Роль прочностных расчетов, экспериментальных исследований и положений теории подобия при создании двигателя

Процесс создания авиационного двигателя включает два основных этапа:

– проектирование двигателя;

– изготовление двигателя и внедрение его в серийное производство.

Конструктивной разработке ГТД предшествует решение ряда вопросов:

– выбор ККС, являющейся основой реализации принятой газодинамической схемы двигателя с соблюдением условий прочности, виброустойчивости, надежности, удобства эксплуатации;

–определение силовой схемы двигателя, уточнение способов передачи усилий (например, от ротора к корпусу), сочленение основных узлов, прочностные расчеты;

– выбор схемы крепления двигателя к летательному аппарату, определение усилий, действующих в узлах крепления (величины этих усилий требуются по нормам АП-33 для сертификации двигателя и необходимы конструктору летательного аппарата);

Удовлетворение основных тактико-технических требований к двигателю (техническое задание, НЛГ, АП-33, FAR);

– реализация принципа модульности.

Одна из задач методологии проектирования ГТД – обеспечение минимальной стоимости жизненного цикла вновь разрабатываемого или модифицируемого двигателя.

Одной из важнейших задач, решаемых конструктором при проектировании, является обеспечение равнопрочности элементов и узлов двигателя при заданном уровне надежности. В этом случае масса двигателя будет минимально возможной.

Решению этой задачи и подчинены прочностные расчеты, цель которых состоит в определении оптимальных сечений деталей, соответствующих заданным нормам прочности.

Задача расчета прочности может решаться в двух вариантах:

– проектировочный расчет, при котором по выбранным конструкционным материалам, величинам запасов прочности и действующим нагрузкам определяются геометрические характеристики (площади рабочих сечений) детали;

– проверочный расчет, в результате которого в детали заданной геометрии при известных нагрузках и выбранном конструкционном материале определяются действующие напряжения, запасы прочности и делается вывод о работоспособности детали и ее надежности и ресурсе (задача, обратная проектировочному расчету).

Проверочный расчет выполняется обычно для деталей, геометрия которых уже определена предыдущими расчетами и не может варьироваться (например, профили рабочих лопаток компрессоров и турбин).

Проектировочный расчет выполняется обычно для деталей, геометрия которых не обусловлена предыдущим расчетом и может варьироваться в некоторых пределах, определяемых, например, условиями сборки и соседства (валы, диски роторов и т.п.).

Прочностные расчеты проводятся для режимов работы двигателя, являющихся для данного элемента наиболее неблагоприятными (например, для турбины – режим, соответствующий максимальной температуре газов и максимальной частоте вращения ротора, для компрессора – режим максимального расхода воздуха и т.д.). Следует отметить, что наиболее эффективные показатели двигателю любого назначения важно обеспечивать на режимах его основного применения (например, на крейсерском режиме полета пассажирского самолета). Именно для этих условий выбираются оптимальными основные параметры двигателя. Но зачастую основные режимы полета самолета не являются наиболее опасными с точки зрения прочности элементов двигателя. Поэтому при выполнении прочностных расчетов используют обычно несколько основных, наиболее тяжелых режимов, о которых мы поговорим в разделе «Статическая прочность».

2.3. Особенности схем различных типов авиационных ГТД. Основные узлы ГТД.

Двигатели разных типов имеют не только различные области применения, но и ряд существенных конструктивных особенностей, присущих двигателям именно данного типа. В табл. 2.1 приведены схемы роторов и число ступеней основных типов авиационных ГТД.

Таблица 2.1.

