Роль силовой установки в развитии авиации

Источник: Материалы из л екций по курсу «Основы конструирования АД и ЭУ» 2011 года доцента кафедры «Авиационные двигатели» Рыбинского государственного авиационного технического университета имени П.А.Соловьева Владимира Алексеевича Пономарева.

Силовые установки летательных аппаратов играют первостепенную роль в развитии авиации. Полеты первых самолетов стали возможны только тогда, когда были созданы двигатели достаточно мощные, но при малой массе и небольших габаритах.

Все наиболее важные, качественно новые этапы развития авиации связаны или с появлением новых типов силовых установок, или с коренным улучшением существующих двигателей. Примеры – появление поршневых двигателей, ТРД и ТВД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ. Практика разработки авиационных двигателей показала, что сроки их создания всегда больше сроков разработки самолетов, для которых они предназначены. Проектирование, постройка и доводка оригинального современного авиационного двигателя требует 10 – 15 лет, что зачастую превосходит срок проектирования, постройки и доводки планера самолета (в конце XX века сокращены с 10 – 15 до 5 – 8 лет. Для согласования сроков разработки самолета и двигателя применяются специальные методы формирования и реализации программ их создания.

Современный авиационный двигатель – сложная и дорогая машина, при создании которой используются новейшие достижения науки и техники. В свою очередь, развитие авиационного двигателестроения определяющим образом влияет на развитие науки и многих отраслей промышленности.

Современный уровень развития авиации с ее большими высотами и скоростями (рекордные значения Н_п до 25 км и М_п – до 3...3,5) полета вызвал появление самолетов с качественно новыми аэродинамическими характеристиками, при которых, например, становится практически невозможно осуществить маневр самолета с отказавшими двигателями, даже для выбора места посадки самолета. Современный пассажирский самолет перевозит одновременно до нескольких сотен пассажиров (550 и боле), его взлетная масса достигает 450 тонн, время полета до 16 часов. В этой связи повышаются требования к надежности двигателя, а тот уровень требований, который был реализован при создании двигателя, может быть обеспечен только при глубоком знании двигателя и при его грамотной эксплуатации.

Научной основой дисциплины «Основы конструирования АД и ЭУ» являются общеинженерные и специальные дисциплины. Особенностью специальных профилирующих дисциплин является то, что их успешное изучение основано на глубоком знании предшествующих общеобразовательных и специальных предметов. Такими предметами для «Конструкции авиационных двигателей» являются начертательная геометрия и инженерная графика, химия, термодинамика и теплопередача, механика жидкости и газа, теория ВРД, теория лопаточных машин, сопротивление материалов (инженерная механика), теория механизмов и машин, детали машин, а также математика и физика, являющиеся основой изучения всех технических дисциплин.

В свою очередь, хорошее знание конструкции авиационных двигателей и их систем поможет глубоко понять технологию проектирования, производства, ремонта, технической эксплуатации и диагностики силовой установки летательного аппарата.

Содержанием лекций является наиболее стабильная часть дисциплины, ее основа. Для более глубокого изучения отдельных аспектов конструкции необходимо обращаться к дополнительной литературе.

1.1.1. Причины перехода в авиации к реактивным двигателям

Первые серьезные попытки освоения человеком воздушного пространства с помощью летательных аппаратов тяжелее воздуха привели к необходимости создания двигателей, отличающихся по параметрам от своих сугубо «земных» сородичей. С историей создания первых самолетов следует знакомится по работе Д.А. Соболева «Рождение самолета. Первые проекты и конструкции» М.: Машиностроение, 1988 г. и последующими его трудам. История начального этапа развития авиации в России описана в фундаментальной работе «Авиация в России. Справочник. М.: Машиностроение, 1988 г., созданной учеными ЦАГИ.

Хроника пути человечества к первому полету летательного аппарата тяжелее воздуха такова.

1799 г. Сэр Джордж Кэйли, 26-летний англичанин, предложил концепцию летательного аппарата тяжелее воздуха современного типа;

1804 г. Сэр Джордж Кэйли создал модель планёра – первый в истории авиации свободно летающий аппарат с неподвижно установленным крылом;

1842 г. Английский механик Уильям Хенсон предложил проект самолета с паровым двигателем и винтами;

1856 г. Французский моряк Жан Мари Ле Бри построил планёр и совершил на нём единственный удачный полёт;

1874 г. Французский морской офицер Феликс дю Тампль окончил постройку самолета с паровым двигателем и винтовым движителем. Основной конструкционный материал – алюминий. Попыток совершить взлет не было.

1883 г. Русский морской офицер, контр-адмирал в отставке, Александр Федорович Можайский построил трехвинтовый самолет ("Летунья"). Имел паросиловую установку, созданную им же. Она состояла из двух поршневых паровых двигателей в 20 и 10 л.с. Общий вес двигателей и водотрубного котла системы дю Тампля с жидкостным отоплением составлял 163,3 кгс, удельный вес силовой установки – 5,44 кгс/л.с. Такой малый по тому времени (1882 г.) удельный вес представлял собой выдающееся достижение техники и является характерным только для силовой установки авиационного назначения. Двигатель самолета братьев Райт имел больший удельный вес - 7,5 кг/л.с.

Не имел поперечного аэродинамического управления. Наиболее практичная конструкция из 5 самолетов, построенных в XIX веке. Осуществлена неудачная попытка взлета;

1890 г. Французский инженер Клеман Адер построил самолет "Эол" с паровым двигателем и винтами (прототип – летучая мышь, частично отошёл от концепции Кэйли) и оторвался от земли на 5 секунд и 5 см. Впервые аппарат тяжелее воздуха самостоятельно преодолел силу земного притяжения;

1891 г. Немецкий инженер Отто Лилиенталь построил ряд балансирных планёров и на третьем из них впервые выполнил ряд планирующих полетов;

1900 – 1902 гг. Американцы Уилбур и Орвилл Райт построили планёр-биплан с системой поперечного управления (перекашивание крыльев) и выполнили на нём полеты до 1 мин. Научную консультацию осуществлял профессор Огюст Шанют.

1903 г. Лето. Профессор Сэмьюэл Пирпойнт Лэнгли, США, провел испытание модели самолета в масштабе 1:4 с двигателем внутреннего сгорания в 3 л.с. Установившийся полет длился 27 секунд.

7.10.1903 г. Профессор Лэнгли проводит неудачное испытание самолета "Аэродром А" с пятицилиндровым двигателем воздушного охлаждения мощностью 52 л.с. конструкции профессора Чарльза Мэнли. Вес двигателя 94 кг. Рекордный удельный вес 1,88 кгс/л.с. Не имел поперечного аэродинамического управления. Две попытки пилота Ч. Мэнли совершить полет не удались.

