WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

   Добро пожаловать!

Министерство образования Российской Федерации РЫБИНСКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ АВИАЦИОННАЯ ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ АКАДЕМИЯ им. П.А. СОЛОВЬЕВА МЛ. Кузменко, В.С. Чигрин, С.Е. Белова КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ

СХЕМЫ АВИАЦИОННЫХ ГТД Учебное пособие Рыбинск, 2005 3 Учебное пособие «Конструктивно-компоновочные схема авиационных ГТД» предна значено для изучения одного из разделов курса «Основы проектирования и конструирова ния АД и ЭУ». Оно содержит информацию о требованиях, предъявляемых к авиационным двигателям, классификацию двигателей по конструктивно-компоновочным схемам, дает представление об области применения и основных конструктивных особенностях двигате лей различных типов, содержит информацию о силовых схемах двигателей.

Учебное пособие может применяться для курсового и дипломного проектирования.

ОГЛАВЛЕНИЕ ВВЕДЕНИЕ.............................................................................................................. 4 1. КЛАССИФИКАЦИЯ АВИАЦИОННЫХ.......................................................... ДВИГАТЕЛЕЙ ПО ИХ КОНСТРУКТИВНОЙ КОМПОНОВКЕ....................... 2. ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ................................ К АВИАЦИОННЫМ ДВИГАТЕЛЯМ................................................................... 3. ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ............................................................. 4. ДВУХКОНТУРНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ........................ 5. ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ................................................................. 6. ВЕРТОЛЕТНЫЕ ГТД...................................................................................... 7. ГТД ДЛЯ САМОЛЕТОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА.............................. И ПОСАДКИ.......................................................................................................... 8. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ................................................ УСТАНОВКИ......................................................................................................... БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК.................................................................. ПРИЛОЖЕНИЕ 1................................................................................................... ЧЕРТЕЖИ ПРОДОЛЬНЫХ РАЗРЕЗОВ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ.................................................................................................................................. ПРИЛОЖЕНИЕ 2................................................................................................... КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ............ ВВЕДЕНИЕ В зависимости от особенностей летательного аппарата и условий его при менения к авиационным двигателям предъявляются определенные технические требования, являющиеся общими для двигателей различных типов. Например, двигатель должен обеспечивать заданную тягу (мощность) при максимальном значении удельной тяги (удельной мощности) и удельной лобовой тяги, при минимальном удельном расходе топлива и удельной массе. При этом он должен иметь максимальные показатели надежности и ресурса, быть ремонтопригод ным и высокотехнологичным в производстве и эксплуатации.

Перечисленные требования во многом противоречивы. Зачастую удов летворение их в полном объеме практически не представляется возможным, и при проектировании двигателя для конкретного летательного аппарата возни кает необходимость в принятии компромиссных решений. Так, например, для летательных аппаратов с большой дальностью полета (маршевых летательных аппаратов - пассажирских или транспортных самолетов) более существенную роль играет экономичность двигателя, чем его весовые показатели. Для скоро стных и высотных летательных аппаратов с небольшой дальностью полета (ис требителей-перехватчиков) большую роль приобретает удельная масса двига теля. Ее можно уменьшить за счет увеличения температуры газа перед турби ной Тг*, но при этом увеличивается удельный расход топлива и снижается ре сурс двигателя. Поэтому при проектировании двигателя в каждом конкретном случае выбирают параметры рабочего процесса двигателя, программу регули рования, величины напряжений и запасов прочности в деталях двигателя таким образом, чтобы максимально удовлетворить наиболее важным для летательного аппарата требованиям.

1. КЛАССИФИКАЦИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ПО ИХ КОНСТРУКТИВНОЙ КОМПОНОВКЕ Конструктивной компоновкой двигателя называют взаиморасположение его составных частей с указанием направлений передачи усилий, оптимально удовлетворяющее требованиям, предъявляемым к двигателю. Представление о конструктивной компоновке двигателя дает его конструктивно-компоновочная схема, характеризующая в общих чертах устройство, взаимное расположение и силовое взаимодействие основных частей двигателя.

Многообразие и противоречивость требований, предъявляемых к авиа ционным силовым установкам, обусловили большое разнообразие конструк тивных компоновок двигателей. На рис. 1 представлена классификация дви гателей летательных аппаратов.

Рис. 1. Типы двигателей, применяемых в силовых установках летательных аппаратов Реактивными двигателями называют такие двигатели внутреннего сгора ния, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя, а сила реакции непосредст венно используется как движущая сила – сила тяги. В воздушно-реактивных двигателях в качестве окислителя используется кислород воздуха. У ракетных двигателей горючее и окислитель находятся на борту летательного аппарата.

Ракетные двигатели делятся по роду применяемого топлива на двигатели твер дого (РДТТ) и жидкого топлива (ЖРД), кроме этого выделяют специальный класс ракетных космических двигательных установок (КДУ).

Воздушно-реактивные двигатели подразделяются на бескомпрессорные, к которым относятся прямоточные (ПВРД), в том числе и гиперзвуковые ПВРД, пульсирующие (ПуВРД) и компрессорные (газотурбинные). К комби нированным двигателям относятся турбопрямоточные двигатели (ТПД), пред ставляющие собой комбинацию ПВРД с турбореактивными двигателями. В ра кетно-прямоточном двигателе (РПД) ПВРД объединен с ракетным двигателем, за счет чего обеспечивается стартовая тяга и улучшаются характеристики на малых скоростях. Большой класс ракето-турбинных двигателей (РТД) образо ван путем сочетания узлов ракетных и газотурбинных двигателей, что позво ляет, в частности, значительно увеличить лобовую тягу.

Упорядочению рассмотрения конструктивных компоновок газотурбмин ных двигателей (ГТД) способствуют различные классификации, в основу кото рых могут быть положены наиболее характерные конструктивные признаки, например, тип компрессора, камеры сгорания или турбины, число роторов, спо соб получения тяги. Все эти признаки присутствуют в схеме двигателя. Но наиболее целесообразной на первоначальном этапе создания двигателя является классификация по конструктивно-компоновочной схеме с выделением типов двигателей, которые имеют характерные конструктивные отличия. Надо ска зать, что дальнейшее освоение гиперзвуковых скоростей полета исследователя связывают с разработкой комбинированных двигателей с использованием во дорода.

Целесообразно выделить следующие типы конструктивно компоновочных схем ГТД:

– турбореактивные двигатели (ТРД) и турбореактивные двигатели с фор сажной камерой (ТРДФ);

– двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) и двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДДФ);

– турбовинтовые (ТВД) и турбовинтовентиляторные двигатели (ТВВД);

– вертолетные (турбовальные) ГТД со свободной турбиной (ТВаД);

– ГТД для самолетов вертикального (СВВП) и укороченного (СУВП) взлета и посадки;

– ГТД вспомогательных силовых установок летательного аппарата (ВСУ).