№ п/п	Тип ГТД и схема его ротора	Представители
	ТРД
		ТР‑1, АМ‑3, ВД‑7, АЛ‑7Ф, АЛ‑21Ф‑3, КР-21, РД‑9Б, Р15Б‑300, РД36-51А, РД36-35, ВД‑19, РД36‑41, J79, J85, «Эвон», J58-P-4,
		Р11Ф-300, Р25Ф-300, Р28В‑300, Р29Б‑300, Р195, J57, «Олимп» 593, Олимп BOI.21 (Mk.301), J75
	ТРДД
		CJ805-23B, CF700-2C
		СНЕКМА М.53
		РД-33, АЛ-31Ф, Д‑20П, Д‑30, Д‑30КУ/КП, M.88, F100‑PW-100, Д‑30Ф‑6, АИ-25, РД‑1700, «Спей», F404, F101, F110
		ПС-90А, SaM.146, CF6-6, JT9D, GE90, PW4000, PW2000, GP7000, CFM.56, CF34, BR700, ДВ‑2, НК-8, НК‑86, НК‑22, НК‑144, «Конуэй», JT3D, JT8D, TF-30
		RB.211, «Трент», RB.199, Д‑36, Д‑18Т, НК‑25, НК‑32, НК‑56, НК‑64
		ATF-3
		схема PW8000 (проект)
		схема RB.529 (проект), m=15,6
	ТВВД закапотированные
		схема ADP Пратт&Уитни, =2, m=11,5 – 16,5, =1,2
		«Суперфэн», =2, m=20
		НК-93
		схема MTU CRISP (проект),
	ТВВД
		Д‑27
		НК-110
		GE36
	ТВД
		АИ‑20, АИ‑24, НК‑4, ТВ‑2М,
		НК‑12
		«Тайн»
		ТВ7‑117, ТВД‑1500
		НК‑62

	ТВлД
		ТВ2‑117, ТВ3‑117, ГТД‑3Ф, Д‑25В,
		ТВ-О-100, РД-600В
		Д‑136
		ТВД‑10Б,
		ГТД‑350

Турбореактивные двигатели (ТРД) широко применялись на всех типах самолетов и беспилотных летательных аппаратах, обеспечивая достижение скоростей полета, соответствующих числу М_П до 1,35...2,1 на высотах до 12...18 км. При применении средств форсирования тяги (ТРДФ) они способны обеспечить самолетам большие сверхзвуковые скорости полета, соответствующие М_П = 2,5...3,5 на высотах до 22...25 км. Ориентировочные значения абсолютных и удельных параметров ТРД и ТРДФ приведены в табл.2.2. Худшие значения относятся к более ранним двигателям.

Таблица 2.2

Параметры	Класс двигателя
Малоразмерные ТРД	ТРД и ТРДФ
Средней тяги	Большой тяги
Тяга, Р/Рф, кН	0,5...20 18…32	20... 50 32... 70	50...206 70...170
Удельная тяга Р уд/ Р уд ф, кН·с /кг	0,4...0,62 -	0,5...0,7 0,69...1,02	0,58...0,74 0,74... 1,11
Удельный расход топлива (Нп=0, Мп=0) С уд/ С уд ф, кг/Н ·час	0,10...0,13 0,163…0,226	0.08...0.11 0,1840...0,229	0,076...0,97 0,19...0,224
Уд. масса двигателя γуд/γуд ф, кг/даН	0,1...0,5 0,15…0,22	0,19...0,53 0,166...0,38	0,195...0,40 0,138...0,23

Конструктивные компоновки турбореактивных двигателей сопоставляют между собой по типу компрессора, камеры сгорания, выходного устройства, способу форсирования тяги двигателя, числу роторов и другим существенным конструктивным признакам.

На рис.2.12 показана конструктивно-компоновочная схема ТРД с центробежным компрессором. Двигатель такой схемы устанавливался на самолетах отечественных МиГ-15, МиГ-17, Ил-28 (ВК-1, РД-45), Як-23 (РД-500).

Рис.2.12.

Для увеличения расхода воздуха центробежный компрессор этого двигателя имеет двухсторонний вход. Воздух подводится радиально по двум входным патрубкам, в которых установлены неподвижные направляющие аппараты. Из компрессора сжатый воздух подается к камерам сгорания по выходным патрубкам, в которых установлены лопатки диффузора и спрямляющего аппарата.

Трубчатые индивидуальные камеры сгорания расположены вокруг корпуса двигателя. Число камер может быть от 6 до 16. Все они на выходе объединены общим газосборником, из которого газ подается на турбину.

Турбина двигателя одноступенчатая, осевая, реактивная. Газ из турбины поступает в суживающееся дозвуковое нерегулируемое реактивное сопло. Ротор двигателя - трехопорный. Например, модификация двигателя такого типа ВК-1Ф имела дополнительную форсажную камеру за турбиной и регулируемое сопло.

