книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 1 Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы
.pdfв опытном СУВВП F-35 фирмы Lockheed Martin, разрабатываемом по программе JSF.
Схемы и параметры различных СУ для СВВП/ СУВВП приведены на рис. 3.26.
Подъемные двигатели предназначены для со здания вертикальной тяги на этапах взлета и по садки. Поскольку в горизонтальном полете эти двигатели не используются, они должны иметь минимальный вес и объем, чтобы уменьшить от рицательное влияние на характеристики само лета. В качестве подъемных двигателей обычно применяются ТРД. Для уменьшения эрозионного воздействия на аэродромное покрытие рассматри вается использование ТРДЦ, имеющих более низ кую скорость истечения и температуру выхлопных газов, но и значительно большие габариты.
Удельная масса подъемных ТРД достигает ве личины у = 0,07...0,05. Низкая масса обеспечи вается простотой конструкции двигателя и его систем, а также широким использованием лег ких конструкционных материалов, в том числе композиционных.
Конструкция подъемного двигателя должна обеспечивать его работоспособность в вертикаль ном положении. Поскольку двигатель работает очень короткое время, возможно максимальное упрощение топливной системы или ее объедине ние 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. Дви гатель может быть оснащен поворотным соплом, чтобы обеспечить определенное управление век тором тяги. Запуск подъемного двигателя может производиться подачей сжатого воздуха от мар шевого двигателя непосредственно на турбину. На рис. 3.21 показана конструктивная схема подъ емного ТРД РД-38 разработки НПО «Сатурн».
Подъемно-маршевые двигатели обеспечивают горизонтальную и вертикальную тягу посредс твом изменения вектора тяги. Для этого предна значена специальная отклоняющая система, со стоящая из одного, двух или четырех поворот ных сопел. Так, например, подъемно-маршевый ТРДЦ Pegasus для СВВП Harrier (рис. 3.22) име ет четыре поворотных сопла - по два в каждом контуре двигателя. Сопла обеспечивают устойчи вость самолета при взлете-посадке без использо вания дополнительных подъемных двигателей.
Недостатком такого типа СУ, состоящей из од ного двигателя, является необходимость значи тельного переразмеривания двигателя для обес печения потребной тяговооруженности самолета при вертикальном взлете. Как результат - в гори зонтальном крейсерском полете подъемно-мар
3.1. Конструктивные схемы авиационных ГТД
шевый двигатель работает на глубоких дроссель ных режимах с повышенным удельным расходом топлива.
Улучшение экономичности подъемно-марше вого двигателя на крейсерских режимах может быть достигнуто двумя способами. Первыйустановка перед поворотными соплами ФК, включаемых при вертикальном взлете (при этом уменьшается потребная размерность двигателя и степень дросселирования в крейсерском по лете). Второй - применением СУ с подъемными двигателями, создающими часть вертикальной тяги [3.1].
На рис. 3.23 показаны подъемно-маршевые двигатели R-27B-300 с двумя поворотными со плами для СВВП Як-38 и R-79B-300 с одним поворотным соплом для первого в мире сверх звукового СУВВП Як-141. СУ самолетов Як-38
Рис. 3.21. 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
123
3.2. Конструктивные схемы наземных иморских ГТД
Двигатель |
Схема силовой установки |
Самолет |
Начало |
||
эксплуатации |
|||||
|
|
Pegasus 11 |
|
||
ТРДД |
"Castral" |
|
|||
Pegasus |
2 ... 11 |
|
Harrier II AV-8B |
|
|
R = 5000.. |
9750 кгс |
DB= 1220 мм |
c Pegasus 11 |
