ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год)

Данное учебное пособие предназначено для студентов, изучающих

конструкцию газотурбинных двигателей (ГТД), применяемых в гражданской

авиации. В нем рассматриваются конструктивные особенности основных типов

двигателей летательных аппаратов, используемых для коммерческих перевозок.

Основное внимание уделено двухконтурным двигателям большой степени

двухконтурности. Рассмотрены также типовые конструкции двухконтурных

двигателей малой степени двухконтурности, турбовинтовых и турбовальных

двигателей. Конструкция турбореактивных двигателей представлена в

историческом аспекте. Впервые приведена классификация схемных решений

турбовинтовентиляторных ГТД.

Методика применеиия данного учебного пособия предусматривает

ознакомление со схемой конкретного двигателя и основными особенностями

его конструкции. В связи с этим изложение материала ограничено анализом

конструктивно-силовых схем ГТД и рассмотрением наиболее характерных

конструктивных и технологических решений.

Выбор конкретных типов двигателей проведен с учетом степени их

распространения и доступности соответствующих информационных

материалов.

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

Турбореактивные двигатели

Rolls-Royce/ SNECMA Olympus…

Туманский РУ19-300

Двухконтурные турбореактивные двигатели

2.1.

ТРДД малой степени двухконтурности

Pratt&Whitney JT8D

Николай Кузнецов НК-8

2.2

ТРДД большой степени двухконтурности

2.2.1.

Двухвальные ТРДД большой степени двухконтурности

CFM International CFM.56

PowerJet SaM146 (СМ 146)…………………………………

International AeroEngines (IAE) V2500

Pratt&Whitney PW2000/4000…………………………………

113

2.2.2.

Трехвальные ТРДД большой степени двухконтурности

126

Rolls-Royce Trent 900

127

Ивченко-Прогресс Д-36

136

2.3.

Редукторные ТРДД

142

Турбовинтовые двигатели

147

Александр Ивченко АИ-24

151

Pratt&Whitney Canada PT6A

163

Pratt&Whitney Canada PW100………………………………..

169

Турбовальные двигатели

178

Изотов ТВ2-117

181

Климов ТВ3-117……………………………………………….

192

Pratt&Whitney Canada PT6T

198

Винто-вентиляторные двигатели

207

Терминологический словарь

217

Литература

222

ВВЕДЕНИЕ

Основным типом двигателя, который в настоящее время применяется в

гражданской авиации (civil aviation), является газотурбинный двигатель (ГТД;

gas turbine engine).

Как известно, возможны следующие варианты авиационных ГТД (Рис. 0.01):

- турбореактивный двигатель (ТРД; turbojet);

- двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД; turbofan);

- турбовинтовой двигатель (ТВД; turboprop);

- турбовальный двигатель (turboshaft).

На большинстве самолетов гражданской авиации применяются также

газотурбинные вспомогательные силовые установки (ВСУ; auxiliary power unit

(APU)). В настоящее время иногда в отдельный тип выделяется турбовинто-

вентиляторный двигатель (ТВВД; propfan).

Первоначально наибольшее распространение нашли ТРД с

центробежным компрессором (centrifugal-flow compressor); затем их сменили

ТРД с осевым компрессором

(axial-flow compressor). Первые ТРД были

одновальными

(однороторными; single-spool или single-rotor); затем стали

использоваться двухвальные (двухроторные; twin-spool или dual-rotor) схемы.

Эти двигатели разрабатывались для военной авиации и затем некоторые из них

модифицировались для использования в первых реактивных самолетах

коммерческого назначения.

В дальнейшем одноконтурный ТРД был заменен двухконтурным

турбореактивным двигателем. Первоначально это были ТРДД малой степени

двухконтурности

(low bypass ratio turbofan), конструкция которых мало

отличалась от конструкции двухвальных ТРД. В 60-х г.г. ХХ века их начали

сменять ТРДД большой степени двухконтурности (high bypass ratio turbofan).

тепловой

двигатель

(heat engine)

двигатель внутреннего

inheat

сгорания

(internal combustion engine)

поршневой

газотурбинный

реактивный

двигатель

(piston engine)

(gas turbine engine)

(jet engine)

двигатель с

роторный

возвратно-

двигатель

воздушно-реактивный

ракетный

поступательным

(rotor-piston engine)

двигатель

движением

(air-breathing engine)

(rocket engine)

поршня

(reciprocating

engine)

компрессорный

бескомпрессорный

двигатель

(compressor engine)

(compressorless engine)

компрессорный

газотурбинный

мотор-реактивный

двигатель

(compressor gas turbine

(motor-jet engine)

engine)

турбовальный

турбовинтовой

двухконтурный

турбореактивный

двигатель

турбореактивный

двигатель

(turboshaft

(turboprop

двигатель

(turbojet engine)

engine)

(turbofan engine)

винто-вентиляторный двигатель

(propfan engine)

Рис. 0.01. Классификация авиационных ГТД

Практически с этого времени пути развития двигателей военного и

коммерческого назначения стали расходиться и они чаще всего начали

проектироваться раздельно. Это был естественный процесс, так как требования,

предъявляемые к двигателям военного и гражданского назначения, достаточно

сильно отличаются. Для военных двигателей самыми важными требованиями

являются живучесть и необходимость функционирования на экстремальных

режимах; для коммерческих же - надежность и экономичность.

