книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 1 Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы

ператором (в ТРДЦ - в сочетании с промежуточ­ ным охлаждением).

В наземных ГТД регенеративный цикл приме­ няется достаточно широко. Утилизация тепла осу­ ществляется в теплообменниках-рекуператорах и позволяет повысить КПД цикла на 20...30% (относительных.). При этом удельная работа не­ сколько снижается из-за гидравлических потерь в рекуператоре. Очевидно, что регенерация теп­ ла возможна, если температура выхлопных газов существенно выше температуры воздуха за ком­ прессором, т.е. при небольшой степени сжатия

<= 4. ..10.

Внастоящее время регенеративный цикл ис­ пользуется в ГТД небольшой размерности (мощ­ ностью до ~16 МВт) и в микрогурбинах, для кото­ рых применение высокой степени сжатия ограни­ чивается малой размерностью лопаточных машин.

Энергетические наземные ГТД широко ис­ пользуются в составе ПГУ в комбинированном парогазовом цикле, который является комбина­

цией простого газотурбинного цикла и парового цикла Ренкина. В ПГУ тепло выхлопных газов ГТД используется в котле-утилизаторе для произ­ водства перегретого пара и выработки дополни­ тельной мощности в конденсационной паровой турбине. Увеличение мощности и КПД установки составляет ~50 %.

Уровень КПД современных ПГУ, базирую­ щихся на ГТД с высокими параметрами цикла

(Г са = 1600... 1700 К, 7Ск= 16...23) достигает 58...60% .

Достаточно часто в энергетических ГТД ис­ пользуется также цикл с впрыском пара в каме­ ру сгорания и турбину (цикл STIG). В отличие от ПГУ в этом случае нет необходимости в паро­ вой турбине, поэтому установки с впрыском пара значительно проще и дешевле. Однако и прирост мощности и КПД в таких установках меньше, чем в ПГУ. Очевидным недостатком цикла яв­ ляется потеря большого количества специально подготовленной воды (парогазовая смесь после расширения в турбине и охлаждения в котле вы­ брасывается в атмосферу).

Цикл с промежуточным подогревом в назем­ ных ГТД имеет ограниченное применение из-за отрицательного влияния на эффективный КПД. Такой цикл в настоящее время используется только в энергетических ГТД GT24 и GT26 фир­ мы Alstom. Эти ГТД предназначены для работы

всоставе ПГУ и имеют мощность 180 и 260 МВт. В ГТД имеется вторая камера сгорания, располо­ женная после первой ступени пятиступенчатой турбины. Для компенсации снижения КПД цикла

вGT24 и GT26 применена повышенная степень сжатия Як = 30...32.

2.1.Основы рабочего процесса ГТД

Вназемных ГТД используются также циклы:

-с промежуточным охлаждением;

-с промежуточным охлаждением и проме­ жуточным подогревом;

-с промежуточным охлаждением и регене­ рацией;

-с промежуточным охлаждением, промежу­ точным подогревом и регенерацией;

-с впрыском пара в камеру сгорания с после­ дующим его извлечением на выхлопе при помощи контактного конденсатора;

-циклы с увлажнением воздуха и др. Однако реализующие перечисленные циклы

установки не нашли пока широкого применения и являются либо опытными образцами, либо вы­ пущены небольшой серией.

В рамках зарубежных программ развития энергетики прорабатываются перспективные установки, объединяющие ГТД сложных циклов с различными технологическими процессами. Но данные установки, по сути, уже не являются ГТД в классическом его понимании, а представ­ ляют собой сложные технологические системы по совместному производству различных видов энергии (электрической, механической, тепло­ вой, холода) и химических продуктов, экологи­ чески чистые и безотходные.

2.1.2. Авиационный ГТД как движитель

При реализации термодинамического цикла авиационного ГТД получается механическая ра­ бота. Она должна быть преобразована в полез­ ную работу силы тяги, с помощью которой осу­ ществляется движение летательного аппарата.

Как отмечалось выше, ТРД и ТРДД относятся к двигателям прямой реакции - они одновремен­ но выполняют функции двигателя и движителя. У этих двигателей нет специального устройства (движителя), который преобразует эффективную мощность реактивной струи в работу силы тяги.