Простота конструкции, ее высокая надежность и живучесть позволили двигателям с центробежным компрессором, в частности и ВК-1, длительное время находиться в эксплуатации (только в СССР сделано около 48 тыс. экз.) Двигатель такой же схемы Вальтер М-701 используется на учебно-тренировочном самолете L-29. Внешний вид двигателя РД-45 (лицензионная версия Rolls-Royce RB41 Nene) показан на рис.2.13.

Рис.2.13 ТРД РД-45

На рис.2.13 представлена схема одновального ТРДФ для больших сверхзвуковых скоростей полета (ОКБ-300, Р15Б-300, МиГ-25, М_п=2,8). Такая схема обладает рядом конструктивных особенностей. Осевой пятиступенчатый компрессор

Рис.2.13. ТРДФ Р15Б-300 с взлетной тягой 11000 даН

потребляет невысокую мощность, получаемую от одноступенчатой турбины. За турбиной устанавливается форсажная камера, включающая в себя диффузор со стабилизаторами пламени, топливные коллектор. На максимальной скорости полета двигатель работает на режиме, близком к прямоточному ВРД.

При больших степенях повышения давления воздуха в компрессоре одновальный ТРД (ТРДФ) требует достаточно сложной механизации компрессора на нерасчетных режимах работы. Конструктивная компоновка одновального ТРДФ с развитой механизацией пяти первых и пяти последних ступеней четырнадцатиступенчатого компрессора приведена на рис.2.14 (АЛ-21-Ф3 для самолета Су-24). Трубина трехступенчатая. Ротор двигателя - трехопорный. Камера сгорания - трубчато-кольцевая. Участок форсажной камеры вырезан для сокращения длины рисунка.

Для обеспечения устойчивой работы высоконапорных компрессоров наряду с развитой механизацией применяют двигатели двухроторных схем (рис.2.15. – двухвальный ТРД Р195 для самолета Су-25). Такой двигатель имеет роторы низкого (РНД) и высокого (РВД) давления, механически не связанные между со-

Рис.2.14 ТРДФ АЛ-21-Ф3 для самолета Су-24

бой и вращающиеся каждый со своими оптимальными оборотами. Роторы компрессоров высокого и низкого давления приводятся во вращение своими турбинами. Вал РНД проходит внутри полого вала РВД, поэтому схема двигателя получается значительно сложнее, чем в предыдущих конструкциях. Но общая длина компрессора уменьшается за счет сокращения числа ступеней.

Рис.2.15. ТРД Р195 для самолета-штурмовика Су-25

На рис.2.16 показана схема первого в СССР двухвального ТРДФ Р11Ф-300. Отличительной особенностью этого двигателя является полностью сверхзвуковой трехступенчатый компрессор низкого давления и трехступенчатый КВД. В шести ступенях компрессора обеспечивается степень повышения полного давления 8,4.

Рис.2.16 ТРДФ Р11Ф-300 для фронтового истребителя МиГ-21Ф-13

Начиная с 80-х годов прошлого века вновь разрабатываются только двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД и ТРДДФ), применяющиеся на самолетах военной и гражданской авиации.

В двухконтурном двигателе воздух, выходящий из воздухозаборника, сжимается в первой (передней) части компрессора, называемой вентилятором, а затем разделяется на два потока. Внутренний поток подвергается сжатию в задней части компрессора, а затем поступает в камеру сгорания, где подогревается. В ТРДД дополнительная масса воздуха, поступающая из вентилятора во внешний контур, расширяясь в кольцевом сопле, создает дополнительную тягу, что увеличивает тягу двигателя. Отношение расхода воздуха, проходящего через внешний контур к расходу воздуха, проходящего через внутренний, получило название степени двухконтурности m.

Одной из первых схем ТРДД была схема с задней вентиляторной приставкой. По такой схеме можно из любого ТРД сделать ТРДД без каких-либо изменений в газогенераторной части. На рис.2.17 показана схема ТРДД СJ805-23В, выполненного на базе ТРД СJ805-3 фирмы Дженерал Электрик.

Рис.2.17 ТРДД СJ805-23В для пассажирского самолета Конвэр 990

ТРДД бывают двухвальными и трехвальными. Исключение составляет одновальный М.53 фирмы СНЕКМА.

