Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

Рисунок 3.1.2_11 – Конструктивная схема двигателядемонстратора изменяемого цикла (ДИЦ) фирмы General Electric

1 – первый блок вентилятора; 2 – перепускной кольцевой канал; 3 – второй блок вентилятора; 4 – газогенератор; 5 – поворотный СА ТНД;

6 – регулируемый смеситель; 7 – регулируемое сопло с центральным телом

òè m. Изменение степени двухконтурности является одним из требований современных многоцелевых (многорежимных) боевых самолетов. Регулирование m может потребоваться и для двигателей перспективных сверхзвуковых пассажирских и административных самолетов, в том числе для снижения шума при взлете.

На Рис. 3.1.2_11 показана конструктивная схема демонстрационного ДИЦ, испытанного фирмой General Electric (США). Для возможности регулирования степени двухконтурности вентилятор двигателя разделен на два блока. Первый двухступенчатый блок приводится турбиной НД, а второй блок (одноступенчатый) – газогенератором. Оба блока имеют регулируемые ВНА и НА для согласования расходов воздуха. Между блоками расположен кольцевой перепускной канал с клапанами. Клапаны закрыты при работе в режиме обычного ТРДД и открываются при работе в режиме «двойной степени двухконтурности», что позволяет перепускать часть воздуха за передним блоком вентилятора в наружный контур. Перепускной канал заканчивается регулируемыми створками для эффективного смешения двух потоков воздуха в наружном контуре. Для перераспределения мощности между ТВД и ТНД при регулировании степени двухконтурности ТНД имеет регулируемый сопловой аппарат (СА). Канал наружного контура заканчивается регулируемым смесителем для согласования степени двухконтурности и нагрузки вентилятора.

Такая схема позволяет регулировать степень двухконтурности в диапазоне m = 0,25…0,6. Это дает снижение удельного расхода топлива на крейсерском режиме примерно на 8 %. Из-за сложной конструкции с большим количеством регулируемых элементов, в т.ч. и в горячей части двигателя, ДИЦ пока не получили практического применения. Однако, внедрение отдельных конструктивных элементов на боевых ТРДД следующих поколений вполне возможно.

3.1.3 - Турбовинтовые и вертолетные ГТД

Принципиальная особенность турбовинтовых и вертолетных двигателей состоит в том, что основное тяговое усилие создается специальным движителем – винтом, а доля реактивной тяги, создаваемой проходящим через двигатель потоком газа, относительно мала. Основное назначение ГТД этого типа – производство мощности на валу двигателя для привода воздушного винта СУ. Для того, чтобы эффективно сработать большой теплоперепад, турбины ТВД и вертолетных ГТД выполняют многоступенчатыми, а выхлопное устройство двигателя – в виде диффузора. Винт приводится через редуктор, т.к. частота вращения вала ГТД значи- тельно выше требуемой частоты вращения винта.

ТВД и вертолетные ГТД можно классифицировать по нескольким конструктивным признакам.

По кинематической схеме:

-одновальные;

-со свободной турбиной (ГТД со свободной турбиной могут быть выполнены с одно- и двухвальным газогенератором);

-со «связанным» КНД, привод которого производится силовой турбиной (СТ).

По расположению редуктора:

-со встроенным редуктором;

-с выносным редуктором.

По расположению винта ТВД:

-с тянущим винтом;

-с толкающим винтом.

Двигатели одновальной схемы наиболее просты по конструкции и поэтому, широко применяются во всех классах мощности. По одновальной схеме выполнен, например, наиболее мощный в настоящее время ТВД НК-12МВ (Nå = 11030 кВт) разработки СНТК им. Н.Д. Кузнецова (г. Самара), показанный на Рис. 3.1.3_1. Двигатель имеет встроенный однорядный дифференциальный редуктор, передающий избыточную мощность от пятиступенчатой

137

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

Рисунок 3.1.3_1 – Конструктивная схема одновального ТВД (НК-12МВ)

