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

ментов авиационных газотурбинных двигателей, и в частности двухконтурных двигателей, достигло очень высокой степени совер­ шенства. Поэтому рассчитывать на значительное повышение аэро­ динамических характеристик элементов Д Т Р Д и ДТРДФ нельзя и основные усилия следует направлять на уменьшение их разме­ ров и веса.

Уменьшение числа ступеней вентиляторов и компрессоров дает наибольший эффект. Для этого необходимо обеспечить большую

выми методами конструирования лопаток, в частности применением полностью сверхзвуковых лопаток, находящихся в настоящее вре­ мя в стадии экспериментального исследования [37].

Кроме того, исследуется возможность применения различных схем лопаток для вентиляторов и компрессоров, заимствованных из конструкций самолетного крыла. На рис. 60 показаны такие экс­ периментальные лопатки компрессора трех схем: лопатки со щелью; лопатки изменяемой геометрии и лопатки, профиль которых обра­ зован несколькими кривыми. Заштрихованная площадь показывает возможный прогресс в этой области.

Приведенные данные относятся к компрессору с л* =9 и раз­ личной аэродинамической нагрузкой на ступень. Левый конец кри­ вой относится к современным авиационным компрессорам и пока­ зывает, что они должны иметь 8—9 ступеней. Правый конец кривой показывает число ступеней компрессора (примерно 3) при исполь­ зовании лопаток исследуемых схем.

При конструировании будущих вентиляторов и компрессоров возникают специфические проблемы, связанные с профилирова-

нием особо длинных вентиляторных лопаток и высокими давле­ ниями в проточной части, в частности проблемы сохранения радиальных зазоров, обеспечения прочности лопаток и дисков.

Для обеспечения устойчивой работы компрессорной части в не­ расчетных условиях при дальнейшем увеличении общей степени повышения давления потребуется прибегать к регулированию вен­ тилятора и компрессора сочетанием известных методов борьбы с помпажом — введением поворотных направляющих лопаток, пере­ пуском воздуха между ступенями и применением многовальных схем.

Камеры сгорания перспективных двухконтурных двигателей должны работать при повышенных температуре и давлении возду­ ха за компрессором и газа перед турбиной. При их создании необ­ ходимо повышать эффективность охлаждения стенок, снижать дымление, а также уменьшать длину и объем жаровой трубы [27].

Исследования способов охлаждения стенок высокотемператур­ ной камеры сгорания показали, что только увеличение эффектив­ ности воздушного охлаждения и применение более жаростойких

мым охлаждать стенки топливом или другой жидкостью. В част­ ности, экспериментально исследовался метод охлаждения стенки паровой водяной пленкой, которая, распространяясь вдоль камеры, предохраняла ее стенки от контакта с горячими газами. Даже при небольших расходах пара температура стенки камеры сгорания снижалась весьма существенно. Рассматривается и метод охлаж­ дения стенок выпотеванием [37].

Уменьшение дымления камеры сгорания связано с улучшением подготовки топлива и его смешения с воздухом. Основными путями обеспечения бездымной работы являются общее обеднение топ­ ливо-воздушной смеси в зоне первичного горения и высокоэффек­ тивное смешение топлива с воздухом, исключающее локальные области обогащенной смеси. Решение этого вопроса достигается применением улучшенных топливных форсунок, распыляющих топ­ ливо до поступления его в камеру сгорания, и эффективных завихрителей воздушного потока, обеспечивающих интенсивное переме­ шивание топлива с воздухом перед процессом горения. Приме­ нение камер сгорания испарительного или карбюрирующего типа с улучшенным перемешиванием также способствует снижению дым­ ления. Камеры сгорания такого типа обычно требуют впрыска топлива под низким давлением, вследствие чего отпадает необхо­ димость в распылительных форсунках.

С увеличением температуры газа на выходе из камеры сгора­ ния и приближением ее к стехиометрической температуре в пер­ вичной зоне горения необходима разработка простых и надежных методов регулирования потока первичного воздуха, особенно для двухконтурных двигателей сверхзвуковых самолетов, эксплуати­ руемых в широком диапазоне режимов работы двигателей.