Двухконтурные двигатели имеют перед одноконтурными ТРД преимущество в экономичности в области дозвуковых скоростей полета (М_П = 0,7...0,9) и более низкий уровень шума. Экономичность ТРДД улучшается при увеличении степени двухконтурности, которая в выполненных конструкциях двигателей для дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов достигает m = 6...8,4. В двухконтурных форсированных двигателях минимум применяется невысокая степень двухконтурности, составляющая m = 0,3... 2,1. Такие двигатели при высокой степени форсирования обеспечивают самолетам большие сверхзвуковые скорости полета, достигающие М_П = 2,2...3,0 при приемлемой экономичности на дозвуковых режимах полета. По этим причинам ТРДДФ стали в настоящее время основным типом двигателей сверхзвуковых самолетов различных родов военной авиации.

Сравнительно недорогие малоразмерные ТРДД с небольшой степенью двухконтурности используются в силовых установках учебно-тренировочных и беспилотных летательных аппаратов.

Ориентировочные значения абсолютных и удельных параметров ТРДД и ТРДДФ приведены в табл.2.3. Худшие значения относятся к более ранним двигателям.

Таблица 2.3

Параметры	Класс двигателя
Малоразмерные ТРДД	ТРДД и ТРДДФ
Средней тяги	Большой тяги
Тяга, Р/Рф, кН	3...38 36…38	38...150 38... 100	150...512 100...245
Удельная тяга Р уд/ Р уд ф, кН·с /кг	0,4...0,5 -	0,27...0,59 0,75...1,29	0,49...0,67 0,86...1,23
Удельный расход топлива С уд/ С уд ф, кг/Н ч (Нп=11, Мп=0,8) (Нп=0, Мп=0,0)	0,05...0,07   -	0,056...0,07   0,178...0,283	0,054...0,066   0,161...0,257
Уд. масса двигателя γуд/γуд ф, кг/даН	0,2...0,3 -	0,170...0,27 0,12...0,21	0,158...0,22 0,10...0,18

Конструктивные компоновки ТРДД различают по характерным признакам:

– по числу роторов (одно-, двух- и трехроторные);

– по расположению вентилятора (с передним или задним расположением);

– по способу выпуска воздуха и газа из контуров (со смешением потоков или без смешения);

– по способу форсирования тяги двигателя (сжигание дополнительного топлива после камеры смешения или во втором контуре).

Типичная конструктивно-компоновочная схема ТРДД с небольшой степенью двухконтурности и без смешения потоков первого и второго контуров приведена на рис2.16 (ТРДД АИ‑25 для самолета Як-40).

Рис.2.16. ТРДД АИ-25 с раздельными соплами

Двигатель выполнен по двухроторной схеме и имеет роторы низкого и высокого давления, вращающиеся с различными окружными скоростями и приводимыми во вращение своими турбинами. Вал РНД проходит внутри вала РВД. Воздух из второго контура и горячий газ из первого контура поступают в камеру смешения, расположенную за турбиной. После смешения газ выходит через общее нерегулируемое реактивное сопло.

На рис.2.17 приведена конструктивно-компоновочная схема трехроторного ТРДД с большой степенью двухконтурности (двигатель Д-18Т для самолетов Ан‑124 «Руслан» и Ан-225 «Мрія», т.е. Мечта).

Рис.2.17.

Одноступенчатый вентилятор приводится во вращение четырехступенчатой турбиной. Воздух после вентилятора поступает в наружный и внутренний контуры. КНД и КВД приводятся во вращение своими одноступенчатыми турбинами. Смешение потоков отсутствует, воздух из наружного контура и газ из внутреннего контура отводятся через нерегулируемые суживающиеся сопла.

Каждый ротор двигателя установлен на двух подшипниках. В трехвальных двигателях фирмы Роллс-Ройс и ТРДД НК восемь главных подшипников. В конструкции опор применены упругие и демпфирующие устройства для исключения опасных изгибных колебаний роторов при работе двигателя.

На рис.2.18 приведена конструктивно-компоновочная схема ТРДДФ с малой степенью двухконтурности АЛ-31Ф (версия АЛ-31ФП), устанавливаемого на сверхзвуковом самолете-истребителе завоевания превосходства в воздухе Су-27. Двигатель выполнен по схеме со смешением потоков, форсажная камера расположена за камерой смешения. Для обеспечения полного расширения газа с минимальными потерями на двигателе установлено регулируемое всережимное реактивное сопло с управление вектором тяги.