17.12.1903 г. Самолет братьев Райт (названный ими "Флайер", т.е. летун), созданный на базе планёра при консультации профессора О. Шанюта, выполнил четыре установившихся полета на расстояние до 260 м.

Тринадцатый из построенных к этому моменту самолетов стал первым из действительно летавших.

Одной из причин успешного полета «Флаера» было использование поршневого двигатель внутреннего сгорания, который был лишен целого ряда недостатков, присущих паровой машине. Первые самолеты с такими двигателями появились в 1901 – 1908 г.г. Удельная масса двигателей составляла 1,88...7,5 кг/л.с. К середине ХХ столетия они достигли высокой степени совершенства, составив целую эпоху в авиации. Мощность ДВС в одном агрегате достигала 3500 л.с., удельный вес – 0,6...0,64 кгс/л.с., удельная лобовая мощность – 1500...2500 л.с./м², удельный расход топлива – 170...180 г/л.с.?час. Максимальные скорости серийных самолетов-истребителей достигли 720 км/час на высоте 6000 м. Однако дальнейший рост скорости ограничивался возможностями силовых установок. Наращивание мощности моторов уже не давало заметного прироста скорости. Например, если самолет Як-1 имел в 1940 г. максимальную скорость 585 км/час при мощности мотора 950 л.с., то Як-3 с мотром ВК-107А достигал скорости 720 км/час на высоте 6 км при мощности мотора на этой высоте более 1100 л.с. Прирост скорости 23% при росте мощности на 16%. Дальнейшее заметное увеличение скорости оказалось практически невозможным: на этом же самолете с мотором ВК-108 и мощности 1300 л.с. (прирост 18%) скорость увеличилась на 3,5%, достигнув 745 км/час. Это объясняется тем, что при увеличении скорости полета свыше 750-800 км/час резко возрастала потребная мощность двигателя из-за существенного падения КПД винта и уменьшения аэродинамического качества самолета. Изменение КПД винта по скорости полета показано на рис.1.1 (Из Р6, стр.186).

Рис.1.1 Изменение КПД винта по скорости полета

Наращиванию мощности препятствовал удельный вес поршневых двигателей, который значительно снизить не удавалось. Например, у самого мощного советского комбинированного авиационного поршневого двигателя ВД-4К в 4300 л.с. (конструкции В. Добрынина,ОКБ-36, г.Рыбинск), установленного на самолет (стратегический бомбардировщик Ту-85) удельный вес по взлетной мощности был равен 0,535 кгс/л.с., а на расчетной высоте удельный вес составил 0,71 кгс/л.с. При расчете удельного веса учтен вес турбокомпрессора наддува, работающего на выхлопных газах. Доля веса силовой установки в весовом балансе самолета становилась неприемлемо большой.

Выявился некий предел скорости полета самолета с винтомоторной группой (ВМГ). Дело в том, что установившаяся скорость горизонтального полета с двигателем, создающим потребную тягу посредством передачи мощности на воздушный винт, однозначно определяется удельным весом двигателя, долей его массы в полетной массе самолета и его аэродинамическим качеством.

Из уравнения существования самолета, впервые полученного В.Ф. Болховитиновым («Пути развития летательных аппаратов». – М.: Оборонгиз, 1962, стр.12 – 20) можно вывести простую однозначную зависимость такого максимально возможного удельного веса двигателя, при которой достигается та или иная скорость.

Тяга ВМГ равна:

, (1)

где – коэффициент тяги винта, кгс/л.с.,

- мощность двигателя на высоте полета с максимальной скоростью.

Из известного выражения найдем коэффициент тяги винта:

, (2)

где– КПД винта при максимальной скорости полета,

- максимальная скорость полета, км/час (более 60 км/час).

Из условия горизонтального полета с максимальной скоростью можно написать:

, (3)

где - полетный вес самолета, кгс,

- аэродинамическое качество самолета на максимальной скорости полета.

Подставляя в (3) выражение (1), получим:

. (4)

Отсюда получим:

. (5)

С другой стороны, можно записать вес двигательной установки, как

, (6)

где - коэффициент веса двигательной установки,

- удельный вес двигателя, , кгс/л.с.

Из (6) выражаем мощность двигателя через вес двигательной установки и удельный вес двигателя:

. (7)

Приравняв формулы (5) и (7), получаем:

. (8)

Тогда величина потребного удельного веса двигателя определится по формуле:

. (9)

Заменив на и записав как , окончательно получим:

. (10)

Диапазон значений произведения сравнительно невелик: для самолетов с поршневыми двигателями он не выходит за пределы 1,5 – 2.

Зависимость предельной величины удельного веса двигателя от потребной скорости полета показана на рис.1.2. Из неё видно, что достижение скорости полета более 750 – 800 км/час практически невозможно, так как для этого требуется, чтобы удельный вес не превышал 0,4 – 0,5 кгс/л.с. Однако у поршневых двигателей мощностью 2000 – 4000 л.с. он достиг 0,6 - 0,7 кгс/л.с. Это связано с тем, что увеличение мощности без увеличения размеров и числа цилиндров достигалось главным образом за счет увеличения частоты вращения и давления наддува. Соответствующие увеличение нагрузок на детали приводило к увеличению веса. Одновременно абсолютный и удельный веса возросли из-за усложнения конструкции поршневых двигателей: внедрения редукторов, двухскоростных и двухступенчатых приводных центробежных нагнетателей, турбокомпрессоров, автоматики, новых агрегатов и приводов к ним. В итоге, ВМГ не могла обеспечить дальнейшее развитие авиации на пути увеличения скорости и высоты.

Рис. 1.2 Зависимость предельной величины удельного веса поршневого двигателя от потребной скорости полета

Свидетельством наличия некоторого предела скорости полета самолета с ВМГ являются данные, приведенные в табл.1. Из них видно, что даже кратковременный полет самолета, доработанного для рекордного полета с предельно форсированным поршневым двигателем (ресурс порядка одного часа) возможен со скоростью не более 900 км/ч.

Таблица 1.2.