ТРДД большой степени двухконтурности выполнялись в двух основных

вариантах: двух- и трехвальные (triple-spool) двигатели. Кроме того, одной из

перспективных стала схема с приводом вентилятора через редуктор (geared

turbofan). Основным вариантом ТРДД в настоящее время является двухвальный

двигатель с прямым приводом (direct drive) вентилятора.

Для сверхзвуковых коммерческих самолетов

(самолеты Aérospatiale-

British Aircraft Corporation (BAC) Concorde и Туполев Ту-144) применялись ТРД

и ТРДД с форсажной камерой (afterburning engine).

Для самолетов малой и средней дальности наряду с ТРДД широко

используется турбовинтовой двигатель. Схемы ТВД, особенно для двигателей

малых мощностей, весьма разнообразны, так как очень часто превалирующими

являются компоновочные требования. В этих случаях наряду с осевым

применяется центробежный компрессор

(или его ступени), противоточная

камера сгорания

(reverse-flow combustion chamber), центростремительная

турбина (centripetal turbine), а иногда и схема двигателя с противоположным

расположением его основных узлов (inverted turboprop).

Турбовальные газотурбинные двигатели применяются на вертолетах. Как

и у современных ТВД, основной их особенностью стало применение свободной

турбины (free power turbine). ВСУ представляет собой вариант турбовального

двигателя, где мощность турбины используется для привода компрессора,

генератора и других агрегатов, используемых для различных целей: запуска

основных двигателей, кондиционирования кабин, питания самолетных сетей и

т.д.

Как уже указывалось выше, иногда в отдельный тип ГТД выделяют

турбовинто-вентиляторный двигатель

(ТВВД). Как правило, ТВВД имеет

конструкцию типичную для любого газотурбинного двигателя, т.е., включает

такие основные узлы, как компрессор, газовая турбина и камера сгорания.

Основным его отличием является использование усовершенствованного

движителя, несущего черты как воздушного винта, так и вентилятора.

Характерной особенностью современных ГТД является создание

различных типов двигателей на основе одного базового газогенератора (gas

generator или engine core). Газогенератор представляет собой наиболее

напряженную часть ГТД, определяющую его надежность. Он включает

высоконапорную часть компрессора, высокотемпературную камеру сгорания и

турбину высокого давления. На его базе добавлением низконапорного

компрессора и турбины низкого давления, а также других узлов могут быть

созданы различные типы ГТД. Это или ТРДД малой или большой степени

двухконтурности, ТВД или турбовальные двигатели, двигатели,

предназначенные для сверх- или дозвукового полета, для военных или

гражданских целей и т.д.

Другой особенностью ГТД в настоящее время, которая связана с

использованием концепции базового газогенератора, является создание

семейств двигателей (engine family). Этот подход позволяет создавать двигатели

с большим диапазоном тяг, использовать их для различных типов летательных

аппаратов. Особенно широко подобная практика применяется для ТРДД

большой степени двухконтурности, где можно менять параметры вентилятора и

его турбины без принципиального изменения конструкции газогенератора. В

результате модификации определенного типа двигателя с одним и тем же

газогенератором образуют семейство двигателей.

1. ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Турбореактивный двигатель (ТРД) представляет собой тепловую машину

(heat machine), предназначенную, как следует из его названия, для создания

реактивной тяги

(thrust). Реактивная тяга создается за счет ускорения

газовоздушного потока (air/gas flow acceleration), проходящего через двигатель:

в результате работы двигателя скорость истечения газа из реактивного сопла

(jet nozzle) больше, чем скорость воздушного потока, входящего в двигатель.

Таким образом, тяга создается всеми компонентами двигателя, т.е., ТРД

является и двигателем (engine) и движителем (propulsor) одновременно.

Второй характерной особенностью турбореактивного двигателя является

наличие газовой турбины (gas turbine), которая предназначена для привода

компрессора (compressor) и агрегатов (accessories) двигателя. В результате

работы компрессора в камеру сгорания (combustion chamber) поступает воздух с

повышенным давлением, что позволяет обеспечить горение

(процесс

превращения химической энергии, заключенной в топливе, в тепловую

энергию) с высоким КПД.

