ВЕРТОЛЕТНЫЕ
ГАЗОТУРБИННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Под общей редакцией
д-ра техн. наук, проф. В.А. Григорьева,
д-ра техн. наук Б.А. Пономарева
МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 2007

УДК 621.433: 629.735.45
ББК 39.55
В31
Авторы: В.А. Григорьев, В.А. Зрелов, Ю.М. Игнаткин,
B.C. Кузыиичев, Б.А. Пономарев, Е.В. Шахматов
Рецензенты: кафедра "Авиационные двигатели" Уфимского
государственного авиационного технического университета,
академик РАН В.П. Шорин
Вертолетные газотурбинные двигатели / В.А. Григорьев,
В 31 В.А. Зрелов, Ю.М. Игнаткин и др.; под общ. ред. В.А. Григорьева и
Б.А. Пономарева. - М.: Машиностроение, 2007. - 491 с: ил.
ISBN 5-217-03362-2
Обобщены научные исследования и приведены рекомендации по
совершенствованию рабочего процесса и конструкции вертолетных
газотурбинных двигателей (ГТД), их проектированию, доводке, а также по различным
видам испытаний и эксплуатации.
Рассмотрены вопросы применения регенерации теплоты для повышения
эффективности рабочего процесса, методики термогазодинамического
расчета и расчета характеристик, взаимодействия вертолета и его силовой
установки, оценки эффективности ГТД в системе летательного аппарата,
особенности регулирования, формирования конструктивного облика ГТД и др.
Для инженерно-технических работников авиадвигателестроительных
ОКБ, научных работников, аспирантов, студентов авиационных и
технических вузов.
УДК 621.433: 629.735.45
ББК 39.55
ISBN 5-217-03362-2 О В.А. Григорьев, В.А. Зрелов, Ю.М. Игнаткин
и др., 2007
О Издательство "Машиностроение", 2007
Перепечатка, все виды копирования и воспроизведения материалов,
опубликованных в данной книге, допускаются только с разрешения
издательства и со ссылкой на источник информации.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие 7
Основные условные обозначения 10
Глава 1. Схемы, удельные показатели и параметры
рабочего процесса вертолетных газотурбинных
двигателей 16
1.1. Схемы и параметры вертолетных
газотурбинных двигателей и их основных узлов 16
1.2. Удельные показатели рабочего процесса 43
1.3. Влияние малой размерности на удельные
показатели и параметры. Ретроспектива развития
вертолетных ГТД СТ по параметрам 56
Список литературы 66
Глава 2. Характеристики вертолетных ГТД 67
2.1. Режимные характеристики 67
2.2. Климатические характеристики 90
2.3. Высотные характеристики 101
2.4. Скоростные характеристики 108
2.5. Особенности удельных показателей и
характеристик вертолетных одновальных ГТД 113
Список литературы 116
Глава 3. Газотурбинные двигатели со свободной
турбиной и регенерацией теплоты 118
3.1. Принципиальная схема, рабочий процесс,
удельные показатели и оптимальные параметры цикла 118
3.2. Режимные, климатические и высотнб-екоро-
стные характеристики 136
Список литературы 156
Глава 4. Расчеты и математическое моделирование
при проектировании 157
4.1. Термогазодинамический расчет 157

ОГЛАВЛЕНИЕ
4.2. Расчет режимных характеристик 172
4.3. Универсальная математическая модель двигателя 17 8
4.4. Определение массы и размеров основных
узлов и двигателя 185
4.5. Применение метода малых отклонений для
оценки изменения данных двигателя 205
Список литературы 208
Глава 5. Методология выбора параметров
малоразмерных ГТД на основе показателей эффективности
вертолета 210
5.1. Условия совместной работы несущей системы
вертолета и силовой установки 210
5.2. Особенности математических моделей для
аэродинамического и массового расчета
вертолетов различных схем 211
5.3. Комплекс критериев эффективности при
оптимизации параметров рабочего процесса ГТД СТ 215
5.4. Математические модели оценки массы
силовой установки и топлива, потребного на
полет вертолета 224
5.5. Методы оптимального согласования
характеристик силовой установки и вертолета 226
5.6. Особенности выбора рациональных значений
параметров рабочего процесса вертолетных
двигателей в условиях неопределенности исходных
проектных данных 243
Список литературы 251
Глава 6. Газотурбинные двигатели для скоростных
винтокрылых летательных аппаратов 254
6.1. Современные концепции скоростных
винтокрылых летательных аппаратов и требования,
предъявляемые к двигателям для них 254
6.2. Комбинированная силовая установка для
летательного аппарата типа Х-WING 260

ОГЛАВЛЕНИЕ
6.3. Основы согласования параметров
комбинированных летательных аппаратов и силовой установки 263
Список литературы 269
Глава 7. Регулирование вертолетных ГТД 272
7.1. Программы регулирования 272
7.2. Автоматические системы управления (САУ) 276
7.3. Методы ограничения параметров 286
7.4. Развитие САУ 298
Список литературы 305
Глава 8. Влияние эксплуатационных условий на работу
вертолетных ГТД 306
8.1. Попадание выпускных газов на вход в
двигатель и воздействие тепловой волны 306
8.2. Влияние влажности и водности атмосферного
воздуха 312
8.3. Влияние морских условий 321
8.4. Особенности эксплуатации в запыленных
условиях 323
8.5. Применение пылезащитных устройств 334
8.6. Неравномерность поля скоростей на входе в
компрессор 342
Список литературы :.... 344
Глава 9. Конструктивный облик вертолетных ГТД 346
9.1. Основные направления развития ГТД 346
9.2. Конструктивные схемы 349
9.3. Особенности компоновки двигателя на вертолете 360
9.4. Перспективы развития конструктивного
облика вертолетных ГТД 361
9.5. ГТД на базе общего газогенератора 369
9.6. Новые направления в разработке
малоразмерных компрессоров, камер сгорания и турбин 371
9.7. Основные технические требования к
перспективным вертолетным ГТД 372
Список литературы 376

ОГЛАВЛЕНИЕ
Глава 10. Основы проектирования вертолетных ГТД ... 378
10.1. Современная методология создания
вертолетных ГТД 378
10.2. Структура и основные уровни САПР
малоразмерного ГТД 386
10.3. Методы автоматизированного формирования
оптимального облика турбокомпрессоров . . . 393
10.4. Проектирование вертолетного двигателя в
САПР малоразмерного ГТД 409
10.5. Методы экспертизы научно-технического
уровня вертолетных ГТД 416
Список литературы 429
Глава 11. Сертификация и испытания вертолетных ГТД 433
11.1. Цели и принципы сертификации 434
11.2. Основы газодинамической доводки ГТД СТ 436
11.3. Испытания по подтверждению выполнения
требований норм летной годности 442
11.4. Номенклатура и типовые стенды для
испытаний 450
11.5. Основные задачи автоматизированных
систем научных исследований 456
11.6. Методы идентификации математической
модели двигателя по экспериментальным данным 461
Список литературы 470
Глава 12, Вспомогательные газотурбинные двигатели
для вертолетов 472
12.1. Назначение и типы 472
12.2. Схемы ВГТД 475
12.3. Выбор рациональных значений параметров
рабочего процесса 480
12.4. Характеристики ВГТД различных схем.
Перспективы развития 484
Список литературы 490

ПРЕДИСЛОВИЕ
Развитие авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) идет
по пути улучшения их термодинамических параметров, схемно-
конструктивного совершенствования с целью повышения
показателей эффективности использования авиационной силовой
установки (СУ) на борту летательного аппарата (ЛА). Этому
способствует улучшение эксплуатационных свойств двигателя.
Расширение диапазона применения ГТД как по высоте и
скорости полета, так и по условиям эксплуатации (температуре и
давлению атмосферного воздуха, климатическим условиям, наличию
пыли, порывам ветра, турбулентности атмосферы и др.)
определяет необходимость сложнейшего комплекса доводочных работ,
итогами которых является сертификация двигателя. Хотя подобные
проблемы свойственны в той или иной мере авиационным ГТД
всех типов, особую остроту, повышенную неопределенность и
сложность они приобрели для вертолетных ГТД.
Особенности, присущие ГТД этого типа (малоразмерность,
особо тяжелые условия эксплуатации, характер взаимодействия с
ЛА и др.), являются существенными факторами, которые необходимо
учитывать на протяжении всего жизненного цикла двигателя - от
проектирования до эксплуатации.
Публикации по различным аспектам авиационных ГТД в
большинстве случаев обходятся без рассмотрения вопросов,
касающихся вертолетных ГТД. Последняя монография ,
посвященная этим двигателям, вышла в свет более тридцати лет тому назад
и является библиографической редкостью. За это время накоплен
богатейший опыт как по теоретическим вопросам, так и по
созданию и эксплуатации вертолетных ГТД.
Разработка газотурбинной СУ для современных вертолетов
является сложным и трудоемким процессом, требующим решения
множества проблем газово- и аэродинамики, прочности, механики,
* Масленников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.И. Газотурбинные
двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969. 380 с.

8 ПРЕДИСЛОВИЕ
конструкционных материалов, химии и физики. Очевидно, что
резервы повышения эффективности имеются на всех стадиях и
этапах жизненного цикла вертолетного ГТД. Однако важнейшей
стадией принято считать начальное (предварительное)
проектирование. Именно на этой стадии принимаются наиболее важные
проектные решения, определяющие в будущем 60...80 % суммарных
затрат ресурсов. Увеличение расходов на предварительной стадии
приводит к совершенствованию проекта вертолетного ГТД,
повышению эффективности СУ и экономии затрат в эксплуатации.
Материалов, направленных на решение проблемы
обеспечения высокоэффективного применения ГТД на вертолете,
накоплено много. Значительная часть их использована в настоящей
монографии.
Авторы надеются, что этой работой создаются предпосылки
для широкого и глубокого освещения большинства сложных
вопросов, специфичных для вертолетных ГТД.
Монография предназначена для научных работников,
специалистов промышленности и организаций эксплуатирующих
вертолетную технику, а также может быть использована в учебном
процессе преподавателями, докторантами, аспирантами и студентами
авиационных вузов и факультетов.
Главы 1, 2, 3, 8 данной работы написаны Б.А. Пономаревым,
предисловие, главы 6 и 11 - В.А. Григорьевым, глава 1 - Е.В.
Шахматовым, главы 4 и 12 - В.А. Григорьевым и Б.А. Пономаревым,
глава 5 - В.А. Григорьевым и ЮМ. Игнаткиным, глава 9 - В.А.
Григорьевым, В.А. Зреловым, Б.А. Пономаревым, глава 10 - В.А.
Григорьевым, B.C. Кузьмичевым, Б.А. Пономаревым.
Авторы с удовлетворением отмечают особую роль в создании
данной монографии Б.А. Пономарева, которому принадлежит ее
идея и концепция.
Авторы выражают благодарность академику РАН
В.П. Шорину, коллективу кафедры «Авиационные двигатели»
Уфимского государственного авиационного технического
университета, коллегам по научной работе за полезные советы и
замечания, которые были учтены в ходе работы над рукописью,
сотрудникам Самарского государственного аэрокосмического универси-

ПРЕДИСЛОВИЕ
тета Е.Г. Фитиновой, И.И. Морозову, А.Ф. Акимову за большую
помощь в подготовке материалов к изданию.
Авторы выражают признательность руководителям
федеральной целевой программы «Интеграция науки и высшего
образования России на 2002...2006 годы», финансирование по которой
обеспечило завершение творческого процесса и способствовало
решению большинства вопросов подготовки рукописи к изданию.

ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
А - удельная стоимость эксплуатации, руб/ч;
пропускная способность, м2;
а - скорость звука, м/с; себестоимость перевозок,
руб/(ткм);
#пр - приведенные затраты, руб/(ткм);
В - ширина;
в - хорда;
С - скорость потока в элементах ГТД, м/с;
СТКм - полетные затраты топлива ЛА, кг/(ткм);
Суд - удельный расход топлива (отнесенный к тяге),
кг/(кН-ч);
Се - удельный эффективный расход топлива
(отнесенный к эффективной мощности), кг/(кВт-ч);
Сэ - удельный эквивалентный расход топлива
(отнесенный к эквивалентной мощности), кг/(кВтч);
с - аэродинамический коэффициент, удельная
теплоемкость;
D - диаметр, м;
Е - нормативный коэффициент;
F - площадь, м; сила, кН;
G - массовый расход, кг/с;
Н - высота полета, м (км); «потолок»;
/ - энтальпия, кДж/кг;
к - коэффициент; показатель адиабаты;
L - длина, м; дальность полета, км; работа, кДж/кг;
М - масса, кг;
п - частота вращения, мин"1; показатель политропы;
число двигателей на ЛА;
Р - тяга двигателя, кН;
р - давление, кПа;
qm - относительный расход топлива;
R - газовая постоянная, кДж/(кг-К);
г - радиус, м;
S - энтропия, кДж/кг; стоимость, руб;

ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ 11
Т - температура, К; время, год, ч, мин, с;
межремонтный ресурс, ч;
t - время; температура, °С;
U - окружная скорость, м/с;
V - скорость полета, м/с;
W - водяной эквивалент;
X - множество параметров;
х - оптимизируемый параметр;
Y - множество функций;
у - критерий эффективности; целевая функция;
z - число ступеней;
М - число Маха;
П - производительность;
а - угол атаки; коэффициент избытка воздуха;
АКУ - коэффициент запаса газодинамической
устойчивости;
Ду - отклонение от экстремума критерия
эффективности, %;
у - угол выхода потока;
г| - КПД; коэффициент;
г|г - коэффициент полноты сгорания;
ф - коэффициент скорости;
X - приведенная относительная скорость;
ц - коэффициент расхода;
v - коэффициент расхода охлаждающего воздуха;
я - степень повышения (понижения) давления;
q{\\ п(к)9 х(к) - газодинамические функции;
0 - глубина охлаждения; степень повышения
температуры в цикле;
р - удельная масса (плотность), кг/м3, кг/кН,
кг/кВт;
а - коэффициент восстановления
заторможенного давления;
х - назначенный ресурс, ч;
со - угловая скорость, рад/с

12
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
ам
ап
б
бп
в
верт
взл
вх
вых
г
габ
гг
дв
е
ждв
жЛА
гсм
0
об
ОКР
opt
охл
п
пл
пр
пол
потр
пуст
р
ред
рее
рем
рк
с
СА
Индексы
- амортизационный;
- аэропортовый;
- базовый;
- относимый к бортпроводникам
- воздух; сечение перед компрессором;
вертолет; вертолетный;
- взлетный;
- вход;
- выход;
- газ;
- габаритный;
- газогенератор;
- двигатель;
- эффективный;
- относящийся к жизненному циклу ГТД;
- относящийся к жизненному циклу ЛА;
- горюче-смазочные материалы;
- земной, взлетный;
- оборудование;
- отнесенный к опытно-конструкторским работам;
- оптимальный;
- охлаждение;
- полет;
- планер;
- приведенный, практический;
- политропный;
- потребный;
- пустой;
- расчетный;
редуктор;
- ресурс;
- ремонт;
- рабочее колесо;
- сопло; секундный;
- сопловой аппарат;

ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ 13
S
ел
сн
ср
ст
к
кИ, вП
кн
бн
ПН
кр
КС
л
ЛА
лм
L
м
max, min
н
НВ
НЗ
НС
СУ
т
т
ТК
то
тс
ткм
уд
ут
Ф
ч
э
эв
- изоэнтропический;
- служебный;
- снаряженный;
- средний;
- свободная турбина; ступень;
- компрессор; сечение за компрессором;
- сечение за компрессором (вентилятором)
второго контура;
- коммерческая нагрузка;
- боевая нагрузка;
- полезная нагрузка;
- крейсерский; критический; крыло;
- камера сгорания;
- лопасть;
- летательный аппарат;
- лопаточные машины;
- отнесенный к дальности;
- механический;
- максимальный, минимальный;
- высотный;
- несущий винт;
- навигационный запас;
- начало серийного производства;
- силовая установка;
- турбина;
- топливо;
- турбокомпрессор;
- техническое обслуживание;
- топливная система;
- тонно-километр;
- удельный;
- утечки;
- фюзеляж;
- часовой;
- эквивалентный;
- эволюции;

14
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
эксп - эксплуатационный;
£ - суммарный;
G - отнесенный к расходу;
М - отнесенный к массе;
F - отнесенный к площади;
Р - отнесенный к тяге;
N - отнесенный к мощности;
СУ+rn - силовая установка и топливо;
дв+m - двигатель и топливо;
* - параметры заторможенного потока
Сокращения
ВД - высокое давление;
ВСХ - высотно-скоростная характеристика;
ГДУ - газодинамическая устойчивость;
ГТД - газотурбинный двигатель;
ВГТД - вспомогательный ГТД;
ГТД СТ - ГТД со свободной турбиной;
ГТД СТр - ГТД со свободной турбиной и регенерацией;
ГТД О - ГТД без свободной турбины;
КПД - коэффициент полезного действия;
РСА - регулируемый сопловой аппарат;
СА - сопловой аппарат;
САУ - стандартные атмосферные условия;
СУ - силовая установка;
СТ - свободная турбина;
ТРД - турбореактивный двигатель;
ЛА - летательный аппарат;
МГТД - малоразмерный ГТД;
МСА - международная стандартная атмосфера;
НА - направляющий аппарат;
НВ - несущий винт;
НД - низкое давление;
НТР - научно-технические работы;
НТЗ - научно-технический задел;

ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ 15
ОК - осевой компрессор;
ОКР - опытно-конструкторские работы;
ОТД - основные технические данные;
РУД - рычаг управления двигателем;
ТВД - турбовинтовой двигатель;
ТЗ - техническое задание;
ТК - турбина компрессора, турбокомпрессор;
тВД - турбина высокого давления;
тНД - турбина низкого давления;
ТП - техническое предложение;
ТРДЦ - двухконтурный турбореактивный двигатель;
ЦБК - центробежный компрессор

Глава 1
СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И
ПАРАМЕТРЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
ВЕРТОЛЕТНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1.1. СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ ВЕРТОЛЕТНЫХ
ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ
На вертолете традиционной схемы подъемная сила,
удерживающая его в воздухе, и пропульсивная сила, необходимая для
горизонтального перемещения с требуемой скоростью,
обеспечиваются несущим винтом, к которому энергия передается через
главный редуктор от двигателей. В настоящее время основным типом
двигателя вертолетной СУ является ГТД.
Схемы вертолетных ГТД. Вертолетные ГТД по способу
отбора мощности на выходной вал разделяют на одно- и двухваль-
ные со свободной силовой турбиной, а по рабочему процессу -
двигатели простого термодинамического цикла с подводом
теплоты при постоянном давлении р = const (цикл Брайтона) и
двигатели с регенерацией теплоты.
Рис. 1.1. Схема вертолетного одновального ГТД О и основные
сечения его проточной части:
У - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания;
4 - турбина; 5 - выпускной канал; 6 - вал отбора мощности

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
17
В одновальном ГТД компрессор 2, турбина 4 и выводной вал 6
жестко соединены друг с другом и поэтому частоту вращения
выводного вала можно изменять, только изменяя одновременно
частоту вращения компрессора и турбины (рис. 1.1). Вертолетный
ГТД со свободной турбиной (ГТД СТ) отличается от одновального
тем, что расширение газа происходит в двух последовательно
расположенных турбинах (рис. 1.2): приводящей компрессор и вра-
Н
в
Г ТК СТ
I I I
Рис. 1.2. Схема вертолетного газотурбинного двигателя со свободной
турбиной (ГТД СТ) и основные сечения его проточной части:
а - вывод вала отборЪ мощности вперед; б - вывод вала отбора мощности
назад; / - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания;
4 - турбина компрессора; 5 - переходник ТК - СТ; 6 - свободная
турбина; 7 - выпускной канал; 8 - вал отбора мощности