Каждый из перечисленных типов двигателей имеет свою область наи выгоднейшего применения. На рис. 2 показаны диапазоны высот и скоростей применения летательных аппаратов, которые обеспечиваются двигателями раз личных типов.

Двигатели разных конструктивно-компоновочных схем имеют не только различные области применения, но и ряд существенных конструктивных осо бенностей, присущих двигателям именно данного типа.

Рис.2. Диапазоны высот и скоростей полета летательных аппаратов с двигателя ми различных типов При изучении схем конкретных созданных двигателей, имеющих различ ные конструктивно-компоновочные схемы, основные данные изучаемых двига телей целесообразно свести в сравнительную табл. 1.

Вопросы к изучению классификации авиационных двигателей по конст руктивной компоновке 1. Что такое реактивный двигатель?

2. Назовите типы реактивных двигателей.

3. Назовите типы авиационных двигателей.

4. Перечислите типы газотурбинных двигателей.

5. Назовите область применения двигателей различных конструктивно компоновочных схем. Дайте им сравнительную оценку.

6. Перечислите основные параметры, характеризующие двигатель.

7. Что такое конструктивная компоновка двигателя?

Таблица Марка двигателя Д-36 Д-136 НК-12МА Тип двигателя ТРДД ТВаД ТВД Летательный ап- Самолеты ЯК-42, Вертолет Ми-26 Самолеты Ту-95, парат Ан-72 Ту-114, Ан- Тяга, Р/ Рф, кН 63,8/нет данных нет данных нет данных Удельный расход топлива Суд/Суд ф, 0,0382/ нет данных нет данных нет данных кг/Н час Мощность N, кВт нет данных 8390 Удельный расход 0,27 0, топлива Се, нет данных кг/кВт час Расход воздуха 253 36 Gв, кг/с Степень двух- 5,57 нет данных нет данных контурности m Суммарная сте- 19,9 17,5 пень повыше- ния давления в компрессоре к* Температура газа 1508 1498 перед турбиной Тг*, К Схема и число ступеней Масса двигателя 1100 1050, кг Максимальный 1,71 1,0 1, диаметр D, м Длина L, м 3,22 3,3 4, 2. ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К АВИАЦИОННЫМ ДВИГАТЕЛЯМ Технические требования, предъявляемые к авиационным двигателям, включают в себя общие технические требования, обобщающие опыт примене ния различных типов ГТД, и технические требования к данному разрабатывае мому двигателю с учетом его установки на конкретный летательный аппарат.

При составлении технических требований учитывается назначение и условия эксплуатации двигателя на летательном аппарате. Количественные показатели основных данных в совокупности должны обеспечивать приоритетность ком плексу «летательный аппарат — двигатель» по отношению к лучшим известным и создаваемым образцам.

Необходимость выполнения требований, предъявляемых к авиационным двигателям, сказывается на особенностях его конструкции.

К числу важнейших технических требований к конкретному двигателю относятся требования к техническим характеристикам двигателя, производст венной и эксплуатационной технологичности, надежности, живучести и уменьшению вредного воздействия на окружающую среду.

Рассмотрим подробнее основные требования, предъявляемые к авиаци онным двигателям.

Надежность Требование надежности ГТД является одним из важнейших, так как от него зависит безопасность полетов и безотказность выполнения цели (назначе ния самолета). Уровень надежности представляет собой один из основных кри териев качества двигателя.

Надежность является комплексным свойством ГТД, в состав которого входит безотказность, долговечность, сохраняемость и ремонтопригодность двигателя.

Уровень надежности двигателя характеризуется количественными пока зателями, определяемыми на основании статистических данных и расчетов, он закладывается при проектировании двигателя и контролируется в процессе все го его существование.

Габаритные размеры Требование к габаритным размерам двигателя связано с удобством его установки на самолете. Габаритный диаметр двигателя (наибольший наружный диаметр корпуса или фланца) является весьма важной характеристикой, так как влияет на размеры гондолы двигателя, а следовательно, на ее лобовое сопро тивление и массу. Величина габаритного диаметра в значительной степени оп ределяется расчетным диаметром на входе в компрессор и принятой проточной частью двигателя. Все это определяется общей компоновкой двигателя и во многом зависит от конструктора.

Малая длина двигателя также является важным показателем его качества, так как способствует уменьшению объема двигателя и повышению полезного объема на самолете при размещении двигателя.

Реализация требования к габаритным размерам осуществляется путем разработки конструкции с учетом этого требования и выпуском согласованного с разработчиком самолета, габаритного чертежа, в котором, наряду с макси мальным диаметром и длиной, указаны, например, контуры расположения аг регатов, узлы крепления двигателя.

Тяга двигателя Величина тяги двигателя должна быть достаточной для обеспечения не обходимых условий полета при заданных климатических условиях. Более со вершенным в конструктивном отношении будет тот двигатель, который разви вает заданную тягу при минимальных массе, расходе топлива и воздуха.

Масса двигателя Общая масса двигателя складывается из суммы масс отдельных узлов и деталей. Значения массы двигателя, его узлов и деталей входят в конструктор скую документацию и контролируются в процессе изготовления, сборки и от грузки потребителю.

Массой двигателя определяется полезная нагрузка самолета. Так, напри мер, из практики известно, что каждый лишний 1 кг массы двигателя вызывает увеличение массы самолета примерно до 3 кг.

Снижение массы двигателя, а следовательно, и удельной массы при за данной тяге достигается несколькими путями. Один из них — выбор рацио нальной конструктивной схемы двигателя и его основных узлов. Другим путем снижения массы двигателя является повышение качества применяемых конст рукционных материалов с большой величиной удельной прочности, характери зующей отношение предела прочности материала к его плотности. Широкое применение в двигателестроении нашли легкие алюминиевые и магниевые, а также титановые сплавы. И следующий путь — это рациональное с точки зре ния уменьшения массы конструирование всех входящих в двигатель деталей и их элементов.

Удельная масса Удельная масса проектируемого двигателя не должна превышать удель ной массы лучших по статистическим данным двигателей аналогичного типа.

По предварительной оценке удельная масса двигателей, конструктивно подоб ных, одинаковых по механической и термической напряженности, но отли чающихся абсолютными размерами изменяется в зависимости от отношения диаметров их входных сечений в степени от 2 до 3;

их тяги пропорциональны квадрату диаметров, следовательно, при уменьшении размерности двигателя его удельная масса будет иметь тенденцию к снижению. Однако это справедли во до известного предела, когда пропорциональное уменьшение размеров и массы всех деталей и агрегатов становится невозможным.

Удельный расход топлива Требование к удельному расходу топлива определяет экономичность дви гателя и соответственно основные характеристики летательного аппарата по дальности и продолжительности полета. Конкретные величины удельного рас хода топлива задаются разработчиком летательного аппарата в зависимости от его назначения и предполагаемых характеристик.

Реализация этого требования заключается в соответствующем выборе па раметров рабочего процесса и конструктивных мерах повышения КПД узлов двигателя путем снижения газодинамических и тепловых потерь по всему трак ту двигателя.

