, высокоэкономичных базовых ТРДД с улучшенными эксплуатационными характеристиками – тягой 9…16 тс для новых магистральных самолетов, тягой 4…5 тс для новых региональных самолетов, новых ГТД мощностью 2200…3300 л.с. для перспективных вертолетов и самолетов, новых ГТД в классе 700 кВт для самолетов большой пассажировместимости, а также двигателей для новых самолетов на сжиженном природном газе (СПГ);

-потребность в России для гражданской авиации на период до 2015г. по прогнозам составляет 14 тыс. экземпляров, в энергетике страны в целомбудет необходимо более 20 тыс. экземпляров. Суммарная

-стоимость всех двигателей и установок 55…60 млрд. долл.;

-обеспечить увеличение в 1.5…2 раза показателей ресурса и надежности; снизить уровень шума на 20…30 EPN дб относительно действующих международных норм; снизить эмиссию вредных веществ в 2…3 раза; повысить экономичность на 10…15%; сократить число ступеней компрессора и турбины на 30…40% и на 50% количество деталей;

-создать одноступенчатый вентилятор малошумный и с высоким КПД; создать высоконапорный компрессор НД и ВД при суммарной степени повышения давления в двигателе 40…50, имеющих более высокий политропический КПД; создать малоэмиссионную камеру сгорания с жаровой трубой большого ресурса; создать одноступенчатую турбину ВД со степенью расширения 4..5; создать быстроходную турбину НД; создать высокоэффективные уплотнения ГВТ и масляных полостей; создать высокоэффективный редуктор.

 

1.3.2. Основные типы авиадвигателей, их параметры и области применения

Газотурбинные двигатели начали применяться в авиации с конца Великой Отечественной войны. За сравнительно короткий срок поршневые двигатели были совершенно вытеснены из скоростной авиа­ции и заменены газотурбинными двигателями. Причины такого быстрого внедрения ГТД в авиацию заключаются в том, что во многих отношениях они оказались более совершенными, чем поршневые. В ГТД можно было получить весьма большую силу тяги при малом весе, при этом

Рис. 1.. Схема турбореактивного двигателя с осевым компрессором и форсаж­ной камерой:

1 —входная часть- 2— осевой компрессор; 3 камера сгорания; 4 —турбина;   5 форсажная ка­мера, 6 —реактивное сопло

поперечные габаритные размеры, отнесенные к силе тяги, оказались во много раз меньшими, чем у лучших поршневых двигателей. Установка газотурбинных двигателей на самолете позволила резко повысить ско­рость полета. Уже первые самолеты с ГТД имели скорость около 960 км/час, в то время как максимальная скорость самолетов с поршне­выми двигателями достигла только 756 км/час

В ходе развития появились различные типы ГТД, которые по своим показателям достигли большого совершенства. ГТД можно разделить на две группы: турбореактивные (ТРД) и турбовинтовые (ТВД). Про­межуточное положение занимают турбореактивные двухконтурные дви­гатели (ДТРД).

ТРД (Рис. 1 и 2) - имеют широкое распространение в силовых установках летательных аппаратов и позволяют получать большую скороподъемность и скорость полета, значительно превосходящую ско­рость звука. Они надежны в работе и имеют большой ресурс.

Рис.2. Схема турбореактивного двигателя с центробежным компрессором

1 – входное устройство, 2 – центробежный компрессор, 3 – камера сгорания, 4 – турбина, 5 – реактивное сопло

Рис.2,а. Общий вид турбореактивного двигателя с центробежным компрессором.

 

Для транспортных и пассажирских самолетов с малыми дозвуковыми скоростями ТРД не применяются вследствие их низкой экономичности на этих скоростях.

На пассажирских, транспортных самолетах и на вертолетах при дозвуковых скоростях полета широко применяются ТВД (рис. 3)

ТВД по причине использования в качестве движителя воздушного винта имеют более высокий тяговый КПД, чем ТРД, что приводит к снижению рас­хода топлива, а, следовательно, и к увеличению дальности полета самолета.