|
|
//7 = 1,35.. . 1,55 |
бюп.мж= 13500 кг |
|
|||
Гса= 1260 ... 1510 К |
|
Омп мрт = 8700 кг |
|
||
Gei0= 162 ... 198 кг/с |
|
G пуст = 6800 ...7250 кг |
|
||
Якг= 11 ... 14 |
|
GnonMИи*е= 5780 кг |
|
||
GflB= 1412 ... 1470 кг |
|
Vи*«с = 1074 км/ч |
|
ТРД |
АЛ-21 |
Р27-В-300 |
|
R - 6570 кгс |
8080 кгс |
т - 0 |
0 |
Гса= 1400 К |
1263 К |
GBl0= ЮО кг/с |
104 кг/с |
ю14,6
Gaв= 1350 кг 1845 кг
ТРДДФ Р-79В-300
/?= 15500 кгс (14000 кгс /77 = 0,8 с отбором)
Тса- 1620 К GBr = 180 кг/с
П‘К1= 22
Gflв= 2750 кг______
РД-38 |
Р27-В-300 |
||
|
5 ст 6 ст |
1+1 |
|
|
DB= 885 мм |
14 ст |
3 ст |
|
|
АЛ-21 |
|
РД-41(-48) |
DB= 1138 мм |
Р-79В-300 |
|
|
Зет |
11 ст |
2+2 |
Я к-3 8 М
G«a шл.- 11700 кг
G,», ирт = 7500 ... 8400 кг Gполем ж г 3600 кг Vymc.- 1009 км/ч
Як-141
Gen «ше.= 19500 КГ Gnycr =10900 кг А4мж= 1,7
|
|
|
|
|
Варианты JSF |
|
|
|
|
ТРДДФ |
I вариант |
|
|
McDonnel-Douglas |
|
|
|
|
YF120-FX |
DB= 970 мм |
|
|
YF120-FX |
|
||
|
С отбором газа и воздуха |
1ст |
|
|
1Ш1 |
|
|
|
|
т = 0,2 . . . 0,6 |
2ст Ш ' |
|
|
|
|||
|
на привод вентилятора |
|
|
|
|
|
|
|
|
35 |
Вентилятор и |
турбина |
DB= 1143... 1270 мм |
|
|
||
|
GB.0= 181,4 кг/с- |
от двигателя |
F110 |
|
/YF120(GAR) |
|
||
|
для YF120(GAR) |
|
|
|
Испытания для JS F - в 1999 ... 2003 г. |
|
||
|
ТРДДФ |
II вариант |
|
|
McDonnel-Douglas |
|
Gen мж= 22500 кг |
|
|
F119 |
G E A -FX L |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
G^cr= 10000... 11000 кг |
|||
|
ЯФ= 15900 кгс |
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
F119 (SE615) |
|||
|
Я б/ф= 10500 кгс |
|
|
|
|
G ------- — = 7700 кг |
||
|
|
|
DB= 946 мм |
|
I B |
Проекты 1994 г |
||
|
/77 = 0,45 |
|
|
|
бпогш н .ерт= 5800 кг |
|||
|
7са= 1800 К |
|
|
|
|
|
М ж =1.5 |
|
л |
G B I o= 127 кг/с |
|
|
|
|
|
(Требования МО США) |
|
7Гке= 35 |
|
|
|
|
|
|
|
|
£ |
ТРДДФ |
|
|
|
Northrop-Grumman |
|
|
|
0 |
типа RB-162 |
|
|
|
||||
О |
F119 |
|
|
|
|
|
||
О. |
(от "Трайдент" |
ЗВ) |
|
|
|
|||
С |
+ |
F119 |
|
|
||||
|
ПД типа |
|
|
|
|
|
|
|
|
RB-162 |
= i |
DB= 946 мм |
-У—1 |
|
|||
|
|
R = 6 7 3 0 ... 8160 кгс |
|
|
|
ТРДДФ |
|
|
Boeing |
|
|
F119-JSF |
Ов= 1140 мм |
F 1 1 9 -S E 6 1 4 |
JSF Boeing |
|
|
/?ф= 18000 кгс |
Х-32 |
|||
|
|
|
|||
|
RBi<t>= 13600 кгс |
|
|
У |
Gnycrf 9070 кг (для КМП) |
|
/77 = 0,6 |
|
|
* W = 1.6 |
|
|
GBl(~ 178,3 кг/с |
|
|
|
|
|
ТРДДФ |
|
Lockheed-Martin |
JSF Lockheed-Martin |
|
|
F135 |
|
|
|
F-35 STOVL |
|
(JSF119 - 611 |
|
|
|
|
|
DB= 1270 |
|
|
(СУВВП): |
|
|
с приводным |
|
|
||
|
|
|
|
||
|
вентилятором) |
Яв=2,25 |
|
|
A W = 1,4 |
|
Rmax= 19500 кгс |
|
|
||
Л |
GBo= 233 кг/с |
|
|
Радиус боевого |
|
«кор.й,17280кгс |
|
|
Муфта сцепления |
||
I- |
R = 9070 кгс |
действия 835 км |
|||
к |
|
Ne= 28000л. с. |
|||
X |
^««5,17870 кгс |
Вентилятор фирмы |
R - 7120 кгс Длина взлетной |
||
X |
|
||||
о. |
/77 = 0,56...0,51 |
RR и Allison |
|
полосы 168 м |
|
CZ |
|
|
|
|
7Гкг= 28...29
Первый попет 18 сект 2000 г
Первый полет Х-35 (опытный образец) 24 октября 2000 г
Первый полет
серийного
2 0 0 6 г |
Начало |
эксплуатации |
|
2007 |
, 2009 л- |
Рис. 3.26. Схемы и параметры различных силовых установок для СВВП/СУВВП
127
схемы - это привод электрогенераторов с пос тоянной частотой вращения. Важнейшим пре имуществом энергетических ГТД одновальной схемы является высокая точность поддержа ния частоты вращения, определяющая высокое качество электроэнергии. Запуск ГТД может осуществляться от приводимого генератора, ра ботающего во время запуска в режиме электро двигателя.