Нетрудно заметить, что при снижении удельного расхода топлива, свя занном с повышением параметров рабочего процесса и усложнением конструк ции двигателя, его удельная масса увеличивается. Масса двигателя, топлива и топливных баков определяет массу силовой установки самолета, поэтому тре бования в отношении удельного расхода топлива разработчик летательного ап парата конкретизирует на основании проводимой оптимизации общей компо новки летательного аппарата совместно с разработчиком двигателя.

Удельная тяга Требование к удельной тяге при заданной величине тяги означает для конструктора определение габаритных размеров двигателя, связанное с расхо дом проходящего через него воздуха. Расход воздуха не только определяет раз меры и массу двигателя, но и влияет на размеры воздухозаборника и массу си ловой установки летательного аппарата. Чем больше удельная тяга, тем мень шим может быть расход воздуха, а значит, масса и размеры двигателя и конст рукций силовой установки.

Производственная технологичность Требование к производственной технологичности двигателя — это требо вание снижения его стоимости путем снижения трудозатрат на изготовление, сборку и испытания. Применение ручного труда по возможности должно быть исключено. Это требование, очень важное само по себе, приобретает особенно большое значение при продолжительном массовом производстве.

Требование технологичности конкретизируется применительно к задан ному ГТД величиной допустимой трудоемкости его изготовления в человеко часах и темпом снижения трудоемкости в процессе последующего серийного производства.

Пути реализации этого требования начинаются с конструирования двига теля и предполагают постоянное совместное творческое сотрудничество конст рукторов и технологов.

Конструкция двигателя должна быть по возможности простой, ориенти рованной на применение прогрессивных методов при изготовлении его деталей.

Механическая обработка должна быть заменена более производительными спо собами изготовления — штамповкой, точным литьем по выплавляемым моде лям, применением порошковой металлургии, вальцовкой.

При изготовлении заготовок механически обрабатываемых деталей, осо бенно получаемых от заводов-поставщиков, возможность применения прогрес сивных методов и технологий зависит от конфигурации детали, приданной ей конструктором.

Коэффициент использования материала (КИМ), представляющий собой отношение массы готовой детали к массе ее заготовки, является важным пока зателем технологичности ГТД. Значения КИМ устанавливаются для двигателей (с тенденцией повышения) и отражаются в чертежах деталей конкретной вели чиной коэффициента для нее.

Стоимость разработки Стоимость разработки современного самолета и двигателя для него в на стоящее время достигает гигантских величии. Например, по зарубежным дан ным, фактическая стоимость полной разработки сверхзвукового бомбардиров щика В-1 (США) составила 2,7 млрд. долл., а стоимость серийного самолета — 100 млн. долл. Стоимость серийного сверхзвукового самолета F-15А составляла 19,3 млн. долл., а его разработка — около 1 млрд. долл. Стоимость разработки двигателей составляет от 18 до 35% общей стоимости разработки самолета. В абсолютных цифрах разработка двигателей для самолетов обходится примерно в 200... 800 млн. долл.

Ресурс Под ресурсом двигателя понимается его наработка с установленными ос новными данными, при которой обеспечивается заданный уровень надежности.

Ресурс двигателя задается при проектировании в зависимости от его назначе ния. Для краткоресурсных двигателей разового применения он исчисляется не сколькими часами, для двигателей пассажирских самолетов и вертолетов — тысячами часов. Иногда ресурс задают числом циклов (запуск — работа двига теля — останов). Ресурс подтверждается испытаниями. Увеличение ресурса обычно проводится поэтапно. Ресурс двигателя закладывается конструктором при расчете всех узлов и деталей на прочность. Он должен обеспечиваться все ми комплектующими агрегатами включая подшипники качения. Различают первоначально установленный гарантийный ресурс двигателя до первого ре монта, межремонтные (до второго ремонта и т. д.) ресурсы и назначенный ре сурс на весь период эксплуатации, представляющий их сумму.

Эксплуатационная технологичность Требование к эксплуатационной технологичности предусматривает ми нимальные трудозатраты в человеко-часах на обслуживание ГТД в эксплуата ции начиная с монтажа на самолет, выполнение всех видов ремонтных и про филактических работ и съем с самолета. Для удовлетворения этого требования конструкцию двигателей создают с учетом контролепригодности для проведе ния диагностики состояния и профилактических осмотров;

особое внимание обращается на доступность осмотра и ремонта лопаток компрессора и турбины.

Это требование относится и к обеспечению удобства подхода к агрегатам дви гателя при необходимости их замены или проведения регулировки.

Реализация этого требования начинается еще с проекта ГТД, отрабатыва ется на макетах двигателя и самолета, а также в процессе эксплуатации.

Живучесть Живучесть означает способность двигателя продолжать работу в случае получения наиболее вероятных повреждений для обеспечения выполнения за дания летательным аппаратом. Оно реализуется при проектировании двигателя путем возможной защиты наиболее уязвимых мест, например коммуникаций, а также созданием дублирующих систем (топливной, антипомпажной и т. п.).

Уменьшение вредного воздействия Требование к уменьшению вредного воздействия двигателя на окружаю щую среду относится главным образом к двигателям пассажирских самолетов и касается установления предельно допустимых норм на величину шума двигате ля при взлете и посадке, выделение загрязняющих веществ (окиси углерода, различных углеводородных соединений, окислов азота), а также дымность вы ходящих газов.

Требование реализуется путем специального проектирования узлов дви гателя, разработки шумоглушащих узлов, бездымных камер сгорания и т. д. В настоящее время распространяются международные нормы летной годности ИКАО, направленные на повышение безопасности полетов и уменьшение вредного их воздействия на окружающую среду. В соответствии с нормами ка ждый новый тип двигателя проходит проверочные испытания, в том числе на заброс камней, песка, птиц;

конструкция корпусных деталей не должна проби ваться в случае повреждения и обрыва рабочих лопаток и т. п.

3. ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Турбореактивные двигатели (ТРД) применяются на всех типах самолетов и беспилотных летательных аппаратах, обеспечивая достижение скоростей по лета, соответствующих числу М до 1,35... 1,4 на высотах до 12... 14 км. При применении средств форсирования тяги они способны обеспечить самолетам большие сверхзвуковые скорости полета, соответствующие М=2,5... 3,5 на вы сотах до 22... 25 км. Ориентировочные значения абсолютных и удельных пара метров ТРД и ТРДФ приведены в табл. 2.

Принцип действия турбореактивного двигателя состоит в следующем.

При полете набегающая струя воздуха тормозится и сжимается в воздухозабор нике. Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрессоре. При больших сверхзвуковых скоростях динамическое сжатие так возрастает, что может со ставлять существенную долю всего повышения давления в двигателе. Так, на пример, у самолета Ту-144 уже при скорости полета 2200 км/ч повышение дав ления воздуха в воздухозаборнике равно девяти и такова же степень повышения давления в компрессоре.

