Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

машинах. Параметры цикла, кроме этого, влияют и на удельную стоимость ГТД. Эффективный к.п.д. современных ГТД простого цикла составляет ηå = 0,18…0,43.

Удельная стоимость ГТД – экономический параметр, характеризующий стоимость 1 кВт установленной мощности ГТД в определенной стандартной комплектации. Например, если ГТД применяется для механического привода, в состав оборудования входят: системы запуска, управления, противообледенительная и противопожарная, входное и выходное устройства, редуктор и некоторые др. С ростом мощности ГТД существенно снижается его удельная стоимость. Так, например, удельная стоимость ГТД для механического привода составляет от 400…450 $/кВт (для ГТД класса мощности ~1 МВт) до 170…180 $/кВт (для ГТД мощностью 30…40 МВт).

2.3- Требования к авиационным ГТД

Êавиационным ГТД предъявляются следующие требования:

- общие технические требования, изложенные в нормативных документах,

- технические требования к конкретному разрабатываемому двигателю с учетом его установки на конкретный летательный аппарат.

В числе важнейших технических требований к конкретному двигателю - технические характеристики, надежность, ресурс, живучесть и безопасность, производственная и эксплуатационная технологичность, экологические характеристики, экономические показатели.

2.3.1 - Требования к тяге (мощности)

Тяга и удельный расход топлива – важнейшие характеристики двигателя, определяющие размеры и основные внутренние параметры (Ò*ÑÀ, π*Ê, m).

Тяга авиационного двигателя должна обеспе- чивать необходимую тяговооруженность летательного аппарата в различных условиях полета. Тяговооруженность (R) – это отношение суммарной тяги всех установленных на самолете двигателей (RÂÇË∑), к взлетной массе самолета (GÑÀÌ.ÂÇË):

.

Для транспортных дозвуковых самолетов тяга задается исходя из следующих условий.

Первое - обеспечение необходимой тяговооруженности на взлетном режиме (с ограничением времени работы двигателей). Тяговооруженность должна обеспечивать нормальный взлет при задан-

ной взлетной дистанции, безопасный взлет и набор высоты при отказе двигателя, уход на второй круг при снижении и посадке, а также минимальное акустическое воздействие при взлете и пролете. Тяговооруженность современных транспортных самолетов в зависимости от числа двигателей находится в пределах 0,25…0,35. Меньшее значение относится к четырехдвигательным самолетам, большее – к двухдвигательным.

Второе - получение необходимой тяговооруженности (избытка тяги) для набора высоты по заданной траектории H=f(L) с постоянной приборной скоростью (VÏÐ=const) и с оптимально-минималь- ным временем набора крейсерского эшелона (τ ≈ 30 мин), который определяется навигационными и экономическими факторами (расход топлива).

Третье - получение необходимой тяговооруженности на максимальном крейсерском режиме (предельный режим с неограниченным временем работы), для обеспечения устойчивого полета с поддержанием оптимальных заданных скорости (ÌÏ) и эшелона (Í) крейсерского полета. Самый выгодный по расходу топлива полет совершается по статическому потолку - с набором высоты по мере выгорания топлива. Однако, такой режим непригоден для пассажирских маршрутов.

При недостаточной тяговооруженности на взлетном режиме допускается применение максимального взлетного режима (ЧР, APR) с очень ограниченным суммарным временем работы (τ ≈ 5…30 мин). Такое может происходить при отказе двигателя на взлете и других чрезвычайных ситуациях. При отказе двигателя в высотном полете используется так называемый «промежуточный режим». Для поддержания безопасной высоты полета такой режим имеет меньшие параметры, чем взлетный режим, но бoльшие, чем режим набора высоты.

Поддержание заданной тяги на режимах производится, как правило, до температуры атмосферного воздуха tÍ = (ÌÑÀ+15 0С) при взлете и tÍ=(ÌÑÀ+10 ÎС) на режимах набора высоты и крейсерских. Поскольку скоростные характеристики двигателей с разной удельной тягой (различной степенью двухконтурности m) отличаются, то, как правило, дополнительно задается также тяга на взлетном режиме при скорости отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы (ВПП), обычно соответствующей ÌÏ=0,20…0,24.