18 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
щающейся с одной с ним частотой турбине 4 и механически не
связанной с ними свободной турбине 6, мощность которой
передается на выходной вал 8. Применяются схемы с выводом вала
отбора мощности вперед (рис. 1.2, а) и назад (рис. 1.2, б).
Механическая независимость позволяет изменять частоту вращения
свободной турбины и соединенного с ней выводного вала. Это очень
важно для вертолетных двигателей, что обусловило их выделение
в самостоятельный класс двигателей, хотя по термодинамическому
циклу они практически не отличаются от обычных ГТД.
В ГТД СТ часть двигателя, состоящая из входного устройства,
компрессора, камеры сгорания и турбины компрессора, составляет
газогенератор. Он выполняется либо одновальным, как показано
на рис. 1.2, либо двухвальным с отдельными компрессорами
низкого и высокого давления, имеющими разную частоту вращения и
приводимыми отдельными турбинами. Принципиальная схема
ГТД СТ с двухвальным газогенератором приведена на рис. 1.3.
СТ
II I I
КГтВД тНД
СТ
Рис. 1.3. Схема вертолетного ГТД со свободной турбиной и
двухвальным газогенератором и основные сечения проточной части:
/ - входное устройство; 2 - компрессор низкого давления; 3 -
переходник ОК - ЦБК; 4 - компрессор высокого давления; 5 - камера сгорания;
6 - турбина компрессора высокого давления; 7 - турбина компрессора
низкого давления; 8 - переходник ТК - СТ; 9 - свободная турбина;
10 - выпускной канал; // - вал отбора мощности

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
19
Рис. 1.4. p-V диаграмма
идеального цикла
Брайтона:
тгсж= 12; Гг= 1600К;
вц= 1,73
р, кПа
1000
800
600
400
200
н \Qi c
0 0,5 1,0 1,5 2,0 v,m3/kf
Идеальный термодинамический цикл. Рабочему процессу в
вертолетном ГТД соответствует идеальный термодинамический
цикл Брайтона с подводом Q\ и отводом Q2 теплоты при
постоянных давлениях и изоэнтропическим сжатием Н-К и расширением
Г-С (рис. 1.4). В этом идеальном цикле в качестве рабочего тела
рассматривается воздух, удельная теплоемкость ср9 показатель
изоэнтропы к и молекулярный состав которого не меняются.
Получаемая при этом работа Lyjx ц является удельной,
поскольку цикл рассматривается для 1 кг массы рабочего тела. Она
соответствует заштрихованной площади на рис. 1.4, равна разности
работ расширения в турбине (турбинах для ГТД СТ) и сжатия в
компрессоре, зависит от степени повышения давления в процессе
сжатия 71СЖ =рК/р„, максимальной температуры цикла Тг и
температуры начала сжатия Тн (см. соответствующие точки на рис. 1.4) и
определяется уравнением
~ср
к-\
k
гр гр 7Г
1
к
1СЖ J
(1.1)
Так как вертолет имеет сравнительно малую скорость полета,
то для двигателя Ти практически равна температуре атмосферного

20 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
воздуха, т.е. изменяется в относительно небольшом диапазоне.
Поэтому удельную работу идеального цикла в основном
определяют параметры цикла псж и Тг. Следует отметить, что удельная
мощность Л/уД ц, развиваемая в двигателе идеального цикла
каждой единицей (кг/с) проходящего через него воздуха, прямо
пропорциональна удельной работе цикла. (Численно Nyuц в кВтс/кг
равна /,удц в кДжс/кг.) На рис. 1.5 приведена зависимость /,удц
(Л/уД ц ) от ясж при Тн = 288 К и двух значениях максимальной
температуры цикла Тг = 1200 и 1600 К. Как видно, с увеличением
максимальной температуры цикла повышается оптимальное по Lyu ц
значение 71СЖ и максимально возможное повышение давления
Ясж max? при котором Ьуп ц понижается до нуля вследствие
прекращения подвода теплоты (температура конца сжатия Тк достигает
значения максимальной температуры цикла Гг). Чем выше Гг, тем
больше удельная работа цикла при той же степени повышения
давления и выше 71сжтах-
Удельная работа {удельная мощность) является одним из
важнейших показателей термодинамического цикла, характеризуя
его работоспособность. Очевидна целесообразность
осуществления цикла при таких значениях параметров, которые обеспечивают
получение достаточно высокой работоспособности.
Другим важнейшим показателем цикла, определяющим его
эффективность как тепловой машины, является термический
КПД Г|тц. Он показывает какая доля от подведенного количества
теплоты Q\ преобразуется в работу цикла:
ЛТЦ=^- (1-2)
Термический КПД идеального цикла определяется только
степенью повышения давления в процессе сжатия и непрерывно
возрастает с увеличением псж:
( к

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
21
Y
Лтц .
.
0,8
0,6
0,4
0,2
о
т кДж-с . at кВт-с
уДЦ> ктг~ ^'УЯИ »~
500
400
300
200
100
0 50
кВт-ч
0,4
0,3
0,2
0,1
1 / ^ ^
/'
\
1
1
100
150
Рис. 1.5. Зависимости изменения основных показателей идеального
цикла от тс™ и Тг при Тн = 288 К:
- Тг = 1200 К; Тг= 1600 К
Максимальное значение термического КПД достигается при
максимально возможной в цикле степени повышения давления,
когда работа цикла приближается к нулю. Поэтому должны
применятся такие значения яСЖ5 при которых работоспособность цикла
еще достаточно велика, и они будут тем выше, а следовательно,
выше и Г|тц, чем больше максимальная температура цикла Тг.
Таким образом, из анализа идеального цикла следует, что для
увеличения удельной работы необходимо сочетание высокой
степени повышения давления с высокой максимальной температурой
цикла.

22 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
В практических задачах обычно рассматривают топливную
экономичность цикла, в связи с чем вместо термического КПД Т1ТЦ
вводят понятие удельного расхода топлива Се ц, т.е. расхода
топлива в кг/ч, требуемого для получения мощности в 1 кВт. Различие
в тепловой экономичности и топливной объясняется тем, что одно
и то же подведенное количество теплоты Q\ может быть получено при
сжигании различного количества разных топлив. Так, теплота сгорания
водорода Ни = 119,6 • 103 кДж/кг, а керосина Ни = 43 • 103 кДж/кг.
Поэтому при одном и том же значении Т1ТЦ величина Сеп будет в
2,8 раза больше при сжигании керосина, чем водорода.
Соотношение между Ссц и Г|тц определяется выражением,
кг/(кВтч),
с (|4)
где Ни - низшая удельная теплота сгорания топлива, кДж/кг.
Изменение величины Се1Х в зависимости от ясж при
использовании керосина в качестве топлива приведено на рис. 1.5. Как и Г|тц
удельный расход топлива в идеальном цикле зависит (при данном
топливе) только от 71СЖ, уменьшаясь с ее увеличением.
Реальный термодинамический цикл. Реальный
термодинамический цикл в ГТД отличается от идеального наличием потерь в
процессах сжатия, расширения и при подводе теплоты. Это
приводит к снижению термического КПД и ухудшению удельного
расхода топлива. Кроме того, в действительном цикле сказывается
изменение теплоемкости рабочего тела и его состава.
Чувствительность цикла к потерям зависит от степени подогрева
УДЦ
где 1удсж - удельная работа сжатия от/?,, до/?к.
Чем больше степень подогрева 0Ц, тем меньше чувствительность
цикла к потерям, т.е. те же потери приводят к меньшему снижению
удельной работы и ухудшению топливной экономичности.

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ 23
В действительном цикле удельный расход топлива Се зависит
не только от величины ясж, как в идеальном цикле, но и от
максимальной температуры Тг газов в цикле. Чем выше Гг, тем, при тех
же значениях псж и потерь, будет меньше значение Се,
приближающееся в пределе к минимально возможному значению -
удельному расходу топлива в идеальном цикле Сец (см. рис. 1.17).
Аналогично, чем больше степень подогрева в цикле 0Ц, тем
меньше те же потери будут снижать удельную мощность Nya по
сравнению с их значениями (Nyail и Lyjxu) в идеальном цикле.
Действительный цикл турбовального вертолетного ГТД,
величины потерь в нем и их влияние на удельные показатели
подробно рассматриваются ниже. Потери в процессах сжатия,
расширения и подвода теплоты, осуществляемых в основных элементах,
их зависимость от типа, параметров и характеристик этих узлов и
их взаимного согласования в двигателе рассматриваются
раздельно по узлам.
Входное устройство. Оно обычно состоит из входного
устройства двигателя и предшествующего ему входного устройства
вертолета. Газодинамическая эффективность вертолетного
устройства оценивается по величине потерь давления торможения в нем
и учитывается при расчете характеристик двигателя,
установленного на вертолете, заданием для расчетного режима работы
двигателя коэффициента восстановления давления торможения
Овхверт- Так как одинаковые двигатели могут устанавливаться на
вертолетах с различными входными устройствами, то
соответственно различной может быть и величина авх верТ.
Потери во входном устройстве самого двигателя также
оцениваются коэффициентом восстановления полного давления
заторможенного потока авх, который практически зависит только
от конструкции входного устройства и на расчетном режиме
работы авх = 0,97...1,0. Наибольшие потери (авх = 0,97...0,98)
соответствуют двигательным входным устройствам с установленными в них
пылезащитными устройствами (ПЗУ) и устройствам с радиальным
входом (с последующим поворотом потока в осевое направление).

24 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
Температура воздуха Т* по параметрам заторможенного
потока на выходе из входных устройств (сечение В-В см. рис. 1.1 -
рис. 1.3), равная температуре на входе в компрессор, не зависит от
их эффективности. Если число Маха полета Мп = 0, то Т* = Тн.
Иначе Г.* =
Давление заторможенного потока на выходе из входного
устройства, равное давлению на входе в компрессор, определяется
уравнением
где nv = —- - скоростной напор.
Для вертолетов традиционной схемы, в типичном диапазоне
скоростей полета nv» 1,035...1,05.
Компрессор. Процесс повышения давления в компрессоре
принято рассматривать по параметрам воздуха для
заторможенного потока на входе р\ и Т* и выходе р*к и Т*. (Сечения В-В и К-К
показаны на рис. 1.1 - рис. 1.3). Соответственно степень
повышения давления также оценивается по отношению давлений для
заторможенного потока:
Уровень потерь в компрессоре (на трение при течении воздуха
в проточной части, при перетекании через радиальные зазоры и на
теплоотдачу в стенки) и их влияние на эффективность процесса
повышения давления оценивают изоэнтропическим КПД
компрессора г|* по параметрам заторможенного потока, который
является отношением изоэнтропической удельной работы сжатия
LyjXKS от pi до р*к к действительной удельной работе сжатия 1уд к
при тех же параметрах воздуха на входе и той же степени
повышения давления п *.

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ 25
Мощность, подводимая к компрессору, через работу
повышения давления Ьудк передается воздуху с расходом GB, тогда NK =
= LyaKGB. В действительности мощность, требуемая для привода
компрессора, несколько больше NK, так как имеются потери на
трение дисков ротора о воздух и в подшипниках. Однако они мало
влияют на нагрев воздуха в процессе сжатия в компрессоре.
Поэтому их относят к общим потерям работы в двигателе и
оценивают суммарно с аналогичными потерями в других узлах
газогенератора общим механическим КПД г|м гг.
Следует отметить, что величины Ьуд к s и Ьуд к рассчитывают с
учетом увеличения теплоемкости рабочего тела (воздуха) с ростом
температуры в процессе повышения давления. Поэтому LyRKS> LyRсж
в идеальном цикле при одинаковых значениях степени повышения
давления и температуры воздуха на входе в компрессор.
Режимы работы компрессора подобны в различных условиях
его использования, если одинаковы критерии подобия - числа М и
Re. На земле и при умеренной высоте полета или висения
(#= 0...6 км) компрессоры вертолетных ГТД работают в
автомодельной или близкой к ним области по числу Re. Поэтому для
получения подобных режимов достаточно сохранять постоянные
значения двух чисел М: в абсолютном Мс. и относительном М^
движении потока. Числу Мс в абсолютном движении
пропорциональны q (^в) или приведенный расход воздуха GB пр, а числу М^ в
относительном движении - приведенная окружная скорость на
периферии колеса первой ступени компрессора UK пр или
приведенная частота вращения компрессора пк пр.
Таким образом, характеристики компрессора для всех условий
работы можно представить в виде зависимости п*к и г\*к от двух
параметров: одного пропорционального Мс, т.е. q(kR) или GBnp и
второго - пропорционального М^, т.е. UK пр или пк пр. Значения
приведенных параметров определяются следующими выражениями:
(1.8)

26 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
^
впр
101,325
(1.9)
На рис. 1.6 приведена построенная по этим параметрам в
относительном виде характеристика осецентробежного компрессора:
степень повышения давления, изоэнтропический КПД,
приведенная частота вращения и приведенный расход воздуха даны по
отношению к соответствующему значению в расчетной точке А
работы компрессора в системе двигателя (я*, rf*, йкпр, GBnp).
Штриховыми линиями показаны границы устойчивой работы компрессора.
Компрессор ГТД СТ работает в широком диапазоне
режимов, определяемых согласованием его характеристики с характе-
0,5
0,3
0,5 0,7 0,9 1,1
7в пр
Рис. 1.6. Характеристика процессора

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ 27
ристиками остальных узлов двигателя на установившихся и
переходных режимах (см., например, линию БАБ совместной работы
на установившихся режимах и линию БЕ А перехода с режима
пониженной мощности Б на расчетный режим А при одном из
возможных законов управления переходным режимом).
При этом необходимо обеспечить во всем диапазоне
удовлетворительные значения КПД и требуемый запас
газодинамической устойчивой работы компрессора^ который для данного
значения йк
аку=\ я;гр GBnpjipp-i юо%.
^ ^вкргр
йкпр
Здесь индекс «гр» относится к параметрам на границе
устойчивой работы, а индекс «лрр» - к параметрам в рабочей точке (на
установившемся или переходном режиме) при том же значении
йкпр= const.
На установившихся режимах работы требуемое значение АКУ
в компрессорах обычно составляет 12... 15 %. Обеспечить во всем
рабочем диапазоне удовлетворительные значения КПД и АКУ тем
труднее, чем выше степень повышения давления в расчетной точке
компрессора. Поэтому в компрессорах двигателей с высокой
степенью повышения давления применяют изменяемую геометрию
проточной части (поворотные лопатки направляющих аппаратов
нескольких первых ступеней компрессора), часто в сочетании с
перепуском на пониженных режимах работы небольшого
количества воздуха за группой ступеней, либо двухкаскадную схему
компрессора.
Компрессоры ГТД СТ в основном выполняются однокаскад-
ными осецентробежными или чисто центробежными. Степень
повышения давления в современных компрессорах составляет от
п* = 7...8 в наименее мощных двигателях до я* = 20...25 в наибо-
к к
лее мощных. Уровень КПД также достаточно высок (г|* = 0,78...0,86)
и зависит от значений я*, GB и типа компрессора. Скорость
воздуха на выходе из компрессора соответствует числу Мк = 0,15...0,3.

28 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
Камера сгорания. Она обеспечивает нагрев рабочего тела до
заданного значения температуры Т* с допустимой
неравномерностью температурного поля и с минимальными потерями давления
и теплоты.
Потери в камере сгорания обусловлены двумя причинами:
гидравлическим сопротивлением элементов камеры сгорания и
уменьшением давления при подводе теплоты к движущему газу.
Гидравлические потери в камере сгорания обусловлены потерями
в диффузоре между компрессором и камерой сгорания, при
прохождении воздуха через отверстия в жаровой трубе, при
смешении. Для конкретной камеры сгорания эти потери однозначно
определяются числом Мк (или Хк) на входе в камеру сгорания, так как
влиянием изменения числа Re можно практически пренебречь.
Потери давления (по заторможенным параметрам потока) в
камере сгорания, обусловленные подводом теплоты к
движущемуся воздуху, зависят от формы жаровой трубы камеры сгорания,
числа М в ней и степени подогрева воздуха в камере сгорания.
Камеры сгорания вертолетных ГТД рассчитаны на
сравнительно небольшие скорости течения в зоне горения (подвода
теплоты) и поэтому в них малы потери полного давления,
обусловленные подводом теплоты. Они составляют 0,5...1,0 % и
незначительно изменяются по режимам работы. Это позволяет
представить суммарные гидравлические характеристики камеры сгорания
только как функцию числа М на входе.
Коэффициент восстановления давления заторможенного
потока в камерах сгорания современных вертолетных ГТД на
расчетном режиме акс = 0,94...0,97, на нерасчетных режимах
(1.11)
r (1.12)
Grp
Здесь индекс «р» относится к расчетному режиму.
или
' Gr Лр \Т,

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ 29
Таким образом, подвод количества теплоты Q\ в цикле
осуществляется со снижением давления по параметрам заторможенного
потока в отличие от идеального цикла, в котором подвод теплоты
рассматривается при постоянном давлении.
Кроме того, в камере сгорания выделяется меньшее
количество теплоты, чем это теоретически возможно ввиду химической
неполноты сгорания топлива и теплоотдачи во внешнюю среду. Эти
потери оцениваются коэффициентом Г|г выделения теплоты в
камере сгорания. Для камер сгорания вертолетных ГТД на
установившихся режимах г|г = 0,98...0,99 и практически не зависит от
режима работы. На пусковых переходных режимах величина г|г
уменьшается до 0,75...0,8 при запуске и до 0,9...0,95 при переходах
с меньшего режима на больший.
Сжигаемые в камерах сгорания вертолетных ГТД
углеводородные топлива (авиационные керосины) имеют сложный
химический состав, существенно различаются по содержанию в них
парафиновых, нафтеновых и ароматических углеводородов. Низшая
удельная теплота сгорания условного «нормального» топлива,
содержащего 85 % углерода и 15 % водорода, Ни = 42910 кДж/кг.
Она соответствует количеству теплоты, выделившейся при полном
сгорании 1 кг топлива в воздухе при одинаковой их исходной
температуре Гисх = 293 или 298 К и допущении, что охлажденные до
Г^ продукты сгорания содержат Н2О только в паровой фазе.
Количество воздуха, теоретически необходимое для полного
сжигания 1 кг топлива, называется стехиометрическим
коэффициентом Lq = 14,8 кг воздуха/кг топлива. В ГТД величина GB всегда
больше необходимой для полного сгорания. Избыток воздуха
оценивается коэффициентом избытка
а = Т7^ = Т-> (1ЛЗ)
где GB KC - расход воздуха через камеру сгорания; qm = Gm/GBKC -
относительный расход топлива.

30 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
Из уравнения теплового баланса, составленного для 1 кг/с
поступающего в камеру сгорания воздуха, при допущении равенства
температуры подаваемого топлива Т*сх, следует
I (1.14)
где / * и / • - энтальпия по параметрам заторможенного потока
г/г г/исх
продуктов сгорания при температуре соответственно Г* и Т*сх;
/ • и / • - энтальпия по параметрам заторможенного потока
В^К Г'иСХ
сухого воздуха при температуре соответственно воздуха на входе в
камеру сгорания Г* и Т*сх.
Энтальпия сухого воздуха определяется только его
температурой, а продуктов сгорания - еще и их составом. В вертолетном
ГТД температура воздуха на входе в камеру сгорания равна
температуре за компрессором. В двигателе с регенерацией теплоты она
больше на величину подогрева в теплообменнике.
Расход воздуха через камеру сгорания GB KC меньше расхода
воздуха через компрессор GB в связи с отборами воздуха от
компрессора на охлаждение G0XJl, нужды летательного аппарата G0T6 и
в разгрузочные и уплотняющие устройства G^ . Обычно они
даются в долях от GB и обознаются G0XJ1, Got6 , G^.
Турбина компрессора. В турбине компрессора кинетическая
энергия выходящих газов не является потерянной для двигателя,
так как они совершают работу в свободной турбине. Поэтому
располагаемую удельную работу расширения газа LyRTKS следует
рассматривать как работу изоэнтропического расширения газа от
параметров заторможенного потока на входе р* = р*кокс и Т* до
давления торможения газа за турбиной ртк (рис. 1.7).