Таблица Класс двигателя Малоразмерные ТРД и ТРДФ Параметры Средней тяги Большой тяги ТРД 0,5... 50/ 50... 100/ 100... 250/ Тяга Р/Рф, кН нет данных 70... 150 150... Удельная тяга Руд/Руд ф, 0,5... 0,6/ 0,7... 0,8/ 0,8... 0,9/ кН·с /кг нет данных 1,1... 1,2 0,9... 1, Удельный расход топлива 0,10... 0,13/ 0,08... 0,10/ 0,09... 0,10/ Суд/Суд ф, кг/Н ·час нет данных 0,20... 0,22 0,17... 0, Удельная масса двигателя 0,01... 0,05/ 0,020... 0,025/ 0,025... 0,035/ уд/уд ф, кг/Н нет данных 0,015... 0,020 0,020... 0, Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания. Здесь в него впрыскивается горючее (как правило, авиационный керосин), и затем проис ходит сгорание топливовоздушной смеси, в процессе которого температура про дуктов сгорания повышается до величины, допускаемой жаропрочностью горячей части двигателя.

В турбине часть потенциальной энергии газов преобразуется в механиче скую работу на валу, передаваемую компрессору. Степень понижения давления газа в турбине, необходимая для получения работы на валу, равной работе, за трачиваемой на сжатие воздуха в компрессоре, преодоление трения в подшип никах и привод вспомогательных агрегатов, всегда меньше, чем степень повы шения давления в компрессоре, из-за более высокой работоспособности продук тов сгорания в связи с их высокой температурой.

Перед реактивным соплом, следовательно, избыточное давление всегда больше давления в воздухозаборнике, перед компрессором, а температура перед соплом всегда выше температуры торможения набегающего потока. Поэтому скорость истечения продуктов сгорания из реактивного сопла ТРД больше ско рости полета, что и обусловливает появление реактивной тяги двигателя.

Область применения турбореактивных двигателей весьма широка. ТРД и ТРДФ средней и большой тяги устанавливают на фронтовых истребителях и бомбардировщиках, истребителях-перехватчиках;

малоразмерные ТРД широко применяют на учебно-тренировочных самолетах, беспилотных летательных аппаратах.

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. 3 показана конструктивно-компоновочная схема ТРД с цен тробежным компрессором. Двигатели такой схемы установлены на самолетах МиГ-15, МиГ-17, Ил-28 (ВК-1, РД-45, РД-500).

Для увеличения расхода воздуха центробежный компрессор этого дви гателя имеет двусторонний вход. Воздух подводится радиально по двум вход ным патрубкам, в которых установлены неподвижные направляющие аппараты.

Из компрессора сжатый воздух подается к камерам сгорания по выходным пат рубкам, в которых установлены лопатки диффузора и спрямляющего аппарата.

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

Турбина двигателя ВК-1 одноступенчатая, осевая, реактивная. Газ из тур бины поступает в суживающееся дозвуковое нерегулируемое реактивное сопло.

Ротор двигателя — трехопорный. Модификация двигателя ВК-1Ф имела допол нительную форсажную камеру за турбиной и регулируемое сопло. Простота конструкции, ее высокая надежность и живучесть позволили двигателю ВК- применяться длительное время. В настоящее время двигатель такой же схемы М-701 используется на учебно-боевом самолете L-29.

Рис.3. Конструктивно-компоновочная схема одновального ТРД с центробежным компрессором На рис. 4 представлена конструктивно-компоновочная схема одновально го ТРДФ с осевым компрессором. Такая схема обладает рядом конструктивных особенностей. Осевой компрессор потребляет невысокую мощность, получае мую от одноступенчатой турбины. За турбиной устанавливается форсажная ка мера, включающая в себя диффузор со стабилизаторами пламени, топливные коллекторы.

При больших степенях повышения давления воздуха в компрессоре од нороторный ТРДФ требует достаточно сложной механизации компрессора на нерасчетных режимах работы. Конструктивная компоновка одновального ТРДФ с осевым компрессором и регулируемым соплом приведена на рис. 5.

Для обеспечения устойчивой работы высоконапорных компрессоров на ряду с развитой механизацией применяют двигатели двухроторных схем (рис. 6). Такой двигатель имеет роторы низкого (РНД) и высокого (РВД) дав ления, механически не связанные между собой и вращающиеся каждый со своими оптимальными оборотами. Роторы компрессоров высокого и низкого давления приводятся во вращение своими турбинами. Вал РНД проходит внут ри полого вала РВД, поэтому схема двигателя получается значительно сложнее, чем в предыдущих конструкциях.

Рис.4. Конструктивно-компоновочная схема одновального ТРДФ с осевым компрессором: 1 – входное устройство;

2 – осевой компрессор;

3 – камера сгорания;

4 – турбина;

5 – форсажная камера;

6 – реактивное сопло Рис.5. Конструктивно-компоновочная схема одновального ТРДДФ с осевым компрессором: 1 – входное сечение;

2 – компрессор НД;

3 – компрессор ВД;

4 – кольцевой канал наружного контура;

5 – камера сгорания;

6 – турбина;

7 – стабилизатор форсажной камеры;

8 – форсажная камера;

9 – створка регулируемого сопла;

10 – регу лируемое сопла;

11 – топливный коллектор;

12 – камера смешения;

13 – стойка задней опоры;

14 – вал ротора;

15, 17 – средняя, передняя опоры;

16 – направляющий аппарат Вопросы к изучению конструктивно-компоновочных схем ТРД и ТРДФ 1. Назовите область применения турбореактивных двигателей.

2. Укажите основные элементы ТРД.

3. Опишите принцип действия ТРД.

4. Назовите конструктивно-компоновочные особенности ТРДФ.

5. Пользуясь чертежами и разрезными макетами авиационных ГТД, изо бразите упрощенную схему однороторного и двухроторного двигателя (по ука занию преподавателя).

6. Назовите, основываясь на чертеже двигателя:

– тип двигателя, его основные технические данные, число роторов;

– тип, количество ступеней и механизацию компрессора;

– тип камеры сгорания;

– тип и количество ступеней турбины;

– тип выходного устройства;

– количество опор ротора.

Рис.6. Конструктивно-компоновочная схема двухвального ТРД: 1 – корпус радиального подшипника ротора низкого давления;

2 – ротор низкого давле ния;

3 – радиально-упорный подшипник;

4 – ротор высокого давления;

5 – камера сгорания;

6 – радиальный подшипник ротора высокого давления;

7 – ротор турбины высокого давления;

8 – ротор турбины низкого давления;

9 – радиально-упорный подшипник ротора низкого давления 4. ДВУХКОНТУРНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ В последние годы все более широкое применение на самолетах военной и гражданской авиации находят двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД и ТРДДФ).

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 подогрева ется. 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, по лучило название степени двухконтурности m.