Двухконтурные двигатели (ДТРД) с передним (рис. 4) и задним: (рис. 5) расположением вентилятора нашли применение в настоящее время на самолётах различного назначения. Для сверхзвуковых самолетов применяются двигатели со степенью двухконтурности (отношение количеств воздуха, проходящего по наружному и внутреннему контурам) т = 2, а для до­звуковых самолетов в зависимости от их назначения — со степенью двухконтурности от 3 до 8.

 

 

 

а

 

 

б

Рис. 3. Схемы турбовинтовых двигателей

а – с общей турбиной, б – с раздельными турбинами;:

1 —воздушный винт; 2—редуктор; 3—компрессор; 4— камера сгорания; 5—турбина; 6 – турбина винта  

Заднее расположение вентилятора позволяет сравнительно легко использовать хорошо зарекомендовавшие себя ТРД и на базе их создать ДТРД. На рис. 6 показан двухконтурный двигатель со степенью двух­контурности m=1,45, с двухступенчатым вентилятором, расположенным; впереди компрессоров среднего и высокого давления (π_к=13), с тя­гой ~8160 даН. ГТД применяются в силовой установке самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). Для этого могут применяться подъемно-тяговые, поворотные тяговые и подъемные двигатели. Подъемно-тяговые двигатели (рис.7, а, б, в), имеют одно или несколько (2—4) пово­ротных сопловых устройств, позволяющих получить тягу как в верти­кальном (для взлета и посадки), так и в горизонтальном (для горизон­тального полета) направлениях. Разновидностью подъемно-тяговых дви­гателей могут быть поворотные тяговые двигатели (рис.7 г), укреп­ленные на концах крыльев.

 

   а                                                               б

Рис.4. Схемы двухконтурных ТРД с передним расположением вентилятора второго контура:

а —двухконтурный двухвальный двигатель, расчлененный на узлы (тяга 18 000 дан, диаметр вентилятора ~3430 мм, длина - 3175 мм. . степень двухконтурности _т ~ 5, масса — 2500 кг; б—трехвальный двухконтурный двигатель (тяга ~20000 дан. диаметр вентилятора 2435 мм, длина ~ 3660 м, степень двухконтурности т   5,21. масса 3850 кг)                                      

Подъемные ТРД (рис.7, д) развивают тягу только в вертикальном направлении и после взлета самолета (через 1 —1,5 мин) выключаются. При этом тяговые двигатели постепенно уве­личивают обороты и увеличивают скорость горизонтального полета само­лета.

Применение подъемных двигателей для СВВП становится целесо­образным только в том случае, когда их удельная масса, т. е. отношение массы двигателя к тяге, не превышает ~0,05—0,07 кГ/даН тяги (что в 3—4 раза меньше удельной массы тяговых двигателей). Такое умень­шение удельной массы подъемных двигателей достигается применением стеклопластиков, титановых, алюминиевых и магниевых сплавов, а так­же увеличением напряжений в деталях двигателя, что снижает ресурс их работы (который составляет 50—100 час). На рис.7, е показан двухконтурный подъемный ТРД (вверху с передним, внизу с задним расположением вентилятора второго контура).

Конструктивные особенности элементов газотурбинных двигателей (компрессоров, камер сгорания, турбин и других узлов) могут служить признаками для их классификации.

Так можно различать двигатели с центробежными, осевыми и осе-центробежными компрессорами, с трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми камерами сгорания, с петлевыми и прямоточными направ­лениями движения газов, с осевыми и радиальными турбинами и т. д., как это представлено на рис. 8. Это многообразие характерно для первого периода развития двигателей, когда искались наилучшие кон­струкции главнейших узлов двигателей. В настоящее время газотурбин­ные двигатели имеют вполне установившиеся элементы. Так, в ТРД и ТВД в настоящее время применяются почти исключительно осевые ком­прессоры вследствие того, что они позволяют получить большую сте­пень повышения давления, имеют высокий КПД, малый вес и малые поперечные габариты. По этой причине центробежные компрессоры (см. рис.2) и осецентробежные (рис.9) в настоящее время почти не применяются.