Первые ТРД были разработаны и построены в Германии Хансом фон

Охайном (Hans von Ohain) и в Великобритании Фрэнком Уиттлом (Frank

Whittle) в 1937 г. Хотя, как указывалось выше, турбореактивные двигатели

создавались для самолетов военной авиации, они нашли применение и на

первых коммерческих реактивных самолетах. Первыми ТРД, которые

устанавливались на пассажирских реактивных самолетах, были:

- De Havilland Ghost на первом британском пассажирском самолете De

Havilland Comet 1 (первый полет - в 1949 г./начало коммерческой эксплуатации

- с 1952 г.);

- ТРД Pratt & Whitney JT3 на первом пассажирском самолете в США

Boeing 367-80 - прототипе Boeing 707 (1954 г./1958 г.);

- ТРД Александр Микулин АМ-3 на первом советском пассажирском

самолете Туполев Ту-104 (1955 г./1956 г.; СССР);

- ТРД Rolls-Royce Avon на французском пассажирском самолете Sud

Aviation Caravelle (1955 г./1959 г.).

ТРД H.2 Ghost 50 Mk. 1 (Рис. 1.01) был создан британской фирмой de

Havilland и представлял собой увеличенную копию ТРД H.1 Goblin,

сконструированного в

1941 г. Это был двигатель с односторонним

центробежным компрессором

(single-side centrifugal-flow compressor),

10-ю

прямоточными индивидуальными камерами сгорания (through-flow multiple-can

combustion chamber) и одноступенчатой турбиной

(single-stage turbine).

Регулярные полеты самолета Comet 1 продолжались до 1954 г., когда после

двух катастроф над Средиземным морем его эксплуатация была прекращена.

Эксплуатация новой модификации самолета Comet IV была возобновлена в

1958 г. К тому времени он был оснащен двигателями фирмы Rolls-Royce Avon

524 - это были типичные для того времени одновальные ТРД с 15-ступенчатым

осевым компрессором, трубчато-кольцевой камерой сгорания

(cannular

combustion chamber) и 3-ступенчатой турбиной. Двигатель был создан в 1945

г.; тяга в различных модификациях составляла от 10500 до 17110 lbf.

Рис. 1.01. ТРД H.2 Ghost 50

Конструктивно-силовая схема ТРД Avon (рис. 1.02) имела следующие

особенности. Ротор двигателя

(engine rotating assembly) был трехопорным

(three-supported rotor) и состоял из ротора компрессора и ротора турбины.

Ротор компрессора

(compressor rotating assembly) опирался на передний

опорный роликоподшипник

(front radial roller bearing) и задний опорно-

упорный шариковый подшипник (rear radial/thrust ball bearing). Ротор турбины

(turbine rotating assembly) имел одну собственную опору

- роликовый

подшипник, расположенный перед дисками турбины; второй опорой ротора

турбины была соединительная муфта (shaft coupling), с помощью которой

нагрузки с ротора турбины (крутящий момент, осевая и поперечная силы)

передавались на ротор компрессора.

Рис. 1.02. ТРД Rolls-Royce Avon

Три основные опоры размещались соответственно в трех кольцевых

силовых рамах (frames): переднем корпусе компрессора (forward compressor

casing), диффузоре (diffuser) и силовой раме камеры сгорания (combustor frame).

Каждая силовая рама состояла из наружной и внутренней кольцевых корпусов,

соединенных силовыми стойками

(struts); силовые стойки рамы камеры

сгорания проходили между газосборниками (nozzle box) камеры сгорания. В

единую структуру силовые рамы двигателя соединялись корпусами

компрессора (compressor casing), камеры сгорания (combustor casing) и турбины

(turbine casing).

Подобную конструктивно-силовую схему имел и советский ТРД

Алексанлр Микулин АМ-3 (рис. 1.03), являвшийся в то время самым мощным

двигателем в мире (взлетная тяга - 8700 кгс). Схема трехопорного ротора была

идентична схеме ТРД Avon. В передней силовой раме, кольцевом литом

переднем корпусе компрессора, размещался передний роликовый подшипник

компрессора. Задний шариковый подшипник ротора компрессора располагался

в заднем корпусе компрессора (роль силовых элементов в нем выполняли

лопатки направляющего аппарата последней ступени компрессора). Наконец,

между камерой сгорания и турбиной размещались стойки силовой рамы, куда

передавались нагрузки от роликового подшипника турбины.