Официальные рекорды скорости самолетов с поршневыми двигателями (более 700 км\ч) на базе 3км при полете у земли

Дата установления рекорда	Самолет (из какого боевого самолета создана рекордная версия)	Скорость, км/час	Пилот	Мощность двигателя, л.с.	Марка двигателя
23.10.1934	Макки-Кастольди М.72	709,2	Аджелло		AS.VII
30.03.1939	Хейнкель He-100V-8	746,6	Г. Дитерли		DB601R
26.04.1939	Мессершмит Me-209	755,1	Ф. Вендель		DB601V-13
16.08.1969	«Конквест» I (Грумман F8F-2 «Биркэт»)	776,5	А. Гринемэйер
14.08.1979	«Ред Барон» (Норт Америкэн Р51 «Мустанг»)	803,1	С. Хинтон		«Мерлин»
21.08.1989	(Грумман F8F-2 «Биркэт»)	850,2	Л. Шилтон		R.3350

Источник: серия статей В. Бакурского в журнале «Крылья Родины» 1991 - 1994 гг.

Обеспечение больших скоростей и высот полета самолетов стало возможным благодаря появлению ГТД. В отличие от поршневых двигателей, ГТД, при сравнительно небольших габаритах и массе, позволил получить в полете очень большую мощность. Главной и принципиальной особенностью турбореактивного двигателя (ТРД) было то, что их тяга в значительном диапазоне дозвуковых скоростей была почти постоянной, а достижимая скорость полета ограничивалась только приближением скорости полета к скорости истечения газов из реактивного сопла и аэродинамическими характеристиками самолета.

Например, один из лучших советских авиационных поршневых двигателей АШ-82ФН при массе 900 кг имел взлетную мощность 1850 л.с. (тяга на взлете 3700 кГс) и соответствующую тяговую мощность в полете 1430 л.с. Винтомоторная группа самолета Ла-5ФН на скорости 634 км/час и высоте 6250 м развивала тягу 500 кг (=0,351, =0,63 кГс/л.с.). В то же время один из первых отечественных ГТД ВК-1А практически при той же массе имел взлетную тягу 2700 кГс, в тех же условиях полета имел тягу 1480 кГс, что в три раза больше (тяговая мощность 3400 л.с., =0,26 кГс/л.с.), а на скорости полета самолета около 1000 км/час имел тягу 1500 кГс и развивал тяговую мощность 5550 л.с. (=0,16 кГс/л.с.).

Еще одно важнейшее преимущество газотурбинных двигателей: их тяга при постоянной скорости полета с увеличением высоты полета уменьшается медленнее, чем плотность воздуха, а у поршневых двигателей даже с очень большой высотностью после достижения расчетной высоты мощность (а значит, при данной мощности и тяга винта) стремительно падает, причем тем быстрее, чем больше расчетная высота полета двигателя. Отметим еще одно важное обстоятельство: на высоте более 17 – 18 км эффективная мощность на валу любого поршневого двигателя, в том числе и комбинированного двигателя, например типа ВД-4К, приближается к нулю. Это наступает тогда, когда развиваемая поршневым двигателем индикаторная мощность в его цилиндрах сравнивается с мощностью, затрачиваемой на механические и прочие потери. Это принципиальное ограничение определяет потолок самолетов с поршневыми двигателями, который у обычных, не рекордных самолетов, составляет 11 – 13 км. Для газотурбинных двигателей, в частности для ТРД, у которых механические потери существенно меньше, тяга сохраняется до больших высот.

Появившиеся в эксплуатации несколько позже ТРД турбовинтовые двигатели (ТВД), несмотря на заметно меньшие удельные веса, чем у ПД, обладали теми же принципиальными недостатками, что и любые винтомоторный силовые установки: тяга винта падала с увеличением скорости полета. Тем не менее, меньший удельный вес, а для ТВД он составил 0,3 – 0,4 кГс/л.с., позволял заметно увеличить скорость полета. На рис.1.2 для сравнения нанесена точка для стратегического бомбардировщика Ту-95 с турбовинтовыми двигателями (ТВД) НК-12 (=0,45 при N=6500 л.с. на высоте 11 км, при взлетной мощности 12000 л.с.при Н_п=0 и М_п=0).

Преимущество двигателей прямой реакции, ТРД и ТРДД, по сравнению с ТВД ярко описаны в работе крупного советского авиаконструктора Л.Л. Селякова (Р9). Можно привести еще следующие цифры: У самого мощного отечественного ТРД - РД36-51А, созданного в РКБМ (г.Рыбинск), тяга на скорости 2336 км/ч (М_п=2,2) составляла 5100 кГс, тяговая мощность 44170 л.с и =0,112 кГс/л.с.

Причины перехода в авиации к реактивным двигателям приводятся в Р6 и книге В.С. Пышнова Основные этапы развития самолета. – М.: Машиностроение, 1984. – 96 с.

1.1.2. История создания авиационных ГТД

Реактивный авиационный двигатель является «интернациональным» достижением. Вклад отечественных инженеров и ученых весьма велик. В основе современной теории лопаточных машин лежат работы по вихревой теории гребных винтов и осевых вентиляторов Н.Е. Жуковского. Он же впервые вывел формулу для определения силы тяги реактивной струи.

В 1867 г. русский инженер Н.А. Телешов предложил проект «теплородного духомета» – пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, который должен был быть установлен на самолете - бесхвостке с треугольным крылом.

Газовая турбина является неотъемлемой частью ГТД. Она впервые была построена в металле и испытана в 1887 г. русским инженером П.Д. Кузьминским. Это была трехступенчатая парогазовая турбина (предназначена для корабля). В 1910 – 1912 г.г. русским инженером Н.Герасимовым была запатентована схема авиационного ТРД, в 1914 г. лейтенантом флота М.Н. Никольским предложена схема турбовинтового (турборакетного) двигателя.

Практические работы по созданию авиационных ГТД начались в 30-х годах прошлого века в трех странах: Англии, Германии и СССР. В таких авиационных державах как США и Франция работы над авиационными ГТД не велись.

В конце 1933 г. двадцатидвухлетний студент Геттингенского университета Ганс-Иоахим Пабст фон Охайн (Hans-Joachim Pabst von Ohain), только что закончивший изучение курсов физики и прикладной механики, заинтересовался проблемами создания турбореактивного двигателя (ТРД). Любопытно, что поводом для этого послужил... невероятный шум, создаваемый поршневым мотором и винтом, что, по его мнению, свидетельствовало о невысоком КПД всей силовой установки. Опираясь на полученные сугубо теоретические знания, Охайн решил, что «гладкое» течение газа в ТРД будет способствовать уменьшению шума, вибраций, нагрузок на агрегаты и массы всей силовой установки. Все это он считал чрезвычайно важным для создания высокоскоростных летательных аппаратов.