Двухконтурные двигатели имеют перед одноконтурными преимущество в экономичности в области дозвуковых скоростей полета (М=0,7... 0,9) и более низкий уровень шума. Экономичность ТРДД улучшается при увеличении сте пени двухконтурности, которая в выполненных конструкциях двигателей для дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов достигает m=6... 8. В двухконтурных форсированных двигателях минимум удельного расхода топли ва реализуется при относительно невысокой степени двухконтурности, состав ляющей m=0,3... 2,1. Такие двигатели при высокой степени форсирования обеспечивают самолетам большие сверхзвуковые скорости полета, достигаю щие М=2,2... 3,2 при приемлемой экономичности. По этим причинам ТРДДФ стали в настоящее время основным типом двигателей сверхзвуковых самолетов различных родов 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. 3.

Таблица Класс двигателя Малоразмерные ТРД и ТРДФ Параметры Средней тяги Большой тяги ТРД Тяга Р/Рф, кН 3... 50/ 50...100/ 100... 250/ нет данных 60... 150 150... Удельная тяга Руд/Руд ф, 0,4... 0,5/ 0,3... 0,5/ 0,4... 0,6/ кН·с /кг нет данных 0,7... 0,8 0,80... 0, Удельный расход топлива 0,05... 0,07/ 0,05... 0,07/ 0,05... 0,06/ Суд/Суд ф, кг/Н · час нет данных 0,13... 0,22 0,22... 0, Уд. масса двигателя уд/уд ф, 0,02... 0,03/ 0,015... 0,025/ 0,015... 0,025/ кг/Н нет данных 0,012... 0,014 0,012... 0,01б Конструктивные компоновки ТРДД различают по характерным при знакам:

– 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 то плива после камеры смешения или во втором контуре).

Типичная конструктивно-компоновочная схема ТРДД с небольшой степе нью двухконтурности и со смешением потоков первого и второго контуров при ведена на рис. 7.

Рис. 7. Конструктивно-компоновочная схема двухвального ТРДД ДВ-2 с передним расположением вентилятора и со смешением потоков первого и второго контуров (выходное устройство не показано) Двигатель выполнен по двухроторной схеме и имеет роторы низкого и высокого давления, вращающиеся с различными окружными скоростями и при водимыми 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. 8. приведена конструктивно-компоновочная схема трехроторного ТРДД с большой степенью двухконтурности.

Одноступенчатый вентилятор приводится во вращение трехступенчатой турбиной. Воздух после вентилятора поступает в наружный и внутренний кон туры. КНД и КВД приводятся во вращение своими одноступенчатыми турби нами. 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 конст рукции опор применены упругие и демпфирующие устройства для исключения опасных изгибных колебаний роторов при работе двигателя.

Рис. 8. Конструктивно-компоновочная схема ТРДД Д-18 для тяжелых транспортных самолетов На рис. 9 приведена конструктивно-компоновочная схема ТРДДФ с ма лой степенью двухконтурности, устанавливаемого на сверхзвуковом самолете завоевания превосходства в воздухе. Двигатель выполнен по схеме со смеше нием потоков, форсажная камера расположена за камерой смешения. Для обес печения полного расширения газа с минимальными потерями на двигателе ус тановлено регулируемое всережимное реактивное сопло.

Рис. 9. Двухвальный ТРДДФ с малой степенью двухконтурности Вопросы к изучению конструктивно-компоновочных схем ТРДД и ТРДДФ 1. Укажите область применения ТРДД и ТРДДФ.

2. Опишите принцип действия и конструктивно-компоновочные особен ности ТРДД и ТРДДФ.

3. Назовите преимущества ТРДД перед одноконтурным ТРД.

4. Пользуясь чертежами и разрезными макетами авиационных ГТД, изо бразите упрощенную схему одно-, двух- и трехроторного двигателя (по указа нию преподавателя). Назовите:

– тип двигателя, его основные технические данные, число роторов;

– тип, количество ступеней и механизацию компрессора;

– расположение вентилятора;

– тип камеры сгорания;

– тип и количество ступеней турбины;

– тип выходного устройства;

– количество опор ротора.

5. ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ Турбовинтовые двигатели – это тепловые машины, в которых большая часть полезной тепловой энергии преобразуется в турбине в механическую ра боту и отводится на привод самолетного винта.

Турбовинтовые двигатели имеют в качестве движителя воздушные вин ты, сохраняющие достаточно высокие значения КПД только до скоростей поле та, соответствующих М=0,7... 0,85. При таких невысоких скоростях полета они более экономичны, чем ГТД других типов. Высота полета самолета с ТВД не превышает 10... 11 км.

Принцип действия ТВД аналогичен принципу действия основного (внут реннего) контура ТРДД, но в ТВД часть механической энергии, отбираемой от турбины, передается не в наружный контур, а на привод воздушного винта (че рез редуктор), с помощью которого образуется тяга. Винт в данном случае иг рает роль вентилятора наружного контура, а турбовинтовой двигатель можно рассматривать, соответственно, как частный случай ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

ТВД широко применяются на транспортных самолетах, дальних стра тегических бомбардировщиках и ракетоносцах, самолетах противолодочной обороны, пассажирских самолетах. Для всех этих самолетов одними из наи более важных технических показателей являются большая величина полезного груза и большая дальность и продолжительность полета.

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 из менения 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 одно роторного одновинтового ТВД с соосным встроенным редуктором (рис. 10).

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

Рис.10. Конструктивно-компоновочная схема ТВД АИ-24 с приводом на один винт При более высоких мощностях (до 11000 кВт) используется схема с дву мя соосными воздушными винтами. Воздушные винты вращаются в про тивоположных направлениях, благодаря чему уравновешиваются гироско пические моменты, возникающие при эволюциях самолета, улучшаются ус ловия обдува воздухом мотогондолы.

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

На рис. 11 показана конструктивно-компоновочная схема ТВД с осецен тробежным компрессором и регенератором-теплообменником.

Для упрощения регулирования двигателя и снижения массы редуктора, в последнее время стали применяться ТВД со свободной турбиной (рис. 12).

Рис.11. Конструктивно-компоновочная схема ТВД с осецентробежным компрессором и регенератором-теплообменником: 1 – осевой компрессор;

2 – центробежный компрессор;

3 – регенератор В такой схеме компрессор, камера сгорания и турбина являются га зогенератором, подающим горячий газ на турбину, приводящую во вращение винт через редуктор. Схема проста в доводке, позволяет использовать низко оборотную свободную турбину, что снижает передаточное отношение и массу редуктора. Такая схема достаточно просто поддается модификации. При мо дульной конструкции упрощается ремонт двигателя.

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

Рис. 12. Конструктивно-компоновочная схема ТВД со свободной турбиной Вопросы к изучению конструктивно-компоновочных схем ТВД 1. Укажите область применения ТВД.

2. Опишите конструктивно-компоновочные особенности ТВД.

3. Пользуясь чертежами и разрезными макетами авиационных ГТД, изо бразите упрощенную схему двигателя.