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
а)
б)
Рис. 1.7. /->$ диаграмма расширения газа в турбине:
а - турбина компрессора; б - свободная турбина
Уравнение для определения удельной работы расширения
газов в турбине компрессора имеет вид
Ср г
(1.15)
где п*^ = р*Г/р*ТК - степень понижения давления в турбине
компрессора по параметрам заторможенного потока; Д/ткд. -
изменение энтальпии газа при изоэнтропическом расширении от рг при
Т*г до р*тк; срг и кг - соответственно удельная теплоемкость и
показатель изоэнтропы для газа.
Совершенство процесса в турбине компрессора при таком
подходе к определению располагаемой работы расширения оцени-

32 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
вается изоэнтропическим КПД турбины по заторможенным
параметрам потока
где LTK и Д/*к - действительные соответственно удельная работа и
изменение энтальпии газа в турбине.
Определяемый уравнением (1.16) КПД турбины компрессора
учитывает гидравлические потери в решетках (профильные,
вторичные, кромочные, с перетекающим через радиальные зазоры
газом). Потери трения дисков и в подшипниках этим КПД не
учитываются и оцениваются суммарно с аналогичными потерями в
компрессоре и затратами мощности на приводимые от ротора
газогенератора агрегаты систем - механическим КПД г\мгг =
= 0,98...0,99.
В охлаждаемых турбинах количество рабочего тела от входа к
выходу изменяется, так как охлаждающий воздух может поступать
в газовый поток в различных сечениях по проточной части
турбины. В связи с этим для охлаждаемой турбины при оценке КПД
требуется заменить отношение удельных работ на отношение
мощности, развиваемой турбиной, к располагаемой мощности
расширения газа:
^=7^-' (1Л7)
где Gr - расход газа на входе в турбину.
Очевидно, что в этом случае в располагаемую работу не
включается работа расширения в турбине охлаждающего воздуха,
т.е. значение N*KS меньше действительного. Но имеются и
дополнительные потери, обусловленные вводом в газовый поток
охлаждающего воздуха. Поэтому определяемый уравнением (1.17) КПД
обычно незначительно отличается от КПД эквивалентной неохла-
ждаемой турбины, что свидетельствует о том, что полезная работа
расширения охлаждающего воздуха в турбине близка к тем
дополнительным потерям, которые появляются в охлаждаемой турбине.

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ 33
В охлаждаемых турбинах компрессора, работающих при
наиболее высокой температуре Тг = 1550... 1650 К, значительное
количество охлаждающего воздуха (GB охл перв) выпускается в газовый
поток до горла первого соплового аппарата (СА) турбины, образуя
пленочную защиту передней кромки и прилегающих к ней стенок
лопатки. В такой турбине располагаемая мощность в выражении
(1.17) для г|*к оценивается уже для смеси газа Gr с поступающим
до горла первого CAi охлаждающим воздухом ОВОХЛПерв'
N =с Т
iTTKpacn '"/эг^г
TTKpacn
(1.18)
В этом выражении температура смеси газа с воздухом перед
горлом С А]
G с
р* в охл перв ръ
г кс 7^
Т* -
1 ГСМ -
1 в охл перв
Gr
где Т*кс -температура газа за камерой сгорания.
Таким образом учитывается и располагаемая работа
расширения В Турбине GB охл перв.
В современных вертолетных ГТД г\*тк = 0,85...0,87 для высо-
коперепадных одноступенчатых турбин и г|*к = 0,85...0,9 для
двухступенчатых турбин компрессора. Суммарный расход
охлаждающего воздуха в долях от расхода через компрессор G0XJl
зависит от температуры газа, требуемой глубины охлаждения лопаток
турбины и эффективности системы охлаждения. Величина G0XJl
изменяется от 0,01...0,02 при низких Т* до 0,1...0,17 при Т* = 1600 К.
Кроме того, от 0,01 до 0,025 GB уходит на охлаждение дисков и
других элементов турбины.

34 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
Подобие режимов работы турбины определяется критериями
Re и М. Обычно лопаточные венцы турбины компрессора
работают в автомодельной области по числу Re и характеристики
представляются в виде зависимости основных параметров от величин,
пропорциональных числам М в абсолютном (Мс) и относительном
(М^) движении. Чаще всего это зависимости от п*тк и
безразмерной окружности скорости Хи (или приведенной частоты вращения
Итепр) следующих величин: КПД г|*к, параметров газа на выходе из
турбины (безразмерная скорость Х^ и угол потока утк) и
пропускной способности турбины
Атк=^-. (1.20)
Рг
Последняя в основном зависит от перепада давлений и в
несоизмеримо меньшей степени от Хи в зоне очень малых значений
7С*К. При критическом или большем перепаде давлений в сопловом
аппарате турбины (Аса ^ 1) пропускная способность Атк = const и
не зависит от л*к и Хи. При Аса < 1 она зависит только от перепада
давлений вплоть до Xqa ^ 0,5; при меньших Аса (пусковые режимы
работы двигателя) начинает слабо влиять и Aw. Характерные
зависимости Ajk от перепада давлений для одноступенчатой и
двухступенчатой турбин приведены на рис. 1.8. Различие характеристик
этих турбин объясняется тем, что увеличение числа ступеней
приводит к уменьшению перепада давлений на каждой лопаточной
решетке и, следовательно, к большему влиянию уменьшения
общего перепада давлений на расход.
В современных вертолетных ГТД с нерегулируемыми
проходными сечениями в ступенях турбин компрессора и свободной
все параметры турбины компрессора (л*к,г|^, А™, Атк) во всем
рабочем диапазоне работы двигателя остаются практически
постоянными, близкими к их значению на расчетном режиме.
Хотя энергия выходящих газов (пропорциональная А2ТК) для
турбин компрессора не рассматривается как потерянная, величины

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
35
1,0
0,9
0,8
0,7
Атк Атк/Атк тах ; лСТ Аст/Аст тах
/
//
у
р^-
--—
1,5
2,0
2,5
3,0
Рис. 1.8. Зависимости пропускной способности в относительном виде
от степени понижения давления в турбине:
7 - одноступенчатая турбина; 2 - двухступенчатая турбина
Хтк и Утк имеют существенное значение, так как от них в
значительной мере зависят потери заторможенного потока в переходнике 5
(см. рис. 1.2) между турбиной компрессора и свободной. В этом
диффузорном переходнике со степенью уширения У™ ст = 1,2...2,0
во многих конструкциях двигателей имеются относительно
толстые силовые стойки для расположенных внутри корпуса опор.
Кроме того, через них проходят трубопроводы подвода и отвода
масла и суфлирования. Поэтому не допускают Кк > 0,45...0,55 и
(1 - Отк) > ±45° от продольной оси.
Потери в переходнике оцениваются его коэффициентом
сохранения давления заторможенного потока <ттк ст = 0,95...0,99,
который зависит от А,вх на входе в переходник, его степени ушире-
ния/псст, относительной длины /ткет =1тксг/Ьркгк и угла закрутки
потока на входе, равного а™. Здесь г|рктк - высота рабочей лопатки
турбины компрессора на выходе.
Свободная турбина. Кинетическая энергия газов, выходящих
из свободной турбины, в основном является потерянной, в связи с
чем совершенство рабочего процесса в этой турбине часто
оценивают не только по изоэнтропическому КПД г|*т по
заторможенным параметрам газа, но и по мощностному КПД г|ст, рассматри-

36 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
вая располагаемую работу как изоэнтропическую работу
расширения от давления заторможенного потока перед турбиной
(р^о^ ст) до статического давления рст за ней (см. рис. 1.7).
Лопаточные венцы в свободной турбине обычно неохлаждаемые, т.е.
количество рабочего тела по проточной части не меняется.
Поэтому мощностной КПД можно определять по удельным работам:
Лст=-
-рт
(т' -т')
V тк 1 ст /
А/.
A/Z
1т' -т')
А/'
с Т
*" ртА тк
(1.21)
(1.22)
где яст = " — ; яст = , .
Лт Рст
Очевидно, что мощностной КПД свободной турбины по
выражению (1.22) всегда меньше, чем по параметрам
заторможенного потока (1.21).
Кинетическую энергию выходящих из свободной турбины
газов стремятся преобразовать в диффузорном выпускном канале 7
(см. рис. 1.2) в работу сжатия. Этот процесс определяется для
конкретного канала параметрами газа на выходе из свободной
турбины. Поэтому важны значения безразмерной скорости Хст и угла
потока (Хст на выходе из свободной турбины. Обычно стремятся на
расчетном режиме иметь Хст = 0,4...0,45.
В отличие от турбины компрессора свободная турбина в
системе двигателя работает в широком диапазоне режимов по XU9 пС1 и
яст, в связи с чем значительно изменяется по режимам ЛСт>Лст>

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
37
0,85
0,8
/
0,5
\
1
>-и=0,5
0,6
1,5 2,0 2,5 3,0
0,45
0,2
Т
ССст,°
115
90
65
40
0,8*,
0,5 ^
Хн=0,5
С
/0J/,
\
\
Ч
\
N
С"
к
ч
Ч44
6
1,5 2,0 2,5 3,0
Рис. 1.9. Характеристика
одноступенчатой осевой
свободной турбины:
А - расчетный режим (Ne = 1) при
Т„ = 288 К; АБ - уменьшение
режима работы (Ne < 1,0) при
Т„ = 288 К и пст = const; AC -
увеличение пст при Ne = 1,0 и
Тн = 288 К; АС" - уменьшение
пст при Ne= 1,0 и Ти = 288 К;
А' - максимальный режим работы
(Ne= 1,0) при Тн = 233 К;
А" - то же, при Тн = 313 К
А,ст, аст, Аст. На рис. 1.9 приведена характеристика свободной
турбины с нанесенными на ней линиями совместных режимов работы
в системе двигателя, показывающая на конкретном примере
характер изменения параметров турбины. Об изменении КПД
свободной турбины во многих случаях удобно судить по зависимости
г|ст =/(f//C*TS), где U - окружная скорость на среднем радиусе
лопаточного венца рабочего колеса турбины, а С*ТЛ. - скорость,
соответствующая изоэнтропическому расширению газа от
параметров заторможенного потока перед турбиной до давления
торможения за ней (см. рис. 1.7).
При постоянном режиме работы двигателя (C*TV = const)
изменение частоты вращения свободной турбины приводит к
изменению г|*т. Как показано на рис. 1.10 характер изменения г|*т
будет зависеть от того, настолько величина и/С*стк отличается от
(£//С*т5)оРь соответствующей Лттах> Те- на какой ветви нахо-

38 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
0,6 0,8 1,0 1,2 1,4
B -vut
1600
1400
1200
о
• о •
•
• •
к
к
К /Opt
10
14
18
22тс*
Рис. 1.11. Зависимость числа сту-
Рис. 1.10. Зависимость т\ст от пеней от параметров цикла:
о - одноступенчатая; • -двухсту-
(u/Cs)/(u/c'Jopt
пенчатая; х - трехступенчатая
дится исходная точка и в какую сторону происходит изменение
U/C*CTS. Вместе с тем, изменение режима работы двигателя
приводит к изменению С*ТЛ. и несмотря на постоянство частоты
вращения будет изменяться U/C*CTS, а следовательно, КПД. Подобная
форма представления характеристики турбины в сочетании с
зависимостью Лст =/(я^.) позволяет более наглядно и просто оценить
изменение основных параметров турбины по режимам работы
двигателя.
В современных ГТД СТ применяют осевые одно- и
двухступенчатые свободные турбины. Только в наиболее мощных
новейших двигателях с высокими параметрами цикла -
трехступенчатую (рис. 1.11). Увеличение числа ступеней с повышением
параметров цикла объясняется тем, что в этом случае растет
располагаемая удельная работа расширения газа в турбине, т.е. величина
C*TV, и для получения приемлемого по КПД значения U/C*CTS
(см. рис. 1.10) необходимо значительно увеличивать U9 т.е. частоту
вращения и диаметр турбины, что возможно в определенных
пределах. Поэтому уменьшение удельной работы на ступень при
использовании многоступенчатой турбины остается единственным
реальным решением. В настоящее время г|*т = 0,88...0,93 на
расчетном режиме.

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
39
Специфической является характеристика свободной турбины
на режиме прокрутки от несущего винта при выключенном
двигателе. При спуске вертолета с выключенными двигателями на
режиме самовращения несущего винта (авторотации) скорость
спуска существенно увеличивается, если будут заметные затраты
мощности на вращения турбины. На вертолете между валом двигателя
и главным редуктором устанавливают обгонную муфту,
автоматически отключающую двигатель от несущего винта на режиме
самовращения последнего (когда частота вращения вала от несущего
винта больше частоты вращения вала от двигателя). Однако при
повреждении обгонной муфты в полете (заклинивании)
необходимо знать затраты мощности на вращение турбины, чтобы оценить
возможные скорости спуска вертолета в этом случае.
Мощность прокрутки свободной турбины складывается из
мощностей, затрачиваемых на преодоление трения диска (дисков)
рабочего колеса, в подшипниках, на привод агрегатов, вращаемых
свободной турбиной, и на вращение лопаток рабочего колеса.
Последняя имеет основное значение и обычно называется
мощностью вентиляционных потерь. Она обусловлена тем, что в
лопаточном венце вращающегося рабочего колеса свободной турбины
возникает достаточно интенсивное течение воздуха с сообщением
ему энергии. Картина течения воздуха показана на рис. 1.12.
Мощность на прокрутку свободной турбины при авторотации
достигает несколько сотен киловатт для наиболее мощных
двигателей. Для ступени свободной турбины она может быть определена
по формуле [1]
NnpOK=l,2S5pn
ср
\iooj
(1.23)
Рис. 1.12. Схема течения воздуха
в свободной турбине на режиме
авторотации

40 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
где рв - плотность воздуха, кг/м3; Dcp - средний диаметр рабочего
колеса, м; h — высота лопатки рабочего колеса, см; U - окружная
скорость по периферии колеса, м/с; р2 - конструктивный угол
выхода потока, °;/(Р2) - поправочный коэффициент, значения
которого приведены ниже.
Р2,° 30 45 60 70
/(р2) 1 Ы 1,25 1,4
Выпускной канал. Выпускной канал применяется на
вертолетных ГТД для отвода выходящих газов в нужном направлении и
для повышения эффективности работы двигателя. Последнее
достигается тем, что выпускной канал выполняется диффузорным,
что позволяет часть кинетической энергии выходящих газов
преобразовать в работу сжатия для понижения давления за свободной
турбиной с увеличением таким образом перепада давлений на ней,
а следовательно, мощности двигателя. Остальная часть
кинетической энергии газов, выходящих из свободной турбины, теряется на
преодоление гидравлического сопротивления канала и в виде
кинетической энергии вытекающей из выходного устройства струи газов.
Выигрыш в мощности и экономичности может быть
достаточно большим, так как у современных вертолетных ГТД
кинетическая энергия газов за свободной турбиной составляет до 5 %
получаемой работы двигателя.
От формы выпускного канала и параметров потока на его
входе (равных параметрам на выходе из свободной турбины рст; Гст;
А,ст и (Хст) зависит коэффициент использования кинетической
энергии в выпускном канале 9ВК, который показывает какая часть
кинетической энергии потока за свободной турбиной
преобразуется в полезную работу сжатия в канале. Чем больше Эвк, тем
совершеннее канал [1.3].
На рис. 1.13 показаны две наиболее характерные формы
выпускных каналов вертолетных ГТД: при выводе вала отбора
мощности от свободной турбины назад, когда кожух выводного вала и
удерживающие его стойки расположены внутри выпускного
канала, а отвод газа осуществляется с поворотом потока на 50...75° от
оси; при выводе вала отбора мощности от свободной турбины
вперед, когда выпускной канал имеет более благоприятную
конфигурацию. В последнем случае, если по компоновке на вертолете тре-

СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ
41
б)
Рис. 1.13. Типичные формы выпускных каналов:
а - при выводе вала от свободной турбины назад; б - при выводе
вала от свободной турбины вперед; / - начальный диффузорный
участок; 2 - выходной поворотный участок
буется отвод выходящего газа в сторону, то это выполняется с
помощью патрубка.
Характеристики выпускного канала можно представить в виде
зависимости 0ВК от параметров газового потока на входе в канал.
Так как течение в канале является практически автомодельным по
числу Re, а влияние сжимаемости проявляется при значениях
безразмерной скорости заметно больших, чем А,ст, исходную
характеристику можно представить в виде зависимости 9ВК только от угла
закрутки потока на входе в канал фвк. Вследствие симметрии
канала знак угла фвк не имеет значения: фвк = ± (90 - аст).
Подобная зависимость 9ВК от фвк [3] приведена на рис. 1.14 для
выпускного канала по рис. 1.13, а. Канал, соответствующий этой
зависимости, имеет начальный диффузорный участок 1 со
степенью уширения /] =FC/FCT =1,6 при углах конусности 6° по
наружной стенке и 3° по внутренней, включающей стойки
относительной толщиной 0,22 при шаге 0,625. За начальным диффузор-
ным участком расположен выходной поворотный диффузорный
участок 2 с углом отклонения потока увых = 50° и степенью
уширения/2 = 1,36. Следует отметить, что диффузор поворотного
участка фактически обеспечивает только преодоление собственного
гидравлического сопротивления, т.е. статическое давление на входе в

42 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
0,5
Л 1
—
Рис. 1.14. Зависимость
коэффициента использования
кинетической энергии
выходящих газов 0ВК от угла
закрутки потока на входе срвк
0
10
20
30 ±Ф
вк>
него равно статическому давлению на выходе, соответствующему
рн. Поэтому приведенная на рис. 1.14 зависимость 6ВК от фвк будет
справедлива и для канала по рис. 1.13, б, если он имеет такую же
степень уширения/=/1 = 1,6, как в предыдущем случае.
Для этих каналов, которые применительно к выпускным
каналам вертолетных ГТД можно рассматривать как каналы с высокой
степенью использования кинетической энергии, на рис. 1.15
приведена их расчетная характеристика в виде зависимости
яс - р*ст/рн от ^ст и увк. При известной для канала зависимости 6ВК
от фвк степень понижения давления в выпускном канале может
быть определена в зависимости от безразмерной скорости за
свободной турбиной ^ст по формуле
нст
Ри
Рн
кг-\
(1.24)
Безразмерная скорость на выходе из канала ^вь,х определяется
из уравнения неразрывности для входного и выходного сечений
при допущении равномерного поля скоростей на выходе. На
характеристиках рис. 1.15 проведены линии совместных режимов
работы с остальными элементами двигателя при изменении
мощности двигателя и постоянной частоте вращения свободной
турбины, характер изменения которых будет объяснен ниже.
В выпускных каналах современных вертолетных ГТД на
расчетном режиме работы двигателя величина 6ВК = 0,4...0,6, что при
^ст = 0,35... 0,45 соответствует значениям я*, приведенным на

УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
43
1,08
1,06
1,04
1,02
1
0,2/
0,4/
'евк=о,б
0,3 0,35
0,4
0,2 0,3
Рис. 1.15. Характеристики
выпускного канала по А,ст и срвк
Рис. 1.16. Зависимости степени
понижения давления в
выпускном канале на расчетном
режиме я* от А,ст и 9ВК
рис. 1.16. На нерасчетном режиме работы двигателя степень
понижения давления в выпускном канале:
(1.25)
где индексом «р» обозначены параметры на расчетном режиме
работы двигателя.
1.2. УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Как и в идеальном цикле основными удельными показателями
рабочего процесса вертолетных ГТД СТ являются удельный
расход топлива Се и удельная мощность Ne уд. Первый определяет
топливную экономичность двигателя, а второй - расход воздуха, на
который проектируется двигатель заданной мощности, т.е. его
размеры и, в значительной мере, массу (в первом приближении
масса двигателя уменьшается обратно пропорционально увеличе-