1 – двухрядный винт; 2 – редуктор; 3 – входное устройство; 4 – 14-ступенчатый осевой компрессор; 5 – кольцевая КС; 6 – пятиступенчатая турбина; 7 – опоры с подшипниками

турбины на двухрядный винт изменяемого шага	семейств МИ-17, МИ-24, КА-28, КА-32, КА-50/52.
(ВИШ) диаметром 5,6 м. Достоинством одноваль-	Двигатель мощностью 1600 кВт с осевым компрес-
ных двигателей является высокая приемистость -	сором. Вал СТ выходит назад и соединяется с вер-
на режиме малого газа поддерживается высокая	толетным редуктором.
частота вращения (близкая к взлетной), при этом	Турбовинтовой двигатель ТВ3-117ВМА-
угол установки лопастей винта обеспечиваtт ми-	СБМ1 для регионального самолета АН-140, явля-
нимальное потребление мощности. Повышение	ется модификацией вертолетного ГТД ТВ3-117.
мощности (тяги винта) выполняется подачей топ-	Двигатель имеет оригинальную трансмиссию при-
лива в КС при одновременном увеличении угла ус-	вода винта, разработанную для сохранения без из-
тановки («затяжелении») винта таким образом,	менений конструкции базового вертолетного дви-
чтобы обеспечивалась максимальная тяга. Недоста-	гателя (см. Рис. 3.1.3_2). Мощность СТ передается
ток одновальных двигателей – сложность согласо-	главному выносному редуктору привода винта с по-
вания работы компрессора, турбины и винта.	мощью заднего промежуточного редуктора и вала-
Широкое распространение получила также	рессоры, проходящего сверху двигателя. Благодаря
схема со свободной турбиной, расположенной на	такой схеме трансмиссии нет необходимости пропус-
отдельном валу и служащей только для привода	кать силовой вал свободной турбины через газоге-
винта. Компрессор, КС и ТВД (турбина компрес-	нератор при «естественном» расположении двигате-
сора) образует отдельный модуль – газогенератор,	ля «по полету».
который имеет с СТ только газодинамическую	Применяется также расположение двигателя
связь. ТВД и вертолетные ГТД со свободной тур-	в мотогондоле «против полета». В этом случае нет
биной более гибки в применении. Они требуют	необходимости в длинной трансмиссии, редуктор
меньшую мощность пусковых устройств, чем од-	может быть выполнен встроенным, но требуются
новальные двигатели, но отличаются худшей при-	повороты на 180 ° потоков воздуха и выхлопных
емистостью. Обычно по такой схеме выполняются	газов (см. Рис. 3.1.3_3). Недостатками схемы яв-
ГТД для вертолетов.	ляются трудности согласования характеристик ком-
На Рис. 3.1.3_2 а, б, в показаны конструктив-	прессора и воздушного винта и обеспечение устой-
ные схемы ГТД со свободной турбиной.	чивой работы КНД, частота вращения которого
Турбовинтовой двигатель ТВ7-117 разработ-	определяется частотой вращения винта.
ки ГУНПП «Завод им. В.Я.Климова» (г. Санкт-	По схеме со «связанным» КНД выполнен ТВД
Петербург). Двигатель имеет мощность 2000 кВт	Tyne (Rolls-Royce) мощностью 2600 кВт. На
и эксплуатируется на самолете ИЛ-114. Двигатель	Рис. 3.1.3_4 в качестве примера показан проект
с одновальным газогенератором, с осецентробеж-	ТВД М138 в классе мощности 6000…9000 кВт кон-
ным компрессором и встроенным соосным редук-	сорциума европейских фирм. Этот двигатель стал
тором.	прототипом разрабатываемого в настоящее время
Вертолетный ГТД ТВ3-117 разработки ГУНПП	ТВД ТР400 для перспективного европейского во-
«Завод им. В.Я. Климова» для боевых вертолетов	енно-транспортного самолета А400М. Для ТР400