В 1934 г. Охайн разработал эскизный проект, прикинул массу узлов и рассчитал величину тяги своего первого двигателя. Степень повышения давления в центробежном компрессоре не превышала трех, а температура на входе в турбину составила 650…760 С. В дальнейшем «старшие товарищи» указали начинающему ученому, что при таких значениях параметров и скорости порядка 800 км/ч КПД его двигателя будет раза в полтора меньше, чем у поршневого мотора одинаковой мощности. Угрожающе высокими получились и оценки удельного расхода топлива, зато масса реактивного двигателя по расчетам оказалась вчетверо меньшей по сравнению с эквивалентным поршневым двигателем. В те времена доля двигателя в общей массе силовой установки истребителя была определяющей, тогда как масса топлива составляла не более трети от суммарной. Поэтому, несмотря на невысокий КПД спроектированного реактивного двигателя, Охайн считал его достаточно перспективным.

Демонстрационный ТРД, использовавший в качестве топлива водород, был готов к испытаниям в конце февраля 1937 г. Два месяца ушло на доводку. В апреле «демонстратор» вышел на запланированный уровень тяги; значение этого факта для преодоления все еще существовавших у самолетчиков предубеждений трудно было переоценить. С сентября 1937 «демонстратор» был переведен на бензин. Первый двигатель Уиттла (Англия) также впервые заработал в апреле 1937 г., но, в отличие от охайновского, он был «полномасштабным», поскольку использовал жидкое топливо. Впрочем, об успехе англичанина в Германии не знали.

Рис.1.3 HeS-3B - ГТД первого германского реактивного самолета HE178, первый полет - август 1939

Первый «летный» экземпляр немецкого ТРД, названного HeS-3B, впервые поднялся в воздух на самолете-лаборатории Не-118 весной 1939 г. Турбореактивный двигатель массой 360 кг подвесили под фюзеляжем, благо что «сто восемнадцатый» имел длинные стойки шасси.

В середине августа был готов второй экземпляр HeS-3B тягой 450 кгс. Его смонтировали в фюзеляже He-178. Первый в мире полет самолета с ГТД состоялся 27 августа 1939 г., всего за несколько дней до начала Второй мировой войны.

Рис.1.4 W.1 - ГТД первого британского реактивного самолета E28/39, первый полет - май 1941

Рис.1.5 Чертеж продольного разреза ТРД JUMO-004

В начале 1940 г. группа Макса Адольфа Мюллера (Max Adolph Mueller), перебравшаяся из фирмы Jumo, получила задание на разработку двигателя HeS-30 с осевым компрессором. Охайн сумел опередить конкурентов из группы Мюллера. Более того, германский реактивный истребитель Не-280 с двигателями HeS-8 впервые поднялся в небо 30 марта 1941 г., а стало быть, на полтора месяца раньше английского опытного самолета Глостер Е29/39, специально построенного для испытания ТРД.

Однако на серийных самолетах немецких ВВС использовались двигатели с осевым компрессором, разработанные специалистами фирм «Юнкерс» и БМВ.

Продольный разрез первого германского серийного авиационного ТРД показан на рис.1.5. Его компрессор – осевой восьмиступенчатый, сопло регулируемое с центральным телом. Устанавливался на двухдвигательный самолет-истребитель Ме-262.

Вклад отечественных инженеров в создание авиационного ГТД в СССР можно описать следующими событиями.

В 1923 г. советский конструктор В.И. Базаров впервые предложил способ организации рабочего процесса в камере сгорания ГТД, применяемый во всех современных ГТД – разделение потоков воздуха на первичный и вторичный; он же разработал проект двигателя, близкого к современному ТВД (заявка на патент).

В 1934 г. под руководством В.В. Уварова была создана газотурбинная установка ГТУ-1 малой мощности (10 – 15 л.с.). Общее время испытаний 21 час. На её базе был разработан ТВД ГТУ-3 для самолета ТБ-3 расчетной мощностью 1150 л.с. Его испытания проходили в 1938 – 1940 гг. Охлаждение турбины в установках В.В.Уварова было пароводяное.

В 1937 г. инженером А.М. Люлька (ХАИ) в инициативном порядке начаты разработки ТРД. Из двух проектов ТРД, с центробежным и осевым компрессором, для практической реализации был выбрана схема с осевым компрессором (см. рис.1.6.). Технический проект первого отечественного ТРД А.М. Люлька (1940 г.) начал реализовываться в 1941 г. (75% деталей изготовлено) на Кировском заводе в г. Ленинград. Двигатель должен был иметь шестиступенчатый осевой компрессор и одноступенчатую турбину. Расчетная степень повышения полного давления =3,2; расчетная температура газа перед турбиной =923К, расчетная максимальная тяга 530 кГс. Работу над двигателем прервала война. В том же 1941 г. А.М. Люлька получил авторское свидетельство на схему ТРДД.

Рис.1.6. Первый советский проект авиационного турбореактивного двигателя РД-1

Работа над ТРД в СССР возобновилась только в 1943 г. в ЦИАМ под руководством А.М. Люлька. На базе РД-1 был разработан проект демонстрационного ТРД С-18 (предназначенного для работы на стенде). Двигатель был изготовлен в 1944 г. и успешно испытан в 1945 г. Его вид показан на рис.1.7.

Рис.1.7. Первый советский опытный турбореактивный двигатель С-18

На базе демонстратора в 1946 г. в ОКБ-165 был создан первый отечественный авиационный ТРД ТР-1 (см. рис.1.8) с расчетной максимальной тягой 1500 кГс. На стенде была получена тяга в 1290 кГс. На опытных самолетах устанавливались ТР-1 (940 кГс) и ТР-1А. (1290 кГс). В 1947 г. ТР-1 прошел государственные испытания.