ТРД АМ-3 начал серийно выпускаться с

1952 г. и первоначально

предназначался для бомбардировщика Туполев Ту-16. Пассажирский

реактивный самолет Туполев Ту-104

был создан на базе этого

бомбардировщика и после прекращения эксплуатации британского самолета

Comet 1 в течение 2-х лет был единственным пассажирским реактивным

самолетом в мире.

Рис. 1.03. ТРД Алексанлр Микулин АМ-3

ТРД АМ-3 (в дальнейшем имел модификации РД-3М и РД-3М-500 с тягой

от 9500 до 11000 кгс) имел 8-ступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую

камеру сгорания, двухступенчатую турбину и нерегулируемое реактивное

сопло.

Разновидностью ТРД является турбореактивный двигатель с форсажной

камерой сгорания (ТРДФ; afterburning turbojet). Форсажная камера сгорания

(afterburner) в этом случае располагается за турбиной. Первыми ТРДФ были

германские двигатели Jumo

109-004C и

109-004Е

- их испытания были

проведены в 1945 г. ТРДФ первоначально разрабатывались для истребителей,

но нашли также применение и на сверхзвуковых пассажирских самолетах

(СПС; supersonic passenger aircraft). Часть силовой установки англо-

французского СПС Concorde представлена на Рис. 1.04. Ее основу составляет 4

двигателя Olympus 593 (Rolls-Royce/SNECMA; Великобритания/Франция). Этот

ТРДФ является единственным серийным ТРДФ коммерческого назначения.

Рис. 1.04. Часть силовой установки самолета Concorde

Некоторые технические данные ТРД, которые применялись на

коммерческих самолетах, приведены в Табл.1.

Таблица 1

Турбореактивные двигатели, применявшиеся на коммерческих самолетах

Наименование

Фирма

Тяга

Масса

Применение

двигателя

5050 lbf

2011 lb

Ghost 50 Mk1

4,7

Comet 1

Havilland

(22,2 kN)

(912 kg)

кг/сек

Avon RA.29

Rolls Royce

10500

1515 кг

8,0

Comet 2/3/4

Mk524

(46,8 kN)

кг/сек

Pratt &

11700 lbf

5175 lb

Boeing 707,

JT3С

Whitney

(52,0 kN)

(2347

11,5

720, Douglas

кг/сек

kg)

DC-8

Тушинское

85,3 kN

3100 кг

150

Туполев Ту-

АМ-3 (РД-3М)

МКБ

(102,9 kN)

6,4

кг/сек

104

«Союз»

Rolls

32000 lbf

3175 kg

Royce/

(142 kN) /

410

Olympus 593

15,5

Concorde

SNECMA

38050 lbf

lb/sec

(169 kN)

Rolls-Royce/ SNECMA Olympus

Двигатель Olympus

593

был создан фирмами Rolls-Royce

(Великобритания) и SNECMA (Франция). Работы над проектом начались в

1964 г.: с британской стороны работы начала фирма Bristol Siddeley, которая в

1966 г. вошла в фирму Rolls-Royce. Британская сторона продолжила развитие

двигателя и его агрегатов

(двигатель создавался первоначально для

бомбардировщика Avro Vulcan); французская

- разрабатывала входное

устройство, реактивное сопло с реверсивным устройством (thrust reverser),

форсажную камеру (afterburning combustion chamber) и систему подавления

шума (noise suppressor). Первый запуск двигателя, предназначенного для СПС

Concorde, состоялся в 1964 г., а первый полет самолета Concorde - в 1969 г.

Серийная эксплуатация началась с 1976 г. Первоначально двигатель имел

максимальную тягу 89 кН (на форсаже 136 кН), а на финальной стадии -

142/169 кН. Масса двигателя - 2971 кг; масса силовой установки (с соплом,

реверсивным устройством и форсажной камерой) - 3175 кг; расход воздуха

(airflow)

186 кг/сек; степень сжатия

(compressor pressure ratio)

15,5.

Двигатель эксплуатировался до 2003 г.

ТРДФ Olympus 593 Mk 610 (Рис. 1.05) представлял собой двухроторный

(dual rotor или twin-spool) двигатель (7+7+кольц+1+1) с форсажной камерой и

регулируемыми входным устройством (variable intake; Рис. 1.06) и реактивным

соплом (variable jet nozzle).

Двигатель имел следующие особенности конструктивно-силовой схемы.

Ротор двигателя состоял из трехопорного ротора низкого давления (НД; low-

pressure

(LP) rotor) и двухопорного ротора высокого давления

(ВД; high-

pressure (HP) rotor). Ротор НД включал 7- ступенчатый ротор компрессора НД

и одноступенчатый ротор турбины ВД, состыкованных с помощью

соединительной муфты. Ротор компрессора НД опирался на передний

роликовый и задний шариковый подшипники; ротор турбины НД имел одну

собственную опору

- роликовый подшипник, расположенный за диском

турбины. Ротор ВД, состоящий из жестко соединенных роторов компрессора и

турбины ВД, опирался на передний шариковый подшипник

(подшипник

компрессора) и задний роликовый подшипник (опора турбины; располагалась

перед диском турбины ВД).

