Файл: Пономарев Б.А. Двухконтурные турбореактивные двигатели.pdf

меньших относительных скоростей в проточной части и меньших размеров турбины при равной с ТРД тяге. Однако шум, распро­ страняющийся от вентилятора назад, весьма увеличивается. Шум от вентилятора и шум от турбины определяются в основном чис­ лом M потока, набегающего на лопатки, поэтому на режимах ожи­ дания и захода на посадку целесообразно уменьшать обороты ротора вентилятора.

Применение вентиляторов без входного направляющего аппа­ рата обеспечило исчезновение «воющего» звука, который возни­ кал при прохождении рабочих лопаток вентилятора через аэро­ динамический след лопаток входного направляющего аппарата. Кроме того, существенное увеличение расстояния между рабочим колесом вентилятора и спрямляющим аппаратом снизило уровень шума вентилятора. Некоторого снижения шума можно также до­ биться выбором целесообразного числа лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата. С этой целью в одноступенчатых вен­ тиляторах Д Т Р Д осевой зазор между задней кромкой рабочего колеса и передней кромкой спрямляющей решетки делают равным удвоенной хорде лопаток.

Применение в авиации двухконтурных двигателей обусловли­ вает некоторые особенности расположения их на самолете и про­ ектирования воздухозаборников, реактивных сопел и других эле­

(ДТРДФ) меньше удельной тяги сравнимого ТРД (ТРДФ), а сле­ довательно, расход воздуха в двухконтурном двигателе больше, чем в одноконтурном. Кроме того, преимущество в экономичности, характерное для Д Т Р Д по отношению к ТРД, снижается влиянием увеличенных размеров и веса мотогондолы, а также ее лобового сопротивления [2].

В настоящее время на военных и гражданских самолетах при­ меняются следующие способы установки Д Т Р Д или ДТРДФ: в фю­ зеляже, в мотогондолах под крылом или у хвостовой части фюзе­ ляжа и комбинированный (на основе первых двух способов).

На .самолетах тактической авиации широко распространен спо­ соб установки двигателя (или двух двигателей) рядом в фюзеля­ же. Такое расположение силовой установки применено на двух-

двухдвигательном истребителе-бомбардировщике «Ягуар» и т. д. Однако на разрабатываемых истребителях F-14 и F-15 принята компоновка с разнесенными двигателями, вследствие того что при расположении реактивных сопел рядом в тени фюзеляжа на неко-

47

торых сверхзвуковых скоростях полета может происходить потеря тяги, достигающая 30% [41].

На самолетах дальней авиации с мощными Д Т Р Д или ДТРДФ применяется установка двигателей в мотогондолах на пилонах под крылом (дозвуковой стратегический бомбардировщик В-52 имеет ДТРД, установленные на пилонах под крылом, разрабатываемый сверхзвуковой стратегический бомбардировщик В-1А проектирует­ ся с четырьмя ДТРДФ, попарно устанавливаемыми под крылом). На военно-транспортных самолетах, имеющих мощные Д Т Р Д с большой степенью двухконтурности, также наиболее распространен •способ установки двигателей на пилонах под крылом (самолеты ВТА С-141, С-5А и др.). Такой способ установки Д Т Р Д обусловли­ вается числом двигателей, их размерами и невозможностью исполь­ зования фюзеляжа для этой цели.

В настоящее время принято, что на пассажирских самолетах малой и средней дальности полета устанавливаются два-три дви­ гателя; на самолетах средней и большой дальности — три-четыре двигателя.

Для самолета с двумя двигателями уже не является обяза­ тельной применявшаяся ранее установка двигателей на пилонах под крылом, особенно для Д Т Р Д с большой степенью двухкон­ турности.

Компоновка самолетов с двумя двигателями под крылом и у хвостовой части фюзеляжа показана на рис. 24. Исследования по­ казали, что кроме заметного различия в компоновке по высоте над землей крыла, фюзеляжа, верхней точки киля и самих двигателей имеется некоторое преимущество в весе при установке двигателей у хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка самолета и двитателей является более приемлемой и по числу дверей в пассажир­ ском салоне (при расположении двигателей у хвостовой части фюзеляжа—две двери, при расположении двигателей под кры­ лом— только одна дверь) [21].

Кроме того, меньший уровень шума в пассажирском салоне,

.лучшие летные характеристики самолета при полете на одном дви­ гателе и большая безопасность при вынужденной посадке на фю­ зеляж делают установку двигателей у хвостовой части фюзеляжа более предпочтительной, чем под крылом.