 

Рис.5. Общий вид двухконтурного турбореактивного двигателя

/—реактивное сопло; 2—кожух камеры сгорания; 3 —форсунка; 4 —корпус компрессора; 5—картер привода вспомогательных агрегатов; 6 —вход воздуха в компрессор;

7 —обтекатель; 8 —вход воздуха в компрессор

второго контура.

 

Рис.5,а. Схема двухконтурного ТРД с задним расположением вентилятора второго контура:

/— 17-ступенчатый компрессор; 2—камера сгорания; 3— трехступенчатая турбина; 4— турбина  турбовентиляторной приставки; 5—вентилятор турбовентиляторной приставки; б—воздушный контур турбовентиляторной приставки; 7, 8— задний и передний подшипники турбовентилятор­ной приставки

 

Рис.6. Схема двухконтурного ТРД с передним расположением вентилятора второго контура:

А— лопатки входного направляющего аппарата, В—двухступенчатый вентилятор: С—выход воздуха из первого контура в атмосферу; D— 6-ступенчатый компрес­сор среднего давления, Е— 7- ступенчатый компрессор высокого давления. F— камера сгорания; G— одноступенчатая турбина, приводящая компрессор высокого

Давления, Н, I, К—три ступени турбины, приводящей двухступенчатый вентилятор и компрессор среднего давления

 

Рис. 1.07. ТРД для вертикального взлета и посадки:

а— двухконтурный двигатель с 4-сопловыми устройствами, меняющими направление силы тяги; б—положение сопловых устройств при взлете и посадке; в—положение сопловых устройств при горизонтальном полете; г—положение поворотных тяговых двигателей, установленных на концах крыльев при взлете и посадке; д— подъемный "ТРД, развивающий тягу только в вертикальном направлении; е —двухконтурный.подъемный двигатель, вверху с передним, внизу с задним расположением вентиля­тора второго контура

 

 

 

Компрессор, камера сгорания, турбина и реактивное сопло в ГТД располагаются так, чтобы получить прямоточный тракт, при котором имеют место малые гидравлические потери. Двигатели с «петлевым» трактом (рис. 10) в настоящее время

не применяются (петлевой тракт применяется только в ТВД малой мощности и в турбостартерах).

Камеры сгорания в настоящее время применяются в основном двух типов: кольцевые и трубчато-кольцевые, так как их стенки могут быть включены в силовые корпусы двигателя, что снижает его вес. (Стенки индивидуальных камер, см. рис. 1.02, не включаются в силовые корпусы двигателя.)

Газовые турбины для двигателей большой тяги применяются исклю­чительно осевого типа. Радиальные турбины встречаются лишь на ма­лых ТРД и ТВД. Число ступеней определяется величиной срабатывае­мого перепада, поэтому в ТРД применяются от одной до трех, а в ТВД — от трех до пяти ступеней.

Для форсирования ТРД в настоящее время широко применяют форсажные камеры, располагаемые за турбиной. Дополнительная тяга при этом получается за счет введения в форсажную камеру добавочного топлива и повышения в связи с этим температуры и скорости газа, выхо­дящего из реактивного сопла. При этом появляется необходимость в ре­гулируемых реактивных соплах.

Рис..9. Схема ТВД с осецентробежным компрессором и регенерато­ром -теплообменником:

1 —осевой компрессор; 2— центробежный компрессор

 Наметились основные тенденции в развитии ТВД. Конструкция основных узлов (компрессора, камер сгорания и турбин) выполняется так же, как и в ТРД. Газовый тракт выполняется также прямоточным. Регенераторы для утилизации тепла отходящих газов и подогрева вхо­дящего в двигатель воздуха применяются редко (см. рис. 1.09), так как они имеют большой вес и малую эксплуатационную надежность. В некоторых самолетных установках для снижения лобового сопро­тивления двигатели устанавливают внутри крыльев самолета, а пере­дача к винтам осуществляется с помощью выносного редуктора (рис.11). Характерной особенностью современных ГТД является широкое применение автоматизации, благодаря чему ряд величин, например, температура газов перед турбиной, обороты двигателей и другие параметры, поддерживаются автоматическими устройствами с высокой точностью. Это значительно облегчает эксплуатацию двигателя.