Рис.2.18. ТРДДФ АЛ-31ФП. Устанавливается на самолете Су-27М

Турбовинтовые двигатели – это такие тепловые машины, в которых большая часть полезной тепловой энергии преобразуется в турбине в механическую работу и отводится на привод самолетного винта.

Турбовинтовые двигатели имеют в качестве движителя воздушные винты, сохраняющие достаточно высокие значения КПД только до скоростей полета, соответствующих М = 0,6. При таких невысоких скоростях полета они более экономичны, чем ГТД других типов. Высота полета самолета с ТВД не превышает 10...11 км.

ТВД широко применяются на транспортных самолетах, самолетах противолодочной обороны, пассажирских самолетах местных линий. Для всех этих самолетов одними из наиболее важных технических показателей являются хорошие взлетно-посадочные качества и большая продолжительность полета на малых скоростях (патрульные и противолодочные самолеты).

Находят применение ТВД мощностью от 250...750 до 7500...11000 кВт в одном двигателе, в зависимости от целевого назначения двигателя. Удельная мощность современных ТВД достигает 300...400 кВт·с/кг, удельный расход топлива – 0,22... 0,25 кг/кВт·ч, удельная масса без учета массы воздушного винта составляет 0,2...0,35 кг/кВт. Наличие воздушного винта, втулки для изменения шага винта и редуктора существенно усложняет конструкцию, систему автоматики и эксплуатацию двигателя.

Конструктивные компоновки ТВД сопоставляют по следующим наиболее существенным признакам: числу роторов двигателя, расположению редуктора и винта, числу воздушных винтов.

Простейшей конструктивной компоновкой является компоновка однороторного одновинтового ТВД с встроенным редуктором (рис.2.19 – ТВД АИ-24 для самолета Ан-24 и Ан-26).

Рис.2.19 ТВД АИ-24 для самолета Ан-24 и Ан-26

Достоинство однороторной схемы – ее относительная простота, недостаток – «негибкость» регулирования двигателя, заключающаяся в том, что при изменении внешних условий или режима работы двигателя потребные законы регулирования турбокомпрессора и воздушного винта существенно различны и в данной схеме не могут быть оптимизированы в полной мере. Схема ТВД с одним воздушным винтом обычно применяется для мощностей до 3500..5000 кВт, так как при более высоких значениях мощности воздушный винт получается громоздким и имеет низкий КПД.

При более высоких мощностях (до 11000 кВт) используется схема с двумя соосными воздушными винтами. Пример конструктивной компоновки такого двигателя приведен на рис.2.20 (НК‑12 для самолетов Ту‑95, Ту‑126, Ту‑142, Ту‑114 и Ан‑22 «Антей»). Воздушные винты вращаются в противоположных направлениях, благодаря чему уравновешиваются гироскопические моменты, возникающие при эволюциях самолета, улучшаются условия обдува воздухом мотогондолы.

Рис.2.20. ТВД НК‑12 для самолетов Ту‑95, Ту‑126, Ту‑142, Ту‑114 и Ан‑22 «Антей»

Компрессор в этих схемах приводится во вращение непосредственно от многоступенчатой турбины, а винт (винты) – через редуктор. Установка редуктора в передней части соосно с двигателем загромождает вход в компрессор, увеличивает габариты входного устройства.

Для упрощения регулирования двигателя и снижения массы редуктора, в последнее время стали широко применяться ТВД со свободной турбиной (рис2.21 – ТВ3-117-ВМА-СБМ1, созданный на базе вертолетного ТВ3-117). В такой схеме компрессор, камера сгорания и турбина являются газогенератором, подающим горячий газ на турбину, приводящую во вращение винт через редуктор. Схема проста в доводке, позволяет использовать низкооборотную свободную турбину, что снижает передаточное отношение и массу редуктора. Такая схема достаточно просто поддается модификации. При модульной конструкции упрощается ремонт двигателя.

Рис.2.21 ТВД ТВ3-117-ВМА-СБМ1, созданный на базе вертолетного ТВаД ТВ3-117

Так как основная тяга в ТВД создается винтом и на долю реактивной составляющей тяги приходится не более 12…15%, то в качестве выходного устройства в ТВД используется нерегулируемое суживающееся сопло.