Для получения достаточной тяги необходимо иметь избыток скорости истечения из сопла Wc над скоростью полета Кп. Однако этот же избы­ ток скорости обуславливает потерю части кине­ тической энергии. Совершенство ТРД и ТРДД как движителя характеризует полетный КПД, равный отношению тяговой мощности А™- к рас­ полагаемой эффективной мощности N^

	ЛГ
Л п	Nрасп

где R - тяга, Н;

Gr - массовый расход газа на срезе сопла, кг/с;

51

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД

Gn - массовый расход воздуха на входе в дви­ гатель, кг/с;

ff'c - скорость истечения из сопла, м/с; J п - скорость полета, м/с.

Упрощенное выражение полетного КПД впер­ вые получено Б.С. Стечкиным. Оно справедливо для любого ВРД с одним воздухозаборным устройс­ твом и одним реактивным соплом и имеет вид

2(VJW C)

1+ { V J W C\

Основной особенностью полетного КПД явля­ ется его падение с увеличением скорости истече­ ния из сопла. Причиной такого падения является рост абсолютной скорости отброса рабочего тела W-Vn и увеличение потерь энергии с выходной скоростью. Поэтому применение одноконтурных ТРД с высокой свободной энергией (с высокими параметрами цикла) при дозвуковых скоростях полета невыгодно. В этом случае высокое значение эффективного КПД цикла сочетается с низким по­ летным КПД. В то же время повышение полетного КПД путем снижения скорости истечения из ТРД не дает эффекта, поскольку падает КПД цикла.

ВТРДД наличие наружного контура позволя­ ет при высоких параметрах цикла снизить ско­ рости истечения за счет увеличения расхода воз­ духа и сочетать высокий КПД цикла с высоким полетным КПД. Это обуславливает значительное снижение удельного расхода топлива, что и яв­ ляется одним из важнейших свойств и преиму­ ществ ТРДД [2.1].

Вавиационных ГТД непрямой реакции (ТВД

ивертолетных ГТД) основным движителем явля­ ется винт, поэтому полетный КПД практически равен КПД винта:

Г| п = Л в

2.1.3. Полный КПД и топливная эффективность (экономичность) ГТД

Для авиационной СУ с ГТД общая эффектив­ ность преобразования химической энергии топ­ лива в полезную работу передвижения ЛА опре­ деляется полным (или общим) КПД Т|0. Полный КПД равен произведению эффективного КПД цикла и полетного КПД:

Ло =

Величина полного КПД определяет удель­ ный расход топлива СУ, т.е. ее экономичность. Удельный расход топлива определяется по следу­ ющим формулам.

Для ТРД и ТРДД удельный расход топлива на единицу тяги, кг/кН-ч:

С

СТ,ас _

К 3600

*R ц 0( Н „ + Г п2/2 У

При Vn< 1000 м/с

С- F"3600

*По#,, '

Для ТВД удельный расход топлива на едини­ цу эквивалентной мощности, кг/кВт ч

		П.3600
		С =
		По#,, ’
где Grчас -		часовой расход топлива, кг/ч;
Ни	- низшая теплота сгорания топлива,
Vn	-	кДж/кг;
		скорость полета, м/с;
Мк»	- эквивалентная мощность ТВД (сумма
		мощности на валу винта и условной
		мощности, развиваемой за счет пря­
		мой реакции двигателя), кВт;
R	- тяга, кН.

Заметим, что удельный расход топлива ТРД и ТРДД зависит не только от общего КПД, но и от скорости полета. Для ТВД зависимость экономичности от скорости полета проявляется неявно - через КПД винта.

Для авиационных ГТД зависимость удельно­ го расхода топлива от эффективного и полетно­ го КПД, а также от температуры газа перед тур­ биной в условиях Н - 11 км, Мп = 0,8 показана на рис. 2.4 и 2.5.