Возможности установки третьего двигателя более ограничены. Центральный двигатель устанавливается обычно в хвостовой ча­ сти фюзеляжа. На самолете L-1011 двигатель установлен в хво-

48

Рис. 24. Сравнение компоновок транспортных самолетов с дву­ мя' ДТРД под крылом и у хвостовой части фюзеляжа

Охлаждение турбин двухконтурных двигателей

Применение охлаждаемых турбин позволило реализовать вы­ сокоэффективный термодинамический цикл двухконтурного газо­ турбинного двигателя (ГТД) и обеспечило широкое распростране­ ние двигателя этого типа в военной и гражданской авиации. Вслед-

ствие особой важности увеличения температуры газа перед турбиной в Д Т Р Д и ДТРДФ и необходимости применения в этих двигателях охлаждаемых турбин рассмотрим подробнее эту особен­

предназначенных для дозвуковых пассажирских самолетов, были применены высокие'для своего времени Г* и, как следствие этого, охлаждаемые турбины [16], [21].

Имеется большая необходимость в охлаждении турбин в дви­ гателях, предназначенных для сверхзвуковых самолетов, у кото­ рых для поддержания удельной тяги двигателя на приемлемом:

пенью двухконтурности с очень высокими значениями Т* на взлете для дозвуковых тяжелых самолетов также предопределяет приме­ нение охлаждаемых турбин.

В настоящее время практически на всех Д Т Р Д и ДТРДФ при­ меняются охлаждаемые турбины, причем число охлаждаемых вен­ цов турбины может достигать пяти.

Несмотря на то что в горячей части двигателя имеется много различных деталей и узлов, изготовленных из жаропрочных и жа­ ростойких материалов, в основном прогресс двигателестроения определяется успехами в развитии и улучшении свойств сплавов именно для лопаток и дисков турбин.

Улучшение лопаточных сплавов выражается в повышении допу­ стимой рабочей температуры материала без потери его прочности.

(примерно 220°К). Улучшились также дисковые материалы, проч­ ность которых за эти годы удвоилась.

Улучшение материалов произошло с введением вакуумной плав­ ки и литья, обеспечивших возможность более точного управления составом и устранения вредных примесей. Кроме того, для изме­ нения структуры кристаллов и их ориентации в настоящее время используется регулируемая кристаллизация, позволяющая приме­ нять материалы, которые в условиях обычной плавки и литья слишком быстро окисляются.

50

Некоторое улучшение эксплуатационных свойств сплавов дости­ гается при применении покрытий. Металлургические присадки, способствующие повышению прочности и стабильности высокотем­ пературных лопаточных и дисковых сплавов, иногда обладают по­ ниженной стойкостью к внешним воздействиям, в частности к окислению. В результате покрытия на поверхности лопаток обра­ зуется стойкая оксидная пленка, препятствующая проникновению кислорода в сплав. Покрытие никелевых сплавов повышает их стойкость к сере, находящейся в продуктах сгорания топлива. В частности, известно покрытие алюминидами в газовой фазе спла­ вов типа Rene, давшее некоторый положительный эффект [21].

Работоспособность турбины при высоких 7* достигается тепло­ защитой элементов газового тракта двигателя от горячих газов воздухом, отбираемым из компрессора, т. е. применением способов локального охлаждения наиболее теплонапряженных деталей тур­ бины двигателя до температур, соответствующих допустимым тем­ пературам материалов при обеспечении необходимой прочности.

В настоящее время в авиационных ГТД применяется открытая схема воздушного охлаждения, в которой воздух после отбора теп­ ла от охлаждаемых элементов выпускается в проточную часть двигателя. Существуют три основных метода воздушного охлаж­ дения: внутреннее конвективное, пленочное (или заградительное) и пористое. Наибольшее распространение получило внутреннее кон­ вективное, а в последнее время — и пленочное охлаждение [21].

При конвективном охлаждении турбинных лопаток охлаждаю­

При таком способе охлаждения в пере лопатки для прохода охлаж­

а именно: точное литье из высокопрочных никелевых сплавов с расплавлением в вакууме, электрохимическая или эрозионная обра­ ботка и др. Подвод охлаждающего воздуха к лопатке всегда осу­ ществляется в замковой части, а выпуск использованного воздуха возможен на периферии лопатки, через выходную кромку или вбли­ зи нее на вогнутой поверхности лопатки. Существуют многочислен­ ные конструкции таких охлаждаемых лопаток с различными схе­ мами движения воздуха, обеспечивающими наиболее эффективное использование охлаждающего воздуха (радиальная, петлевая, многоходовая и т. п.). Подобные конструкции применены в турби­ нах двухконтурных двигателей RB 211, «Спей», JT9D, TF30, во вто­ рой ступени турбины высокого давления TF 39 и т. д. (рис. 26).

Степень охлаждения рабочей и сопловой лопаток турбины с конвективным охлаждением зависит от величины теплового пото­ ка, проходящего через стенку лопатки, и величины коэффициента теплоотдачи. Тепловой поток в свою очередь определяется теплофизическими параметрами охлаждающего воздуха и скоростью его