Опоры роторов размещались в силовых корпусах:

- передняя опора ротора компрессора НД

- в переднем корпусе

компрессора с наклонными стойками (slanted struts);

- задняя опора ротора компрессора НД и опора ротора компрессора ВД -

в разделительном корпусе (intermediate compressor casing);

- усилия с опоры турбины ВД (располагалась перед диском турбины)

передавались на внутреннюю стенку корпуса камеры сгорания и затем на

силовые стойки диффузора камеры сгорания;

- опора турбины НД - в заднем корпусе турбины (turbine exhaust casing).

Все силовых корпуса соединялись в единую силовую структуру статора

двигателя лопаточными корпусами компрессоров НД и ВД, наружным

корпусом камеры сгорания и корпусом турбины.

Из особенностей конструкции двигателя отметим следующее:

- клиновидное входное устройство (Рис. 1.06 и 1.07), которое включало

шарнирную рампу (hinged ramp) и заслонки, обеспечивающие вход воздуха как

на дозвуковых, так и на сверхзвуковых режимах полета (входное устройство

являлось частью летательного аппарата);

Рис. 1.06. Схема силовой установки самолета Concorde (а - взлетный режим;

b - сверхзвуковой режим полета): 1 - шарнирная рампа; 2, 4 - заслонки;

3 - двигатель; 5 - эжектор; 6 - реактивное сопло; 7 - скачки уплотнения

- роторы компрессора, имевшие барабанно-дисковую конструкцию;

- передний корпус компрессора, ротор компрессора НД, разделительный

корпус и первые

3 ступени ротора компрессора ВД, изготовленные из

титановых сплавов (Ti-alloy);

- корпуса компрессоров НД и ВД и задняя часть ротора компрессора ВД

изготовленные из стали;

- кольцевая камера сгорания испарительного типа (vaporizing combustion

chamber);

- жаровая труба (flame tube или liner) камеры сгорания с 16 горелками

(burner; рис.1.08) с двумя выходами в каждом;

Рис. 1.07. Сверхзвуковой воздухозаборник

Рис. 1.08. Схема горелки:

самолета Concorde

1 - топливо; 2 - первичный

воздух; 3 - пар;

4 - испарительная трубка

- жаровая труба из никелевого сплава (Ni-alloy);

- рабочие лопатки турбин (turbine blades) и сопловые лопатки турбины

(turbine guide nozzles) ВД с воздушным охлаждением (air cooling);

- форсажная камера с V-образными

(желобковыми) стабилизаторами

пламени (gutter flameholders);

- удлинительная труба (рис. 1.09) с дополнительной перфорированной

волнообразной

(гофрированной) кольцевой стенкой

(perforated corrugated

wall), расположенная за форсажной камерой;

регулируемое реактивное сопло, состоявшее из первичного

регулируемого сужающегося сопла

(variable primary convergent nozzle) с

пневматическим управлением (являлось частью двигателя) и расширяющегося

регулируемого двухстворчатого вторичного сопла

(variable-area secondary

divergent nozzle; последнее являлось частью летательного аппарата и

использовалось также как реверсивное устройство; Рис. 1.10).

Рис. 1.09. Форсажная камера,

Рис. 1.10. Вторичное (самолетное)

удлинительная труба и первичное

сопло

Главными недостатками турбореактивных двигателей являются высокие

удельные расходы топлива (thrust specific fuel consumption (TSFC); на уровне 1

кг топлива/кгс тяги в час) и сильный шум, создаваемый, в основном,

высокоскоростной газовой струей, истекающей из реактивного сопла. По этим

причинам в настоящее время ТРД используюся редко: в качестве основной

силовой установки они иногда применяются на тренировочных самолетах.

Туманский РУ19-300

На некоторых коммерческих самолетах ТРД применяется в качестве

вспомогательной силовой установки

(ВСУ), используемой для питания

системы запуска маршевых двигателей и создания дополнительной тяги в

особых ситуациях. К таким двигателям относится, например, малоразмерный

ТРД РУ19-300, спроектированный в ОКБ-300 под руководством

С.К.Туманского

(сейчас Московский авиамоторный научно-технический

комплекс «Союз») для учебно-тренировочных самолетов Яковлев Як-30 и Як-

32. В дальнейшем он начал применяться в качестве ВСУ на самолетах Антонов

Ан-24/26/30.