Дальнейшим развитием ТВД могут считаться ТВВД. Вместо винта на них используется двухрядный незакапотированный вентилятор с числом лопастей в каждом раду 8 – 12. Условная степень двухконтурности такого двигателя 30 – 50.

Рис.2.22 ТВВД Д-27 для военно-транспортного самолета Ан-70.

Рис.2.23 Внешний вид ТВВД Д-27

Турбовальные двигатели (ТВаД или ТВлД) – ГТД, устанавливаемые на вертолетах. Они работают в относительно небольшом диапазоне скоростей и высот полета (скорости не превышают, как правило, 250…400 км/ч, высоты – не более 5000…6000 м). Ориентировочные значения технических параметров вертолетных ГТД следующие: мощность – 200…8500 кВт, удельная масса – 0,11…0,55 кг/кВт, удельный расход топлива – 0,22…0,40 кг/кВт∙ч.

По условиям повышения безопасности полета в силовых установках вертолетов преимущественное применение получили схемы с двумя ГТД, работающими на один общий редуктор. Конструкция трансмиссии обеспечивает возможность работы силовой установки от одного двигателя даже при полном выключении другого двигателя. Исправный двигатель в этом случае переводится на чрезвычайный режим.

Отличительной особенностью конструктивных компоновок вертолетных ГТД является наличие свободной турбины, не связанной механически с турбокомпрессором двигателя (рис.2.22 – ТВаД ТВ3-117В для вертолетов Ми-8МТ, Ми-24, Ка-27, Ка-29, Ка-32, Ка-50, Ка-52, Ми-28 и рис.2.2.3 Д-136 для вертолета Ми-26). Двигатель выполняется по двух- или трехвальной схеме. Турбокомпрессорная часть включает в себя компрессор (компрессоры низкого и высокого давления), камеру сгорания и турбину компрессора (турбины высокого и низкого давления). Независимый ротор – свободная турбина с выходным валом. Вал свободной турбины может иметь вывод вперед или назад.

Выходное устройство вертолетного ГТД выполняется в виде расширяющегося патрубка (диффузора), отводящего газ из-за свободной турбины за борт вертолета с поворотом потока. На военных вертолетах устанавливают устройства снижения температуры газа.

Рис.2.22 ТВаД ТВ3-117В

Рис.2.23. ТВаД Д-136

На рис.2.24 представлена схема маломощного ТВаД ГТД-350 (вертолет Ми-2) с осецентробежным компрессором и индивидуальной камерой сгорания.

Рис.2.24. ТВаД ГТД-350

Отличительная особенность конструктивной компоновки этого двигателя – во взаимном расположении компрессора, камеры сгорания, турбины компрессора и свободной турбины. Воздух из-за компрессора подводится к индивидуальной противоточной камере сгорания, расположенной в конце двигателя, по внешним выносным патрубкам, а газ подается напрямую к турбине компрессора, а затем – к свободной турбине, расположенной после редуктора. Вал турбины компрессора проходит внутри вала свободной турбины.

Отвод газа из двигателя осуществляется с поворотом потока на 180 градусов через выхлопные патрубки, расположенные между свободной турбиной и редуктором.

ГТД для самолетов вертикального взлета и посадки. Самолеты, способные вертикально взлетать и садиться (СВВП), имеют значительные эксплуатационные преимущества. Такие самолеты серийно строились в СССР (Як-36М, Як-38), Англии (различные модификации самолета Хоукер «Харриер») и США (по лицензии) и широко применяются в палубной авиации ВМФ. Разрабатываются и существуют в настоящий момент самолеты с частичным использованием взлетно-посадочных преимуществ СВВП. Это, например: самолеты с коротким взлетом при полной нагрузке и вертикальной посадкой (F-35), с укороченной взлетно-посадочной дистанцией и др.

Для обеспечения вертикального взлета самолета вертикального взлета и посадки, его необходимого ускорения и маневрирования по вертикали, подъемная сила двигателя должна быть на 15…20% больше взлетного веса самолета. Это условие можно реализовать применением на СВВП подъемно-маршевых двигателей с изменяемым направлением вектора тяги, либо специальных подъемных двигателей, создающих при взлете вертикальную тягу. Возможно совместное применение подъемных и подъемно-маршевых двигателей.