Рис. 10. Схема ТРД с петлевым движением воздуха и индивидуальными камерами сгорания, расположен­ными вокруг компрессора

 

1.3.3.Основные параметры авиационных ГТД

 

Оценка конструктивного совершенства газотурбинного двигателя и его эффективности производится по целому комплексу абсолютных и относительных параметров. При дросселировании двигателя, изменении высоты и скорости по­лета в соответствии с принятой программой регулирования его парамет­ры изменяются, что и находит отражение в эксплуатационных высотно-скоростных характеристиках. В этой связи сравнительная оценка газо­турбинных двигателей возможна лишь применительно к тому или иному классу летательных аппаратов с учетом специфических требований, свя­занных с используемым диапазоном скоростей и высот полета.Однако отдельные свойства различных типов ГТД могут быть вы­явлены из сравнения основных параметров двигателей в одинаковых условиях полета и для заданных режимов работы. Обычно для ГТД та­кое сравнение параметров проводится для стендовых условий при работе двигателя на максимальном режиме. В этой связи приводимые ниже значения тех или иных параметров отнесены именно к этим условиям.

Для турбореактивных и двухконтурных двигателей основным пара­метром является величина силы тяги Р. В настоящее время находят применение ТРД и ДТРД с тягой от нескольких сотен до (20—30) • 10³ деканьютонов (дан). Такой большой диапазон величин тяг объясняется разнообразием типов и назначения летательных аппаратов, на которые устанавливаются эти двигатели. Если первые серийные ТРД в 1945 г. имели тягу порядка 1000 дан, то в последующее время развитие, в со­ответствии с требованиями летательных аппаратов, шло как в направ­лении уменьшения, так и в направлении увеличения тяги, развиваемой одним двигателем.

Для турбовинтовых и вертолетных ГТД показательны значения мощности на валу винтов N _в или суммарной мощности N_e, учитывающей дополнительно и мощность реакции выходной струи N _р. Здесь, так же, как и для ТРД, отмечается тенденция к расширению диапазона мощностей.

Наряду с большими мощностями (до 15000 квт, в основном в си­ловых установках с ТВД) применяются ГТД малых мощностей поряд­ка 50—200 квт.

Вторым важным показателем газотурбинного двигателя является его масса — m _{д B}. Так как вес ГТД зависит от величины тяги (мощности), то сравнительная весовая оценка двигателей ведется по удельной массе, т. е. весу двигателя, отнесенному к его тяге (мощности):

                                                                   (1.1)

Для авиационных двигателей малая удельная масса является важнейшим требованием. За сорок лет своего развития, благодаря усилиям кон­структоров, технологов и металлургов, удалось снизить удельную массу ТРД с 0,8 - 1,0 (1945 г.) до 0,0818 (1990 г.), т. е. почти в 10 раз. Дальнейшее совершенствование ТРД позволит иметь ТРД с удельной массой 0,1 и менее.

Удельная масса ДТРД и ДТРДФ в зависимости от степени двухконтурности может быть даже ниже соответственно удельных масс ТРД и ТРДФ.

Массовое совершенство ТВД и вертолетных ГТД достигает значений 0,03- 0,045 Удельные массы малоразмерных вспомогательных ГТД, как правило, уступают вертолетным ГТД и ТВД.

 Не менее важным параметром для авиационного двигателя являют­ся его габариты, особенно максимальная лобовая поверхность . Так как лобовая поверхность ГТД зависит от тяги (мощности), то срав­нительная оценка ГТД производится по величинам удельной лобовой тяги Р_ло6.

Р_лоб= P / F _лоб

 

Так же, как и по удельной массе, за сравнительно короткий срок раз­вития ТРД достигнут существенный прогресс. Если в 1945 г. удельная лобовая тяга ТРД с осевым компрессором лежала в пределах от 2 • 10³ до 3 • 10³ кг/м², то в настоящее время у ТРД она повышена до12000 кг\м², т. е. в 6 раз.