Улучшение параметров турбин должно происходить при увели-

122

чении температуры газа на входе в турбину. Несмотря на доста­ точно высокий уровень совершенства современных охлаждаемых турбин, техника охлаждения имеет большие перспективы. В бли­ жайшем будущем в конструкции охлаждаемых рабочих лопаток будут все более применяться схемы с внутренним струйным и внешним пленочным охлаждением, которые уже успешно освоены в сопловых лопатках. Дальнейшее увеличение температуры газа перед турбиной потребует, по-видимому, применения охлаждения выпотеванием [16]. Вместе с тем прогресс техники охлаждения лопаток турбин не снижает потребность в материалах более вы­ сокой жаропрочности и жаростойкости, чем современные сплавы. Применение улучшенных материалов, помимо их основного назна­ чения— способствовать повышению температуры газа перед тур­ биной, уменьшая при этом расход охлаждающего воздуха в пер­ вых ступенях турбины, — поможет в дальнейшем избавиться от не­ обходимости охлаждения последних ступеней турбины, что сущест­ венно упростит конструкцию двигателей.

Применение увеличенных газодинамических нагрузок на тур­ бинную ступень при более высоких окружных скоростях в сочета­ нии с высокоэффективными профилями охлаждаемых лопаток по­ зволит сохранить или несколько повысить достигнутый высокий уровень к. п. д. турбины, а главное — обеспечить его пологое изме­ нение на режимах работы, отличных от расчетного. Кроме того.- применение высоконагруженных ступеней уменьшит число ступеней турбины, что особенно важно для многоступенчатых охлаждаемых турбин двухконтурных двигателей.

Основной трудностью создания эффективно работающей фор­ сажной камеры для ДТРДФ (в случае отсутствия в ней смесителя) является обеспечение полного сжигания топлива в относительно холодном воздухе внешнего контура. Границы воспламенения сме­ си и срыва пламени для потока внешнего контура неблагоприятны также и с точки зрения эксплуатации форсажной камеры. Для решения этих задач предлагаются различные конструктивные меро­ приятия [39].

Совершенствование реактивных сопел будет осуществляться в результате не только применения новых газодинамических и кон­ структивных схем, но и интеграции выхлопной системы двигателя и силовой установки самолета [20].

Другой областью развития техники перспективных двигателей, которая может принести существенные выгоды в течение 10—15 ближайших лет, является применение в двигателе композитных материалов. Первоначально такие относительно низкотемператур­ ные композитные материалы, как ' борные и углеродные волокна в полимерной или алюминиевой матрице, будут применяться в от­ носительно холодных элементах двигателя (например, лопатки вен­ тилятора). Со временем композитные материалы с более высокими температурными характеристиками предполагается использовать и в горячих элементах двигателя. К таким материалам относятся во­ локна бора и окиси алюминия в матрицах из титана, никеля и

ниобия с противоокислительным' Покрытием, а также эвтектические еверхсплавы с направленным твердением [18].

Самым важным ожидаемым преимуществом использования ком­ позитных материалов является облегчение двигателя и, следова­ тельно, снижение его удельного веса. Такие материалы позволят конструкторам снижать вес двумя путями, прежде всего простои заменой металлических сплавов композитным материалом (напри­ мер, в вентиляторных лопатках углеродный композитный материал можно использовать вместо титанового сплава). Затем, еще при проектировании двигателя конструкторы смогут выбирать компо­ зитные материалы, обладающие большей жесткостью, что также позволит дополнительно снизить вес двигателя. Кроме того, при использовании композитных материалов уменьшение веса двига­ теля может быть достигнуто выбором для вращающихся частей большей окружной скорости, чем это возможно при выполнении их из металлических сплавов. Существенно увеличится применение ти­ тана и сверхсплавов на никелевой основе.