ТРД РУ19-300 (рис. 1.11) представляет собой одновальный двигатель с

тягой 780...900 кгс (расход воздуха - 16 кг/сек; степень сжатия компрессора -

4,6; температура газа перед турбиной (turbine entry temperature (TET)) - 1150К;

масса - 225 кг).

Трехопорный ротор двигателя состоит из 7-ступенчатого компрессора,

приводимого во вращение одноступенчатой турбиной. Ротор компрессора

расположен на двух опорах: переднем роликовом (размещен между первой и

второй ступенями компрессора) и заднем шариковом подшипниках. Ротор

турбины имеет опору, расположенную перед диском турбины; второй опорой

ротора турбины является соединительная муфта (находится в задней цапфе

ротора компрессора).

Основные опоры ротора располагаются в следующих силовых кольцевых

рамах:

- передний подшипник ротора компрессора размещен в передней силовой

раме, где роль силовых элементов выполняют направляющие лопатки (НА;

guide vanes) первой ступени компрессора;

- задний подшипник ротора компрессора расположен в заднем корпусе

компрессора (rear compressor casing), где роль силовых элементов выполняют

направляющие лопатки (НА) последней (VII) ступени компрессора (outlet guide

vanes (OGV));

- усилия с подшипника турбины передаются на силовую раму турбины -

силовыми элементами в ней являются силовые стержни, расположенные внутри

полых охлаждаемых лопаток соплового аппарата турбины (САТ).

Задний корпус компрессора и силовая рама турбины соединены

наружной и внутренней стенками камеры сгорания, образуя в районе камеры

сгорания жесткую пространственную раму.

Основные узлы подвески двигателя размещены на заднем корпусе

компрессора; дополнительные - на силовой раме турбины.

К конструктивным особенностям данного двигателя можно отнести:

- консольное расположение первой ступени компрессора;

- первую сверхзвуковую ступень (supersonic stage) компрессора; при этом

компрессор не имеет входного направляющего аппарата (inlet guide vanes

(IGV));

- барабанно-дисковую конструктивную схему ротора компрессора;

- использование в конструкции роторов компрессора и турбины

радиальных штифтов (radial pins) для соединения их элементов;

- корпус компрессора с разъемом, ориентированным вертикально;

- ленту перепуска воздуха (bleed band), расположенную в IV ступени

компрессора;

- кольцевую камеру сгорания;

- размещение узла центрального привода

(internal gearbox

(IGB)) во

внутренней полости диффузора камеры сгорания, а коробки приводов

(accessory gearbox (AGB)) - на его наружной части;

- сужающееся нерегулируемое реактивное сопло.

2. ДВУХКОНТУРНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) это газотурбинный

реактивный двигатель, в котором реактивная тяга создается в двух контурах:

внутреннем

(или газотурбинным; по английски он называется первичным

каналом: primary duct) и наружном (или вентиляторном, вторичном канале:

secondary duct). Дополнительный параметр, которым характеризуется этот тип

ГТД, является степень двухконтурности (bypass ratio) m. Она представляет

собой отношение расхода воздуха в наружном контуре (

) к расходу воздуха

во внутреннем контуре

(

;

m

По газодинамическим и

конструктивным особенностям эти ГТД делят на ТРДД малой степени

двухконтурности (low bypass ratio turbofans; m

< 2«3) и ТРДД большой

степени двухконтурности (high bypass ratio turbofans; m > 2«3). Конструкция

первых подобна конструкции ТРД. Большая часть тяги в ТРДД большой

степени двухконтурности создается наружным контуром, где расположен

одноступенчатый вентилятор

- эти двигатели иногда называют

турбовентиляторными.

В сравнении с ТРД двухконтурные двигатели обладают меньшим

удельным расходом топлива, большей тягой и меньшим уровнем шума. Они

представляют собой один из основных типов ГТД, применяемых в современной

пассажирской и транспортной авиации.

Принцип действия ТРДД таков же, как и принцип действия ТРД, т.е.,

реактивная тяга создается за счет ускорения воздушного потока, входящего в

двигатель: скорости истечения газа из реактивных сопел внутреннего и

наружного контуров больше, чем скорость потока, входящего в двигатель.

Таким образом, тяга создается всеми компонентами двигателя, т.е., ТРДД

является, как и ТРД, и двигателем и движителем одновременно.

Основная особенность двухконтурного двигателя заключается в том, что

из внутреннего контура в наружный обеспечивается передача некоторой

механической энергии: эта энергия отбирается во внутреннем контуре

дополнительной газовой турбиной (или дополнительными ступенями газовой

турбины) и передается находящемуся в наружном контуре вентилятору. За счет

такого энергообмена и улучшаются характеристики ТРДД в сравнении с ТРД.