44 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
нию удельной мощности). Удельные показатели для каждого
двигателя существенно изменяются по режимам работы и условиям
полета. Очевидно, что для оценки совершенства двигателя по его
удельным показателям и сопоставления по ним различных
двигателей необходимо определять их в одинаковых условиях и на
одинаковом режиме работы. Принято оценку производить на режиме
максимальной мощности в стандартных атмосферных условиях
при высоте полета Нп = 0 и числе Мп = 0.
Под режимом максимальной мощности раньше обычно
понимали взлетный режим, на котором параметры процесса определяли
размеры и массу двигателя. В настоящее время к большинству
вертолетных ГТД предъявляются требования поддержания
постоянной взлетной мощности до определенных повышенных
значений температуры атмосферного воздуха и высоты полета (висе-
ния). В стандартных земных условиях на взлетном режиме такой
двигатель работает на пониженной частоте вращения
газогенератора пгг и температуре газов Тг за камерой сгорания (перед
турбиной компрессора), т.е. на пониженной мощности по сравнению с
той, которую он мог бы развить при максимальных значениях пгг и
Тг в стандартных земных условиях.
В связи с этим для двигателей, у которых поддерживается
постоянной взлетная мощность до заданных значений Ти и Я, под
максимальной мощностью (термодинамической) следует
понимать мощность, которую этот двигатель мог бы развить в
стандартных земных условиях при wrrmax и Ггтах . Соответствующий ей
режим работы считается расчетным.
Определяющее влияние на удельные показатели рабочего
процесса, как и в идеальном процессе, оказывают параметры
цикла: степень повышения давления в компрессоре я* и температура
газов Т* за камерой сгорания. Существенное значение имеет и
уровень потерь в основных элементах, который в значительной
мере зависит от мощности (размерности) двигателя. Поэтому
расчетная оценка влияния параметров цикла рассматривается ниже
при двух уровнях потерь в основных узлах двигателя: 1) который

УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА 45
можно считать характерным для ГТД относительно большой
мощности Nenax > 3000 кВт; 2) в среднем, характерном для двигателей
МОЩНОСТЬЮ TVe max = 5 00... 15 00 кВт.
Для двигателей мощностью Ne max > 3000 кВт в качестве
характерных принимались значения потерь, характеризуемых
следующими показателями:
КПД компрессора г|* - изменяется по я* как показано на
рис. 1.17;
КПД турбины компрессора г|*к = 0,89, свободной турбины
Л; =0,9;
механическим КПД газогенератора г|м гг = 0,98;
механическим КПД свободной турбины г|мст = 0,99;
коэффициентом полноты сгорания г\г = 0,98;
коэффициентом восстановления давления заторможенного
потока - во входном канале авх = 1,0; в камере сгорания акс = 0,97;
в переходнике от турбины компрессора к свободной турбине
степенью понижения давления в выпускном канале пс = 1,03;
относительными отборами воздуха - на охлаждение турбины
G0XJ1, изменяется по Т* как показано на рис. 1.17; на
безвозвратные утечки G^ = 0,02°;
относительный отбор мощности от ротора газогенератора
Для двигателей мощностью N*emax = 500... 1500 кВт
принимались меньшие значения т]* (в зависимости от я* на рис. 1.18),
уменьшенные на 0,02 значения КПД турбин и суммарного
коэффициента восстановления давления торможения, а также
увеличенные в 1,3 раза отборы воздуха G0XJ1 на охлаждение турбины
компрессора (в зависимости от Тк на рис. 1.18). Увеличение
потерь в двигателях меньшей мощности обусловлено возрастанием

46 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
0,75
Св,
КГ
кВтч
0,3
0,25
0,2
0,15
\
IV
\
\ rJ=1800K^
А
Г\ у ■
хл=0,1
= П
^
12
20
28 я?
150
20 28
Рис. 1.17. Зависимости удельной мощности IWeya и удельного
расхода топлива Се от степени повышения давления я*
и температуры газов за камерой сгорания Тг
(при Н = 0, Г,, = 288 К и Мп = 0 для ГТД СТ мощностью Ne > 3000 кВт)
по мере снижения расхода воздуха отрицательного влияния
уменьшения размеров проточной части. Чем меньше двигатель,
тем больше потери в компрессоре и турбинах. Принятые значения
потерь являются средними между их значениями для ГТД
мощностью 500 и 1500 кВт и примерно соответствуют уровню мощности
в классе 1000 кВт.
Расчетные зависимости удельных показателей от параметров
цикла при уровне потерь, характерные для ГТД СТ большей
мощности, приведены на рис. 1.17, а для двигателей меньшей мощности -
на рис. 1.18. Очевидно, что для каждого значения Т* имеется

УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
47
1200 1400 1600 ТГ*,К
16 24 32 п*к
Рис. 1.18. Зависимости удельной мощности Neya и удельного расхода
топлива Се от степени повышения давления я* и температуры газов Т*
(при Яп = 0, Тн = 288 К и Мп = 0 для ГТД СТ мощностью
Ne = 500... 1500 кВт)
свое значение п*к, при котором достигается максимальная для этой
температуры удельная мощность Ne уд тах и еще большее значение
тс*, при котором достигается минимальный удельный расход
топлива Се min. Чем выше температура газов, тем больше Ne уд таХ5
меньше Се т{П и выше соответствующие им степени повышения
давления.
На рис. 1.17 для сравнения приведены также данные для
идеального цикла -NyjxциСец. Как видно, характер изменения Neуд в
двигателе аналогичен изменению этой величины в идеальном
цикле, и увеличивающиеся потери приводят только к снижению
удельной мощности в двигателе по сравнению с этой величиной в

48 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
идеальном цикле и уменьшению оптимальной по Л^ уд степени
повышения давления. Иной характер по сравнению с идеальным
циклом имеет изменение удельного расхода топлива. В идеальном
цикле Се ц не зависит от максимальной температуры газов Т* и
определяется только степенью повышения давления, уменьшаясь с
ее увеличением.
В двигателе влияние потерь приводит не только к увеличению
Се по сравнению с идеальным циклом, но и к существенному
влиянию максимальной температуры газов и появлению оптимума
по 71* : при больших значениях степени повышения давления
удельный расход топлива начинает увеличиваться. Как влияние
Т*, так и наличие оптимума по л* для Се объясняется
уменьшением степени подогрева 8Ц, т.е. преобладанием возрастающей
чувствительности к потерям над увеличением г\т ц вследствие роста
степени повышения давления.
Зависимости от температуры Т* максимальной удельной
мощности, минимального расхода топлива и соответствующих им
значений л* приведены на рис. 1.19 при уровне потерь в среднем
характерном для ГТД мощностью Ne > 3000 кВт (штриховые
линии) и Ne = 500... 1500 кВт (сплошные линии). Из сопоставления
приведенных данных очевидно заметное влияние увеличения
уровня потерь в менее мощных двигателях на удельные
показатели и оптимальные значения степени повышения давления. Но и
для менее мощных двигателей очевидна термодинамическая
целесообразность применения как можно более высоких значений
температуры Т* с соответствующими этой температуре (с учетом
уровня потерь) оптимальными высокими значениями л*.
Так как во всем рассмотренном диапазоне по параметрам
цикла и потерям в узлах оптимальная по Се степень повышения
давления всегда существенно выше оптимальной по Nya, при завязке
двигателя стремятся к среднему значению л*. Тем самым,
учитывая пологий характер протекания зависимости вблизи экстрему-

УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
49
^е min>
кг/(кВтч)
0,30
0,26
0,22
\
\
— —
24
16
1300 1500 1700 ГГ*,К
Рис. 1.19. Зависимости
максимальной удельной мощности
А^удтах? МИНИМаЛЬНОГО уДвЛЬНО-
го расхода топлива Се min и
соответствующих им значений я*
от температуры газов Т*:
Ме> 3000 кВт,
N, = 500... 1500 кВт
уе уд max,
кВтс/кг
400
200
1300 1500 1700 Гг*,К
мов? обеспечивается достаточно высокий уровень обоих удельных
показателей.
Реально допустимая максимальная температура Т*
ограничивается имеющимися жаропрочными материалами и
технологическими возможностями создания эффективной системы охлаждения
лопаток турбины компрессора, обеспечивающей минимальный
расход охлаждающего воздуха и отсутствие местных перегревов
металла лопаток.
Чем меньше размеры лопаток, тем менее эффективная
система охлаждения лопаток может быть создана при существующем
уровне технологии. Частично задача решается применением
лопаток с увеличенными размерами хорды и толщины для размещения
в них более совершенной системы охлаждающих каналов. Но это
направление так же ограничено, поскольку приводит к уменьшению
удлинения лопаток до недопустимого по КПД турбины уровня.
Следовательно, чем меньше мощность двигателя, тем
меньшее значение Т* можно реализовать в нем. Одновременно с рос-

50 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
том Т* увеличивается удельная мощность и при той же
максимальной мощности двигателя снижается расход воздуха. В
результате оказывается еще труднее получить требуемое оптимальное
высокое значение пк при сохранении уровня КПД.
С увеличением требуемого расхода воздуха на охлаждение
турбины по мере повышения Тг возрастает и его все более
отрицательное влияние на удельные показатели. На рис. 1.18 при
максимальной рассмотренной температуре газов Т* = 1800 К
приведены результаты расчетов для трех значений относительного
расхода охлаждающего воздуха: G0XJ1 =0,17 (реальная по
современным представлениям оценка), G0XJ1 =0,13 (перспективная оценка)
и G0XJI = 0 (неметаллическая неохлаждаемая турбина). Как видно,
повышение температуры газов от 1700 до 1800 К с увеличением
G0XJ1 от 0 до 0,17 не дает выигрыша вСеи приводит к
незначительному повышению NeyA. При перспективной оценке требуемого
значения относительного расхода воздуха на охлаждение (G0XJ1 =
0,13) повышение температуры газов до 1800 К уже дает
определенный выигрыш в удельных показателях, особенно удельной
мощности.
Удельные показатели улучшаются с переходом на неохлаж-
даемую высокотемпературную турбину компрессора, при которой
G0XJ1 « 0 (см. рис. 1.17 и рис. 1.18). Поэтому с термодинамических
позиций возможность применения неохлаждаемой турбины при
Т* > 1800 К является необходимым условием освоения для ГТД
СТ таких температур. Ожидается, что в ближайшие годы будут
созданы неметаллические материалы для турбин,
работоспособные при температуре газов 1800 К и выше, и освоены технологии
изготовления турбин из этих материалов, что позволит
существенно повысить Т* в двигателях небольшой мощности.
Вместе с тем нецелесообразно применение высокой
температуры газов при низкой степени повышения давления. В этом случае

УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
51
,, Нс/кг
140
130
120
ПО
л*
*^
■—■—
-—
-
- .—
•—,
4 6 8 10 12 14 16 п*
1400
1300
1200
1100
1000
\
\
\
\
%
Ч
/ / / /
N
ч
Ч
<^
%
>
^ч
Ох
1аждае
ч.
^ая сво
^бина
ч
5одная
к^/ /
ч
ч
V4 6 8 10 12 14 16 тг*
Рис. 1.20. Изменение температуры газов перед свободной турбиной
Т*к и удельной тяги Руа в зависимости от 7^* и те*
не только не обеспечивается получение удовлетворительных
удельных показателей, но и возникает необходимость охлаждения
лопаток свободной турбины (рис. 1.20).
Таким образом в ГТД простого цикла только сочетанием
высоких значений Тг и я* можно реализовать высокие удельные
показатели рабочего процесса. При этом их осуществляемые
значения в значительной мере зависят от размерности двигателя и
прогресса в материалах и технологии. Данные рис. 1.17 и рис. 1.18
позволяют ориентироваться в значениях Се и Ne уд в зависимости от
параметров цикла при указанных потерях.
Чтобы использовать эти результаты при несколько иных
потерях в отдельных узлах двигателя и оценить соответствующие
значения Се и Ne уд? следует воспользоваться коэффициентами
влияния. Применительно к удельным показателям коэффициенты
влияния показывают на сколько процентов возрастет или
уменьшится соответствующий удельный показатель при изменении
параметров цикла или одного из коэффициентов потерь на 1 % для
данного исходного сочетания параметров цикла и потерь в
основных узлах. Так коэффициент влияния на удельный расход топлива
изменения КПД компрессора представляет величину

52 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
На рис. 1.21 и рис. 1.22 приведены расчетные зависимости от
тс* и Т* коэффициентов влияния на Се и Neyu следующих величин:
Лк > Лтк > Лм гг, акс, (1 - G0XJ1 ), (1 - Got6 ), (1 - JV0T6), тс* и Гк*. Здесь
не приведены значения коэффициентов влияния по КПД
свободной турбины и ее механическому КПД, которые по своему смыслу
равны 1 для NeyR и -1 для Се. Следует отметить, что вместо
относительной мощности Not6 , отбираемой от ротора
турбокомпрессора, относительного расхода охлаждающего воздуха G0XJ1 и
относительного отбора воздуха за компрессором Got6 , ввиду их
малости и возможности равенства нулю на исходном режиме,
коэффициенты влияния определяются по значениям (1 - G0XJI),
(\-Gm6),(\-NOT6).
Приведенные зависимости коэффициентов влияния
рассчитаны при исходном среднем суммарном уровне потерь, характерном
для двигателей мощностью 500... 1500 кВт. Используя эти
значения коэффициентов влияния можно легко определить удельные
параметры рабочего процесса при нескольких отличных значениях
потерь или небольших изменениях параметров цикла по
отношению к рассматриваемой точке А на рис. 1.18. При этом
предполагается линейное изменение удельных показателей при
относительно небольшом изменении влияющих факторов, что позволяет
оценивать сразу суммарное влияние нескольких переменных в случае
рассмотрения влияния одновременного их изменения.
Изменение коэффициентов влияния по тс* и Т* соответствует
влиянию параметров цикла, представленному на рис. 1.18. В
отношении остальных коэффициентов влияния следует отметить
заметное их уменьшение с ростом температуры газов, что означает
меньшую чувствительность к потерям для высокотемпературных
двигателей и возрастание коэффициентов влияния с ростом
степени повышения давления. Исключение составляет изменение
8Се/8акс (слабое возрастание с последующим уменьшением по
тс*) и практическое отсутствие влияния температуры газов на ко-

УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА 53
Ьу/Ьх
ьсе
/
/5Лмтк
)
/
<Гзоок
"1300К
7Г 1700
__,
lV/l30
/
/
1500 К
1700 К
1700 К
ь1 S00 К-
К АбС^/бакс
ЬСе1
/'
ЪСе1Ъ'\
•
1300 К
i
ВооТГ
/
1
1
юок
1500 К
1700 К
700 К
12 16 20 24 я* 8 12 16 20 24
Рис. 1.21. Зависимости коэффициентов влияния на удельный расход
топлива параметров цикла и потерь в основных элементах двигателя

54 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
3
2
1
0
/
£^
ц/6(1-С
/
/
/
/
\
Л
I500IJ
1700 К
500 К
•
/
/
300 К
70ЙК
1300 К/
/
1300 K/
7-
"1700 К
8 12 16 20 24 П
/
i
■"'
. - —
^=
300 К
/шок
^ |5
г
1
1
15бОК
/
к
00 К
<
700 К
300 К
500 К
700 К
700 К
bNe уД/5т|*м тк
1300 Ki
1500 К/
8 12 16 20 24 я*
Рис. 1.22. Зависимости коэффициентов влияния на удельную
мощность параметров цикла и потерь в основных элементах двигателя

УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА 55
эффициент влияния по (1 - Not6 ). Для более наглядного
представления о соотношении между собой коэффициентов влияния по
величине они даны на рис. 1.21 и рис. 1.22 в одинаковом масштабе.
Пример. Поясним методику использования коэффициентов
влияния. Определим на сколько изменяются величины Се и Ne уд, если при
71К = 16 и Тг = 1600 К будет использована более эффективная система
охлаждения лопаток турбины компрессора, в результате чего величина
(1 - G0XJ1) увеличится в к = 1,03 раза по сравнению с исходными
данными. По рис. 1.18, рис. 1.21 и рис. 1.22 исходные величины имеют
следующие значения: 8Се/8 (1 - G0XJI) = - 0,4; Ше уд/5 (1 - G0XJI) = 1,43;
Се = 0,261 кг/(кВтч); NeyJl = 305,7 кВтс/кг.
Из выражений для коэффициентов влияния получаем:
ЛСе =Се(к-1) , _ ч = -3,13 • 10~3 кг/(кВт-ч),
8&-О
^.уя = ЛГ,уя(к-Ogjjqf-j = 13>12
Если определяется влияние одновременного изменения
нескольких параметров, то для каждого независимо вычисляются
значения АСе и ANeyR, которые затем суммируются.
Вертолетные ГТД характеризуются помимо удельного
расхода топлива и удельной мощности удельной тягой Руд. В этих
двигателях полезная работа цикла в основном преобразуется в
мощность свободной турбины и только незначительная ее часть
(несколько процентов) приходится на располагаемую кинетическую
энергию выходящих газов. В среднем в стандартных условиях (Т„
= 288 К, #п = 0, Vn = 0) на максимальном режиме работы
безразмерная скорость выходящих из двигателя газов А,с = 0,2.
Удельная тяга в стендовых-условиях определяется уравнением
где Т* - температура выходящих газов; а*кр - критическая
скорость газа при Т*.

