Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.2.1.2 — Турбовинтовые двигатели и вертолетные ГТД
На малых дозвуковых скоростях полета (ÌÏ < 0,7) наиболее экономичным в настоящее время является ТВД. Схема простейшего одновального ТВД показана на Рис. 1.2.1.2_1. В отли- чие от ТРД, его конструкция характеризуется наличием более мощной многоступенчатой турбины, в которой расширение газа осуществляется до давления лишь незначительно выше атмосферного. Избыточная мощность турбины передается через понижающий редуктор специальному движителю – воздушному винту. Экономичность ТВД обусловлена именно высокой эффективностью винта, как движителя, создающего тяговое усилие за счет большого расхода воздуха при его незначительном ускорении, а значит — при малых потерях энергии. Тяга сопла ТВД составляет незначительную часть общей тяги силовой установки (СУ).
По принципу создания тяги ТВД аналоги- чен винтомоторной СУ с поршневым двигателем. Однако, благодаря значительно более высокой энерговооруженности ГТД весовые показатели ТВД значительно совершеннее, что позволило со-
здать самолеты с ТВД со скоростью полета до 850…900 км/час. Пример — российский стратеги- ческий бомбардировщик ТУ-95 с турбовинтовым двигателем НК-12 разработки «СНТК им. Н.Д.Кузнецова» (г. Самара), оснащенным высокоэффективным двухрядным соосным винтом изменяемого шага (ВИШ).
При скорости полета ÌÏ > 0,7 к.п.д. винта начинает интенсивно падать (см. Рис. 1.2.1.2_2), а удельный расход топлива ТВД – увеличиваться.
Некоторое расширение зоны экономичной эксплуатации ТВД возможно при применении специально спроектированных многолопастных стреловидных ВИШ (одноили двухрядных). Такие ВИШ (с уменьшенным диаметром винта) имеют повышенную нагрузку на ометаемую площадь и сохраняют относительно высокий к.п.д. до ÌÏ = 0,8…0,85 (см. Рис. 1.2.1.2_2). Этот винт обыч- но называется винтовентилятором (ВВ), а двигатель – турбовинтовентиляторным (ТВВД) с открытым ВВ. Примером ТВВД с открытым ВВ может служить двигатель Д-27 разработки КБ «Прогресс» (г. Запорожье, Украина) для военно-транспортно- го самолета АН-70 (см. Рис. 1.2.1.2_3).
В начальный период развития авиационных ГТД (в 1950-х…1970-х г.г.) ТВД широко применя-
Рисунок 1.2.1.2_1 – Конструктивная схема и общий вид одновального ТВД (АИ-20) 1 – редуктор; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – турбина
27
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.1.2_2 – Зависимость к.п.д. винта от скорости полета
лись на региональных и ближнемагистральных пассажирских самолетах, в военно-транспортной авиации, а также на небольших частных и служебных самолетах благодаря высокой экономичности и хорошим взлетным характеристикам ТВД. Но из-за существенных недостатков ТВД они в настоящее время активно вытесняются ТРДД. К этим недостаткам относятся:
-повышенная вибрация и шум в салоне и на местности;
-опасность повреждения планера при нелокализованном разрушении лопасти винта;
-худшие возможности размещения СУ с ТВД под крылом и на фюзеляже.
Основное применение новейших и вновь проектируемых ТВД – военно-транспортные самолеты
и небольшие региональные и частные самолеты. Высокая энерговооруженность и низкая
удельная масса позволили успешно применить ГТД на вертолетах. Конструктивно вертолетные двигатели аналогичны самолетным ТВД. Вертолетные ГТД характеризуются полным срабатыванием свободной энергии цикла в турбине двигателя для передачи максимальной мощности на несущий винт.
Вертолетные ГТД обычно выполняются по схеме со свободной силовой турбиной. Передача мощности на винт осуществляется через понижающий редуктор, отличающийся значительно большей степенью редукции, чем у редуктора ТВД (из-за меньшей частоты вращения несущего винта) и имеющий, поэтому, бîльшие габариты и массу, чем ТВД.