При работе одновального ГТД в составе ПГУ (парогазовая установка) выполняется регулиро вание (прикрытие) ВНА компрессора на дрос сельных режимах для поддержания постоянной температуры газов на выхлопе ГТД, что благо приятно сказывается на КПД парового контура и энергетической установки в целом.
3.2.2. ГТД со свободной силовой турбиной
Схема ГТД со свободной СТ показана на рис. 3.28. В этой схеме турбина разделена на два каскада. Первый каскад - ТВД - используется для привода компрессора, а второй каскад - свобод ная СТ - приводит нагрузку (нагнетатель, элект рогенератор, насос и т.д.). ТВД и СТ механичес ки не связаны и имеют возможность вращаться с различной частотой. Компрессор, КС и ТВД об разуют единый конструктивный модуль - газоге нератор (турбокомпрессор ВД), который служит для подачи рабочего газа с заданными парамет рами на свободную СТ. Частота вращения газоге нератора определяется потребным расходом воз духа для обеспечения заданной мощности ГТД. Частота вращения СТ определяется нагрузкой.
Независимость частот вращения газогенера тора и СТ обуславливает основные преимущес тва данной схемы:
-универсальность применения ГТД для при вода различных нагрузок как с постоянной, так
ис переменной частотой вращения;
-стабильность протекания линии рабочих режимов на характеристике компрессора при изменении условий загрузки СТ и атмосфер ных условий;
-меньшая потребная мощность пускового
устройства.
Основными недостатками схемы со свобод ной СТ являются усложнение и удорожание конс трукции по сравнению с одновальной схемой (рис. 3.31). А в случае привода электрогенера тора - также и меньшая точность поддержания частоты вращения СТ при резких колебаниях за грузки и на переходных режимах.
На рис. 3.28 показан двигатель ГТУ-16П разра ботки ОАО «Авиадвигатель» мощностью 16 МВт, выполненный по схеме с СТ с выходом силово
3.2. Конструктивные схемы наземных иморских ГТД
го вала назад. Двигатель имеет высоконапорный однокаскадный компрессор со степенью сжатия Яктах=23 в четырнадцати ступенях и трехсту пенчатую консольную свободную СТ. На этом же рисунке показан аналогичный по схеме двигатель ГТУ-4П мощностью 4 МВт с выходом силового вала вперед в сторону компрессора.
В связи с общей тенденцией развития ГТД в направлении повышения степени сжатия, а так же сложностью разработки однокаскадных вы соконапорных компрессоров в настоящее время газогенератор (турбокомпрессор) часто выпол няют двухвальным, аналогично двухвальному газогенератору ТРДЦ. Для промышленных ГТД со свободной СТ более точным будет использо вание термина «двухвальный турбокомпрессор», так как значительное количество наземных ГТД, конвертированных из авиационных ТРДЦ, созда ны на базе одновального газогенератора и моди фицированного каскада низкого давления (КНД и ТНД) базового двигателя с добавлением вновь спроектированной СТ.
На рис. 3.29 показаны примеры ГТД с двух каскадным турбокомпрессором и СТ:
-двигатель ГТУ-25П мощностью 25 МВт разработки ОАО «Авиадвигатель», созданный на базе высоконапорного газогенератора и КНД гражданского ТРДЦ ПС-90А;
-ГТД СоЬегга 6000 в классе мощности 24...32 МВт, созданный на базе двухвального га зогенератора трехвального гражданского ТРДЦ RB211-24G фирмы Rolls-Royce;
-ГТД LM1600 мощностью 14 МВт, создан ный на базе газогенератора и модифицирован ного каскада низкого давления военного ТРДДФ F404 фирмы General Electric.
На базе трехвальных авиационных ТРДД воз можно создание наземных ГТД со свободной СТ, имеющих трехвальный турбокомпрессор.
На рис. 3.30 показана принципиальная схема и продольный разрез единственного в мировой практике серийного промышленного ГТД, выпол ненного по данной схеме. Это российский двига тель НК-36СТ в классе мощности 25...30МВт, разработанный в «СНТК им. Кузнецова» (г. Сама ра) на базе трехвального ТРДДФ НК-32.
Отмеченные выше существенные недостат ки схемы ГТД со свободной СТ в энергетичес ком применении вынуждают разработчиков ГТД создавать для привода электрогенераторов одновальные модификации двигателей путем исключения узла СТ с задней опорой и подста новки дополнительной ступени к турбине газо генератора. Одновальную и двухвальную моди фикации имеют ГТД фирмы Solar (США) в клас се мощности 2... 13 МВт (модели Centaur 40,
129