56 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
Полученные по уравнению (1.27) значения Руд приведены на
рис. 1.20. Во всем рассмотренном диапазоне по Т* и п*к значения
Руд невелики и составляют 0,1...0,15 кНс/кг. В практическом
реализуемом диапазоне по параметрам цикла величина Руд изменяется
в еще меньших пределах, Руд = 0,11...0,13 кНс/кг. Если
пользоваться принятыми для ТВД в условиях Vn = 0 соотношениями для
условного пересчета силы тяги в эквивалентную мощность, то
добавка от тяги к удельной мощности составит всего 7,5...9 кВт.
1.3. ВЛИЯНИЕ МАЛОЙ РАЗМЕРНОСТИ НА УДЕЛЬНЫЕ
ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ. РЕТРОСПЕКТИВА
РАЗВИТИЯ ГТД СТ ПО ПАРАМЕТРАМ
Подавляющее большинство вертолетных ГТД относится к
малоразмерным. Только наиболее мощные модели двигателей для
вертолетов (отечественные Д-25В и Д-136 и в США JFTD-12A и
Т701), которые разрабатывались на базе существующих к моменту
их создания полноразмерных ТРД, ТРДД или ТВД и имели
параметры рабочего процесса исходных самолетных двигателей,
нельзя считать малоразмерными.
Общим для всех МГТД, т.е. практически для всех
вертолетных двигателей, являются размеры проточной части, особенно
последних ступеней компрессора, камеры сгорания и первых
ступеней турбины, определяющие пониженный уровень реально
достижимых параметров цикла, специфические особенности основных
узлов и увеличенные потери в них по сравнению с двигателями
большой мощности (размерности). Приближенно можно считать,
что влияние малой размерности проявляется в двигателях с
расходом воздуха меньше 10... 12 кг/с, что при современном уровне
параметров соответствует мощности двигателя до 4000 кВт (первых -
примерно до 2000 кВт).
Как было показано, только сочетание высоких значений Т* и
п*к позволяет получить малый удельный расход топлива и
большую удельную мощность. Это было известно и в начальный
период создания первых вертолетных ГТД (50-е годы). Однако высокие

ВЛИЯНИЕ МАЛОЙ РАЗМЕРНОСТИ 57
параметры цикла были недостижимы при существовавшем научно-
техническом уровне и только многолетние работы по рабочему
процессу, конструкции, технологии и конструкционным
материалам позволили выйти на современный достаточно высокий
уровень параметров. При этом сохранялись неизменными
термодинамический цикл (Брайтона) и принципиальная схема.
Поколения вертолетных ГТД. Каждое поколение
вертолетных ГТД характеризуется свойственной ему определенной
совокупностью уровня удельных показателей и параметров цикла,
типом и конструкцией основных узлов, уровнем потерь в них,
применяемыми конструкционными материалами и технологией. При
этом временные границы естественно являются не очень четкими.
Ниже они приведены в соответствии со временем создания
основной массы двигателей каждого поколения.
Вертолетные ГТД первого поколения (1955 - 1965 гг.)
отличались низкими параметрами цикла (рис. 1.23). Подавляющее
большинство двигателей независимо от мощности имели
пк = 5,5...6,5 и только в нескольких моделях степень повышения
давления достигала я* = 8. Температура газов Т* от мощности
двигателей также практически не зависела, так как применялись
только неохлаждаемые турбины, а существовавшие материалы
позволили реализовать Т* < 1200... 1230 К (см. рис. 1.2). Таким
образом, в вертолетных ГТД первого поколения влияние
размерности на параметры цикла отсутствовало вследствие общего
низкого их уровня. Низким параметрам цикла должны
соответствовать повышенный удельный расход топлива и пониженная
удельная мощность. О их возможных значениях можно судить по
рис. 1.18 исходя из л* =5,5...6,5 и Т* = 1130... 1230 К.
Несмотря на то, что в двигателях первого поколения влияние
мощности (размерности) практически не сказалось на достигнутых
параметрах цикла, удельные показатели, особенно удельный
расход топлива, оказались существенно зависящими от размерности
двигателей, изменяясь по мощности, как показано на рис. 1.23.
Основной причиной значительного ухудшения Се при уменьшении

58 Глава!. СХЕМЫ,УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
Т*,К
1600
1400
1200
nl
10-
8
6
4
id
ш
е, кг/(кВт-ч)
кВтс/кг
200
150
/
V//
300 600 2000 УЧ,,кВт
200 400 800 3000 Ne, кВт
Рис. 1.23. Параметры цикла и удельные показатели вертолетных
ГТД первого поколения
мощности двигателя является уменьшение КПД основных узлов с
уменьшением их размеров. Для наглядности в табл. 1.1
сопоставлены данные ГТД-350 и Д-25В, наименьшего и наибольшего из
отечественных вертолетных ГТД первого поколения.
1.1. Параметры вертолетных ГТД первого поколения
(взлетный режим работы, Н= 0, Ти = 288 К, Мп = 0)

Двигатель
ГТД-350
Д-25В
кВт
294
4045*
кг/(кВт-ч)
481
394
с?.,
кг/с
2,2
26,2
6
5,6
К, К
1190
ИЗО
*
Лк
0,8
0,83
Л™
0,84
0,88
Л *т
0,845
0,89
СГкс
0,93
0,96
* Мощность поддерживается до Н =3000 м увеличением Т*.

ВЛИЯНИЕ МАЛОЙ РАЗМЕРНОСТИ
59
Как видно, на взлетном режиме работы в стандартных
условиях двигатели имеют практически одинаковые параметры цикла
(у ГТД-350 они даже несколько выше) и резко отличаются по Се
ввиду большого различия в КПД компрессора, турбин и акс.
Следует отметить, что первоначально рядом фирм было
создано большое число различных вертолетных и самолетных МГТД,
часто близких по мощности и параметрам. В дальнейшем как
количество разрабатываемых двигателей, так и число фирм-
разработчиков сократилось, определились ведущие фирмы, каждая
из которых располагала базовой моделью двигателя определенной
мощности, а иногда и несколькими базовыми моделями в разных
классах мощности. Этим завершилось создание вертолетных ГТД
первого поколения. Уже в этом поколении характерной
особенностью вертолетных двигателей стал выпуск одного двигателя в ряде
модификаций, отличающихся мощностью, с целью расширения
возможностей применения на различных вертолетах.
Второе поколение вертолетных ГТД (1965 - 1980 гг.)
характеризуется последовательным модифицированием базовой модели
в направлении увеличения мощности (рис. 1.24). Новые модели
двигателей Лайкоминг Т-55 создавались при сохранении
габаритных размеров. Перепроектировался компрессор (на большие зна-
1000
1955
1960
1000
о——
у
ч-ъ
1955
1960
1965 1970 г.
Рис. 1.24. Развитие двигателей Лайкоминг семейства Т-55

60 Глава 1. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
чения GB, я*, цк), вводилась вторая ступень турбины компрессора
(увеличение г|*к), повышалась Т* и охлаждались лопатки первой
ступени турбины компрессора. Причины такого направления
развития очевидны, так как создание более мощной модификации
двигателя до определенного предела менее трудоемко и требует
меньше времени, чем разработка более мощного двигателя новой
конструкции. В таком направлении работали и работают по
настоящее время все ведущие разработчики вертолетных ГТД.
Однако в зависимости от уровня параметров и конструктивной схемы
исходного базового двигателя конкретные пути развития были
различными.
Для исходных двигателей с относительно высокими для
своего поколения удельными показателями разработка новых
модификаций велась в основном с целью создания более мощных
моделей, тогда как при развитии двигателей с относительно низкими
удельными показателями с целью их улучшения одновременно с
увеличением мощности большое внимание уделялось повышению
параметров цикла и КПД основных узлов. В результате удельные
показатели модифицированных двигателей заметно улучшились и
эти двигатели вместе с рядом вновь созданных можно
квалифицировать как двигатели второго поколения.
Параметры цикла и удельные показатели вертолетных ГТД
второго поколения в зависимости от мощности показаны на рис. 1.25.
Они заметно увеличились. Это обусловило усиление влияния
размерности двигателя на Се и Ne уд. Увеличение степени повышения
давления явилось результатом как возрастания числа ступеней в
компрессоре, так и применением более напорных ступеней;
увеличилось число двигателей, в компрессорах которых используются
центробежные ступени. Повышение температуры газов было
обусловлено внедрением новых более жаропрочных материалов и
простейших систем охлаждения сопловых и рабочих лопаток
турбины компрессора воздухом, отбираемым за компрессором.
Третье поколение вертолетных ГТД (1980 - начало 1990 гг.)
отличает то, что практически все двигатели этого поколения вновь
создавались во всех классах мощности.

ВЛИЯНИЕ МАЛОЙ РАЗМЕРНОСТИ
61
0,50
0,45
0,40
0,35
0,30
С?,кг/(кВтч)
300 600
0,2<
:00 400 700 2000 Л^,кВт
Рис. 1.25. Параметры цикла и удельные показатели вертолетных
ГТД второго поколения
Первые двигатели этого поколения появились еще в конце
70-х годов, но преобладающими они стали в 80-е годы,
завершение разработки новейших из них реализовано в начале 90-х годов,
а улучшенные модификации продолжают выпускаться до
настоящего времени.
В этот период был изменен подход к проектированию
двигателей. Одновременно с повышением параметров цикла и
улучшением удельных показателей значительно изменился
конструктивный облик ГТД: резко сокращено число ступеней лопаточных
машин, центробежная ступень в качестве замыкающей стала
обязательным элементом компрессора всех двигателей, в турбинах
внедрены высокоэффективные системы охлаждения сопловых и
рабочих лопаток и высокоперепадные одноступенчатые турбины в ГТД
меньшей мощности. Кроме того, существенно повысились
живучесть и ресурс, в несколько раз снизились трудоемкость и слож-

62 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
ность технического обслуживания. Таким образом, третье
поколение вертолетных ГТД - это серьезное продвижение вперед по
параметрам цикла и удельным показателям.
Для этого поколения очевидно влияние размерности
(мощности) на достигнутые параметры цикла (рис. 1.26): их увеличение во
всех классах мощности. Более сильное влияние размерности на
достигнутый уровень параметров цикла объясняется тем, что с
ростом температуры Т* соответственно (см. рис. 1.18)
значительно увеличивается удельная мощность, т.е. при одинаковой с
двигателями предшествующих поколений мощности существенно
уменьшается расход воздуха, а степень повышения давления
возрастает.
т*
1600
1400
1200
18
16
14
12
10
8
К
о
А
W
f
кВтс/кг
450
400
350
300
250
Св,Кг/(кВтч)
200
1
к
>
200 400 800 2000 УУв,кВт 200 400 700
2000
кВт
Рис. 1.26. Параметры цикла и удельные показатели вертолетных
ГТД третьего поколения

ВЛИЯНИЕ МАЛОЙ РАЗМЕРНОСТИ 63
Прогресс, достигнутый в двигателях третьего поколения,
является результатом проведения большого количества
исследований по газодинамике, методам расчета, экспериментальной
отработке узлов, материалам, технологии. Необходимый объем научно-
исследовательских (НИР) и опытно-конструкторских работ (ОКР)
возрос в несколько раз. Новые двигатели удалось создать только
благодаря увеличению во много раз исследований,
предшествующих созданию двигателя по всем указанным выше направлениям.
В целом двигатели этого поколения достигли столь высокого
уровня, что их дальнейшее совершенствование становится все
более затруднительным.
Таким образом, развитие вертолетных ГТД во всех классах
мощности шло в одном направлении по увеличению параметров
цикла для улучшения удельных показателей. При этом
размерность двигателя оказывала определяющее влияние на достигнутые
выходные данные ГТД.
Перспективы развития параметров вертолетных ГТД.
Очень важным является вопрос о том, какими будут вертолетные
ГТД следующего, четвертого поколения. Уже начаты
предварительные проработки по двигателям XXI века. В частности,
ставится задача в классе мощности 1500 кВт на 15...20 % уменьшить Се, на
40...50 % снизить удв, увеличив на 30...40 % Ne уд, на 20...25 %
уменьшить размеры.
Анализ работ прогностического плана показывает, что
рассматриваются два пути дальнейшего развития вертолетных
ГТД СТ.
1. Продолжение их развития по параметрам цикла с
дальнейшим улучшением удельных показателей исходя из того, что
возможности таких двигателей еще не исчерпаны.
2. Применение новых схем, в первую очередь ГТД с
регенерацией теплота, исходя из того, что в таких двигателях можно
существенно улучшить экономичность на пониженных режимах
работы и, кроме того, при высокой температуре газов оптимальная
степень повышения давления невелика, в связи с чем менее острой
становится проблема малой размерности.

64 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
,ММ
25
15
be
300 900 1500 Л^, кВт
Рис. 1.27. Предполагаемое изменение
высоты рабочих лопаток Лрл первой
ступени турбины компрессора в
зависимости от мощности Ne двигателя
для вертолетных ГТД четвертого
поколения 2 по сравнению с третьим
поколением /
Возможность традиционного развития вертолетных ГТД СТ
подтверждается как прогностическими работами, так и рядом
исследований по перспективам развития основных узлов,
усовершенствованию методов их расчета, по новым материалам
(включая высокотемпературные) и технологиям. Вместе с тем все более
сильное влияние размерности при повышении параметров цикла
приводит к тому, что реализовать в двигателе наименьшей
мощности высокие степени повышения давления будет невозможно
ввиду критического уменьшения высоты лопаток, даже если
применение новых материалов позволит создать высокотемпературные
неохлажденные турбины.
На рис. 1.27 приведены предполагаемые зависимости высоты
рабочих лопаток Лрл первой ступени турбин компрессора от
мощности Ne вертолетных ГТД СТ четвертого поколения. С этих
позиций применение в маломощных вертолетных двигателях схемы с
теплообменником, при которой вследствие значительного
снижения оптимального значения я* существенно повысятся высоты
лопаток, представляется перспективным, несмотря на
значительное усложнение конструкции.
Прогностические исследования показывают, что основным
направлением развития вертолетных ГТД на последующий период
(с начала 2000 г.) по-прежнему останется дальнейшее
совершенствование по параметрам ГТД СТ традиционной схемы.
Одновременно будут развиваться ГТД с теплообменником, в первую
очередь для наименее мощных двигателей.
На рис. 1.28 приведены прогнозируемые параметры цикла для
вертолетных ГТД СТ четвертого поколения и удельного расхода
топлива по мощности.

ВЛИЯНИЕ МАЛОЙ РАЗМЕРНОСТИ
65
Общая тенденция развития вертолетных ГТД очевидна исходя
из изложенного выше. Ее можно проследить на примере развития
двигателей одного класса мощности. Для двигателей класса
мощности 500... 1500 кВт, т.е. со средней мощностью в 1000 кВт на
рис. 1.29 показано развитие вертолетных ГТД по поколениям на
фоне зависимостей рис. 1.18. Значения тг*, Т*, Се и NeyR для
каждого поколения принимались исходя из приведенных на рис. 1.23,
рис. 1.25, рис. 1.26 и рис. 1.28 их значений для соответствующего
поколения при мощности 1000 кВт. Отчетливо видна основная
тенденция: неуклонное повышение тг* и Т* с соответствующим
улучшением Се и Ne уд. Это генеральное направление
совершенствования вертолетных ГТД продолжается и для двигателей
четвертого поколения. При этом можно ожидать существенно большего
улучшения удельных показателей, если будут реализованы
предполагаемые, как возможные, неметаллические материалы для
турбин и камер сгорания. В среднем улучшение экономичности
составит 10... 15 %, а удельной мощности - до 40 %.
е, кг/(кВт-ч)
Ne = 530 - 960 кВ
4-е поколение V
1400
1200
\
\
\
\
\
\
ti
Ч
N
//А
Ч
N
ш
N
1
6 10 14 18 24тгк 200 500 1000 2000 4000 Ne, кВт
Рис. 1.28. Параметры цикла и удельный расход топлива
прогнозируемые для вертолетных ГТД четвертого поколения
(штриховые линии - третье поколение)

66 Глава!. СХЕМЫ, УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ПАРАМЕТРЫ
0,40
0,35 —
Се,кг/(кВтч)
Ne уд, кВт- с/кг
500г
0,25
0,20,
8
12 16
Рис. 1.29. Общая тенденция развития вертолетных
ГТД по поколениям:
1 - первое поколение; 2 - второе поколение; 3 - третье поколение;
4 - четвертое поколение
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Масленников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.И.
Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969.
380 с.
2. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и
расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение,
1986.432 с.
3. Гуревич Д.В. Экспериментальное исследование диффузор-
ных выпускных трактов вертолетных ТВД // Силовые установки
вертолетов. М.: Оборонгиз, 1959. С. 59-114.

Глава 2
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
2.1. РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Под режимными характеристиками понимают зависимости от
изменения мощности двигателя Ne его удельного расхода топлива
Се, силы тяги Рдв, частоты вращения роторов турбокомпрессора птк
и свободной турбины яст, температуры газов перед турбиной Т*,
степени повышения давления я*, расхода воздуха GB и других
параметров. Режимные характеристики часто называют
характеристиками по частоте вращения турбокомпрессора (газогенератора),
а также дроссельными характеристиками (по аналогии с
поршневыми двигателями, в которых режим работы изменяют дроссельной
заслонкой на входе) или характеристиками частичных режимов.
Режимы ГТД СТ. Взлетный режим используется для взлета
или висения при повышенной температуре воздуха или на высоте
и в стандартных земных условиях при перегрузке вертолета.
Продолжительность непрерывной работы на взлетном режиме не
должна превышать 5 мин, а суммарная наработка за ресурс обычно
составляет 5 % общей суммарной наработки.
Максимальный продолжительный режим {номинальный
режим) - это режим взлета и висения в условиях близких к земным
стандартным, при полете с повышенной скоростью или с
увеличенной скороподъемностью. Продолжительность непрерывной
работы на этом режиме 30...60 мин, а суммарная наработка за
ресурс составляет до 40 % общей суммарной наработки. Обычно
мощность на номинальном режиме равна 85...90 % взлетной.
Крейсерские режимы^ используемые для нормального полета,
имеют не регламентируемую продолжительность непрерывной
работы. Мощность на максимальном крейсерском режиме, как
правило, не превышает 90 % максимально продолжительной, а на

68 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
минимальном крейсерском режиме - 15 % мощности максимально
продолжительного режима.
Режим малого газа. Различают земной и полетный малый газ.
Земной малый газ - это минимальный установившийся режим
работы двигателя при скорости полета Vn = 0. Он составляет 5... 10 %
взлетной мощности двигателя. Режим полетного малого газа
несколько больше по мощности, так как он должен еще
удовлетворять требованию обеспечения заданного времени полной
приемистости, необходимого из условий безопасного пилотирования
вертолета. Под временем полной приемистости понимается время
необходимое в полете для перехода с режима минимальной
мощности (полетного малого газа) до режима взлетной мощности. На
режиме полетного малого газа мощность двигателя не должна
превышать 10... 12 % взлетной, иначе окажется невозможным дос-.
таточно быстрое снижение вертолета.
При многодвигательной СУ в целях повышения безопасности
полетов при отказе одного из двигателей используют еще два
режима - максимальный чрезвычайный и промежуточный
чрезвычайный.
Максимальный чрезвычайный режим применяется для
продолжения взлета или обеспечения безопасной посадки при отказе
одного из двигателей. На этом режиме с продолжительностью
непрерывной работы до 2,5 мин для обеспечения безопасности
вертолетов с двухдвигательной СУ во всех условиях мощность,
продолжающего работать двигателя, должна быть значительно
больше взлетной в 1,6 - 1,8 раза. Однако в современных двигателях она
превышает ее не более чем на 15...20 % и достигается
кратковременным повышением режима работы двигателя. В результате
остаются зоны (заштрихованы на рис. 2.1), в которых безопасность
не обеспечивается. Поэтому разрабатывают и используют
специальные меры по повышению мощности двигателя на этом режиме.
В частности, из 2,5 мин чрезвычайного режима начинают
выделять первые 30 с с еще большим повышением мощности.
Очевидно, что при трехдвигательной СУ требования к
мощности на максимальном чрезвычайном режиме снижаются, так как
при отказе одного двигателя теряется только немногим более 30 %

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
69
Я, м
/77/////,
Vw км/ч
Рис. 2.1. Опасные зоны при
отказе одного из двигателей
на двухдвигательном
вертолете
\
\
N
1
>
1
1,0
0,8
0,6
0,4
0 100 200 Кп,км/ч
Рис. 2.2. Зависимости относительного
изменения требуемой относительной
мощности несущего винта Nm от
скорости полета при различных
значениях окружной скорости ((огт) на
конце лопастей несущего винта:
1 - ®гнъ = 210 м/с; 2 - сог„в = 190 м/с
суммарной мощности СУ и оба оставшихся двигателя переводятся
на чрезвычайный режим.
Еще ниже требования при четырехдвигательной установке.
Однако увеличение числа двигателей приводит к усложнению СУ,
ее удорожанию и повышению трудоемкости эксплуатации.
Поэтому СУ выполняется в основном с двумя двигателями и
чрезвычайно редко - с тремя.
Промежуточный чрезвычайный режим применяется для
продолжения полета при отказе одного из двигателей. Требуемая для
полета мощность существенно изменяется по скорости полета и
при Vn = 100... 120 км/ч она примерно в 2 раза меньше требуемой
для взлета или висения (рис. 2.2). Поэтому при двухдвигательной
СУ достаточно, чтобы мощность на промежуточном чрезвычайном
режиме равнялась взлетной, тогда продолжительность
непрерывной работы для обеспечения полета до места, где возможна
посадка, увеличивается до 30...60 мин по сравнению с 5 мин для
взлетного режима. При 150 часовых испытаниях по нормам летной
годности наработка на промежуточном чрезвычайном режиме входит
в суммарную 5%-ную наработку взлетного режима.