Рисунок 1.2.1.2_3 – Общий вид и конструктивная схема ТВВД (Д-27)
28
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.2.1.3 — Двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
С конца 1950-х — начала 1960-х годов нача- лось широкое применение в авиации ТРДД и ТРДДФ. ТРДД можно определить как ТРД, в котором часть свободной энергии термодинамического цикла, осуществляемого во внутреннем контуре, передается компрессору наружного контура (вентилятору). Эта энергия используется для повышения давления атмосферного воздуха, поступающего в наружный контур, с целью увеличения общей тяги по сравнению с одноконтурным ТРД
ñтакими же параметрами (см. Рис. 1.2.1.3_1). Потоки воздуха и газа в контурах ТРДД всегда энергетически взаимодействуют через ротор турбовентилятора, а также могут иметь дополнительное взаимодействие путем смешения потоков. ТРДД могут иметь ФК в одном или обоих контурах или общую ФК после смешения потоков [1.6.2].
Вследствие более сложного по сравнению
ñТРД принципа работы и наличия дополнительных элементов, конструктивный облик ТРДД допускает большее количество различных схем, которые отличаются расположением вентилятора, количеством роторов, схемой газовоздушного тракта и пр. Схемы будут рассмотрены в разделе 3.1.
В настоящее время ТРДД являются доминирующим типом ГТД в дозвуковой и сверхзвуковой авиации, практически вытеснив одноконтурные ТРД и значительно сузив область применения ТВД. Такое положение ТРДД обусловлено рядом решающих преимуществ перед ТРД и ТВД:
-значительное снижение удельного расхода топлива по сравнению с ТРД на дозвуковых скоростях полета и по сравнению с ТВД на околозвуковых скоростях. Улучшение экономичности ТРДД достигается одновременным совершенствованием двигателя как тепловой машины (улучшение термического к.п.д.) и повышением его эффективности как движителя (повышение полетного к.п.д), что принципиально невозможно в одноконтурном ТРД. Повышение полетного к.п.д. достигается увеличением степени двухконтурности (m) по мере форсирования параметров термодинамического цикла;
-значительно меньшее вредное воздействие на окружающую среду и планер (снижение уровня шума на местности и в салоне самолета, снижение эмиссии вредных веществ и дыма на единицу тяги);
-возможность эффективного применения ТРДДФ в широком диапазоне скоростей полета
ñобеспечением высокой экономичности на дозвуковых скоростях и высоких тяг на сверхзвуковых
Рисунок 1.2.1.3_1 – Конструктивная схема ТРДД (ПС-90А)
1 – вентилятор; 2 – разделительный корпус; 3 – канал наружного контура; 4 – реверс тяги; 5 –турбина вентилятора (низкого давления); 6 – смеситель; 7 – общее сопло; 8 – подпорные ступени на валу вентилятора; 9 – компрессор высокого давления; 10 – камера сгорания; 11 – турбина высокого давления
29
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
скоростях. Это придает ТРДДФ важное качество
–многорежимность использования;
-возможность значительного форсирования двигателя по тяге путем увеличения степени двухконтурности;
-сокращение относительной длины и удельной массы ТРДД из-за большей компактности внутреннего контура;
-возможность использования новой методологии проектирования двигателей различной тяги и назначения на базе унифицированного или моделируемого газогенератора.
ТРДДФ имеет принципиальную возможность освоения больших сверхзвуковых скоростей поле-
òà (äî ÌÏ ≈ 4) без кардинальных конструктивных изменений. При этом, начиная с ÌÏ > 3, газотурбинная часть двигателя выключается, а двигатель с работающей ФК переходит на прямоточный
принцип работы. Авторотирующий ротор вентилятора может использоваться для привода агрегатов самолета [1.6.3].
Основное направление совершенствования дозвуковых ТРДД – повышение степени двухконтурности при одновременном повышении параметров цикла внутреннего контура – объективно ведет к увеличению размеров наружного контура и повышению доли тяги, создаваемой в наружном контуре. С повышением степени двухконтурности увеличивается диаметр вентилятора, снижаются его оптимальная степень сжатия и окружная скорость. При увеличении степени двухконтурности свыше m > 9…10 может оказаться выгодным применение редукторного привода вентилятора. Это позволит значительно сократить число ступеней турбины и снизить общую массу двигателя при сохранении оптимальной частоты вращения вен-
Рисунок 1.2.1.3_2а – Классификация гражданских ТРДД по степени двухконтурности
30
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
тилятора и турбины. Кроме того, для согласования и оптимизации характеристик двигателя во взлетных и крейсерских (высотных) условиях может потребоваться применение поворотных рабочих лопаток вентилятора, особенно при m ≥ 11…12, а для повышения к.п.д. и производительности вентилятора он может быть выполнен двухрядным без спрямляющего аппарата.