Дополнительным к сверхзвуковым транспортным самолетам предъявляется требование высокой тяговооруженности при ÌÏ = 0,95…1,15 для преодоления звукового барьера на возможно большей высоте (Í ≥ 9…11 êì) è ïðè ÌÏ = 2,0…2,2 íà

75

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

высоте крейсерского полета (Í = 17…18 км). Специфические требования по тяговооружен-

ности предъявляются к двигателям боевых самолетов (истребителей). Требуется в 3…4 раза большая тяговооруженность на взлете и в большей части так называемой области полетов Í = f(M), чтобы обеспечить:

-максимальную скороподъемность, минимальное время разгона и минимальную длину взлетной полосы;

-максимальный избыток тяги для ведения воздушного боя на виражах без потери высоты;

-сверхзвуковой крейсерский полет при

ÌÏ = 1,6…1,8 на большой высоте (для истребителей 5-го поколения - без включения ФК).

Двигатели для боевых самолетов (истребители) для экономии ресурса материальной части

âмирное время могут иметь боевые и учебные режимы, меньшие по тяге на 10…15 %.

Требования к тягам гражданских и военных ТРДД приведены в таблице 2.3.1_1.

2.3.2 – Требования к габаритным и массовым характеристикам

Требования к габаритным размерам авиационных ГТД обусловлены возможностью и удобством размещения СУ на самолете. Важнейшее значение имеет максимальный диаметр двигателя, поскольку во многом от него зависит диаметр мотогондолы. Максимальный диаметр мотогондолы зависит также и от рациональной компоновки двигательных и самолетных агрегатов и трубопроводов обвязки, размещаемых снаружи двигателя.

Диаметр мотогондолы имеет особенно важное значение при размещении СУ под крылом самолета. При такой компоновке необходимо обеспечить минимально допустимое расстояние от поверхности ВПП до нижней кромки мотогондолы. Это расстояние определяется исключением возможности попадания посторонних предметов в двигатель с поверхности ВПП, а также безопасностью посад-

Таблица 2.3.1_1

Требования к тяге авиационных ГТД на различных режимах

	Тип ЛА	Условия полета	Режим	Требования к тяге
	самолеты		Максимальный взлетный	Rmax=(1,1…1,15)RÂÇË
			(чрезвычайный режим, ЧР)
		ÍÏ=0
		ÌÏ=0;	Взлетный	RÂÇË=(0,25…0,35)GÂÇË.ÑÀÌ/nÄÂ
	транспортные	tí=+30 °Ñ	Максимальный продолжительный	R=(0,8…0,9)RÂÇË
			Максимальный продолжительный (набор)	(1,07…1,1) Rmax ÊÐÅЙÑ.
			Малый газ	RÌ.Ã. ≤ (0,04…0,06)RÂÇË
			Реверс тяги	RÐÅÂ ≥ 0,2RÂÇË
			Промежуточный	(1,05…1,1) Rmax ÏÐ.
	Дозвуковые	ÍÏ=11 êì
		ÌÏ=0,8		(0,19…0,22) RÂÇË(Í=0,Ì=0) èëè
		ÌÑÀ+10 °Ñ	Максимальный крейсерский	GÂÇË.ÑÀÌ /(ÊÑÀÌ õ nÄÂ),
				ãäå ÊÑÀÌ=17…19
			Полетный малый газ	nÂÄ ≥ nÀÃÐ
			Боевые режимы:
	)	ÍÏ=0	-полный форсаж	RÁÎÅÂ ÔÎÐÑ=(1…1,25)GÂÇË
	истребители(		-максимальный (б/ф)	RÁÎÅÂ=(0,6…0,7)RÁÎÅÂ ÔÎÐÑ
		ÌÏ=0
			Учебные режимы:
		ÌÑÀ
			-полный форсаж	RÓ.Ð.ÔÎÐÑ =(0,85…0,90)RÁÎÅÂ
			-максимальный (б/ф)	RÓ.Ð.=(0,6…0,7) RÓ.Ð.ÔÎÐÑ
	самолеты	ÍÏ=18 …20 êì	Боевой режим
		ÌÏ=2…2,5		Согласно требованиям ТЗ
			Учебный режим
		ÌÑÀ
	Боевые	ÍÏ=0;		Согласно требованиям ТЗ
		ÌÏ=0,7
			Крейсерские режимы
		ÍÏ=11 êì;		Согласно требованиям ТЗ
		ÌÏ=0,8; 1,8

76

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

ки самолета с креном при полностью обжатой основной стойке шасси со стороны крена. Для удовлетворения указанных требований мотогондолы могут быть выполнены с некруглым сечением, несколько обжатым в нижней части (например, мотогондолы ТРДД семейства CFM56, устанавливаемых на самолетах Boeing 737). Уменьшение диаметральных габаритов двигателя и мотогондолы имеет также важное значение для снижения аэродинамического сопротивления СУ и самолета в целом.