70 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Помимо перечисленных выше режимов работы двигателя для
сопоставимой оценки по уровню параметров и удельных
показателей используют максимальную (термодинамическую) мощность в
стандартных земных условиях, т.е. мощность, которую развил бы
двигатель в условиях Нп = 0, Тн = 288 К, Кп = 0 при максимальных
допустимых для этого двигателя значениях итк и Т*. Ниже этот
режим рассматривается как расчетный. Следует отметить, что в
некоторых двигателях для вертолетов с однодвигательнои силовой
установкой он совпадает с взлетным режимом.
Режимные характеристики и изменение условий работы
основных узлов по режимам работы ГТД СТ. При расчете
режимных характеристик исключены имеющие дополнительное
значение изменения КПД и другие потери в узлах по режимам
работы, но учтено изменение теплоемкости воздуха и газа.
На рис. 2.3 приведены результаты таких расчетов для
вертолетных ГТД СТ, отличающихся исходными (на режиме
максимальной мощности) параметрами цикла Т^ и я*0. Индексом ноль
здесь и далее отмечены значения всех параметров на режиме
максимальной мощности. Расчеты проведены применительно к
высокотемпературным и низкотемпературным двигателям в реальном
для них диапазоне по степени повышения давления: к*к0 = 20 и 10
при 7^ = 1600 К и я*к0 = 10 и 5 при Гг*0 = 1200 К. Кроме того, для
оценки влияния на режимную характеристику очень низкой для
данного значения Т* степени повышения давления, проведены
расчеты с пк0 = 5 при Гг*0 = 1600 К.
Потери в основных узлах, отборы охлаждающего воздуха
принимались равными приведенным в разд. 1.2 для ГТД СТ
мощностью 500... 1500 кВт. Принято также, что удельная работа
сжатия в компрессоре £уд к прямо пропорциональна квадрату частоты
вращения, т.е. L дк = const n\. Эта зависимость строго
соответствует центробежному компрессору с осевым входом воздуха в
рабочее колесо в абсолютном движении и радиальным выходом
потока из него в относительном движении. Без значительной по-

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
71
"тк
1,0
0,9
0,8
0,7
Л*
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
т;
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
р
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 Ne
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0
Рис. 2.3. Режимные характеристики вертолетных ГТД СТ при
различных исходных значениях параметров цикла:
Та = 1600 К, <0 =20; Т^ = 1600 К, пк0 = 10;
7^ = 1600 К, 7Г*к0 = 5; -Та = 1200 К, п*к0 = 10;
7£ =1200 К, <0 =5

72 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
грешности она применима для осевого и осецентробежного
компрессоров, не имеющих регулируемых элементов.
При наличии нескольких регулируемых направляющих
аппаратов (НА) и их прикрытии с понижением частоты вращения
изменение удельной работы сжатия в компрессоре происходит
быстрее, чем по nl. В ГТД СТ с двухвальным газогенератором с
понижением режима работы происходит «скольжение» каскадов и по-
разному изменяется частота их вращения. Это сказывается на
обеспечении требуемых запасов газодинамической устойчивости
компрессора АКуу но практически не влияет на изменение по
режимной характеристике всех остальных параметров.
Для удобства анализа режимных характеристик все параметры
на рис. 2.3 даны в виде относительных их изменений по
отношению к значениям на режиме максимальной мощности, т.е.
Q> - Q/Qo j Ne = Ne/Nc0 и т.д., раздельно для каждого
исходного значения параметров цикла Гг*0 и тг*0.
Уменьшение мощности двигателя (Ne < 1) при неизменных
внешних условиях достигается сокращением подачи топлива в
камеру сгорания. Это приводит к падению температуры газов Тг и
частоты вращения ротора турбокомпрессора п1К. В результате
уменьшаются расход воздуха GB и степень повышения давления в
компрессоре тг* . Снижение Т* и п*к вызывает уменьшение КПД
цикла, что обуславливает увеличение удельного расхода топлива
Се9 снижение удельной мощности Ne уд и удельной тяги Руд.
Изменение удельной мощности происходит в соответствии с
приведенной на рис. 1.18 ее зависимостью от пк и Тг . Удельная тяга
уменьшается быстрее, чем это следует только из изменения
параметров цикла при постоянном значении ^ВЬ1Х = 0,2 (см. рис. 1.20),
так как для данного двигателя с понижением режима работы
уменьшаются расход воздуха и скорость истечения газа.
Удельный расход топлива по мере уменьшения мощности
ухудшается интенсивнее вследствие все более сильного снижения
параметров цикла. В результате на основных крейсерских режимах

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 73
(Ne = 0,4...0,8), когда наиболее важна экономичность двигателя,
удельный расход топлива заметно хуже, чем на расчетном режиме
Таковы принципиальные закономерности протекания
режимных характеристик вертолетных ГТД СТ, обусловленные
характером изменения параметров цикла и расхода воздуха при переходе
на пониженные режимы работы.
Исходные значения параметров цикла не влияют на характер
изменения параметров, но приводят к различному их
относительному изменению по Ne. Наиболее важной является зависимость
Се = f\Ne): чем она положе, тем в меньшей мере ухудшается
топливная экономичность при переходе на режим меньшей мощности
по сравнению с экономичностью на максимальном режиме. Как
видно из рис. 2.3, при постоянстве КПД узлов по режимам более
высокая исходная температура газов Т*о приводит к более
пологой, т.е. более благоприятной зависимости Се по Ne, тогда как
изменение в 2 раза исходной степени повышения давления в
целесообразном для данной 7^ диапазоне п*^ сказывается очень слабо.
Только при чрезвычайно низких для исходной температуры газов
значениях 7t*0 наступает заметное ухудшение протекания
рассматриваемой характеристики (линия 7^ = 1600 К, тгк0 = 5 на рис. 2.3).
Таким образом при данной исходной температуре газов
оптимальная по экономичности на расчетном режиме исходная степень
повышения давления п*^ обеспечивает достаточно близкий к
минимальному удельный расход и на режимах пониженной
мощности, т.е. при постоянстве КПД основных узлов по режимам
оптимизация по параметрам цикла на максимальном режиме означает
практически оптимизацию по Се и на режимах пониженной
мощности (линия /-/ на рис. 1.18).
Помимо параметров цикла количественное влияние на
режимные характеристики оказывают особенности характеристик
основных узлов и условий их взаимного согласования (положения
рабочей точки на характеристиках узлов на расчетном режиме).

74 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Следует отметить, что для ГТД СТ с постоянной геометрией
проточной части линия совместной работы каждого узла
газогенератора на характеристике является единственно возможной.
Рассмотрим работу основных узлов при изменении режима
работы двигателя и сделанных выше допущениях.
Турбина компрессора. Прежде всего следует отметить
постоянство или слабое изменение степени понижения давления в
турбине компрессора я*к в зоне основных режимов работы. Еще в
1959 г. было установлено [1], что п*^ = const сохраняется по
режимам до тех пор, пока не меняется пропускная способность
свободной турбины А^, т.е. пока степень понижения давления в
сопловом аппарате свободной турбины больше или равна
критической (безразмерная скорость ХСа ст в критическом сечении
соплового аппарата остается равной единице). Слабой зависимостью
газодинамической функции расхода q(X) от X в зоне значений
X * 1 объясняется очень малое изменение Аст вплоть до А,СА ст = 0,9
(q(X) = 0,9989 при X = 0,95 и q(X) = 0,9879 при X = 0,9), т.е.
пропуская способность уменьшается всего на 0,11 и 1,21 % при
уменьшении X соответственно на 5 и 10 %. Очевидно, что по суммарной
степени понижения давления в свободной турбине изменение
коэффициента пропускной способности в двухступенчатой
свободной турбине наступает раньше, чем в одноступенчатой (см. рис.
1.8), поэтому при одноступенчатой свободной турбине условие
яте = const сохраняется до более низких режимов работы двигателя.
С понижением режима работы двигателя величина яст
уменьшается, но пока это не приведет к заметному изменению Аст,
величина птк остается практически неизменной. Дальнейшее
значительное уменьшение Лст сопровождается существенно меньшим,
но все же снижением я*к. Практическое постоянство степени
понижения давления в турбине компрессора в достаточно широкой
зоне по режимам работы означает, что ее удельная работа
изменяется по режимам работы двигателя прямо пропорционально тем-

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 75
пературе газов Т*. Вместе с тем удельная работа сжатия в
компрессоре LyR к, определяющая требуемую работу турбины
компрессора, в первом приближении прямо пропорциональна п\.
Поскольку и™ = «к, это означает, что [ итк/д/Гг2 j « const, т.е.
практически постоянна и безразмерная окружная скорость Хи. Таким
образом, при сделанных допущениях положение рабочей точки на
характеристике турбины компрессора, определяемое значениями
я*к и Хи, остается практически неизменным по режимам работы
двигателя и, соответственно, в широком диапазоне режимов не
меняются значения КПД турбины Г|*к, безразмерной скорости на
выходе А™ и угла выхода потока из турбины утк.
В действительности, с учетом возможных отклонений от
зависимости LyRK = const и ятк = const положение рабочей точки на
характеристике турбины компрессора по режимам работы двигателя
изменяется, но не существенно, практически не меняя значение
г|*к и очень слабо воздействуя на Л™ и утк. Это справедливо при
анализе любых характеристик вертолетных ГТД СТ за
исключением двигателей с регулируемым СА свободной турбины, в которых
в соответствии с принятым законом регулирования площади Fca ст
изменяется и А^, что приводит к соответствующему изменению
степени понижения давления в турбине компрессора п*^.
Камера сгорания. Несмотря на сильное изменение по
режимам работы степени повышения давления в компрессоре и расхода
воздуха, потери давления торможения в камере сгорания акс при
этом почти не меняются. Это объясняется тем, что объемный
расход газа через турбину компрессора в широком диапазоне
режимов работы двигателя практически зависит только от температуры
газов, изменение которой соответствует изменению температуры
воздуха за компрессором, в связи с чем число Мкс (или Хкс) на
входе в камеру сгорания мало изменяется. Почти не меняется по
основным режимам работы двигателя и полнота сгорания топлива.

76
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
0,88
0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1 1,2 тик
Рис. 2.4. Изменение относительного КПД компрессора т\к
у различных вертолетных ГТД СТ
Поэтому характеристики камеры сгорания практически не влияют
на протекание режимных характеристик двигателя.
Компрессор. В компрессоре в отличие от камеры сгорания и
турбины компрессора, точка совместной работы на его
характеристике существенно перемещается по режимам работы двигателя.
Со снижением мощности уменьшаются GB, wK, п*к (см. рис. 2.3) и
в результате линия рабочих режимов на характеристике
компрессора проходит как показано на рис. 1.6. Очевидно, что при этом
изменяется КПД компрессора г\*к. В зависимости от типа
компрессора, особенностей согласования друг с другом отдельных
ступеней в расчетной точке, наличия регулируемых элементов и закона
управления ими изменение г|* по режимам работы двигателя
может быть различным. На рис. 2.4 показано изменение КПД
компрессора по линии рабочих режимов для компрессоров ряда
вертолетных ГТД СТ в виде изменения параметра rf* =л1/л1о
относительно изменения степени повышения давления л* = п*к/п*к0 и
отмечены области по л*, соответствующие Ne = 1 и 0,5. Как вид-

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 77
но, наиболее характерно такое изменение г\* по я*, при котором
КПД компрессора с понижением режима работы двигателя от
Ne = 1,0 до Ne = 0,5 (соответствует я* = 0,7) повышается на
1 ...2 %, а в дальнейшем начинает уменьшаться. Вместе с тем
имеются компрессоры, в которых в диапазоне Ne = 0,5 1 КПД
остается постоянным, в некоторых компрессорах с понижением
режима работы ту* непрерывно уменьшается (на 2 % при Ne = 0,5).
На характер изменения rf* по я* в определенной мере
можно влиять при проектировании компрессора. Поэтому важно
оценить влияние характера изменения г|* по режимам на удельный
расход топлива, чтобы учитывать это при проектировании
компрессора.
Как было рассмотрено выше, КПД компрессора заметно
влияет на удельный расход топлива, при этом коэффициент влияния
зависит от параметров цикла (см. рис. 1.21) и увеличивается по
мере их снижения (8Ce/8rf* = - 0,85 для Т* = 1700 К и я* = 20 и
8Ce/5rf* = 1,2 для Т* = 1300 К и я* =12). Поэтому на
пониженных режимах работы двигателя в связи со снижением параметров
цикла влияние изменения КПД компрессора при прочих условиях
должно быть значительнее, чем на режиме максимальной
мощности. Несколько различным, при одинаковом относительном
изменении 5г|*, должно быть и относительное изменение удельного
расхода топлива по режимам работы в двигателях, отличающихся
уровнем исходных параметров цикла. Однако принципиальный
характер влияния изменения г|* при этом сохраняется, что
позволяет анализировать его на частном примере. Ниже это сделано для
ГТД СТ с высокими, по современным представлениям, исходными
параметрами цикла: Т*о = 1600 К и я*0 = 20 (степень повышения
давления практически оптимальная по С<д при 1600 К, см. рис. 1.18).

78
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
0,8
0,78
0,76
у
I
дч
•
•
N
1,3
1,2
Ы
\
е,кц
кВт-ч
0,30
0,28
0,26
\
\
JII
1>0 0,4 0,6 0,8 1,0 Ne °'24 0,4 0,6 0,8 1,0 Nt
Рис. 2.5. Влияние характера изменения КПД компрессора г\к на
режимные характеристики вертолетных ГТД СТ
£ =1600 К, <0=20)
На рис. 2.5 показаны три разных варианта изменения т\*к по
режимам работы двигателя: его постоянство /, ухудшение // и улучшение ///
при переходе от пониженного режима к расчетному. Эти варианты
используются при следующих допущениях: одинаковом максимальном
КПД r|*max = 0,8, одинаковой интенсивности изменения г|* по режимам
работы двигателя (на 0,04 при изменении мощности двигателя в 2 раза),
линейном изменении г|* по мощности.
Изменение п*к по режимам практически не зависит от характера
протекания г|*, тогда как Т* интенсивнее всего снижается при
изменении КПД по варианту ///, а удельный расход топлива на всех режимах
наименьший при т]* = const = Лктах (вариант /). Варианты // и ///
изменения г|* дают наибольшее различие в удельном расходе топлива на рас-

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 79
четном режиме (Ne = 1) и практически сравниваются при Ne = 0,5,
несмотря на то, что на этом режиме г\*кП = 0,76, а ц*кШ = 0,8. Объясняется
это тем, что влияние снижения г|* на 0,04 компенсируется
противоположным по направлению влиянием на Се увеличения температуры газов с
Т*ш = 1300 К до Т*п = 1400 К (Т* при Ne = 0,5, см. на рис. 2.3).
Следует отметить неправомерность сравнительной оценки
эффективности топливной экономичности двигателя только по относительному
удельному расходу топлива Се в случае переменного по режимам
работы КПД компрессора. Как видно из рис. 2.5, наиболее пологой является
эта зависимость для варианта /// изменения г|* , что объясняется не
наилучшим расходом топлива на крейсерских режимах, а его худшим
значением на режиме максимальной мощности, с которым все соотносится.
Поэтому при сопоставлении реальных двигателей с примерно
одинаковыми исходными параметрами цикла не следует автоматически считать,
что лучше тот двигатель, который имеет более пологое протекание Се по
Ne. Кроме того, изменение КПД по варианту /// приводит к увеличению
размеров и массы двигателя, так как снижение г|* на расчетном режиме
означает уменьшение удельной мощности и необходимость при тех же
исходных параметрах цикла проектировать двигатель на больший расход
воздуха. В рассмотренных на рис. 2.5 примерах расчетное значение GB
при изменении г|* по варианту /// на 7,3 % больше, чем при изменении
г|* по вариантам / и //. По этим причинам нельзя допускать
значительного снижения КПД компрессора по отношению к режиму Ne = 1, даже
если это позволяет при проектировании компрессора получить некоторое
дополнительное улучшение КПД на пониженных режимах.
Регулирование расхода воздуха, охлаждающего турбину
компрессора. Как отмечалось выше, характеристики турбины
компрессора по режимам работы двигателя практически не меняются.
Однако в высокотемпературных вертолетных ГТД СТ на
протекание их режимных характеристик может оказать дополнительное
положительное влияние введение регулирования расхода воздуха,
охлаждающего турбину компрессора. При отсутствии
специальных регулирующих устройств в системе подвода охлаждающего
воздуха его относительный расход Goxn по режимам работы почти не

80 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
меняется, т.е. физический расход охлаждающего воздуха
снижается практически пропорционально уменьшению общего расхода
воздуха GB через двигатель (см. изменение GB no 7Ve на рис. 2.3). Но
уменьшение режима работы всегда сопровождается снижением
температуры газов и частоты вращения, в связи с чем с позиций
обеспечения прочности и ресурса турбины компрессора
требуемый относительный расход охлаждающего воздуха G0XJ1 может
быть также понижен, т.е. уменьшены потери и улучшен удельный
расход топлива на пониженных режимах работы.
Влияние уменьшения относительного отбора охлаждающего
воздуха G0XJ1 на удельный расход топлива можно оценить по
приведенным на рис. 1.21 значениям коэффициента влияния
8Ce/8(l-GOXJ]) в зависимости от параметров цикла. С их
уменьшением, что происходит при снижении режима работы двигателя,
коэффициент влияния уменьшается. Кроме того, уменьшение G0XJ1
по мере снижения режима работы приводит к тому, что тот же
частичный режим работы достигается при более низкой
температуре Т*, а следовательно, с ухудшением экономичности. В
результате введение регулирования относительного расхода
охлаждающего воздуха дает ограниченный эффект.
На рис 2.6 приведены результаты расчета изменения Се по Ne
для ГТД СТ с высокими исходными параметрами цикла (7iK = 20,
Т* = 1600 К) при G0XJI = const (сплошные линии) и G0XJ1 = var
(штриховые линии). Расчеты выполнены для двух вариантов
изменения (/охл : от 0,065 (при 1600 К) до 0 (1200 К) при
высокоэффективной системе охлаждения и от 0,13 до 0 для тех же температур
при менее эффективной системе охлаждения. На режиме Ne = 0,5
введение регулирования G0XJ1 дает выигрыш в Се на 1,4 % при
^охло =0,065 и 2,3% при GOXJl0 =0,13.
Учитывая усложнение конструкции, необходимое для
регулирования Goxn, и относительно небольшой выигрыш от его
использования, регулирование расхода охлаждающего воздуха по
режимам пока в вертолетных ГТД СТ не применяется.

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
81
г;, к
1600
1400
1200
1000
o,i>
0,2 0,4 0,6 0,8
кВт-ч
0,400
0,375
0,350
1,0 Ne °>325
0,300
0,275
Рис. 2.6. Влияние регулирования
расхода охлаждающего воздуха
на изменение удельного расхода
топлива Се и температуры газов Q950
Г;0(приаохл =0,065 и 0,13,
Т* =1600 К, <о =20) °'225
]
i
Go
^ОХЛО
""Go
=0,13
хл=СО
^-
nst
r
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 Ne
Согласование режима работы свободной турбины и
газогенератора. Свободная турбина является единственным из
основных узлов ГТД СТ, параметры которого могут одновременно
независимо изменяться как по режиму работы двигателя Ne, так и по
частоте ее вращения пСТ. Если по режимам работы вертолета
целесообразно изменять частоту вращения несущего винта, то ц^
будет соответственно изменяться системой управления несущим
винтом, независимо от режима работы газогенератора. Изменение
частоты вращения свободной турбины не влияет на ее
пропускную способность. Поэтому режим работы газогенератора и его
параметры (игг, л*, Т*, л*к, GB, Gm и др.) по пст остаются
постоянными .
Изменение частоты вращения свободной турбины в
действительности влияет на угол и безмерную скорость на выходе из свободной
турбины, что вызывает изменение коэффициента восстановления давления
заторможенного потока в выпускном канале с соответствующим
изменением п^. Однако это не учитывается в приведенных выше
рассуждениях из-за его относительной малости.