Для наземных ГТД окончательным полезным эффектом является мощность на выходном валу. Поэтому экономичность наземных ГТД оцени­ вается эффективным КПД г\е, а удельный расход топлива определяется (кг/кВт-ч):

^3600

2.2.Параметры ГТД

2.2.1. Основные параметры авиационных ГТД

Параметры, характеризующие ГТД, можно разделить на две группы.

Первая группа - это параметры, выражающи­ еся абсолютной величиной и зависящие от раз­ мерности двигателя. Важнейшие из них:

- реактивная тяга - для двигателей прямой реакции (ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ);

52

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД

самарского КБ «Труд» для самолетов Ту-95, Ту-И 4, Ан-22. Двигатель прошел государствен­ ные испытания в 1956 г. и в течение полувека является рекордсменом-долгожителем, продол­ жая эксплуатацию на стратегическом бомбар­ дировщике Ту-95 и военно-транспортном само­ лете АН-22.

Наиболее мощным вертолетным ГТД является двигатель Д-136 мощностью 8400 кВт (11400 л.с.), созданный в СССР в КБ «Прогресс» (г. Запорожье, Украина) для тяжелых вертолетов Ми-26.

Столь широкий диапазон тяги и мощнос­ ти ГТД обуславливает значительные различия

вконструкции и параметрах двигателей в зави­ симости от их размерности. Поэтому при анали­ зе конструктивных особенностей и параметров ГТД обычно условно делят на классы тяги или мощности (более узкие диапазоны). Входящие

водин класс двигатели имеют относительно близкую размерность и, соответственно, значи­ тельно большую общность параметров и конс­ труктивных решений. Это позволяет более объ­ ективно оценивать и сравнивать степень совер­ шенства ГТД и его отдельных узлов.

Например, для современных гражданских ТРДЦ можно условно выделить следующие клас­ сы тяги:

-10...30кН (-1000...3000 к ге )- ТРДЦ для небольших служебных и региональных само­ летов;

-30 ...60кН (3000...6000кге) - ТРДЦ для двухдвигательных дальних служебных самоле­ тов и для региональных самолетов вместимос­ тью 50-70 пассажиров;

-60...90 кН (6000...9000 кге) - ТРДЦ для двухдвигательных региональных самолетов вмес­ тимостью 70-120 пассажиров;

-90... 140кН (9000... 14000кге)-ТРДЦ для двухдвигательных ближне- и среднемагистраль­ ных самолетов вместимостью 120-180 пасса­ жиров;

-140...200 кН (14000...20000 к ге )- ТРДЦ для двухдвигательных ближне- и среднемагист­ ральных самолетов вместимостью 180-250 пасса­ жиров и для четырехдвигательных дальнемагис­ тральных самолетов вместимостью 300-350 пас­ сажиров;

-200...350 кН (20000...35000 кге) ТРДЦ для двухдвигательных ближне- и среднемагистраль­ ных самолетов вместимостью 200-300 пассажи­ ров и для четырехдвигательных дальнемагист­ ральных самолетов вместимостью 350-600 пас­ сажиров;

-свыше 350 кН (> 35000 кге) - ТРДЦ для двухдвигательных дальнемагистральных само­ летов вместимостью свыше 300 пассажиров.

Для военных ТРД (Ф) и ТРДЦ (Ф) можно вы­ делить следующие классы тяги:

-до 10 кН (< 1000 кге) - малоразмерные ТРД

иТРДЦ для летающих мишеней, крылатых ракет, беспилотных ЛА;

-Ю ...50кН (1000. ..5000 кге) - двигатели для учебно-тренировочных самолетов, легких истребителей и ударных самолетов;

-50... 150 кН (5000... 15000 кге) - двигатели для средних и тяжелых одно- и двухдвигатель­ ных боевых самолетов (истребители и ударные самолеты);

-свыше 150 кН (> 15000 кге) - для тяжелых истребителей и ударных самолетов с высокой тяговооруженностью, а также сверхзвуковых тяже­ лых стратегических бомбардировщиков.