Усилиями ученых, конструкторов и экспериментаторов в послед­ ние годы достигнуто существенное снижение уровня шума двухконтурных двигателей, однако шум вблизи аэропортов остается высоким. В результате исследований была показана возможность дальнейшего снижения шума, источниками которого являются реактивная струя выхлопных газов внутреннего контура и работа турбокомпрессорной части Д Т Р Д [27].

Для снижения уровня шума проводятся исследовательские ра­ боты по изучению основных источников шума и их аналитическому описанию. Работы находятся в стадии экспериментирования и да­ леки от завершения. Однако некоторые принципы снижения шума реактивной струи определены; в частности, разбиение потока вы­ хлопных газов аэродинамическими телами, обладающими подъем­ ной силой, обеспечивает снижение шума на 5—7 PN дБ, правда, при некоторой потере тяги.

В уменьшении шума турбокомпрессорной части также достиг­ нуты некоторые успехи. Определено существенное влияние окруж­ ной скорости вращения вентилятора, компрессора, турбины и их геометрических параметров (хорды лопатки, осевого зазора между венцами, количества и формы лопаток и т. д.) на уровень шума. Рациональным конструированием турбокомпрессорной части удает­ ся снизить уровень шума на 15—20 PN дБ. При установке мало­ шумных двигателей в гондолы, покрытые звукопоглощающими материалами, можно снизить уровень шума еще на 10 PN дБ.

Двухконтурные двигатели рассматриваются в иностранной пе­ чати как наиболее перспективные для будущих самолетов со ско­ ростью полета, соответствующей до М п = 3 , 5 , так как Д Т Р Д и ДТРДФ обеспечивают экономичный взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости, барражирование над аэродромом в ожи­ дании посадки и имеют хорошие характеристики на крейсерском режиме полета, особенно при дозвуковых скоростях [28], [29], [31].

124

Для будущих дозвуковых тяжелых военно-транспортных, пат­ рульных и гражданских пассажирских самолетов большой дально­

(10—12), имеющие высокие общую степень повышения давления (до 40 и выше) и температуру газа перед турбиной (1650— 1750°К). Отмечается, что такой двигатель должен иметь устрой­ ства для уменьшения шума, возросшие аэродинамические нагрузки компрессорных и турбинных ступеней, камеру сгорания с предва­ рительным смешением, барабанную конструкцию роторов компрес­ сора и турбины низкого давления, улучшенные материалы и систему

Для будущих сверхзвуковых транспортных и пассажирских са­ молетов предполагается применять ДТРДФ с форсированием во внешнем контуре. Основные конструктивные особенности такого двигателя подобны рассмотренному Д Т Р Д будущих пассажирских самолетов. Однако степень двухконтурности его будет существенно ниже. Ниже должна быть и общая степень повышения давления. При разработке такого двигателя большое значение приобре­ тает проблема шума от реактивной струи. Кроме того, огра­ ничение по звуковому удару самолета может привести к необхо­ димости полета над населенными пунктами с дозвуковой ско­ ростью. Это обстоятельство обусловливает необходимость обес­

двухконтурных двигателей или двигателей, работающих по пере­ менному циклу: Д Т Р Д в полете с небольшими скоростями и ТРДФ в полете со сверхзвуковой крейсерской скоростью [22]. Одна из возможных схем перспективного ДТРДФ для сверхзвукового пас­ сажирского самолета приведена на рис. 62 [28].

Более затруднено прогнозирование совершенствования двигате­ лей для боевых самолетов, во-первых, вследствие ограничений по публикации сведений о перспективных работах для военных целей; во-вторых, вследствие большего влияния специфических требова­ ний к боевому самолету на его силовую установку.

Самолет для ведения локальных войн должен быть автономной системой вооружения, и основное требование к нему — обеспечение эффективного использования задросселированного двигателя при поиске цели и барражировании и полной тяги двигателя при вы­ полнении боевой задачи по уничтожению обнаруженной цели. Дви­ гатели для боевых многоцелевых самолетов должны удовлетво­ рять очень разнообразным требованиям. Это относится к внешним

125