Рис.1.8. Первый советский авиационный турбореактивный двигатель ТР-1

Таблица 1.3. Этапы создания авиационного газотурбинного двигателя
Год	Великобритания	Германия	СССР	США
			В.И. Базаров Патент на ТРД
	Идея ТРД (Уиттл)
	Патент на ТРД
		Идея ТРД (фон Охайн)
		Патент на ТРД
	Создание фирмы «Пауэр Джетс Лтд.»		Начало работ по авиационному ГТД (Уваров)
	Испытание первого опытного образца ТРД W.U	испытание первого опытного ТРД HeS-1	Проект первого ТРД РТД-1 (Люлька)
			Испытание первого опытного ТВД ГТУ-3
		Первый полет самолета с ТРД (He-178)
	Полет самолета с ТРД (Gloster E28/39)		Начато изготовление первого авиационного турбореактивного двигателя РД-1 (75% деталей изготовлено) Авторское свидетельство на ТРДД (Люлька)	Великобритания передала документацию и один экземпляр ТРД W2B
				Первый полет самолета с ТРД (Bell «Эркомет» XP-59)
	Начало серийного производства ТРД (DH H-1 «Goblin»)	Начало серийного производства ТРД (Jumo 109-004)		Начало разработки собственного ТРД (GE J35)
	Начало серийного производства самолета с ТРД (Gloster «Meteor» с W2B)	Начало серийного производства самолета с ТРД (Me-262 с Jumo 109-004)
			Испытание первого опытного ТРД-С18 (Люлька)	Начало серийного производства самолета с ТРД (Lockheed P-80 «Shooting Star» с GE J33)
			Начало серийного производства ТРД РД-10, РД-20. Начало серийного производства самолетов с ТРД (МиГ-9 с двумя РД-10, Як-15 с РД-20)	Начало серийного производства самолета с ТРД собственной разработки (Republic P-84 «ThunderJet» с GE J35)
			Прошел госипытания ТР-1
			Начало стендовых испытаний оригинального отечественного ТРД АМ-3 (Микулин).
			Начало серийного производства ТРД АМ-3. Начало серийного производства самолета с отечественными ТРД (Ту-16 с АМ-3)

В дальнейшем под руководством выдающихся советских ученых и конструкторов А.А. Микулина, А.М. Люльки, В.Я. Климова, Н.Д. Кузнецова, С.К. Туманского, В.А. Добрынина, А.Г. Ивченко, П.А. Соловьева, С.П. Изотова и др. были созданы газотурбинные двигатели, которые по своим параметрам не уступали иностранным двигателям 40-х – 50-х годов.

1.1.3. Классификация авиационных ГТД по поколениям

1.1.3.1. ЭТАПЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННЫХ ГТД

Кроме классификации авиационных ГТД по способу создания тяги, схемам, величине тяги или мощности существует еще одна, так сказать «неписаная», классификация. Дело в том, что за те 67 лет, с тех пор как был совершен первый полет самолета с турбореактивным двигателем (август 1939 г., He-178) появились авиационные ГТД пяти поколений. Каждое из них – это новый, качественно более высокий уровень технического совершенства, обеспечиваемый путем внедрения последних к этому времени достижений науки и техники в области двигателестроения. В настоящее время эта классификация широко используется для обозначения уровня совершенства двигателя. Периодизации развития авиационных ГТД по поколениям посвящены работы ученых ЦИАМ: В.А. Сосунова, М. М. Цховребова, В.Н. Федякина и П.А. Случевского [27, 33, 29, 25, 32, 16, 22]. К моменту опубликования первых работ в этом направлении можно было выделить четыре поколения авиационных ГТД, облик двигателей пятого поколения прогнозировался. Основную тенденцию развития авиационных ГТД можно укрупненно охарактеризовать сменой ″поколений″ двигателей.

Оставаясь полностью в рамках концепции ЦИАМ о поколениях авиационных ГТД, рассмотрим подробно смену поколений и их признаки. В качестве примера использованы ТРД, ТРДФ, ТРДД и ТРДДФ с расходом воздуха более 20 кг/с, так как признаки поколений для этих двигателей проявляются более четко как для проектных параметров, так и во времени.

Малоразмерные газотурбинные двигатели выделяют в особую категорию из-за ряда особенностей их рабочего процесса, конструкции и технологии производства, обусловленных малыми размерами проточной части и условиями применения (силовые установки вертолетов, турбовинтовые двигатели самолетов, вспомогательные силовые установки, энергоузлы, турбостартеры, двигатели для одноразовых и многоразовых беспилотных летательных аппаратов и др.). У этих двигателей несколько иные принципы деления по поколениям, признаки и т.д и т.п.

В настоящее время выделяют пять и прогнозируют облик шестого поколения авиационных ГТД. Одним из двух важнейших параметров термодинамического цикла авиационных ГТД является температура газа перед турбиной . Повышение является главной тенденцией в совершенствовании рабочего процесса авиационных ГТД. Темп её роста связан с развитием материаловедения и технологии, с исследованиями в области газовой динамики и теории теплообмена, с разработкой системы воздушного охлаждения лопаток и определяет темп термодинамического развития ГТД и темп роста других его параметров. Изменение по поколениям иллюстрирует рис 1.8., заимствованный из книги «Шесть десятилетий прогресса и традиций. Хронологический очерк». ЦИАМ, 1991. - 220 с.

Возможность увеличения работы цикла благодаря повышению позволяет повысить второй из важнейших параметров термодинамического цикла авиационных ГТД - степень повышения полного давления в компрессорах . Связь между ростом и повышением для пяти поколений ТРД и ТРДД показана на рис.1.9.

Целесообразность увеличения определяется не только возможностью увеличить работу цикла, обеспечить наибольшую удельную тягу и наименьшие удельные расходы топлива, но и, в первую очередь, увеличением КПД лопаточных машин. Увеличение политропического КПД компрессоров высокого давления ТРДД для трех последних поколений иллюстрирует рис.1.10.

Рис. 1.8. Увеличение от поколения к поколению авиационных ГТД

Рис.1.9 Зависимость от для ТРД и ТРДД пяти поколений

Рис.1.10. Политропический КПД КВД некоторых ТРДД

Простое увеличение параметров цикла, без соответствующего роста КПД компрессора и турбины, не позволяет получить улучшения качества авиационного ГТД, соответствующего следующему поколению. Фактически переход в следующее поколение обеспечивается существенным ростом КПД лопаточных машин совместно с ростом . Обеспечение этого роста представляет трудную научно-техническую задачу и связано с большим объемом расчетных и экспериментальных работ, требует немало времени и больших финансовых затрат. Именно достижения в повышении КПД лопаточных машин и определяют время появления двигателей следующего поколения. Однако данные о КПД лопаточных машин являются труднодоступными, а поколения самолетных двигателей можно выделить и по другим, легко классифицируемым признакам:

· типаж и конструктивная схема разрабатываемых двигателей;

· уровень параметров цикла;

· тип и конструктивные особенности основных узлов (компрессор, камера сгорания, турбина);

· применяемые материалы;

· технология изготовления и испытаний;

· соответствие требованиям по охране окружающей среды;

· система автоматического управления;

· методы эксплуатации.

Временные границы создания двигателей каждого поколения, во-первых, размыты (в зависимости от того, какое событие считать исходным – начало разработки, государственные испытания или сертификацию, начало эксплуатации), во-вторых, двигатели одного поколения могут создаваться на протяжении четверти века. Можно считать, что самолетные газотурбинные двигатели по дате сертификации или поступления в эксплуатацию могут быть отнесены к поколениям: I-е – 1940÷1950 гг., II-е – 1950÷1960 гг., III-е – 1960÷1980 гг., IV-е – 1970÷2000 гг., V-е – 1994÷2007 г.г. и далее.