ТВД и вертолетные ГТД можно условно раз­ делить на двигатели малой (< 1000 кВт), сред­ ней (1000...3000 кВт) и высокой (> 3000 кВт) мощности. ГТД малой мощности применяются на легких турбовинтовых самолетах и вертоле­ тах (служебных и частных). ГТД средней мощ­ ности применяются на транспортных и пас­ сажирских двух- и четырехдвигательных тур­ бовинтовых самолетах и вертолетах среднего класса. ГТД высокой мощности применяются на тяжелых транспортных самолетах и бомбар­ дировщиках (Ан-22, Ту-95) и тяжелых вертоле­ тах (Ми-26).

Необходимо отметить, что такое деление двигателей на классы носит условный характер. В зависимости от конкретных целей сравнения

ианализа классы тяги и мощности ГТД могут быть сужены или расширены.

Расход воздуха современных авиационных ГТД изменяется в широких пределах: от ~1 кг/с

ввертолетных и самолетных ГТД малой мощнос­ ти до —1500 кг/с в мощных ТРДЦ с высокой сте­ пенью двухконтурности.

Для сравнительной оценки уровня техничес­ кого совершенства ГТД используются удель­ ные параметры, не зависящие от размерности

двигателя:

-удельная тяга RyR- отношение тяги ТРД (Ф)

иТРДЦ (Ф) к расходу воздуха (Ryn =R/GB);

-удельная мощность NyR- отношение мощ­ ности на валу ТВД или вертолетных ГТД к расхо­ ду воздуха (АуД= NJ GB);

-удельный расход топлива - отношение ча­ сового расхода топлива к тяге или мощности (для ТРД и ТРДЦ CR= GT/R, для ТВД и вертолетных

ГТД Се = GT/Nc)l

- удельная масса у - отношение сухой массы к тяге или мощности (для ТРД и ТРДЦ

y= M JR , для ТВД и	вертолетных	ГТД	у =
= M JN C). В зарубежной	литературе	часто	ис-

54

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД

Для военных ТРД (Ф) и ТРДД (Ф) экономич­
ность также является важным фактором, во мно­
гом определяющим радиус боевого действия
и стоимость жизненного	цикла двигателя. Для
данного типа двигателей	стремление к повыше­

нию удельной тяги входит в противоречие с не­ обходимостью снижения удельного расхода топ­ лива. Поэтому при выборе параметров военных ТРДД, особенно предназначенных для многоре­ жимных самолетов, ищется оптимальный комп­ ромисс, который бы удовлетворял требованиям высоких тяговых характеристик и приемлемой экономичности.

Сочетание высокой удельной тяги на сверх­ звуковых режимах и низкого удельного расхода топлива на дозвуковых крейсерских режимах может быть обеспечено применением различных схем двигателей с изменяемым циклом (ДИЦ). Такие двигатели обеспечивают оптимальное изменение степени двухконтурности и степени сжатия на различных режимах.

Удельная масса ГТД является комплексным показателем, который характеризует параметри­ ческое, конструктивное и технологическое совер­ шенство ГТД. При проектировании ГТД, его уз­ лов и агрегатов применяются различные способы, направленные на снижение удельной массы.

Основные из этих способов:

-совершенствование цикла ГТД - повы­ шение параметров, снижение внутрицикловых потерь, применение сложных циклов позволяют увеличить удельную работу цикла и при задан­ ной тяге снизить потребный расход воздуха че­ рез ГТД, а значит, и его размерность;

-аэродинамическое и конструктивное совер­ шенствование основных узлов ГГД - увеличение аэродинамической нагрузки ступеней компрессо­ ра и турбины, а также конструктивные и схемные мероприятия позволяют снизить число ступеней и, следовательно, снизить массу;

-современные конструкционные материа­ лы - применение более жаропрочных, с высо­ кими механическими свойствами, в том числе композиционных материалов, как в «горячих», так и в «холодных» узлах ГТД, позволяет сни­ зить массу основных деталей ротора и статора при сохранении запасов длительной и цикли­ ческой прочности;

-применение перспективных технологий из­ готовления - моноколеса типа «blisk» и «bling», передовые методы сварки роторов и корпусов, тер­ мозащитные покрытия деталей, наиболее подвер­ женных воздействию высоких температур, и др.

Более детально эти способы снижения мас­ сы будут рассмотрены в разделах, посвященных проектированию основных узлов ГТД.