138

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

а) 1 – вал винта; 2 – редуктор; 3 – осецентробежный компрессор (5 осевых + 1 центробежная ступень); 4 – противоточная КС; 5 – двухступенчатая турбина газогенератора; 6 – двухступенсатая СТ; 7 – вал газогенератора; 8 – вал СТ

б) 1 – 12-ступенчатый осевой компрессор; 2 – кольцевая КС; 3 – двухступенчатая турбина газогенератора; 4 – двухступенчатая СТ; 5 – вал газогенератора; 6 – вал СТ

в) 1 – 12-ступенчатый осевой компрессор; 2 – кольцевая КС; 3 – двухступенчатая турбина газогенератора; 4 – двухступенчатая СТ; 5 – вал газогенератора; 6 – вал СТ; 7 – промежуточный редуктор; 8 – трансмиссия; 9 – вал винта; 10 – основной редуктор; 11 – воздухозаборник; 12 – выхлопной диффузор

Рисунок 3.1.3_2 – Конструктивные схемы ГТД со свободной турбиной

139

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

выбрана схема со свободной турбиной с приводом	показаны на Рис. 3.1.3_1, 3.1.3_3, 3.1.3_4. Общий
КНД от отдельной турбины	вид ТВД с выносным редуктором показан на
Для передачи мощности от СТ воздушному	Ðèñ. 3.1.3_5.
винту используются встроенные и выносные ре-	СУ вертолетов также выполняются с вынос-
дукторы. Схемы ТВД со встроенным редуктором	ными редукторами. Вертолетные редукторы зна-

Рисунок 3.1.3_3 – Общий вид ТВД с поворотом потоков воздуха и выхлопных газов на 180 ° (Walter M601-E) 1 – входное устройство с поворотом потока на 180 °; 2 – осецентробежный компрессор; 3 – КС; 4 – турбина газогенератора; 5 – СТ; 6 – редуктор; 7 – выхлопное устройство с поворотом потока газа на 180 °; 8 – вал винта

Рисунок 3.1.3_4 – Общий вид ТВД с поворотом потоков воздуха и выхлопных газов на 180 ° (Walter M601-E) 1 – винт изменяемого шага; 2 – редуктор; 3 – КНД на высокооборотном валу НД; 4 –КВД; 5 – кольцевая КС; 6 – турбина ВД; 7 – турбина НД (СТ); 8 – вал ВД; 9 – вал НД

140

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

чительно превышают по габаритам редукторы ТВД, поскольку имеют большее передаточное число из-за более низкой частоты вращения несущего винта. СУ вертолетов для повышения безопасности эксплуатации, как правило, включают два ГТД, которые передают мощность на винт через общий редуктор.

На самолетах с ТВД обычно переднее расположение винта (относительно двигателя и мотогондолы), который в данном случае является «тянущим». Существуют СУ с ТВД и с задним расположением винта («толкающий» винт). Конструктивная схема

ГТД и общий вид СУ с ТВД и «толкающим» винтом показаны на Рис. 3.1.3_6.

Необходимо отметить, что привод двухрядного толкающего винта может быть осуществлен и без редуктора - с помощью биротативной турбины. Схема ТВД в этом случае аналогична схеме ТРДД с задним расположением двухрядного вентилятора и биротативной турбиной, показанной на Рис. 3.1.2_8, но без обтекателя наружного контура. Опытный ТВВД GE36 фирмы General Electric, выполненный по данной схеме, проходил летные испытания в 1986 г.