1.1.3.2 ПЕРВОЕ ПОКОЛЕНИЕ ГТД

По назначению это двигатели для военных самолетов: ТРД, ТРДФ и ТВД. Компрессоры одновальные осевые и центробежные с = 3÷5,5 и низким, по современным меркам, КПД. Схема одновального ТРД первого поколения с центробежным компрессором (схема Ф.Уиттла) показана на рис.1.11. (Фирма «Роллс-Ройс»: «Дервент», «Нин». Фирма Де Хевилленд: «Гоблин», «Гоуст». Лицензионные: РД-45 («Нин») и РД-500 («Дервент-5»). Отечественный ВК-1. Пратт - Уитни J48 США. Аллисон J33 США. Испано-Сюиза «Тэй» 250А Франция.)

Рис.1.11 Английская схема одновального ТРД с центробежным компрессором (схема.Френка Уиттла)

Первые осевые компрессоры по газодинамическим показателям и по надежности уступали центробежным. Методика их расчета, основанная на теории подъемной силы изолированного профиля, недостаточно учитывала реальные особенности работы профиля в решетке и не давала возможности получать высокие степени повышения давления в ступени (достаточно посмотреть на плосковыпуклые профили редко стоящих лопаток осевого компрессора ТРД ЮМО-004, см. рис.1.12). Центробежные компрессоры вобрали в себя весь опыт разработки нагнетателей для поршневых моторов. Однако в одной ступени центробежного компрессора не удавалось получить > 4,4 (ВК-1Ф). Камеры сгорания были преимущественно трубчатыми из-за возможности быстрой доводки, но встречались и кольцевые (С-18, ТР-1, БМВ-003). Турбины применялись неохлаждаемые (за исключение стальных сварных лопаток немецких ТРД). Температура газа в первых ТРД находилась в диапазоне =900÷1000 K, а для последних ТРД I-ого поколения =1050÷1170 K. В качестве материалов использовались алюминиевые и магниевые сплавы, сталь и первые жаропрочные сплавы. Серийные самолеты с двигателями первого поколения достигли в испытательных полетах скорости звука.

Ресурс двигателей, с которым они поступали в эксплуатацию, был 25÷100 часов.

Среди двигателей этого поколения преобладали английские («Гоблин», «Гоуст», «Дервент», «Нин» и др.) и немецкие (ЮМО-004, БМВ-003) двигатели. Во Франции и СССР широко использовался немецкий опыт (РД-10, РД-20, Атар-101С) и английские двигатели (РД-45, РД-500, лицензионный «Нин»). В США, кроме лицензионных английских ГТД (J31, J33, J42, J48), разрабатывались свои двигатели: J35, J47, J71, J73. Первый советский ГТД ТР-1 конструкции А. Люлька [13], был во многом лучше немецких двигателей, но был единственным отечественным ГТД этого поколения, выпущенным малой серией.

1.1.3.3. ВТОРОЕ ПОКОЛЕНИЕ ГТД

К нему относятся двигатели для военных самолетов: ТРД, ТРДФ, ТВД и их модификации для гражданских самолетов. Компрессоры этих двигателей были осевые одновальные с регулируемыми направляющими аппаратами или двухвальные с = 6÷13,6. Возможность создания таких компрессоров была обеспеченна новым методом газодинамического расчета (методом плоских решеток) и исследованиями по взаимному влиянию ступеней. По сравнению с первым поколением возросли КПД осевой ступени на 6%, коэффициент напора на 25% и коэффициент расхода на 48%. Многоступенчатые осевые компрессоры, составленные из таких ступеней, имели при высоких меньшие габариты, вес и лучший, чем центробежные компрессоры, КПД. Увеличение производительности, окружной скорости, напора компрессора, расширение диапазона и величины скоростей полета выдвинули проблему газодинамической устойчивости компрессора. Регулирование направляющих аппаратов (ВНА и до шести первых ступеней на J-79, ВД-7, АЛ-7Ф и др.), перепуск воздуха, двухвальные компрессоры (J52, J57, J75, «Олимп» BОl, Р11-Ф-300 и др.) позволили решить эту проблему. Следует заметить, что встречающееся в литературе утверждение о меньшем удельном расходе топлива() двухвальных ГТД в корне неверное. Использование двухвального компрессора позволяет получить большие значения с сохранением заданного запаса устойчивости компрессора в большем диапазоне режимов работы. Уменьшение обеспечивается повышением , а не количеством каскадов компрессора. При равных уменьшения не будет.

Рис. 1.12 Внешний вид лопаток компрессора двигателя ЮМО004 (зал конструкций кафедры «Конструкция двигателей ЛА» СГАУ. Фото Р.Диденко)

Повышение энергетической нагрузки компрессора ГТД путем увеличения окружной скорости было впервые осуществлено на двигателе ВД-5 конструкции В.А. Добрынина (Рыбинское конструкторское бюро моторостроения)[16].

Камеры сгорания стали преимущественно трубчато-кольцевые и кольцевые. Турбины с охлаждаемыми сопловыми аппаратами и неохлаждаемыми рабочими лопатками. Температура газа в первых ТРД второго поколения находилась в диапазоне =1050÷1100 K, а для последних ТРД второго поколения выросла до =1150÷1245 K. В качестве конструкционных материалов использовались алюминиевые сплавы, сталь и новые жаропрочные сплавы, начиналось применение титана. Самолеты с двигателями второго поколения в кратковременном горизонтальном полете превышали скорость звука: в 1954÷1955 гг. МиГ-19 с ТРДФ РД-9Б развивал , F-100 «Супер Сейбр» с J57-P-7 ; к концу 50-х годов МиГ-21Ф-13 с ТРДФ Р11Ф-300 развивал ; Су-9 с ТРДФ АЛ-7Ф-1 ; F-4H-1 c ТРДФ J79-GF-2 . С двигателями второго поколения дальность дозвуковых реактивных самолетов стала межконтинентальной (B-52 c ТРД J57-P-15, М6 с ТРД ВД-7, 3М с ТРД ВД-7Б).

Двигатели этого поколения рассчитывались на ресурс от 100 до 500 часов. В процессе эксплуатации ресурс ТРД для дозвуковых гражданских самолетов был увеличен до 1500 (межремонтный) и до 5000 часов (назначенный).