Отметим, что удельная масса авиационно­ го ГТД зависит от его размерности - тяги или мощности. Это объясняется следующим. При сохранении геометрического подобия, механи­ ческой напряженности и температурного состо­ яния масса двигателя должна была бы зависеть от куба диаметра, например, диаметра на входе в компрессор. По зависимости, близкой к куби­ ческой, изменяются, например, массы роторов ГТД. Однако для таких деталей, как корпуса, сопла, входные устройства, агрегаты с коммуни­ кациями, зависимость массы от диаметра ближе к квадратичной. Поэтому масса двигателя Мяв пропорциональна диаметру D в степени я, где 2 < п < 3. Для оценочных расчетов можно прини­ мать п = 2,6, т.е. Мдв~£>2,6.

Тяга двигателя R пропорциональна расходу воздуха GB, который, в свою очередь, зависит от площади на входе в компрессор, т.е. от квад­ рата диаметра: R~ Gn~D2. Тогда удельная масса ГТД может быть выражена как

Поскольку п > 2, то при уменьшении D (раз­ мерности двигателя) у тоже уменьшается.

Однако это утверждение справедливо лишь до некоторой предельной тяги, примерно рав­ ной 10 кН (1000 кгс). При дальнейшем сниже­ нии тяги удельная масса будет возрастать, так как размеры значительного количества деталей при малой размерности ГТД определяются уже не условиями их нагрузки, а технологическими возможностями [2.2].

Таким образом, чтобы корректно сравнить удельные массы различных двигателей для оцен­ ки их совершенства, сравнение необходимо про­ водить для ГТД близкого класса тяги (мощнос­ ти), одного типа и назначения.

Удельная масса современных гражданских ТРДД находится в пределах 0,16...0,21. Для во­ енных ТРДДФ - в пределах 0,1...0,15. В перспек­ тивных программах планируется снижение удель­ ной массы ТРДДФ до значений 0,05...0,08.

Лобовой тягой называют тягу, которую мож­ но получить с единицы (1 м2) входного сечения ГТД. Лобовая тяга характеризует возможность получения заданной тяги при габаритных огра­ ничениях максимального диаметра двигателя.

При фиксированном диаметре на входе в ком­ прессор лобовую тягу можно повысить за счет увеличения удельной тяги или производитель­ ности компрессора (расхода воздуха). Повышения расхода воздуха можно достичь увеличением скорости воздуха на входе в компрессор, а так-

56

же уменьшением втулочного диаметра на входе

вкомпрессор.

Воднотипных двигателях увеличение лобо­ вой тяги также косвенно говорит об улучшении их весовых характеристик.

2.2.2. Основные параметры наземных

иморских приводных ГТД

Вотличие от авиационных двигателей в на­ земных и морских ГТД свободная энергия пол­ ностью срабатывается на турбине и передается потребителю в виде механической работы на вы­ ходном валу двигателя. По способу использова­ ния свободной энергии наиболее близким авиа­ ционным аналогом для наземных и морских ГТД является вертолетный ГТД.

Косновным параметрам наземных и морских ГТД относятся эффективная мощность и эффек­ тивный КПД на выходном валу. Также важны­ ми параметрами являются расход воздуха, рас­ ход и температура газов, располагаемая тепло­ вая мощность на выходе, расход топлива. Эти параметры используются при проектировании ГТУ и объектов применения ГТД.

Масса и габариты для наземных и морских ГТД имеют второстепенное значение. Исключе­ ние составляют транспортные ГТД, в том числе

иморские, используемые для привода судовых движителей. Для транспортных двигателей габа­ риты (объем) имеют важное значение, посколь­ ку пространство для их размещения на объектах применения зачастую ограничено.

Параметры ГТД обычно даются в стандарт­ ных условиях ISO 2314:

-температура атмосферного воздуха +15 °С;

-давление атмосферного воздуха 760 мм рт.ст.;

-относительная влажность воздуха 60 %;

-без учета потерь давления во всасываю­ щем и выхлопном устройствах объекта приме­ нения ГТД;

-с учетом потерь на входе и выходе собс­ твенно ГТД - во входном корпусе компрессора

ивыходном тракте ГТД за турбиной, включаю­ щем стойки задней опоры, диффузор и улитку.