Для оценки экономичности ТРД используется понятие удельного расхода топлива [ кг топлива/кг тяги час ],

г де   — массовый часовой расход топлива, кг/час.

В 1945 г. удельный расход топлива ТРД составлял 1, 3-1,5 кг топлива/кг тяги час; в настоящее время он снижен до 0,6 кг топлива/кг тяги час, т. е. почти в 2,5      раза.

Двухконтурные двигатели в стендовых условиях превосходят по экономичности ТРД, и в зависимости от степени двухконтурности вели­чина удельного расхода ДТРД лежит в пределах С_уд=0,5 - 0,7 кг топлива/кг тяги час.

Экономичность ТВД и вертолетных ГТД оценивают по отношению к развиваемой эквивалентной мощности, т. е.

[кг топлива/квт час].

 

Удельные расходы топлива этих двигателей лежат в пределах С_е = = 0,25 - 0,4 кг топлива/квт час.

При использовании высокотемпературных ТВД с регенерацией тепла экономич­ность может быть улучшена еще на 30—50%, особенно на крейсерских режимах.

Сравнивая выражения для С_р и С_е т. е. удельные расходы, отне­сенные соответственно к тяге или мощности, легко установить связь

 

Для ТВД в стендовых условиях в зависимости от эффективности установленного винта   квт/кг. Следовательно, у силовых ус­тановок с винтом по сравнению с ТРД экономичность в 4—5 раз выше.

Удовлетворение требований малой удельной массы и большой ло­бовой тяги ГТД достигается различными средствами, наиболее важны­ми из которых является повышение удельной тяги,

Следует отметить, что у ГТД для стендовых условий величины Р_уд, С_е, N_e и С_р, как известно из курса теории двигателей, определяют­ся исключительно выбором расчетных термодинамических параметров процесса в двигателе: степени повышения давления воздуха в компрес­соре , температур газа перед сопловым аппаратом, а также степени гидравлического совершен­ства его элементов (КПД компрессора, турбины и т. д.), а для ДТРД и степени двухконтурности т и мало зависят от размеров двигателя, т. е. величин абсолютной тяги или мощности. Величина же удельной массы двигателя, помимо связи с расчетными термодинамическими пара­метрами, существенно зависит и от размеров двигателя.

Весьма важными показателями авиационных двигателей, которые, к сожалению, зависят от многих факторов, трудно поддающихся учету, являются их стоимость, надежность, долговечность.

С учетом обеспечения заданной надежности работы каждому двига­телю назначается для конкретных условий эксплуатации межремонтный срок службы, или технический ресурс двигателя. В ходе развития авиа­ционных двигателей их ресурсы неизменно повышались. Так, если в на­чале развития ресурс двигателя составлял 25—50 часов, то в настоящий момент ресурсы некоторых ГТД, хорошо зарекомендовавших себя в экс­плуатации, доходят до 5000—8000 часов и более. В отличие от ресурса в поня­тие долговечности двигателя входят полный срок службы с учетом оп­ределенного числа ремонтов.

 

 

1.4. Содержание задания на самостоятельную работу

 

Студент под руководством преподавателя с использованием технического описания, чертежей, макета разреза двигателя и отдельных деталей конкретного компрессора

- установить и обосновать тип конструктивно-схемного решения авиадвигателя,

-произвести сравнение вариантов конструктивно - компановочных схем и технико-экономических параметров заданных конкретных двигателей одного назначения

 

                                                 Литература

 

1. Лозицкий Л.П., Ветров А.Н., Дорошко С.М., Иванов В.П., Коняев Е.А. Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей. М.:Воздушный транспорт, 1992

2. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей, Машиностроение, Москва, 1969. 543 с.

3. Штода А.В., Алещенко С.П., Иванов А.Я. и др. Конструкция авиационных газотурбинных двигателей. М.: ВОЕНИЗДАТ МО, 1961.

4. Штода А.В., Алещенко С.П., Гаевский С.А. и др., Конструкция авиационных двигателей, ч.1. М.: ВВИА им. Н.Е, Жуковского, 1969.

5. Косов М.А., Любановский Е.В. Авиационные газотурбинные двигатели. М., 1960.