Двухконтурный двигатель можно рассматривать как некоторый исходный

ТРД, к которому присоединен дополнительный наружный контур, куда

передается часть механической энергии из внутреннего контура. В результате

энергия сообщается большему количеству воздуха, ее использование

(т.е.,

превращение в тяговую работу) улучшается, что выражается в росте тяги и

снижении удельного расхода топлива в сравнении с исходным ТРД. Причина

этого эффекта

- снижение потерь кинетической энергии на выходе из

двигателя. Действительно, если сравнить тяговые К.П.Д. исходного ТРД и

ТРДД, то тяговый К.П.Д. (thrust efficiency) больше у ТРДД, т.е., для движителя,

у которого больше расход рабочего тела (суммарный расход воздуха в ТРДД

больше, чем в исходном ТРД). Дополнительно можно отметить следующее: так

как осредненная скорость истечения газов и воздуха из двигателя уменьшается,

то соответственно снижается и уровень шума, создаваемый выходной струей.

Теоретически максимальную тягу в ТРДД можно получить, если

скорости истечения из обоих контуров одинаковы. Однако, если учесть потери,

связанные с передачей энергии из внутреннего контура в наружный, то в

реальном ТРДД скорость истечения из наружного контура должна быть

значительно меньше, чем скорость истечения газа из внутреннего контура.

Конечно же, двухконтурные двигатели имеют и определенные

недостатки. К ним относятся снижение удельной тяги (specific thrust), а также

увеличение поперечных габаритов двигателя.

Проект первого двухконтурного воздушно-реактивного двигателя был

предложен Ф. Уиттлом в 1936 г. Это была комбинированная силовая установка,

включавшая газогенератор, газ которого использовался для привода двух

турбин. Каждая из этих турбин в свою очередь вращала вентилятор через

редуктор. Однако, первая схема ТРДД, подобного современным двигателям,

была запатентована известным советским конструктором А.М.Люлька в 1941 г.

Как видно из рис.

2.01, это должен был быть одновальный ТРДД с

одноступенчатым вентилятором. Воздух из вентилятора и газ из турбины

поступали в камеру смешения, а затем в реактивное сопло. Можно отметить,

что конструкция ТРДД с одноступенчатым вентилятором является типичной

для современных ТРДД большой степени двухконтурности. В ТРДД малой

степени двухконтурности типичным является применение камеры смешения

(mixing chamber). Одновальная схема ТРДД не является оптимальной, но и она

применялась (например, на французских двигателях).

Рис. 2.01. ТРДД А.М. Люльки (а - внутренний контур; b - наружный контур):

1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина;

5 - сопло; 6 - вентилятор

2.1. ТРДД малой степени двухконтурности

ТРДД малой степени двухконтурности обычно имеют следующие

конструктивно-компоновочные особенности:

- используется двухвальная (или, точнее, двухроторная) схема двигателя

(однороторная схема ведѐт к меньшему КПД и, как указывалось выше,

применяется редко);

- вентилятор обычно расположен спереди (forward fan) и встроен в

конструкцию компрессора НД, т.е., лопатки вентилятора являются

продолжением лопаток компрессора НД

(схема с задним расположением

вентилятора (aft fan;), встроенным в конструкцию турбины (см., Рис. 2.02),

широкого применения не нашла из-за малой надежности);

Рис. 2.02. ТРДД General Electric CJ 805-23: 1 - компрессор; 2 - камера

сгорания; 3 - турбина компрессора; 4 - вентилятор; 5 - турбина

вентилятора; 6 - реактивное сопло (наружный контур); 7 - реактивное сопло

(внутренний контур)

- канал наружного контура обычно располагается вокруг центральной

части двигателя по всей его длине (fully-ducted turbofan);

- первоначально использовались двигатели с раздельными соплами

(separate jet nozzles) для каждого из контуров; в дальнейшем на двигателе

устанавливался смеситель потоков наружного и внутреннего контура - миксер

(mixer) и объединенное сопло (common exhaust nozzle).

Существует достаточно много различных конструкций ТРДД малой

степени двухконтурности (см., Табл. 2). Для них характерны многоопорные

схемы роторов, что ведет к увеличению числа силовых рам. Это, в свою

очередь, приводит к росту массы двигателя и усложнению его конструкции.

Сборка и разборка двигателя, как правило, оказывается весьма трудоемкой.