4. Назовите, основываясь на чертеже:

– тип двигателя, его основные технические данные, число роторов;

– тип, количество ступеней и механизацию компрессора, расположение вентилятора;

– тип камеры сгорания;

– тип и количество ступеней турбины;

– тип выходного устройства;

– количество опор ротора;

– расположение редуктора;

– количество воздушных винтов.

6. ВЕРТОЛЕТНЫЕ ГТД ГТД, устанавливаемые на вертолетах, работают в относительно неболь шом диапазоне скоростей и высот полета (скорости не превышают, как прави ло, 250 … 400 км/ч, высоты – не более 5000 … 6000 м). Ориентировочные зна чения технических параметров вертолетных ГТД следующие: мощность – … 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 вер толетов преимущественное применение получили схемы с двумя ГТД, рабо тающими на один общий редуктор. Конструкция трансмиссии обеспечивает возможность работы силовой установки от одного двигателя даже при полном выключении другого двигателя.

Отличительной особенностью конструктивных компоновок вертолетных ГТД является наличие свободной турбины, не связанной механически с турбо компрессором двигателя (рис. 13). Двигатель выполняется по двух- или трех вальной схеме. Турбокомпрессорная часть включает в себя компрессор (ком прессоры низкого и высокого давления), камеру сгорания и турбину компрес сора (турбины высокого и низкого давления). Независимый ротор – свободная турбина с выходным валом. Выходное устройство вертолетного ГТД выполня ется в виде расширяющегося патрубка, отводящего газ из-за свободной турби ны за борт вертолета с поворотом потока.

Рис. 13. Конструктивно-компоновочная схема вертолетного ГТД ТВ3- со свободной турбиной для вертолетов Ми-8МТ, Ми-27, Ка-27, Ка- На рис. 14 представлена конструктивно-компоновочная схема маломощ ного вертолетного ГТД.

Отличительная особенность конструктивной компоновки этого двигателя — во взаимном расположении компрессора, камеры сгорания, турбины ком прессора и свободной турбины. Воздух из-за компрессора подводится к инди видуальной противоточной камере сгорания по внешним выносным патруб кам, газ подается к турбине компрессора, а затем — к свободной турбине, рас положенной после редуктора. Вал турбины компрессора проходит внутри вала свободной турбины.

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

Рис. 14. Вертолетный ГТД малой мощности ГТД-350 с осецентробежным ком- прессором и индивидуальной противоточной камерой сгорания: 1 – статор ком- прессора;

2 – лопатки осевых ступеней;

3 – центробежная ступень;

4 – улитка- воздухозаборник;

5 – опора шестерни редуктора;

6 – корпус редуктора;

7 – сво- бодная турбина;

8 – турбина компрессора;

9 – камера сгорания;

10 – вал турбины компрессора;

11 – выхлопные патрубки;

12 – приводная шестерня;

13 – барабан- но-дисковый ротор компрессора;

14 – стяжной болт ротора компрессора.

Вопросы к изучению конструктивно-компоновочных схем ГТД для вертолетов 1.Укажите область применения вертолетных ГТД.

2. Опишите принцип действия и конструктивно-компоновочные особен ности вертолетных ГТД.

3. Пользуясь чертежами и разрезными макетами двигателей, изобразите упрощенную схему вертолетного ГТД (по указанию преподавателя). Опишите:

– тип двигателя, его основные технические данные, число роторов;

– тип, количество ступеней и механизацию компрессора;

– тип камеры сгорания;

– тип и количество ступеней турбины;

– тип выходного устройства;

– количество опор роторов;

– расположение редуктора.

7. ГТД ДЛЯ САМОЛЕТОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Самолеты, способные вертикально взлетать и садиться (СВВП), имеют значительные эксплуатационные преимущества. Такие самолеты широко при меняются в палубной авиации ВМФ. Разрабатываются и существуют в на стоящий момент самолеты с частичным использованием взлетно-посадочных преимуществ СВВП. Это, например: самолеты с коротким взлетом при полной нагрузке и вертикальной посадкой, с укороченной взлетно-посадочной дистан цией и др.

Для обеспечения вертикального взлета самолета вертикального взлета и посадки, его необходимого ускорения и маневрирования по вертикали, подъем ная 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 подъ емных двигателей, создающих при взлете вертикальную тягу.

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 с передним расположением приведена на рис. 15. Двигатель оснащен четырьмя поворотными соплами. К передней паре сопел подводится воздух из-за вентилятора, к задней паре пода ется газ из-за турбины.

Подъемные двигатели, создающие при взлете самолета только вертикаль ную тягу, представляют собой ТРД или ТРДД, вертикально установленные в фюзеляже или крыльях самолета. Их конструктивно-компоновочные схемы весьма разнообразны.

Подъемные двигатели работают кратковременно, только при взлете и по садке СВВП, в течение всего полета они выключены и являются, фактически, балластом на самолете. Поэтому к их конструктивной компоновке предъявля ются специфические требования. Подъемные двигатели выполняют с неболь шим числом ступеней компрессора, укороченными камерой сгорания и реак тивным соплом, с двухопорными роторами, упрощенными системами смазки и топливопитания.

Надежный запуск двигателя обеспечивается без применения стартера, подачей горячего воздуха или газа непосредственно на турбину подъемного двигателя. В конструкции двигателя допускается применение элементов и де талей с пониженными запасами прочности, изготовленных из легких материа лов (стеклопластиков, титановых сплавов, композитных материалов).

В качестве подъемных двигателей могут быть использованы одновальные или двухвальные ТРД (рис. 16), а также ТРДД с передним или задним располо жением вентилятора (рис. 17).

Ориентировочные параметры подъемных ГТД приведены в табл. 4.

Рис. 15. Двухконтурный подъемно-маршевый ГТД «Пегас» самолета верти кального взлета-посадки «Харриер» с поворотными соплами 1 и 2 второго контура и 3 и 4 – первого контура Рис.16. Подъемный ТРД одновальной схемы Таблица Параметры Подъемные ГТД ТРД ТРДД Тяга P, кН 10 … 50 10 … Температура газов перед 1400 … 1600 1400 … турбиной Tг*, К Степень нет данных 4 … двухконтурности m Удельная тяга Pуд, кН·с/кг 0,8 … 0,95 0,18 … 0, Удельный расход топлива 0,110 … 0,125 0,04 … 0, Суд, Удельная масса 0,004 … 0,010 0,006 … 0, двигателя дв, кг/Н а б Рис.17. Подъемные ТРДД с задним (а) передним (б) расположением вентилятора Вопросы к изучению конструктивно-компоновочных схем ГТД для вер тикального взлета и посадки 1.Укажите область применения ГТД для вертикального взлета и посадки.

2.Опишите принцип действия и конструктивно-компоновочные особен ности ГТД для вертикального взлета и посадки.

8. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ УСТАНОВКИ В настоящее время в авиации получили широкое распространение вспо могательные силовые установки (ВСУ), разрабатываемые на базе малоразмер ных 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 по стоянным и переменным током при проверках бортовых систем и подготовке летательного аппарата к полетам, генераторы сжатого воздуха для питания воз душных 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 кратковремен ность работы ВСУ, к их экономичности, как правило, не предъявляется высо ких требований.

На рис 18 приведена конструктивно-компоновочная схема вспомогатель ной силовой установки, служащей в качестве источника электропитания и ге нератора сжатого подогретого воздуха.

Рис.18. Конструктивно-компоновочная схема вспомогательной силовой установки ТА-8В с центробежным компрессором и радиальной центростремительной турбиной для вертолета Ми- В конструкции ВСУ широкое применение нашли центробежные и диаго нальные компрессоры, кольцевые камеры сгорания, осевые и радиальные цен тростремительные турбины, упрощенные системы смазки, запуска и топливо питания. Применение таких узлов и систем обеспечивает удобство компоновки двигателя, минимальные габариты и массу конструкции, надежность работы и удобство эксплуатации при удовлетворительных параметрах рабочего процесса установки.

9. СИЛОВАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ Под силовой схемой газотурбинного двигателя понимается система сило вых деталей, предназначенных для восприятия нагрузок, действующих на эле менты двигателя, и передачи результирующей силы на элементы крепления двигателя к самолету. Силовая система двигателя состоит из силовой системы ротора и силовой системы корпуса (статора).

Силовая система ротора включает в себя силовые детали роторов ком прессора и турбины, узлы их соединения, приводы агрегатов, а в случае ТВД — и вращающиеся детали редуктора.

Силовая система корпуса включает в себя корпусы компрессора, камеры сгорания, турбины, редуктора, подшипников, а в случае ТРДД с камерой сме шения и общим реактивным соплом — корпус внешнего контура.

На элементы силовой системы ГТД действуют газодинамические и инерционные нагрузки. К силовой системе предъявляются следующие основ ные требования:

– обеспечение прочности и жесткости системы двигателя для предотвра щения возникновения недопустимых упругих деформаций и полного исключе ния появления остаточных деформаций;

– конструкция и соединения силовых деталей должны обеспечивать воз можно меньшую массу конструкции двигателя;

– конструкция и соединения деталей должны обеспечивать свободу тем пературных деформаций для избежания появления температурных напряжений.

Графическим условно-стилизованным изображением силовой системы является силовая схема.

Основным признаком, определяющим схему силового корпуса ГТД явля ется способ соединения корпуса компрессора с корпусом турбины. По этому признаку различают две разновидности корпусов:

1) схема силовых корпусов с одинарной связью, которая по отношению к проточной части может быть внутренней связью (рис. 19) или внешней связью (рис. 20);

Рис.19. Схема силового корпуса ТРД с одинарной внутренней связью компрессора и турбины 2) схема силовых корпусов с двойной связью, которая может быть ра зомкнутой (рис. 21) и замкнутой (рис. 22).

Рис.20. Схема силового корпуса ТРД с одинарной внешней связью Рис.21. Схема силового корпуса ТРД с двойной разомкнутой свя зью компрессора и турбины Рис.22. Схема силового корпуса ТРД с двойной замкнутой связью компрессора и турбины Внутренняя (по отношению к проточной части) связь применяется как в двигателях с центробежными, так и осевыми компрессорами при трубчатых камерах сгорания, стенки которых не включаются в схему силового корпуса.

Особенностью этой схемы является наличие корпуса газосборника (рис. 19), с помощью стенок которого корпус турбины соединяется с корпусом компрессо ра. Корпус подшипника турбины крепится к внутренней связи.

Недостатком силового корпуса с одинарной внутренней связью является его сравнительно большая масса, так как его стенки располагаются на малом диаметре и для получения достаточной жесткости приходится утолщать их и усиливать ребрами.

Одинарная внешняя связь между корпусами турбины и компрессора (рис. 20) осуществляется с помощью наружного корпуса камеры сгорания. Этот корпус благодаря своему большому диаметру может быть изготовлен из листо вой стали с малой толщиной стенок. Поэтому он получается достаточно жест ким и может воспринимать большие нагрузки при сравнительно малой массе.

Особенностью силовых корпусов с одинарной внешней связью является наличие силовых элементов, передающих усилие от опоры ротора турбины к внешнему контуру. Эти силовые элементы должны пересекать поток горячих газов, поэтому необходима их специальная защита от воздействия высоких температур. Это усложняет конструкцию и несколько увеличивает массу сило вых корпусов.

Общим недостатком схемы силовых корпусов с одинарной связью явля ется их большая масса. Однако в некоторых конструкциях одинарная связь ока зывается единственно возможной. Примером этого может быть двигатель, где задний подшипник размещен за турбиной (рис. 20).

В схемах силовых корпусов с двойной разомкнутой связью (рис. 21) со единение корпусов компрессора и турбины осуществляется внешней связью с помощью корпуса камеры сгорания, но кроме того, есть еще внутренняя связь между корпусами подшипника турбины и компрессора, поэтому нагрузки от ротора турбины не действуют на внешнюю связью Особенностью этой схемы является то, что силовые элементы не пересекают поток газов пред турбиной, поэтому сравнительно просто можно обеспечить защиту подшипника турбины от высокой температуры и проще подвести к нему смазку. Недостатком схемы является выполнение весьма прочной и жесткой связи внешнего и внутреннего контуров у компрессора в месте разветвления, что необходимо для обеспече ния соосности подшипника турбины и сохранения требуемых радиальных зазо ров между рабочими лопатками и корпусом турбины при работе двигателя. Та кая схема часто применяется в двигателях с кольцевой или трубчато-кольцевой камерой сгорания.

Схема силового корпуса с двойной замкнутой связью приведена на рис.

22. Здесь корпусы компрессора и турбины соединены между собою двойной внешней и внутренней связями. Таким образом, используется несущая способ ность обеих связей. Внешний и внутренний контуры связаны между собой по средством радиальных силовых связей в двух сечениях: за компрессором и пе ред турбиной. Замкнутая схема позволяет получить большую жесткость при сравнительно малой массе корпусов. При этом необходимо уделить особое внимание тепловому расширению деталей, входящих во внешние и внутренние связи, так как их температуры различны.

Используя разработки Центра истории авиационных двигателей СГАУ по формализации представления конструктивных схем ГТД можно графически показать обобщенные конструктивно-силовые схемы ГТД различных типов.

Основные графические элементы таких схем приведены в табл. 5.

На рис.23-26 представлены обобщенные схемы различных типов ГТД.

Преимущества и недостатки различных схем компрессоров и турбин приведены соотвественно в табл. 6, 7.

Рис.23. Обобщенная схема авиационных ТВД Рис.24. Обобщенная схема авиационных ТВаД Рис.25. Обобщенная схема авиационных ТРДД(Ф) Рис.26. Обобщенная схема авиационных ТВВД Вопросы к изучению силовых схем ГТД 1. Что такое силовая схема ГТД?