Выделились два направления развития ТРД – большой размерности (АМ-3, ВД-5, ВД-7, «Олимп» BОl21, J57, J75) и малой размерности (АМ-5, J85). Наиболее распространены еще английские двигатели, их строят по лицензии в США («Сапфир» – J65-W-18, «Олимп»), Швеции (RM.6 - Эвон RB.146R). Но уже созданы выдающиеся двигатели второго поколения в СССР (АМ-3, РД-9Б, ВД-7, АЛ-7Ф, Р11Ф-300, НК-12, Р15Б-300) и США (J79, J57, J75), которые находились в эксплуатации до конца XX века.

Рис.1.13 ТВД НК-12 с приводом на два соосных винта взлетной мощностью 15000 л.с.

1.1.3.4 ТРЕТЬЕ ПОКОЛЕНИЕ ГТД

К третьему поколению относят ТРД, ТРДФ, ТРДД и ТРДДФ, базовые модели которых разработаны в 1960÷70-х гг. В этом поколении авиационные ГТД впервые начинают проектироваться специально для гражданских самолетов. Это были двухконтурные двигатели с малой степенью двухконтурности (m=0,3÷2,4). Следует отметить, что самые первые ТРДД были разработаны все же для боевых самолетов. Это ТРДД Д-20 и ТРДД «Конуэй» для бомбардировщика Хендли Пейдж «Виктор» В.2 (из-за необходимости вписать двигатель в малый габарит крыла была выбрана низкая степень двухконтурности m=0,3). Однако в серию пошли их гражданские модификации: ТРДД Д-20П для первого в мире пассажирского самолета с ТРДД Ту-124 и «Конуэй» RСo12 для Боинг 707-420 и Дуглас» DC-8-40. В США первые ТРДД были созданы путем установки задних вентиляторных приставок на ТРД (из ТРД CJ805-3 получили ТРДД CJ805-23B и из ТРД CJ610 - ТРДД CF700-2B) и модификацией двухвальных ТРД c передним расположением вентилятора (из ТРД JT3C-10 получили ТРДД JT3D-3B, из ТРД J52 - ТРДД JTF10A, военная версия TF30-2). На базе ТРДД с передним расположением вентилятора стали создаваться ТРДДФ для боевых самолетов (RM.8, TF30-Р-1).

Компрессоры двигателей третьего поколения осевые одновальные с регулируемыми направляющими аппаратами или двухвальные с = 8÷16,1(ТРД и ТРДФ), =9,6÷20,1 (ТРДД и ТРДДФ). Возможность создания ТРДД была обеспечена внедрением внутреннего конвективного воздушного охлаждения рабочих лопаток турбин при повышении до 1350÷1450 K, так как ТРДД становятся эффективными при высоких значениях параметра цикла. Начинается широкое применение титана и возрастает доля жаропрочных сплавов вследствие роста и .

Из-за запаздывания гидравлики при стремительном наборе высоты самолетом МиГ-25 впервые применена гидромеханическая система автоматического управления с аналоговым электронным регулятором режимов (ТРДФ Р15Б-300).

Начальные ресурсы гражданских двигателей составили 500 и более часов. За короткий срок эксплуатации при интенсивном налете парка двигателей межремонтный ресурс увеличивался до 3000 часов. Расчетные назначенные ресурсы составили до 18000 часов. Однако на этом дальнейшее увеличение межремонтного ресурса при сохранении системы эксплуатации по ресурсу стало нецелессобразным как с технической, так и с экономической точки зрения. Началось внедрение системы эксплуатации по состоянию.

Среди зарубежных двигателей III поколения только «Олимп» 593, J58 и J93 – ТРДФ. Все остальные – двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ). Среди отечественных серийных двигателей этого поколения ТРДД и ТРДДФ применялись только на гражданских самолетах, а для военных – ТРД и ТРДФ (за исключением ТРДДФ НК-22 (НК-144) – двигателя двойного назначения и ТРД Р36-51 для СПС). Один из первых в мире ТРДДФ – НК-6 в серию не пошел из-за закрытия программы самолета, для которого предназначался.

Двигатели третьего поколения обеспечили достижение скорости в рекордных полетах (SR-71A c J58, другое обозначение JT11D-20B) и в испытательных полетах самолета XB-70А с YJ93-GE-3. Длительный сверхзвуковой полет с (до 0,5 часа) в практических полетах выполнялся МиГ-25 с Р15Б-300. На скорость в 3М проектировался самолет Т-4 с двигателем РД36-41 разработки Рыбинского конструкторского бюро моторостроения (РКБМ), но его испытания прекратились до выхода на максимальные скорости полета.

В этом поколении появились подъемно-маршевые ТРД и ТРДД, а также подъемные ТРД для самолетов вертикального взлета и посадки. Для подъемно-маршевых двигателей («Пегас», Р27В-300) основной проблемой был большой отбор воздуха за компрессором для системы управления самолетом на режимах вертикального взлета, посадки и висения. Удельный вес подъемных ТРД достиг 0,075, для чего применялись уникальные технологии, например титановая охлаждаемая турбина в двигателях РД-36-35, РД-36-35ФВР, созданных в РКБМ.

Научно – технический и технологический задел двигателей третьего поколения настолько велик, что при использовании современных методов проектирования позволяет создавать на базе двигателей предыдущего поколения модификаций с топливной эффективностью на уровне последующего. К ним относится, например, двигатель Д-30КП «Бурлак» НПО «Сатурн», создаваемый в настоящее время на базе ТРДД III поколения Д-30КП-2.

Рис.1.14 Третье поколение авиационных ГТД. Д-30 III серии. Самолет Ту-134Б-3.

Рис.1.15 Третье поколение авиационных ГТД. НК-86. Самолет Ил-86.

Рис.1.16. Третье поколение авиационных ГТД. Одновальный ТРДФ АЛ-21Ф-3 с осевым компрессором для самолета-штурмовика Су-24

Рис.1.17. Третье поколение авиационных ГТД.

Двухвальный ТРД Р195 для самолета-штурмовика Су-25

1.1.3.5 ЧЕТВЕРТОЕ ПОКОЛЕНИЕ ГТД

Это поколение представлено только двухконтурными двигателями. Для дозвуковых гражданских и военно-транспортных самолетов были разработаны ТРДД с большой степенью двухконтурности (m=4,5÷8). Такая двухконтурность оптимальна в смысле эффективного расхода топлива только при дальнейшем увеличении КПД лопаточных машин по сравнению с третьим поколением. Компрессоры, осевые, двухвальные и трехвальные, обеспечивали = 22,5÷26,0. Вентилятор, в основном, одноступенчатый с бандажной полкой (или с двумя у JT9D-3, -7, -59), как с подпорными ступенями (от 1 до 3), так и без них. Конвективно-пленочное воздушное охлаждения рабочих лопаток турбин обеспечило повышении до 1490÷1600 K. Удельный расход топлива уменьшился, и в стандартных условиях крейсерского полета (, составил 0,0653÷0,0673 кг/Н ч. Благодаря применению ТРДД с большой степенью двухконтурности стало возможно создание широкофюзеляжных самолетов с меньшим, чем у предыдущего поколения аэродинамическим качеством (вместо ) и большей топливной эффективностью. Впервые взлетная тяга бесфорсажных авиационных ГТД превысила тягу ГТД с форсажной камерой.