Вентилятор ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности m > 11…12 с поворотными рабо- чими лопатками принято называть закапотирован-
ным ВВ, а такой ТРДД, соответственно – ТВВД с закапотированным ВВ. Данный тип авиационных ГТД имеет много общего с двигателями непрямой реакции (ТВД и ТВВД с открытыми ВВ), т.к. винтовентилятор и наружный контур закапотированного ТВВД можно рассматривать как самостоятельный движитель, аналогичный винту ТВД или открытому ВВ ТВВД, но имеющий наружную обечайку (закапотированный винт).
На Рис. 1.2.1.3_2а и Рис. 1.2.1.3_2б показано развитие гражданских ТРДД . Принято выде-
Рисунок 1.2.1.3_2б – Классификация гражданских ТРДД по степени двухконтурности
31
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
лять ТРДД с низкой степенью двухконтурности (m = 0,3…3,0), ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m = 4…9), ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности (m = 9…12) и ТВВД с закапотированным ВВ (однорядным и двухрядным) с m = 12…20.
ТРДД с низкой степенью двухконтурности разрабатывались, в основном, в 1960-х и широко эксплуатировались в 1960-х…1980-х г.г. на магистральных пассажирских самолетах (двигатели семейств Д-20П, Д-30, АИ-25, JT3D, JT8D, «Конуей», «Спей», «Тей»). С начала 1970-х г.г. началась эксплуатация ТРДД с высокой степенью двухконтурности на всех типах магистральных самолетов, в первую очередь
— на дальнемагистральных (двигатели семейств TF39, CF6, JT9D, RB211, Д-36, Д-18Т). А с середины 1980-х г.г. уже эксплуатируются более совершенные по параметрам цикла и экономичности ТРДД семейств CFM56, PW2000, CF6-80, PW4000, V2500, ПС-90А и др. В 1990-х г.г. вводятся в эксплуатацию мощные ТРДД со степенью двухконтурности m = 6…8 в классе тяги 300…400 кН— GE90, TRENT, PW4084. Эти двигатели имеют диаметр вентилятора 2,4…3,1 м. В настоящее время разрабатываются и вводятся в эксплуатацию новейшие ТРДД в классе тяги 250…520 кН (TRENT500, TRENT900, GP7000, GE90-115B, GenX, TRENT1000) со степенью двухконтурности m = 8…11 и высокой степенью сжатия π ÊΣ = 40…50.
ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности и ТВВД с закапотированным ВВ в настоящее время находятся на стадии проектных проработок, изготовления и испытаний опытных и демонстрационных образцов, например:
-проект ТРДД PW8000 с редукторным приводом вентилятора в классе тяги 110…160 кН (m = 11),
-опытные ТРДД с безредуктоным приводом вентилятора в классе тяги 260…310 кН для перспективного высокоэффективного магистрального самолета Boeing 787 (m = 10…11);
-опытные ТВВД с закапотированным ВВ — НК-93 с двухрядным ВВ и ADP с однорядным ВВ.
ТВВД с закапотированным ВВ по экономич- ности приближаются к ТВВД с открытым ВВ, но не имеют недостатков, присущих винтовым двигателям. Применение данного типа ГТД в ближайшей перспективе на магистральных пассажирских самолетах более вероятно при условии решения технических и технологических проблем создания надежных и высокоресурсных редукторов и механизмов поворота лопастей ВВ, наличия благоприятной рыночной конъюнктуры и, в т.ч., преодоления психологического барьера эксплуатантов по отношению к редукторным двигателям.
В военной боевой авиации используются ТРДД и ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности m = 0,25…2. На Рис. 1.2.1.3_3 показан ТРДД EJ200, предназначенный для европейского многоцелевого истребителя «Тайфун».
Максимальное значение m = 2,0 имеет ТРДДФ F101 (см. Рис. 2.5.2.3_2), устанавливаемый на американском стратегическом сверхзвуковом бомбардировщике В-1В.
Для истребителей-перехватчиков и многоцелевых истребителей оптимальными являются пониженные значения m = 0,2…0,5. Такая степень двухконтурности обеспечивает максимально высо-
Рисунок 1.2.1.3_3 – Военный ТРДДФ EJ200 (m = 0,4)
32