Рисунок 3.1.3_5 – Общий ТВД с выносным редуктором (CT7 фирмы GE AE)

1 – вал винта; 2 – элементы крепления; 3 – двигатель; 4 – выносной редуктор; 5 – трансмиссия

Рисунок 3.1.3_6 – Общий и конструктивная схема ТВД с толкающим винтом (TPF351-20)

1 – «толкающий» винт; 2 – входное устройство; 3 – двухступенчатый центробежный компрессор; 4 – противоточная КС; 5 – двухступенчатая турбина газогенератора; 6 – трехступенчатая свободная турбина; 7 – выхлопное устройство; 8 – редуктор; 9 – вал винта; 10 – привод агрегатов

141

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

3.1.4 - Подъемные и подъемно-мар- шевые ГТД

В качестве основных компонентов СУ вертикально взлетающих самолетов используются следующие типы двигателей:

-подъемные двигатели, работающие только при взлете и посадке;

-подъемно-маршевые двигатели с устройствами для поворота реактивной струи, работающие при взлете-посадке и в крейсерском полете;

-подъемно-маршевые двигатели с подъемным вентилятором, приводимым от двигателя при взлете и посадке и отключаемым в крейсерском полете.

СВВП и СУВВП могут иметь различные схемы с использованием указанных типов двигателей.

Êнастоящему времени практическое применение получили три типа СУ:

1) СУ, состоящая из одного подъемно-марше- вого двигателя (ТРДД), расположенного вблизи центра масс самолета и имеющего поворотные сопла внутреннего и наружного контуров. Двигатель обеспечивает вертикальную тягу и стабилизацию самолета на режимах взлета-посадки и горизонтальную тягу в крейсерском полете. Такая схема используются на СУВВП «Harrier» с подъемномаршевым двигателем «Pegasus»;

2) СУ, состоящая из нескольких подъемных двигателей и подъемно-маршевого двигателя. По данной схеме выполнены СУ российских СУВВП ЯК-38 и ЯК-141;

3) СУ с подъемно-маршевым двигателем и подъемным вентилятором. Такой тип СУ используется в опытном СУВВП F-35 фирмы Lockheed Martin, разрабатываемом по программе JSF.

Схемы и параметры различных СУ для СВВП/ СУВВП приведены на Рис. 3.1.4_6.

Подъемные двигатели предназначены для создания вертикальной тяги на этапах взлета и посадки. Так как в горизонтальном полете эти двигатели не используются, они должны иметь минимальный вес и объем, чтобы уменьшить отрицательное влияние на характеристики самолета. В качестве подъемных двигателей обычно применяются ТРД. Для уменьшения эрозионного воздействия на аэродромное покрытие рассматривается использование ТРДД, имеющих более низкую скорость истечения и температуру выхлопных газов, но и значительно большие габариты.

Удельная масса подъемных ТРД достигает величины γ = 0,07…0,05. Низкая масса обеспечи- вается простотой конструкции двигателя и его систем, а также широким использованием легких

конструкционных материалов, в том числе композиционных.

Конструкция подъемного двигателя должна обеспечивать его работоспособность в вертикальном положении. Так как двигатель работает очень короткое время, возможно максимальное упрощение топливной системы или ее объединение с топливной системой маршевого двигателя. Маслосистема подъемного двигателя может быть расходного типа, когда масло из маслосистемы выбрасывается за борт. Агрегаты маслосистемы могут быть размещены в коке компрессора. Двигатель может быть оснащен поворотным соплом, чтобы обеспечить определенное управление вектором тяги. Запуск подъемного двигателя может производиться пода- чей сжатого воздуха от маршевого двигателя непос-

Рисунок 3.1.4_1 – Подъемный ТРД (РД-38)

1 – агрегаты двигателя в коке компрессора; 2 – нерегулируемый шестиступенчатый компрессор; 3 – короткая камера сгорания со встроенным топливным коллектором; 4 – охлаждаемая турбина с диском из титанового сплава; 5 – двухпозиционное поворотное сопло