Для боевых самолетов были созданы ТРДДФ с малой степенью двухконтурности (m=0,3÷2,4), c двухвальным или трехвальным компрессором (кроме М.53 с одновальным компрессором и =9,8) со степенью повышения полного давления = 21,15÷26,5. Но такая же, как у дозвуковых ТРДД величина , обеспечивалась значительно меньшим числом ступеней компрессора. Окружные скорости КВД возросли до 420 м/с и более. Меньшие ресурсы двигателей военной авиации позволили для ТРДДФ увеличить до (1550¸1650)К. Был разработан подьемно-маршевый ТРДДФ для сверхзвукового самолета с вертикальным взлетом и посадкой (Р-79В).

Следует отметить, что у двигателей IV поколения впервые параметры цикла на взлетном режиме перестали быть максимальными. У ТРДД в режиме конца набора высоты превысил взлетное значение на 4÷5 единиц (например, ПС-90А имеет соответствующие 31,4 и 35,5; CFM56-5C2 имеет 30,9 и 37,4), а у некоторых ТРДДФ (например, РД-33) за счет так называемой «температурной раскрутки» в полете на определенных режимах больше на 30÷50К, чем на взлетном режиме при .

Рис.1.18 Четвертое поколение авиационных ГТД. Продольный разрез Д-18Т

Рис.1.19 Четвертое поколение авиационных ГТД. ТРДД Авко Лайкоминг (Ханивелл) LF507-1F

Рис.1.20 Четвертое поколение авиационных ГТД.

Двухвальный ТРДДФ АЛ-31Ф для самолетов семейства Су-27, Су-34

Рис.1.21 Четвертое поколение авиационных ГТД. Двухвальный ТРДД ДВ2 со смешением потоков первого и второго контуров (выходное устройство на показано) для УТС Аэро L-39 «Альбатрос». Вентилятор одноступенчатый типа «блиск» с широкохордной лопаткой

Для улучшения эффективности системы охлаждения лопаток впервые были использованы теплообменники и системы регулирования расхода охлаждающего воздуха. Камеры сгорания, за малым исключением, кольцевые.

Впервые двигатели проектировались с учетом будущей эксплуатации по состоянию. Понятие назначенного ресурса в прежнем понимании потеряло смысл. Назначенный ресурс в 30÷60 тыс. часов означал, что к концу этого срока от первоначального состава деталей, составляющих двигатель, мог остаться только шильдик (табличка с номером и реквизитами двигателя), а все остальное было заменено «по состоянию». Новая система эксплуатации позволила увеличить среднюю наработку на съем по всем причинам (включая плановый съем для капитального ремонта с заменой деталей с ограниченным сроком службы) до значений, превышающих прежний межремонтный ресурс и составивших 10 тыс. часов и более. Однако без бортовой системы диагностики реализовать эффективную эксплуатацию по состоянию оказалось невозможно, и эти системы были созданы.

Разительное отличие числа полетных циклов, нарабатываемых двигателями IV поколения до съема «с крыла» в капитальный ремонт, от значений, свойственных двигателям III поколения, объясняется достаточно просто. Двигатели III сдавались в эксплуатацию с некоторым запасом по температуре за турбиной (в требованиях запас не оговаривается). Максимально допустимые значения по режимам указывались в технических данных. В процессе эксплуатации под воздействием циклических нагрузок, эрозии, коррозии и загрязнения проточной части происходит ухудшение параметров двигателя. Темп ухудшения параметров в общем случае пропорционален наработке циклов двигателем. Путем регулировок и настройки САУ обеспечивается поддержание требуемых значений параметров, в том числе и за счет уменьшения запаса по . Однако этот запас невелик (25¸35)К и практически выбирается за межремонтный ресурс. Если величина вышла за предельно допустимое значение, двигатель снимается «с крыла».

Двигатели IV поколения, эксплуатирующиеся по техническому состоянию (по 2-й и 3-й стратегии согласно АП-33), имеют значительно большую среднюю наработку циклов на съем в капитальный ремонт, чем межремонтный ресурс в циклах двигателей III поколения. Одним из методов обеспечения такой наработки является заранее заложенный при проектировании двигателя запас по , который оговаривается в технических данных двигателя. В семействе CFM.56-7B взлетная тяга варьируется в диапазоне от 87,0 до 121,0 кН за счет регулировки САУ (фактически выполняется дросселирование модификации CFM.56-7B27), а значит уменьшения температуры газа перед турбиной . Поэтому запас по для модификаций с меньшей тягой увеличивается. Например, для двигателя CFM.56-7B27, с наибольшей в семействе тягой, величина запаса по достигает 63К. Для CFM.56-7B20 он составляет 128К. Так как двигатели с меньшей тягой обычно устанавливаются на самолеты с меньшей дальностью (меньшей продолжительностью полета), то у них обобщенный полетный цикл меньше и выработка ресурса по циклам происходит быстрее. Больший запас по позволяет иметь близкие средние наработки на съем в часах для двигателей с различным темпом накопления повреждений. В табл. 3 приведены запасы по для двигателей семейства CFM.56.

Таблица 1.4

Запас по температуре газа за турбиной, реализованный

в семействе ТРДД IV поколения CFM 56

Двигатель	CFM.56-3-B1	CFM.56-3С-1	CFM.56-7B20	CFM.56-7B22	CFM.56-7B24	CFM.56-7B26	CFM.56-7B27
Запас по в РАТУ
Запас по в САУ

На рис. 1.22 приведено математическое ожидание величины исчерпания запаса по в зависимости от наработки в циклах для двигателей семейства CFM.56-7B и запас по в РАТУ, 18С для CFM.56-7B27.

Для сравнения приведены значения межремонтного ресурса в циклах для двигателя III поколения Д-30КУ-154 и средний запас по для контрольно-сдаточных испытаний 125 двигателей. Из этого следует, что рост средней наработки на съем от 2÷3 т

Дата добавления: 2014-01-04