2. Какие элементы входят в силовую схему ГТД?

3. Укажите две разновидности корпусов. На основании чего их выделя ют? Назовите их достоинства и недостатки. Какими особенностями они обладают?

4. Приведите основные преимущества и недостатки различных схем компрессоров турбин.

5. В чем различия обобщенных силовых схем двигателей различных конструктивно-компоновочных схем?

6. Каким образом в силовой схеме могут быть связаны внешний и внут ренний контуры?

Таблица Графический Описание графического элемента элемент Радиальная силовая связь Осевая силовая связь (транс миссия или стенка корпуса) Радиально-упорная опора Радиальная опора Лопаточная машина Редуктор Камера сгорания Таблица Преимущества силовой схе- Недостатки силовой схемы ком мы компрессора прессора Отсутствие межвального Наличие межвального подшип подшипника. ника.

Единая масляная полость Раздельная масляная полость опор ротора. опор роторов.

Использование НА 1-й сту- Наличие силовой стойки без пени КНД в качестве сило- ВНА перед КНД.

вого пояса.

Минимальное число опор и Наличие нескольких опор и сило силовых поясов. вых поясов.

Таблица Преимущества силовой схе- Недостатки силовой схемы тур мы турбины бины Отсутствие межвального Наличие межвального подшип подшипника ника (сложность реализации про тивовращения роторов) Единая масляная полость Раздельная масляная полость опор роторов опор роторов Расположение опоры в «хо- Расположение опоры в «горячей» лодной» части двигателя части двигателя Наличие одного силового Широкая лопатка СА из-за рас пояса положенных в ней силовых стоек БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 1. Изучение конструктивно-силовых схем авиационных ГТД./ Сост.: И.А.

Кривошеев, А.В. Карпов, А.Ю. Сапожников, В.А. Зрелов, М.Е. Проданов.

– Уфа, Уфимск. гос.авиац.техн.ун-т., 2004, 12с.

2. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей./ Под. ред. Д.В.Хронина. – М.:Машиностроение, 1989, 368с.

3. Штода А.В., Секистов А.В., Кулешов В.В. Конструкция авиационных дви гателей. – М.: изд. ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1968, 42с.

4. Никитин Ю.М. Конструирование элементов деталей и узлов авиадвигате лей. – М.: Машиностроение, 1968, 324 с.

5. Пономарев Б.А. Настоящее и будущее авиационных двигателей. – М.:

Воениздат, 1982, 240 с.

6. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели, конструкция и расчет деталей. – М.: Машиностроение, 1981, 552 с.

7. Шошин Ю.С. Основные технические данные маршевых авиационных га зотурбинных двигателей СССР, Украины, России. – Харьков: ХАИ, 2002, 70 с.

8. Чигрин В.С., Тихомиров А.Е. Конструктивно-компоновочные схемы ГТД.

– Харьков: ХВВАИУ, 1991, 26 с.

ПРИЛОЖЕНИЕ ЧЕРТЕЖИ ПРОДОЛЬНЫХ РАЗРЕЗОВ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Рис. П1. Чертеж продольного разреза двухвального ТРДДсм АИ-25ТЛ со средней степенью двухкон турности учебно-боевого самолета – тяга на взлетном режиме – 16,9 кН;

– удельный расход топлива – 0,061 кг/Н·ч;

– общая степень повышения давления в компрессоре – 9,5;

– степень двухконтурности – 2;

– температура газа перед турбиной – 1310 К;

– суммарный расход воздуха через двигатель – 46,8 кг/с Рис. П2. Чертеж продольного разреза ТВаД для транспортного вертолета – мощность на максимальном взлетном режиме – 8389 кВт;

– удельный расход топлива – 0,269 кг/Н·ч;

– общая степень повышения давления в компрессоре – 18,3;

– температура газа перед турбиной – 1487 К;

– суммарный расход воздуха через двигатель – 36 кг/с Рис. П3. Чертеж продольного разреза двухвального ТРДДФ РД-33 с малой степенью двухконтурности для самолета-истребителя:

– тяга на полном форсаже – 81,4 кН;

– удельный расход топлива на полном форсаже – 0,214 кг/Н·ч;

– удельный расход топлива на максимальном взлетном режиме – 0,0785 кг/Н·ч;

– удельный расход топлива на крейсерском режиме – 0,098 кг/Н·ч;

– тяга на максимальном взлетном режиме – 49,4 кН;

– общая степень повышения давления в компрессоре – 21;

– степень двухконтурности – 0,49;

– температура газа перед турбиной – 1680 К;

– суммарный расход воздуха через двигатель – 76,5 кг/с Рис. П4. Чертеж продольного разреза турбовинтового двигателя ТВ3-117-ВМА-СБМ1 со сво бодной турбиной для пассажирского самолета:

– мощность на валу воздушного винта на максимальном взлетном режиме – 1838 кВт;

– удельный расход топлива – 0,280 кг/кВт·ч;

– степень повышения давления в компрессоре – 10;

– температура газа перед турбиной – 1226 К;

– расход воздуха через двигатель – 9,78 кг/с Рис. П6. Чертеж продольного разреза двухвального ТРДФ Р25-300 для самолета-истребителя (без форсажной камеры) – тяга двигателя на полном форсаже – 67,1 кН;

– удельный расход топлива на полном форсаже – 0,229 кг/Н·ч;

– тяга двигателя на максимальном режиме – 41,2 кН;

– удельный расход топлива на максимальном режиме – 0,093 кг/Н·ч;

– общая степень повышения давления в компрессоре – 9,5;

– температура газа перед турбиной – 1313 К;

– расход воздуха через двигатель – 68,5 кг/с Рис. П7. Чертеж продольного разреза ТВД со свободной турбиной ТВ7-117 для пассажирских самолетов местных воздушных линий – эквивалентная мощность на взлетном режиме – 1840 кВт;

– удельный расход топлива – 0,272 кг/кВт·ч;

– степень повышения давления в компрессоре – 16;

– температура газа перед турбиной – 1525 К;

– расход воздуха через двигатель – 8,7 кг/с Рис. П2. Чертеж продольного разреза трехвального ТРДД Д-436Т1 с реверсом тяги и боль шой степенью двухконтурности для пассажирских самолетов – тяга на взлетном режиме – 74,2 кН;

– удельный расход топлива – 0,036 кг/Н·ч;

– общая степень повышения давления в компрессоре – 22,7;

– степень двухконтурности – 4,91;

– температура газа перед турбиной – 1483 К;

– суммарный расход воздуха через двигатель – 254 кг/с ПРИЛОЖЕНИЕ КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ АИ- АИ- АЛ-31Ф АМ- ВД- ГТД- ГТД-3Ф Д- Д-18Т Д- Д- Д-436Т Д- НК- НК- НК- НК- ПС- РД- РД- ТВ0- ТВ0- ТВ3- ТВ- ТВД- АЛ-7Ф




© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.