Мощность наземных и морских ГТД изменя­ ется в широких пределах - от десятков киловатт

вмикротурбинах до сотен мегаватт в крупных стационарных энергетических ГТД. К настояще­ му времени создано множество моделей ГТД, до­ статочно равномерно заполняющих мощностной ряд от 30 кВт до 350000 кВт (350 МВт).

Мощностной ряд ГТД можно условно разде­ лить на четыре класса:

-микротурбины - имеют мощность 30 кВт до 250 кВт, применяются обычно в составе авто­

2.2. Параметры ГТД

номных энергоагрегатов для выработки электро­ энергии или совместного производства электри­ ческой, тепловой энергии и в ряде случаев для производства холода;

- ГТД малой мощности - от 250 кВт до 10 МВт, для механического и морского привода, привода электрогенераторов в составе ГТЭС про­ стого цикла и в когенерационных установках для совместного производства электрической и теп­ ловой энергии;

-ГТД средней мощностиот 10МВт до

60 МВт для механического и морского привода, в составе ГТЭС простого и комбинированного па­ рогазового цикла и в когенерационных установках; - ГТД большой мощности - от 60 до 350 МВт, используются в составе ГТЭС комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установ­

ках; значительно реже - в простом цикле. Важнейшими удельными параметрами, опре­

деляющими степень технического совершенства наземных и морских ГТД, являются удельная мощ­ ность и эффективный КПД на выходном валу.

Удельная мощность (аналогично ТВД и вер­ толетным ГТД) представляет собой мощность, приходящуюся на единицу (1 кг/с) расхода воз­ духа GB, и численно равна удельной работе цикла (кДж/кг), кВт/кг/с

Nyz=Nc/G B.

Современные наземные и морские ГТД пос­ тоянно развиваются в сторону повышения удель­ ной мощности за счет увеличения температуры газа перед турбиной, совершенствования аэро­ динамики лопаточных машин и систем охлаж­ дения. В настоящее время особенно значителен прогресс в повышении параметров мощных одновальных энергетических ГТД. Это объясняет­ ся интенсивным заимствованием авиационных технологий в области трехмерной аэродинами­ ки, применением многослойных теплозащитных покрытий (ТЗП) и эффективных систем охлажде­ ния турбины, использованием теплообменников для снижения температуры охлаждающего воз­ духа и водяного пара в качестве охладителя.

Удельная мощность новейших серийных энер­ гетических ГТД достигает 400...450 кВт/кг/с при освоенной температуре газа перед турби­ ной Т*са = 1700 К (при работе в базовом режи­ ме с межремонтным ресурсом 25 000 часов). Разрабатываются опытные модели энергетичес­ ких ГТД с температурой газа перед турбиной Гса= 1783 К.

Удельная мощность ГТД малой и средней мощности достигает значений 300...350кВт/кг/с при максимальной температуре газа на номи­ нальном режиме Гса= 1500... 1600 К.

57

ристики, надежность, ресурс, живучесть и безо­ пасность, производственная и эксплуатационная технологичность, экологические характеристики, экономические показатели.

2.3.1. Требования к тяге (мощности)

Тяга и удельный расход топлива - важнейшие характеристики двигателя, определяющие размеры и основные внутренние параметры (7сА, кк, т).

Тяга авиационного двигателя должна обеспе­ чивать необходимую тяговооруженность лета­ тельного аппарата в различных условиях полета. Тяговооруженность (R ) - это отношение суммар­ ной тяги всех установленных на самолете двигате­ лей (Двэл!) к взлетной массе самолета (GcaM.взл)‘

jr> _ -^взл£ GC3M.ВЗЛ

Для транспортных дозвуковых самолетов тяга задается исходя из следующих условий.