Таблица 2

ТРДД малой степени двухконтурности

Двигатель

Фирма

Тяга

масса

Применение

17150

4500

168

Conway

lbf

кг/сек

Boeing 707,

Rolls Royce

0,30

14,8

RCo.12

(76,3kN)

(2000

DC-8.

kg)

Pratt &

18000

1875

460

JT3D

1,36

13,6

Boeing 707

Whitney

lbf

кг

lb/sec

15500

1500

327

Boeing 727/

JT8D-15A

-«»-

1,04

16,6

lbf

кг

lb/sec

737, DC9

18,500

18,2

McDonnell

JT8D-200

-«»-

21,700

1,74

Douglas

(82« 97

19,4

MD-80

kN)

Пермское

54 kN

1468

113

Туполев Ту-

Д-20П

ОАО «Авиа

кг

1,00

14,0

кг/сек

124

двигатель»

68 kN

1810

128

Туполев Ту-

Д-30

-«»-

1,00

19,8

кг

кг/сек

134

108 kN

2690

269

Ильюшин

Д-30КУ

-«»-

2,20

18,9

кг

кг/сек

Ил-62М

Самарский

103 kN

2170

228

Туполев Ту-

НК-8

НТК им.

кг

1,05

10,7

кг/сек

154

Кузнецова

11995

2740

Spey 250

Rolls-Royce

0,64

20,2

Gulfstream

lbf

Ивченко -

1500 кгс

312 кг

46,8

Яковлев Як-

АИ-25

1,98

9,5

Прогресс

кг/сек

40, М-15.

Первым коммерческим ТРДД малой степени двухконтурности стал

британский двигатель Conway

(фирма Rolls-Royce; Рис.

2.03)

- он был

изготовлен в начале 50-х годов XX века и имел степень двухконтурности 0,3 (в

дальнейшем она была увеличена до 0,6). Этот ТРДД серийно эксплуатировался

на самолетах Vickers VC.10, а затем использовался на Boeing 707, McDonnel

Douglas DC-8 и др.

Рис. 2.03. Rolls-Royce Conway

Первыми ТРДД данного типа в США были двигатели JT3D и JT4D

(выпускались фирмой Pratt&Whitney) со степенью двухконтурности до 1,5.

Первыми советскими ТРДД малой степени двухконтурности стали двигатели

Д-20П конструкции П.Соловьева и НК-8 конструкции Н.Кузнецова (степень

двухконтурности обоих двигателей была около 1,0).

Из используемых в настоящее время в коммерческой авиации двигателей

данного типа следует отметить ТРДД Pratt&Whitney JT8D и его последнее

подсемейство Pratt&Whitney JT8D-200 (оба - США), британский Rolls-Royce

Spey и советские ТРДД Д-30 и Д-30К (оба конструкции П.Соловьева) - у всех

этих двигателей степень двухконтурности равняется примерно

(за

исключением двигателя Д-30К, который в различных модификациях имеет

степень двухконтурности от 2,20 до 2,54).

Рассмотрим особенности ТРДД малой степени двухконтурности на

примере двигателей JT8D и НК-8.

Pratt&Whitney JT8D

ТРДД JT8D стал уникальным по своему применению. Достаточно

сказать, что в середине 80-х г.г. двигатели этого семейства составляли более

60% всех реактивных двигателей коммерческого назначения. Двигатель был

создан на базе военного ТРД J52. Первый его запуск состоялся в 1961 г. (с

начальной тягой 14000 lbf); серийно он выпускается с 1964 г., когда был

установлен на самолет Boeing 727-100. Затем он использовался на самолетах

McDonnel Douglas DC-9, Aerospatiale Caravelle и Boeing 737-100/200.

Двигатель JT8D (Рис. 2.04) является типичным ТРДД малой степени

двухконтурности (m = 0,96...1,10): это двухвальный двигатель с передним

расположением двухступенчатого вентилятора, встроенного в компрессор НД,

и каналом наружного контура, расположенного вокруг центральной части

двигателя по всей его длине.

Ротор двигателя включает роторы НД и ВД. Ротор ВД трехопорный с

шарнирным соединением

7-ступенчатого

ротора компрессора и

одноступенчатого ротора турбины. Ротор компрессора расположен на

2-х

опорах: задняя опора опорно-упорная; передняя - опорная.

В качестве передней опоры используется шарикоподшипник ведущей

шестерни центрального привода (соединение ротора с подшипником позволяет

обеспечить осевые перемещения ротора ВД относительно статора в осевом

направлении

- таким образом, для ротора ВД этот подшипник является

опорным); задняя опора выполняется в виде спаренного шарикоподшипника.

Ротор турбины ВД имеет одну собственную опору

(роликоподшипник),

расположенную перед диском турбины; вал турбины своим передним концом

опирается на ротор компрессора. Роторы турбины и компрессора связаны

соединительной муфтой (shaft coupling; она расположена в задней цапфе ротора

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год) - часть 1