142

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

редственно на турбину. На Рис. 3.1.4_1 показана	Недостатком такого типа СУ, состоящей из
конструктивная схема подъемного ТРД РД-38 раз-	одного двигателя, является необходимость значи-
работки НПО «Сатурн».	тельного переразмеривания двигателя для обеспе-
Подъемно-маршевые двигатели обеспечивают	чения потребной тяговооруженности самолета при
горизонтальную и вертикальную тягу посредством	вертикальном взлете. Как результат - в горизонталь-
изменения вектора тяги. Для этого предназначена	ном крейсерском полете подъемно-маршевый дви-
специальная отклоняющая система, состоящая из	гатель работает на глубоких дроссельных режимах
одного, двух или четырех поворотных сопел. Так,	с повышенным удельным расходом топлива.
например, подъемно-маршевый ТРДД «Pegasus»	Улучшение экономичности подъемно-марше-
для СВВП «Harrier» (см. Рис. 3.1.4_2) имеет четы-	вого двигателя на крейсерских режимах может
ре поворотных сопла - по два в каждом контуре	быть достигнуто двумя способами. Первый - уста-
двигателя. Сопла обеспечивают устойчивость са-	новка перед поворотными соплами ФК, включае-
молета при взлете-посадке без использования до-	мых при вертикальном взлете (при этом уменьша-
полнительных подъемных двигателей.	ется потребная размерность двигателя и степень

Рисунок 3.1.4_2 – Схема работы и общий вид подъемно-маршевого ТРДД (Pegasus)

1 – вентилятор; 2 – поворотные сопла наружного контура; 3 – поворотные сопла внутреннего контура; 4 – КВД; 5 – КС; 6 – ТВД; 7 – ТНД

143

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

дросселирования в крейсерском полете). Второй - применением СУ с подъемными двигателями, создающими часть вертикальной тяги [3.4.1].

На Рис. 3.1.4_3 показаны подъемно-маршевые двигатели R-27B-300 с двумя поворотными соплами для СВВП ЯК-38 и R-79B-300 с одним поворотным соплом для первого в мире сверхзвукового СУВВП ЯК-141. СУ самолетов ЯК-38 и ЯК-141 состоят из двух подъемных и одного подъемномаршевого двигателя. Особенности устройства поворотных сопел подъемно-маршевых двигателей будут рассмотрены в главе 9.

На Рис. 3.1.4_4 показана СУ с подъемно-мар- шевым двигателем и подъемным вентилятором, разработанная для СУВВП F-35. Двухступенчатый биротативный вентилятор (см. Рис. 3.1.4_5) имеет механический привод от турбокомпрессора НД подъемно-маршевого двигателя. Трансмиссия при-

вода включает вал, фрикционную муфту для плавного подключения вентилятора и конический редуктор для раздачи мощности на оба вала вентилятора. Подъемный вентилятор имеет регулируемые ВНА и НА и регулируемое сопло с возможностью отклонения вектора тяги.

Подъемно-маршевые двигатели должны обеспечивать стабилизацию и управление самолетом при взлете, на режиме висения и при малых скоростях движения, когда аэродинамические рули самолета не эффективны. Для этих целей применяют системы реактивного управления самолетом - управление с помощью изменения вертикальной тяги самих подъемных и подъемно-маршевых двигателей, и управление с помощью сжатого воздуха, отбираемого за компрессором двигателей и выпускаемого через специальные реактивные сопла, расположенные на концах крыльев и фюзеляжа [3.4.2].

Рисунок 3.1.4_3 – Подъемно-маршевые ТРД и ТРДД

144

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

Рисунок 3.1.4_4 – Силовая установка с подъемно-маршевым двигателем и подъемным вентилятором для СУВВП (F-35)

1 – подъемный вентилятор; 2 – муфта; 3 – трансмиссия; 4 – рукава отбора воздуха в систему стабилизации самолета; 5 – поворотное сопло в положении вертикальной тяги; 6 – подъемно-маршевый двигатель

Рисунок 3.1.4_5 – Силовая установка с подъемномаршевым двигателем и подъемным вентилятором для СУВВП (F-35)

1 – подъемный вентилятор;

2 – муфта; 3 – трансмиссия;

4 – рукава отбора воздуха в сис тему стабилизации самолета; 5 – поворотное сопло в положении вертикальной тяги; 6 – подъемно-маршевый двигатель

145

Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД

Рисунок 3.1.4_6 – Схемы и параметры различных силовых установок для СВВП/СУВВП

146