Первое - обеспечение необходимой тяговооруженности на взлетном режиме (с ограничением времени работы двигателей). Тяговооруженность должна обеспечивать нормальный взлет при задан­ ной взлетной дистанции, безопасный взлет и на­ бор высоты при отказе двигателя, уход на второй круг при снижении и посадке, а также минималь­ ное акустическое воздействие при взлете и проле­ те. Тяговооруженность современных транспорт­ ных самолетов в зависимости от числа двигателей находится в пределах 0,25...0,35. Меньшее значе­ ние относится к четырехдвигательным самолетам, большее - к двухдвигательным.

Второе - получение необходимой тяговооруженности (избытка тяги) для набора высоты по заданной траектории H=f(JL) с постоянной приборной скоростью ( Vnp=const) и с оптималь­ но-минимальным временем набора крейсерско­ го эшелона (т « 30 мин), который определяется навигационными и экономическими факторами (расход топлива).

Третье - получение необходимой тяговооруженности на максимальном крейсерском режиме (предельный режим с неограниченным време­ нем работы) для обеспечения устойчивого полета с поддержанием оптимальных заданных скорости (Л/п) и эшелона (Я) крейсерского полета. Самый выгодный по расходу топлива полет совершает­ ся по статическому потолку - с набором высоты по мере выгорания топлива. Однако такой режим непригоден для пассажирских маршрутов.

При недостаточной тяговооруженности на взлетном режиме допускается применение макси­ мального взлетного режима (ЧР) с очень ограничен­

2.3. Требования к авиационным ГТД

ным суммарным временем работы (т « 5.. .30 мин). Такое может происходить при отказе двигателя на взлете и других чрезвычайных ситуациях. При отказе двигателя в высотном полете используется так называемый «промежуточный режим». Для поддержания безопасной высоты полета такой режим имеет меньшие параметры, чем взлетный режим, но большие, чем режим набора высоты.

Поддержание заданной тяги на режимах про­ изводится, как правило, до температуры атмос­ ферного воздуха tH=(МСА+15 °С) при взлете

и/н= (МСА+10 °С) на режимах набора высоты

икрейсерских. Поскольку скоростные характе­ ристики двигателей с разной удельной тягой (раз­ личной степенью двухконтурности т) отличают­ ся, то, как правило, дополнительно задается так­ же тяга на взлетном режиме при скорости отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы (ВПП), обычно соответствующей Мп= 0,20.. .0,24.

Дополнительно к сверхзвуковым транспорт­ ным самолетам предъявляется требование высо­ кой тяговооруженности при Мп= 0,95... 1,15 для преодоления звукового барьера на возможно боль­ шей высоте (Я > 9...11 км) и при Мп =2,0...2,2 на высоте крейсерского полета (Я = 17.. Л 8 км).

Специфические требования по тяговооружен­ ности предъявляются к двигателям боевых само­ летов (истребителей). Требуется в 3-4 раза боль­ шая тяговооруженность на взлете и в большей части так называемой области полетов Я = / (М), чтобы обеспечить:

-максимальную скороподъемность, мини­ мальное время разгона и минимальную длину взлетной полосы;

-максимальный избыток тяги для ведения воздушного боя на виражах без потери высоты;

- сверхзвуковой крейсерский полет при Мп = 1,6... 1,8 на большой высоте (для истреби­ телей 5-го поколения - без включения ФК).

Двигатели для боевых самолетов (истребите­ ли) для экономии ресурса материальной части в мирное время могут иметь боевые и учебные режимы, меньшие по тяге на 10... 15 %.

Требования к тягам гражданских и военных ТРДД приведены в табл. 2.1.

2.3.2. Требования к габаритным и массовым характеристикам

Требования к габаритным размерам авиацион­ ных ГТД обусловлены возможностью и удобством размещения СУ на самолете. Важнейшее значение имеет максимальный диаметр двигателя, посколь­ ку во многом от него зависитдиаметр мотошндолы. Максимальный диаметр мотогондолы зависит так­ же и от рациональной компоновки двигательных