Малая длина двигателя также относится к важным показателем его качества, т.к. способствует уменьшению объема двигателя, длины мотогондолы или двигательного отсека, если СУ располагается внутри фюзеляжа. В последнем случае уменьшение длины двигателя способствует повышению полезного объема внутри самолета. При размещении СУ на пилоне под крылом уменьшение длины двигателя и мотогондолы облегчает задачу оптимальной компоновки системы «крыло- пилон-мо- тогондола» с целью минимизации вредного воздействия интерференции (дополнительного аэродинамического сопротивления, связанного с взаимодействием реактивной струи сопла (сопел) и потоков воздуха, обтекающих крыло, пилон и мотогондолу).

Современная тенденция развития ТРДД в сторону увеличения степени двухконтурности и, соответственно, увеличения диаметров вентилятора и мотогондолы усложняет размещение и компоновку СУ под крылом самолета и требует согласованной проработки данного вопроса совместно с разработчиком самолета.

Требования к массе проектируемого двигателя задаются проектировщиком летательного аппарата. Для гражданских ТРДД регламентируется сухая масса двигателя (ГОСТ 17106-90), а также отдельно масса реверсивного устройства, которое считается самолетным агрегатом, но разрабатывается обычно двигателестроительным или специализированным предприятием. Если предприятиепроектировщик двигателя проектирует всю СУ, включая мотогондолу, то может быть задана масса всей СУ.

Удельная масса проектируемого двигателя, как правило, не должна превышать удельной массы лучших двигателей аналогичного типа и класса тяги (мощности). Снижение массы достигается выбором рациональной конструктивной схемы двигателя и его основных узлов, использованием конструкционных материалов с большей удельной прочностью и рациональным конструированием всех деталей и элементов двигателя.

2.3.3 - Возможность развития ГТД по тяге (мощности)

Требование развития ГТД по тяге связано с существующей в настоящее время практикой создания семейств самолетов на основе базовой модели. Как правило, после разработки базовой модели самолета создаются модификации с укороченным и удлиненным фюзеляжем, соответственно - с пониженной и повышенной пассажировместимостью,

àтакже модификации с увеличенной дальностью полета и грузовые варианты.

Варианты базового самолета с увеличенными пассажировместимостью и дальностью полета, имеют увеличенный взлетный вес и требуют пропорционального повышения тяги двигателей для сохранения тяговооруженности и летно-техничес- ких характеристик. Поэтому конструкция базовой модели двигателя должна допускать развитие двигателя в сторону повышения тяги. При использовании самолетов на высокогорных аэродромах или в условиях постоянного жаркого климата может потребоваться расширение условий эксплуатации. Например, поддержание взлетной тяги до + 45 °С,

àне до + 30 °С, что равносильно повышению тяги в стандартных условиях.

Повышение тяги до 10 % обеспечивается без изменения конструкции двигателя. Путем регулировки САУ повышают частоту вращения турбокомпрессора (возрастает температур газа перед турбиной) в пределах существующих запасов по температуре. Форсирование двигателя осуществляется обычно после накопления определенного опыта эксплуатации базовой модели и устранения первоначальных дефектов. При необходимости могут применяться более эффективные ТЗП лопаток турбины.

Модификация двигателя с повышением тяги до 20 % без изменения габаритных диаметров двигателя может повлечь за собой значительное изменение конструкции и повышение параметров. Например, может потребоваться увеличение числа подпорных ступеней, повышение расхода воздуха и степени сжатия вентилятора за счет увеличения частоты вращения ротора НД, если имеется запас по производительности вентилятора. Или возникнет необходимость перепрофилирования лопаток вентилятора, применение более жаропрочных материалов в турбине и последних ступенях компрессора, интенсификация охлаждения турбины.

Повышение тяги свыше 20 % может потребовать увеличения диаметра вентилятора для значи- тельного повышения расхода воздуха. А это озна- чает фактически разработку нового двигателя на

77