Подъемно-маршевые двигатели создают вертикальную и горизонтальную тягу с помощью поворотных сопел. В качестве подъемно-маршевого двигателя можно использовать ТРД, ТРДД, ТРДФ, ТРДДФ. Конструктивно-компоновочная схема подъемно-маршевого ТРДД приведена на рис.2.25 (Роллс-Ройс «Пегас» самолета вертикального взлета-посадки «Харриер» с поворотными соплами). Двигатель оснащен четырьмя поворотными соплами. К передней паре сопел (1 и 2) подводится воздух из-за вентилятора, к задней паре (3 и 4) подается газ из-за турбины.

Рис.2.25. Подъемно-маршевый ТРДД Роллс-Ройс «Пегас»

Подъемные двигатели, создающие при взлете самолета только вертикальную тягу, представляют собой ТРД или ТРДД (ТРДД на самолетах пока не устанавливались), вертикально установленные в фюзеляже или крыльях самолета. Их конструктивно-компоновочные схемы весьма разнообразны.

Подъемные двигатели работают кратковременно, только при взлете и посадке СВВП, в течение всего полета они выключены и являются, фактически, балластом на самолете. Поэтому к их конструктивной компоновке предъявляются специфические требования. Подъемные двигатели выполняют с небольшим числом ступеней компрессора, укороченными камерой сгорания и реактивным соплом, с двухопорными роторами, упрощенными системами смазки и топливопитания. Надежный запуск двигателя обеспечивается без применения стартера, подачей горячего воздуха или газа от маршевого или подъемно-маршевого двигателя непосредственно на турбину подъемного двигателя. В конструкции двигателя допускается применение элементов и деталей с пониженными запасами прочности, изготовленных из легких материалов (стеклопластиков, титановых сплавов, композитных материалов).

В качестве подъемных двигателей предлагались одновальные или двухвальные ТРД, а также ТРДД с передним или задним расположением вентилятора.

Рис.2.26. Схемы различных подъемных авиационных ГТД

Ориентировочные параметры подъемных ГТД приведены в табл. 2.4

Таблица 2.4

Параметры	Подъемные ГТД
ТРД	ТРДД
Тяга Р, кН	10…50	10…50
Температура газов перед турбиной Т*Г, К	1400…1600	1400…1600
Степень двухконтурности m	–	4…12
Уд. тяга , кН·с/кг	0,8…0,95	0,18…0,35
Уд. расход топлива, кг/Н·час	0,110…0,125	0,04…0,06
Уд. масса, кг/даН	0,04…0,10	0,06…0,12

В настоящее время в авиации получили широкое распространение вспомогательные силовые установки (ВСУ), разрабатываемые на базе малоразмерных ГТД. Они служат не для создания тяги, а в качестве бортовых источников механической работы, электропитания, сжатого подогретого воздуха и т.п. К ним относятся газотурбинные стартеры пусковых систем основных двигателей, электрические турбогенераторные установки для питания электроэнергией электрических стартеров при запуске основных двигателей, бортовой сети постоянным и переменным током при проверках бортовых систем и подготовке летательного аппарата к полетам, генераторы сжатого воздуха для питания воздушных турбостартеров, кондиционирования, подогрева основных двигателей перед запуском в холодное время года.

Особенностями ВСУ являются простота конструкции и обслуживания, малая масса по сравнению с другими типами ГТД. Учитывая кратковременность работы ВСУ, к их экономичности, как правило, не предъявляется высоких требований.

В конструкции ВСУ широкое применение нашли центробежные и диагональные компрессоры, кольцевые камеры сгорания, осевые и радиальные центростремительные турбины, упрощенные системы смазки, запуска и топливопитания. Применение таких узлов и систем обеспечивает удобство компоновки двигателя, минимальные габариты и массу конструкции, надежность работы и удобство эксплуатации при удовлетворительных параметрах рабочего процесса.

На рис.27 приведена конструктивно-компоновочная схема вспомогательной силовой установки ТА-8В с центробежным компрессором и радиальной центростремительной турбиной, служащей в качестве источника электропитания и генератора сжатого подогретого воздуха для вертолета Ми-26.

Рис.2.27. ВСУ ТА-8В вертолета Ми-26

Дата добавления: 2014-01-03