59

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД

				Т а б л и ц а 2. 1
		Требования к тяге авиационных ГТД на различных режимах
	ТипЛА	Условия полета	Режим	Требования к тяге
		я п= о	Максимальный взлетный	Лгол, = (1,1 —1.1 5)ЛП1„
		Л/п= 0;	(чрезвычайный режим, ЧР)
		f„= +30 °с	Взлетный	ЯП1Л= (0,25...0,35) С/радсам/Илп
			Максимальный продолжительный	Я = (0,8...0,9) ЯП1Л
	Дозвуковые		Малый газ	Ям,< (0,04...0,06) RBVI
			Реверс тяги	Л„„ > 0,2Л„,Л
	транспортные
		Яг, = 11 км	Промежуточный	(1,05...1Д)Ят„Х11Р
	самолеты
		Л/„= 0,8	Максимальный продолжительный (набор)	(1,07. ..1,1) Ятах кггйс.
		Л/са+Ю °С	(0,1	9... 0,22) ЯВ1Л(Я = 0, М = 0) или
			Максимальный крейсерский	(7пш.сам(Ясам’ Яда),
				гдеЯСам= 17... 19
			Полетный малый газ	ЯДв ^ /?аф
		Я„ = 0	Боевые режимы:	Ябо|1|.форс= (1 ... 1,25) (7Пэл
		Л/п= 0	- полный форсаж
				Явой» _ (0,6. . .0,7) Яворн. ФОРС
		Л/сл	- максимальный (б/ф)
			Учебные режимы:	Лу.г. »о„ = (0,85...0,90) Лш„,
			- полный форсаж
				Л»., = (0,6...0,7)Л у.,.„„
	Боевые		- максимальный (б/ф)
	самолеты	Я п = 18 ...20 км	Боевой режим
	(истребители)	МП= 2 ...2,5	Учебный режим	Согласно требованиям ТЗ
		МСА
		оII		Согласно требованиям ТЗ
		К Яи

Крейсерские режимы

Яп= И км,

Согласно требованиям ТЗ

М„= 0,8; 1,8

и самолетных агрегатов и трубопроводов обвязки, размещаемых снаружи двигателя. Диаметр мо­ тогондолы имеет особенно важное значение при размещении СУ под крылом самолета. При такой компоновке необходимо обеспечить минимально допустимое расстояние от поверхности ВПП до нижней кромки мотогондолы. Это расстояние оп­ ределяется исключением возможности попадания посторонних предметов в двигатель с поверхнос­ ти ВПП, а также безопасностью посадки самолета с креном при полностью обжатой основной стой­ ке шасси со стороны крена. Для удовлетворения указанным требованиям мотогондолы могут быть выполнены с некруглым сечением, несколько об­ жатым в нижней части (например, мотогондолы ТРДЦ семейства CFM56, устанавливаемых на са­ молетах Boeing 737). Уменьшение диаметральных габаритов двигателя и мотогондолы имеет также важное значение для снижения аэродинамическо­ го сопротивления СУ и самолета в целом.

Малая длина двигателя также относится к важ­ ным показателям его качества, так как способс­ твует уменьшению объема двигателя, длины мо­ тогондолы или двигательного отсека, если СУ располагается внутри фюзеляжа. В последнем случае уменьшение длины двигателя способству­

ет повышению полезного объема внутри самоле­ та. При размещении СУ на пилоне под крылом уменьшение длины двигателя и мотогондолы облегчает задачу оптимальной компоновки сис­ темы крыло-пилон-мотогондола с целью мини­ мизации вредного воздействия интерференции (дополнительного аэродинамического сопротив­ ления, связанного с взаимодействием реактивной струи сопла (сопел) и потоков воздуха, обтекаю­ щих крыло, пилон и мотогондолу).

Современная тенденция развития ТРДЦ в сто­ рону увеличения степени двухконтурности и, со­ ответственно, увеличения диаметров вентилятора и мотогондолы усложняет размещение и компо­ новку СУ под крылом самолета и требует согла­ сованной проработки данного вопроса совместно с разработчиком самолета.

Требования к массе проектируемого двигателя задаются проектировщиком летательного аппа­ рата. Для гражданских ТРДЦ регламентируется сухая масса двигателя (ГОСТ 17106-90), а также отдельно масса реверсивного устройства, кото­ рое считается самолетным агрегатом, но разра­ батывается обычно двигателестроительным или специализированным предприятием. Если пред­ приятие-проектировщик двигателя проектирует

60