82
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Однако мощность двигателя Ne и удельный расход топлива
при этом будут изменяться вследствие изменения КПД свободной
турбины. Как было показано на рис. 1.10 относительное изменение
г|ст определяется отношением окружной скорости UCT к изоэнтро-
пической скорости С*ТЛ. Поэтому на постоянном режиме работы
газогенератора, т.е. при С*тЛ. = const, Т*к = const и 7с*т = const
значения Г|*т будут меняться по пст в соответствии с изменением
^стЛ-Сг л * вызванным переменным значением UCT.
Очевидно, что от того, будет ли при изменении пст на данном
режиме работы газогенератора значение £/CT/C*T v приближаться
или удаляться от оптимального значения, соответствующего
Лсттах (см- Рис- 1-Ю)» зависит и характер изменения ti*t с
соответствующим пропорциональным ему изменением Ne и обратно
пропорциональным изменением удельного расхода топлива Се.
На рис. 2.7 показано относительное изменение мощности
двигателя Ne на различных постоянных режимах работы
газогенератора (пгг = const) при увеличении (пст > 1,0) и уменьшении (пст < 1,0)
частоты вращения свободной турбины. Точка А соответствует
согласованию свободной турбины на оптимальное по г|*т значение
UCTIC*CTS при пст =1. Изменение г|*т по
принималось в соответствии с рис. 1.10.
Ne
1,0
:;T.s.)/(f/CT/c;T.v)opt
0,8
0,6
0,4
0,2
S
f
/
/
/
Б
А' <
1
i
i
i
i
'б'
А
~—^*
В
-^
Рис. 2.7. Относительное
изменение мощности двигателя Ne по
пст на различных постоянных
режимах работы газогенератора
0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 83
Чем выше исходные параметры цикла, тем больше значения
71^. и Сст и реализовать их в одной ступени свободной турбины
невозможно. Поэтому в двигателях с высокими параметрами
цикла применяются двухступенчатые и даже трехступенчатые
свободные турбины (см. статистические данные на рис. 1.11).
В многоступенчатой свободной турбине вместо параметра
UCT/clTS используют параметр
(2.1)
где z - число ступеней турбины; / - номер ступени.
Если все ступени имеют одинаковое значение UjC*sl , то
Y*T =(f7CT/C* jyfz . Изменением степени реактивности ступени р,
можно повлиять на протекание зависимости ч]^ = f\U ^ j C*^ s) и
оптимальное по КПД значение £/ст/С^.. Чем выше степень
реактивности ступени турбины, тем больше оптимальное по КПД
отношение (f/CT/C*Ty) и более пологое изменение КПД, т.е. более
пологое протекание зависимости
Последнее явление благоприятно, так как возможно
изменение пст в более широком диапазоне без существенного ухудшения
Ne и Се при постоянном режиме работы газогенератора. Однако
обеспечить увеличенное значение £/CT/C*TV в ступени свободной
турбины двигателя, для которой величина C*TS определена
параметрами цикла на данном режиме работы газогенератора, числом
ступеней турбины и распределением работы между ними, можно
только повышением С/Ст, т.е. увеличением либо частоты вращения
пст, либо диаметра турбины DCT.

84 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Конструктивно-прочностные и газодинамические факторы, а
также геометрия переходного канала между турбинами
компрессора и свободной обычно ограничивают применяемые значения
степени реактивности ступени свободной турбины (на среднем
радиусе) величиной рст, = 0,35...0,45. С учетом этого
обстоятельства зависимость (2.2) можно рассматривать в первом
приближении как типичную не только для одноступенчатой турбины, но и
для многоступенчатой, если вместо параметра UCT/C*CTS
использовать параметр FC*T, т.е. рассматривать ее и как зависимость
Лст = /уст/^cT-opt)• Хотя очевидно, что перераспределяя при
проектировании турбины работу между ступенями и меняя рст„ можно в
определенных пределах влиять на протекание как г|*т/, так и F0*pt.
С учетом изложенного, изменение режимных характеристик
ГТД СТ при разных законах управления частотой вращения
свободной турбины будет несколько различным. Если на расчетном
(максимальном) режиме работы двигателя свободную турбину
согласовать на оптимальное по г|^. значение UCT/C*CTS или Y*T (для
многоступенчатой турбины) - точка А на рис. 2.7, то с
понижением режима работы оптимальное по г|^. значение пст будет
уменьшаться (из-за снижения С*СГ5 при переходе на пониженные
режимы работы), но величина г|*т будут оставаться постоянной, равной
Лсттах (линия АБ'Б). В результате уменьшение пст по режимам в
соответствии с линией АБ'Б позволит получить то же протекание
режимной характеристики, включая изменение Се по Ne, что
показано на рис. 2.3 для случая постоянства КПД всех основных узлов.
Это изменение Се по Ne соответствует линии АБ на рис. 2.8.
Следует отметить, что относительное уменьшение удельной
работы свободной турбины, а следовательно, C*CTS мало зависит от
исходных параметров цикла. Оно практически одинаково для
двигателя с Та = 1600 К и я*0 = 20 и двигателя с Гг*0 = 1200 К и я*0 =
= 10. Поэтому приведенный на рис. 2.7 характер изменения пст по

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
85
1,6
1,5
1,4
1,3
1,2
1,1
X
О 0,2 0,4 0,6 0,8 l,i
А'
0Ne
Рис. 2.8. Влияние условий
согласования свободной турбины
с газогенератором и закона
изменения яст по режимам
работы двигателя на
относительное изменение удельного
расхода топлива Се
(законы изменения йст
обозначены на рис. 2.7)
режимам работы, требуемый для поддержания г|ст тах? практически
от исходных параметров цикла не зависит.
Однако на современных вертолетах чаще всего применяют
закон управления, близкий к пст = const. Если в этом случае
свободную турбину согласовать на оптимум по КПД на режиме Ne = 1
(та же точка А на рис. 2.7), то с понижением режима работы из-за
снижения г|*т мощность двигателя будет дополнительно
уменьшаться (линия АВ), а удельный расход топлива соответственно
увеличивается (линия АВ на рис. 2.8), причем тем значительнее,
чем ниже режим работы газогенератора. Таким образом, наиболее
распространенный закон управления пст = const в случае
оптимизации свободной турбины на максимальный режим работы
двигателя приводит к дополнительному ухудшению экономичности на
крейсерских режимах работы.
Поэтому, при управлении по закону яст = const, для улучшения
экономичности на крейсерских режимах целесообразно
согласовывать свободную турбину на оптимальное по г|^. значение UCT/ClTS
или Y^ на пониженном режиме работы (Ne < 1,0). В этом случае

86 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
при Ne = 1 из-за большего, чем оптимальное, значения С*т д.
величина UCT/C*CTS будет меньше оптимальной, а следовательно,
меньшим будет и г|*т0. По мере снижения режима работы КПД
СВОбоДНОЙ Турбины будет увеЛИЧИВаТЬСЯ ДО ДОСТИЖеНИЯ Г^ттах На
режиме согласования, а затем уменьшаться. На рис. 2.7 и рис. 2.8
это показано на примере оптимального согласования свободной
турбины на режиме Ne = 0,5 (линия АБГ).
Очевидно, что согласование свободной турбины на
пониженный режим приводит к более пологому протеканию зависимости
Се =Се/Се0 от Ne вплоть до режима согласования. Однако
согласование на очень низкие Ne вызовет столь значительное
ухудшение данных на максимальном режиме, что на основных
крейсерских режимах работы (Ne =0,5...0,7) выигрыша в абсолютном
значении Се не будет (линия АГ на рис. 2.8). Кроме того, чем на
меньшее Ne согласована свободная турбина, тем ниже ее КПД на
режиме Ne = 1 и для получения заданной мощности двигателя
потребуется обратно пропорциональное увеличение расчетного
расхода воздуха GB, т.е. увеличение размеров и массы двигателя.
В рассмотренном на рис. 2.7 примере согласования свободной
турбины на режиме Ne = 0,5 (линия АБГ) для получения той же
максимальной мощности, что и в точке А9 потребуется увеличение
Gb0 на 3,5 % с примерно таким же увеличением массы двигателя.
Рассматривая влияние на режиме характеристики частоты
вращения свободной турбины, условий ее согласования и закона
управления ист по режимам, необходимо оценивать также
происходящее при этом изменение безразмерной скорости А,ст и угла
потока аст на выходе из свободной турбины, влияющие на потери в
выпускном устройстве.
О характере изменения этих параметров можно судить по
приведенным на рис. 1.9 данным для одноступенчатой свободной
турбины ГТД СТ с умеренными параметрами цикла (п*к0= 7;

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 87
Гг0= 1200 К) . Линия АБ показывает их изменение при понижении
режима работы двигателя, а линии АС и АС - при увеличении и
уменьшении пст на максимальном режиме работы газогенератора.
Существенно, что при значительном отклонении частоты
вращения свободной турбины от оптимальной по КПД, крутка потока на
выходе усиливается и возрастают потери в выпускном канале, т.е.
увеличивается яс, снижается яст, дополнительно ухудшается Се.
Потери в выпускном канале на этих режимах можно
уменьшить установкой регулируемого спрямляющего аппарата за
свободной турбиной. Однако из-за усложнения конструкции и
повышения массы такие устройства на вертолетных ГТД СТ
применения не нашли. В дальнейшем, если потребуется очень сильное
изменение яст по режимам работы (например в преобразуемых
установках скоростных вертолетов) их применение может оказаться
целесообразным.
С учетом влияния условий согласования свободной турбины с
газогенератором на удельный расход топлива, потери в выпускном
канале, размеры и массу двигателя большинство вертолетных ГТД
СТ в настоящее время проектируют с ориентацией на
оптимальность на режиме Ne « 0,7 [2].
В реальных двигателях не всегда удается реализовать во всех
узлах оптимальные данные и наиболее эффективно согласовать их
в системе двигателя. Различаются двигатели и по исходным
значениям параметров цикла. В связи с этим существует достаточно
заметный разброс в протекании режимных характеристик ГТД СТ
различных моделей. На рис. 2.9 приведены зависимости Се от Ne
для большого числа вертолетных ГТД СТ (заштрихованная
область). Как видно, реальный разброс достаточно велик и при
Ne = 0,5 составляет по Се от 1,15 до 1,3.
аст = 90° соответствует осевому выходу потока из свободной
турбины в абсолютном движении или углу закрутки потока на входе в
выпускной канал фвк = 0°.

88
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
се
1,5
1,4
1,3
1,2
1,1
1,0
к
If /
\
\
1
к
0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 Ne
Рис. 2.9. Область значений
зависимости Се от Ne
для большого числа
вертолетных ГТД СТ
При приближенных оценках, выполняемых без проведения
подробных расчетов двигателя, можно пользоваться осредненной
по статистическим данным зависимостью Се от Ne
(штрихованная линия).
Экономичность не имеет значения для максимального
чрезвычайного режима, который по мощности должен быть как
минимум в 1,15-1,2 раза больше режима максимальной мощности
(Ne =1), так как это весьма кратковременный (до 2,5 мин) и очень
редко применяемый (только при отказе в полете одного из
двигателей) режим работы. Основными для этого режима являются
прочность, надежность и очень быстрый выход на него после
отказа одного из двигателей СУ.
Степень форсирования ГТД СТ по параметрам (Т*, игг, п*К,
GB), которая требуется для обеспечения заданной мощности
максимального чрезвычайного режима, не существенно зависит от
уровня исходных параметров цикла и в очень большой мере
определяется протеканием характеристик компрессора в зоне «кпр > 1
(см. рис. 2.4), так как возможно очень интенсивное ухудшение
КПД компрессора.
На рис. 2.10 показано изменение параметров двигателя в
зависимости от степени его форсирования при постоянном уровне г|*

РЕЖИМНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
89
1800
1600
п*к
24
22
20
0,76
0,72
0,68
А
"Л'
Б
А
у*
7?
-—.
\
\
\
А'
В
Б
1,0 1,1 1,2 1,3 1,4 Ne
1,15
1,10
1,05
1,00
1,08
1,04
1,00
Се
1,00
0,95
0,90
А
~А
А
>>^
У*
— *-
/
/в
_^у>
——•
в
~*А'
Б
Б
Б_
1,0 1,1 1,2 1,3 1,4
Рис. 2.10. Изменение параметров двигателя по степени его
форсирования при различных законах изменения КПД компрессора
(условные обозначения соответствуют рис. 2.7)
(линия АА'Х умеренном (АБ) и в очень сильном (АВ) ухудшении
КПД компрессора с ростом я*, которое соответствует
приведенным на рис. 2.4 реальным характеристикам rf* =/(я*) с теми же
индексами. Постоянство КПД компрессора в зоне высоких я*
практически в реальных компрессорах не встречается и эта
зависимость приведена только для сопоставления, чтобы показать
влияние изменения я* на возможности форсирования двигателя.
В расчетах, результаты которых приведены на рис. 2.8, для
приближенной оценки изменения частоты вращения сохранено
сделанное ранее допущение о пропорциональности удельной работы
сжатия воздуха в компрессоре квадрату его частоты вращения.
В табл. 2.1 показано требуемое для данной степени
форсирования двигателя повышение температуры газа АГГ и частоты

90
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
2.1. Увеличение параметров, требуемое для различной
степени форсирования ГТД СТ и различном изменении
КПД компрессора
к
л;
аг;,к
Апк, %
AGB, %
AGJANe,
%
1,2
0,8
75
2,5
7,5
37,5
0,785
100
3,0
6,0
30
0,755
160
5,0
3,0
15
1,3
0,8
ПО
3,5
11,5
38
0,775
150
4,8
8,8
29
0,72
260
8,0
1,25
4,2
1,4
0,8
140
4,5
15,0
37,5
0,76
210
6,8
10,8
27
0,66
420
11,2
0
0
вращения ротора компрессора (газогенератора) Дик, а также доля
от повышения мощности, обусловленная увеличением расхода
воздуха AGJANe. При умеренном снижении КПД компрессора, эта
доля изменяется незначительно и составляет чуть меньше 30 %,
что свидетельствует о необходимости значительного увеличения
вклада повышения температуры Т* в рост мощности двигателя.
2.2. КЛИМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Общее представление о характере изменения параметров
двигателя и условий работы основных узлов по Тн дают зависимости,
приведенные на рис. 2.11. Здесь показано относительное (по
отношению к значениям при Тн = 288 К) изменение максимальной
мощности, тяги, температуры газа, степени повышения давления,
расхода воздуха и частоты вращения компрессора (физической и
приведенной) при различных значениях параметров цикла. Эти
зависимости определены с теми же допущениями, которые
делались при исходном анализе режимных характеристик выше:
постоянстве всех КПД и потерь и LyRK ~ п^ .

КЛИМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
91
213 243 273
-60 -30
Рис. 2.11. Климатические характеристики ГТД СТ при Нп = О и У„ = 0:
7^ = 1600 К, я*к0 =20; Гг*0 = 1600 К, л*к0 = 10;
Т*о = 1200 К, я*к0 = 10
Характеристики имеют изгиб при Тн = 261 К, обусловленный
различными принятыми законами ограничения режима
максимальной мощности для Тн < 261 К и Ти > 261 К. В зоне более
высоких Ти максимальный режим ограничивается условием
Гг*тах =Т^= const и пк max = ико = const. При сделанных в расчете
допущениях оба ограничения совпадают, т.е. выдерживаются
одновременно.
В зоне низких значений Ти максимальный режим
ограничивается наибольшей, допустимой из условия обеспечения запасов га-

92 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
зодинамической устойчивости, величиной йкпр. Чем выше йкпр,
тем меньше запасы газодинамической устойчивости. Обычно
йкпр = 1,05... 1,08. В расчетах принято ограничение йкпртах = 1,05.
Зависимости от Тн максимальной мощности и удельного
расхода топлива. В зоне действия ограничения w max в связи с
постоянством приведенной частоты вращения компрессора из
теории подобия следует, что снижение Т„ приводит к уменьшению
максимальной мощности и физической частоты вращения пк
пропорционально JTH/Tnorp , постоянству удельного расхода топлива
и степени повышения давления, понижению температуры газов
пропорционально отношению TJT,, огр. Таким образом,
максимальное абсолютное значение максимальной мощности достигается
для йкпр = 1,05 при 7;,0Гр = 261 К.
На рис. 2.11 уменьшение Ne происходит несколько
медленнее, чем это следует из теории подобия, а значение Се с
понижением Тн не остается постоянным и незначительно снижается. Это
является следствием влияния переменной теплоемкости,
изменение которой не учитывается в теории подобия.
В зависимости от исходных параметров цикла при принятых
1куд~ п\ и г|* = const) величина Nemax = 1,3...1,375.
В зоне действия ограничения по Тгтах и пк тах, т.е. при Тн >
> Тногр = 261 К, характер изменения основных показателей и
параметров иной. С ростом Т„ максимальная мощность двигателя
непрерывно уменьшается, а удельный расход топлива
увеличивается. Такое протекание характеристик в этой зоне объясняется
влиянием физической частоты вращения компрессора и означает,
что с ростом Т„ снижается пк пр, т.е. п*к и GB (см. рис. 1.6 и
рис. 2.11). Физической расход воздуха уменьшается
пропорционально снижению я*, так как температура газов Тг перед
турбиной компрессора и ее пропускная способность остаются
неизменными. Во сколько раз уменьшается л*, во столько же раз снижает-

КЛИМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 93
ся и степень понижения давления в свободной турбине л^> так
как я^ = const. Соответственно влиянию я*т на удельную работу
свободной турбины уменьшается мощность двигателя, поскольку
температура газа перед свободной турбиной при изложенных
выше условиях по Ти не меняется (Т* = const и А Т* = const). Таким
образом, снижение Ne по Ти объясняется уменьшением как расхода
воздуха, так и удельной мощности, т.е. происходит достаточно
интенсивно.
Ухудшение топливной экономичности двигателя на
максимальном режиме его работы при повышении температуры
атмосферного воздуха является следствием снижения я* при Lyu K =
= const и Т* = const. Уменьшение NyR при этом происходит
значительно быстрее, чем снижение требуемого значения подогрева
воздуха в камере сгорания (Т* - Т*), которая изменяется
пропорционально расходу топлива на 1 кг/с расхода воздуха. В результате
с ростом Т„ величина Се неуклонно увеличивается, причем тем
интенсивнее, чем ниже исходная температура газов 7^ в двигателе
(рис. 2.11). При 7^ = 1200 К повышение Т„ от 288 до 333 К
приводит к увеличению удельного расхода топлива на максимальном
режиме на 20 %. При этом максимальная мощность снижается на
37,5 %.
С повышением температуры воздуха интенсивность снижения
мощности непрерывно уменьшается. Это следует из характера
протекания кривых Ne =/(Г„), которые становятся все более
пологими по мере увеличения температуры воздуха, т.е. ANJAT,,
уменьшается с повышением Т„. Для достаточно большего интервала
по Т„ следует брать среднее в этом интервале уменьшение мощности
на 1 К, которое будет всегда меньше, чем текущие значения ANJAT,,.
На рис. 2.12 приведены такие средние значения для
интервалов по температуре от стандартной Т„ = 288 К до рассматриваемой
ТН9 построенные по конечной температуре воздуха в интервале, т.е.
по ТН9 до которой рассматривается изменение мощности при
данных исходных параметрах цикла. Так, при Т„ = 303 К величина

94
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
1,4
1,2
1,0
0,8
0,6
ч
о
\
ч,
\
V
N
Рис. 2.12. Зависимости
интенсивности изменения мощности
по температуре атмосферного
воздуха в среднем для
интервала от 288 до Тн (условные
обозначения см. рис. 2.11)
258 288 318 Г„,К
ANe/(TH - 288) = 0,87 для двигателя с 7^ = 1600 К и 7i*0 = 10,
ANe/(TH - 288) = 1,1 для двигателя с 7^ = 1200 К и 7i*0 = 10. Это
означает, что при повышении температуры воздуха от стандартной
до 303 К мощность в этом интервале на 1К повышения Тн в
среднем уменьшается на соответственно 0,87 и 1,1 %.
Зависимости, показанные на рис. 2.12, удобны для
приближенной оценки падения мощности при росте температуры
атмосферного воздуха до интересующей величины Тн.
Особенности характеристик компрессора (отклонение от
зависимости Lya ~ n2 и изменение ц*к по линии рабочих
режимов). В реальных компрессорах при постоянной физической
частоте вращения (я = 1,0) с повышением Тн удельная работа сжатия
может оставаться постоянной (сохраняется зависимость 1уд - и2),
несколько возрастать или уменьшаться [2]. В компрессорах с
группой первых ступеней, имеющих регулируемые направляющие
аппараты, прикрываемые с уменьшением икпр, повышение Тн
должно приводить к снижению Ьуд к, а следовательно, к снижению
Т* при существующем ограничении пк max = const по Т„. Во всех
случаях отклонения от зависимости LK уд ~ и2 нарушается
одновременность действия обоих ограничений (по Т* и пк) и
выдерживается только одно из них, что может приводить к небольшому
дополнительному изменению протекания зависимости по Г„.

КЛИМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 95
Влияние изменения КПД компрессора становится понятным
если исходить из изложенного выше и учитывать соотношения,
вытекающие из теории подобия, и различный характер изменения
г|* в зонах йкпр < 1,0 и йкпр > 1,0 (см. рис. 2.2). Кроме того, если
при рассмотрении режимных характеристик основное внимание
было обращено на влияние изменения г|* на Се, то при рассмотрении
климатических характеристик главным является влияние изменение
х]к на зависимость максимальной мощности Ne от Тн.
Мощность, требуемая для взлета или висения вертолета, по Т„
мало изменяется и в первом приближении может быть принята
постоянной, тогда как располагаемая максимальная мощность
двигателя с повышением Тн существенно уменьшается, как это
было показано выше. Поэтому желательно реализовать в двигателе
как можно меньшее уменьшение Ne max по Тн. Очевидно, что
повышение г|* с понижением йкпр с этих позиций благоприятно.
На рис. 2.13 показано уменьшение максимальной мощности с
ростом Тн для r|* = const и для г|* интенсивно линейно
увеличивающегося (от 0,76 до 0,8) по мере повышения температуры
атмосферного воздуха от 288 до 318 К при исходных параметрах цикла
7^ = 1600 К и 7i*0 = 20. Рост КПД компрессора благоприятен и
позволяет для этого, практически важного, интервала температур
увеличить среднее значение ANe/(TH - 288) от 0,86 % на 1 К до 0,5
% на 1 К, если будет достигнуто столь интенсивное повышение
КПД компрессора - на 0,04 при повышении Т„ на 30 К, т.е. при
снижении йкпр от 1 до 0,96. Более реально (см. рис. 2.4) возможное
повышение г|* в этом диапазоне как максимум на 0,015...0,02, т.е.
достижение отношения AN/(TH - 288) примерно 0,7...0,75 % на 1 К.
Но и это удается реализовать далеко не во всех компрессорах.
Вместе с тем понижение температуры атмосферного воздуха
по сравнению со стандартной приводит к повышению йкпр, и если
при Тн = 288 К величина йкпр = 1,0, то понижение Т„ приводит к
«к > 1 и может сопровождаться, как это было показано выше (см.
рис. 2.4 и рис. 2.10) интенсивным снижением КПД компрессора.

96
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
0,80
0,78
0,76
0,74
4'
в
г
А
Г
А
Е
А"
1,0
0,9
258 273 288 303 318 333 Тн, К
-15 0 +15+30+45 +6(ИН,°С
1,3
1,2
1,1
1,0
0,9
0,8
0,7
V'
е-
«кпр
f
к
\
\
А
\
"кпр
1,1
1,0
0,9
258 273 288 303 318 333 Т„, К
-15 0 +15 +30 +45 +60>„,°С
Рис. 2.13. Влияние характера изменения КПД компрессора на
протекание климатических характеристик ГТД СТ
(7^ = 1600К, <0 =20,1куд~лк2)
На рис. 2.13 в зоне Тн < 288 К показано влияние изменения г|*
на максимальную мощность и экономичность ГТД СТ при тех же
законах изменения г|* по пк прэ которые были использованы выше
для анализа влияния г|* на режимные характеристики (см.
рис. 2.10). Снижение КПД компрессора с понижением Ти приводит
к значительному замедлению роста мощности и снижению
удельного расхода топлива, вплоть до практического постоянства Се по
Тн в случае наиболее интенсивного ухудшения г|* (линия АВ на
рис. 2.13).
Условия согласования свободной турбины с
газогенератором на расчетном режиме и принятый закон управления ее
частотой вращения. С повышением Т„ уменьшается пст при

КЛИМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
97
практическом постоянстве Т*к, т.е. уменьшается С*тл. Таким
образом, качественно происходит то же, что рассматривалось выше
(см. рис. 2.7), и переход на более высокое значение Т„ аналогичен
переходу на пониженный режим работы газогенератора в
стандартных условиях. Количественные соотношения понятны из
сопоставления рис. 2.14 и рис. 2.7, если сравнение производить при
одинаковых значениях Ne. При повышении температуры
атмосферного воздуха можно уменьшать ист/С*ТЛ (линия АБ на
рис. 2.14), тогда г|*т будет постоянным по Т„ и изменение Ne и Се
по Т„ будет соответствовать приведенному на рис. 2.13.
Если частота вращения свободной турбины будет постоянной
и согласованной на оптимум на расчетном режиме (линия АВ на
рис. 2.14), то Ne по Тн будет уменьшаться, а Се увеличиваться
несколько интенсивнее в связи с дополнительным уменьшением г|*т.
Согласование свободной турбины на оптимум КПД при
повышенной температуре воздуха и поддержание постоянной этой частоты
вращения (линия А'Б при согласовании на Т„ = 328 К) позволит
получить несколько более пологое изменение Ne по Г,„ но
приведет к некоторой переразмерности двигателя в расчетных условиях
для получения той же мощности при Г„ = 288 К.
Ne
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
/
У
/
А
ч-
ч
Рис. 2.14. Относительное
изменение максимальной мощности
Ne по пст при различной
температуре атмосферного
воздуха Тп
0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 лст

98 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
В целом здесь имеет место совпадение с результатами анализа
режимных характеристик, приведенными в разд. 2.1, когда была
показана целесообразность согласования свободной турбины на
оптимум по КПД на режиме пониженной мощности Ne « 0,7 для
обеспечения лучшей экономичности на основных крейсерских
режимах. Такое согласование оптимально и для климатических
характеристик при Тн > 288 К как с позиции несколько более полного
протекания зависимости Ne тах по Г,,, так и для получения
несколько лучшей экономичности на крейсерских режимах работы в
наиболее часто встречающемся в эксплуатации диапазоне
повышенных значений Г„ = 288...318 К.
В зоне Ти > Ти огр по тг* максимальный режим определяется
ограничениями Т* = Гг*тах = Гг*0 = const ипк = пк „их = пк0 = const и, как
было показано выше, температура газов перед свободной
турбиной Гт*к остается по Т„ практически неизменной, т.е. при пст =
= const и А,ст = const, a CCTS снижается по мере увеличения Тн. Это
определяет характер изменения параметров газа на выходе из
свободной турбины А,ст и аст, показанный на рис. 1.9.
Как уже отмечалось, в реальных двигателях не всегда удается
реализовать во всех узлах оптимальные данные и наиболее
эффективно согласовать их в системе двигателя. Различаются двигатели
и по исходным параметрам цикла в связи как с различной
размерностью, так и с принадлежностью к разным поколениям. Поэтому
существует весьма значительный разброс в протекании
климатических характеристик ГТД СТ различных моделей, подобно тому,
как это отмечалось в отношении протекания режимных
характеристик.
На рис. 2.15 приведены зависимости Ne и Се от Т„ для
большего числа вертолетных ГТД СТ (заштрихованная область),
свидетельствующие о большом разбросе данных. За Ne = 1 и Се = 1
приняты их значения для данного двигателя при Нп = 0, Т„ = 288 К
и Мп = 0. При приближенных оценках можно пользоваться
приведенными на рис. 2.15 осредненными зависимостями (штриховые

КЛИМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
99
Ne
1,4
1,2
1,0
0,8
л
1
щ
\
\
><
'243 258 2уЗ 288 303 318 333 Тт К
-30-15 0+15+30 +45+60/ °С
243 258 273 288 303 318 333 ТН,К
-30-15 0+15+30 +45+60rw,°C
Рис. 2.15. Зависимости Ne и Се по Тн для большого
числа вертолетных ГТД СТ
линии). Относительное изменение удельного расхода топлива по
режимам работы при различных Тн примерно такое же, как и при
Тн = 288 К (см. рис. 2.9), если за исходные принимать значения
максимальной мощности и соответствующие им значения
удельного расхода топлива, a Ne и Се рассматривать в долях от них.
Несоответствие протекания климатической
характеристики потребной для вертолета зависимости мощности Л^ по
Тн. Как отмечалось, потребная мощность по Тн почти не
изменяется, а располагаемая - резко уменьшается с ростом Тн. В результате
с увеличением Тн достаточная для стандартных земных условий
мощность двигателя становиться меньше требуемой для взлета
или висения вертолета с полной полетной массой, а при
температуре Тн ниже стандартной двигатель может выдавать увеличенную
мощность по сравнению с потребной, тогда несущую систему,
главный редуктор и трансмиссию нужно либо рассчитывать на эту
избыточную мощность, что существенно перетяжелит вертолет,
либо в системе регулирования двигателя должен быть
предусмотрен ограничитель мощности, не допускающий ее превышения при
низкой температуре.
Недостаточность располагаемой мощности двигателя при
повышенной температуре воздуха вызывает необходимость умень-

100 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
шения взлетной массы вертолета. А так как собственная масса
конструкции вертолета неизменна, то это означает либо снижение
полезной нагрузки, либо уменьшение дальности полета (запаса
топлива) до такой величины, при которой располагаемая
мощность будет обеспечивать взлет и висение. Это приводит к резкому
ухудшению летно-технических характеристик вертолета, т.е. в
случае согласования располагаемой мощности двигателя с
потребной на нормальные атмосферные условия (Яп = О, Т„ = 288 К,
Мп = 0) с повышением температуры атмосферного воздуха данные
вертолета будут резко ухудшаться. Если вертолет в основном
эксплуатируется при умеренной или низкой атмосферной
температуре, то на полеты в условиях высоких Т„ можно согласиться. Но при
перевозках неделимых грузов (военные вертолеты) и при
возможности выполнения достаточно большого объема перевозок как при
низких (зимой), так и при высоких (летом) значениях ТН9 такое
согласование недопустимо.
Необходимо применять более мощный двигатель, чтобы
согласование двигателя с несущей системой вертолета обеспечивало
взлет и висение с полной взлетной массой вертолета в заданных
повышенных по температуре воздуха атмосферных условиях.
Очевидно, что такой более мощный двигатель в стандартных
условиях будет переразмерен и необходима система регулирования,
ограничивающая мощность значением, требуемым для взлета и
висения при заданной повышенной температуре Г„.
Климатическая характеристика в этом случае приобретает
вид, показанный на рис. 2.16, для случая поддержания NeB2Jl = const
до Тн = 338 К. Штриховыми линиями показаны располагаемые
мощности двигателя и отношение Ne раСп к Ne взл при Т„ = 288 К,
характеризующее требуемую степень переразмерности двигателя. В
этом примере (Гг*0 = 1600 К, я*0 = 20, LKya ~ п\ , все потери
неизменны) переразмеренность двигателя определяется исходя из того,
что требуемая мощность при Ти = 338 К составляет 0,735 мощности
(см. рис. 2.11), которую этот двигатель может развить в стандартных
условиях при той же Гг*тах =7^ = 1600 К и той же физической
частоте вращения компрессора (газогенератора) пк = 1,0, т.е. двигатель
переразмерен по мощности в отношении 1/0,735 = 1,36 раза.

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
101
Се
1,0
0,9
0,8
- ft
—
const
—
=318
к —
1 ; j '
213 243
273
1,8
1,6
1,4
303 ТН,К 1,2
-60 -30
+30
р=1,2^
1
^взл
st до
S
7-н=3
и
\^\
""^
18К
>
ч
213 243 273 303 Г„,К
-60 -30 0 +30 tw°C
Рис. 2.16. Климатическая характеристика ГТД СТ при поддержании
NB3Jl = const до Тн = 318 К (Т*о тах = 1600 К, 71*к0 = 20)
В отечественной практике двигатель с такой характеристикой
Ne взл по Тн называют переразмеренным двигателем или
двигателем, поддерживающим взлетную мощность до определенной
величины Тн или высотный двигатель. В зарубежной
технической литературе применяется термин «Flap rated» (плоско
ограниченный).
Применение переразмеренного двигателя позволяет проще
решить вопрос обеспечения максимального чрезвычайного
режима (см. рис. 2.16), однако сопряжено с увеличением его массы и
габаритных размеров.
2.3. ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
С увеличением высоты полета уменьшаются давление и
температура воздуха. Международные стандартные атмосферные
условия (САУ) регламентируют значения давления и температуры
воздуха по высоте (рис. 2.17). Стандартное изменение давления по
высоте принято независимым от температуры атмосферного
воздуха,, а стандартное уменьшение температуры равно 6,5 К на 1 км.
Начальными стандартными условиями являются высота НП = 0,
давлениерИ = 101,325 кПа и температура Тн = 288,16 К.

102
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
0,9
0,7
0,5
0,3
0,1
\
\
\
ч
о
8 //п,км
а)
330
310
290
270
250
230
210
ч
ч.
ч
ь
Ч
ч
Область эксплу
атационных
условий для
вертоле
ч
, ^
N.
>^
ТО В
ч
ч
ч,
0 2 4 6 8 Яп,км
б)
Рис. 2.17. Стандартные атмосферные условия
В зависимости от конкретных условий и географической зоны
температура атмосферного воздуха может значительно изменяться
по сравнению со стандартной как при Нп = 0, так и на высоте. Это
учитывается введением поправки ДГ„ по отношению к
стандартным атмосферным условиям (САУ). Например, САУ +30 °С
означает, что на всех высотах температура атмосферного воздуха на
30 °С выше, чем пЪ САУ. При этом минимальное значение
температуры атмосферного воздуха независимо от высоты принимается
равным Г„ min = 213 К, а максимальное - по САУ +45 °С.
Современная рабочая область эксплуатационных условий для
вертолетных двигателей выделена на рис. 2.17, б.
При постоянной по высоте температуре воздуха на входе и
прочих равных условиях расход воздуха через двигатель прямо
пропорционален давлению воздуха на входе, а удельный* расход
топлива и удельная мощность, как и все безразмерные параметры
и параметры цикла, остаются постоянными. В результате
максимальная мощность двигателя по высоте при Т„ = const изменяется
пропорционально давлению, а удельный расход топлива на этом

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
103
213 228 243 258 273 288 303 318 ТН,К
-60 45 ^30
0 +15 +30 +45 tH,°C
Рис. 2.18. Высотно-климатические характеристики вертолетного
ГТДСТ(Гг; = 1600 К, пк0 =20,1куд~ п])
режиме по Яп не меняется. Это позволяет представить высотно-
климатические характеристики для максимального режима
работы в виде, показанном на рис. 2.18. При Нп = 0 они (на этом
рисунке) соответствуют климатической характеристике ГТД СТ (см.
рис. 2.11) с параметрами цикла 7^ = 1600 К и тск0 = 20 при
£Удк~ п1 и неизменных потерях.
.Высотно-климатические характеристики ограничены по
высоте и температуре согласно зоне эксплуатационных условий для
двигателей вертолетов.

104
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Высотные характеристики в отличие от высотно-
климатических показывают изменение данных двигателя по
высоте при изменении температуры атмосферного воздуха в
соответствии с САУ или САУ ± ДГ„. На рис. 2.19 приведена высотная
характеристика вертолетного ГТД СТ в стандартных условиях, т.е. с
изменением Тн по стандартной атмосфере, для разных режимов его
работы. Двигатель тот же, что на рис. 2.18.
Как видно, уменьшение давления с увеличением высоты
вызывает большее снижение мощности, чем противоположное
влияние понижения температуры, и на постоянном режиме работы
газогенератора мощность двигателя с увеличением высоты
достаточно интенсивно снижается: в данном примере на 40 % при
увеличении высоты от 0 до 6 км. В рассматриваемом случае на
режиме максимальной мощности значения пгг и Тг остаются до высоты
4,2 км неизменными, равными исходным. На больших высотах
0,2^
1,0
4 #п,км
Рис. 2.19. Высотная
характеристика
вертолетного ГТД СТ

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 105
действует ограничение пкпртг.К9 при котором значения пТГ и Т*
уменьшаются, вследствие чего снижение мощности по Нп
становится более интенсивным. Удельный расход топлива на всех
режимах с высотой уменьшается в соответствии с понижением
температуры атмосферного воздуха.
Вертолетные ГТД СТ большой мощности (Ne = 3000 кВт) в
эксплуатационном диапазоне высот работают в автомодельной
или близкой к ней области чисел Re во всех основных узлах
двигателя, вследствие чего изменение числа Re на протекании высотных
характеристик не сказывается.
В менее мощных двигателях влияние уменьшения числа Re в
основных узлах с увеличением высоты (в основном в свободной
турбине) начинает заметно сказываться на высотах более 4...6 км.
Так, в двигателях класса мощности 500 кВт на высоте 6 км
снижение мощности и ухудшение удельного расхода топлива может
достигать 4...7 %. В этом случае применение лопаток свободной
турбины с большим размером хорд благоприятно и приводит к
меньшему ухудшению данных по сравнению со свободной турбиной с
узкохордными лопатками.
При анализе высотных характеристик не рассматривается
влияние на них особенностей характеристик основных узлов, их
взаимного согласования, параметров цикла и параметров
ограничения режима Ne max, так как их роль очевидна. В зависимости от
конкретного их сочетания в различных двигателях будут различны
и высотные характеристики. На рис. 2.20 показаны статистические
данные для большого числа вертолетных ГТД СТ
(заштрихованные области) и штриховыми прямыми - усредненные зависимости
Ne и Се по #п в стандартных атмосферных условиях, которые
можно использовать для приближенной оценки изменения мощности и
удельного расхода топлива по высоте.
Мощность, требуемая для взлета, висения или полета
вертолета заданной полной массы с высотой увеличивается, а
располагаемая , максимальная мощность ГТД СТ уменьшается. Отсюда ко
многим вертолетным ГТД СТ предъявляется требование по
поддержанию постоянной до определенной высоты максимальной

106
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Ne
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
N
ш
Се
0,98
0,96
0,94
щ
7
У/
5 Яп,км
0
5 Яп,км
Рис. 2.20. Зависимости Ne и Се от Нп для большего числа
вертолетных ГТД СТ
мощности, аналогично тому, как требовалось обеспечить
постоянство взлетной мощности двигателя до определенной повышенной
температуры воздуха (см. разд. 2.2). В обоих случаях задача
решается одинаково: применением переразмеренного для стандартных
земных условий двигателя с системой регулирования, которая с
уменьшением высоты или Т, от заданных значений снижает
мощность двигателя путем перехода на такой пониженный режим
работы, при котором обеспечивается Ne взл = const.
Соотношения между высотностью двигателя (высотой, до
которой при стандартных атмосферных условиях поддерживается
Ne взл = const) и максимальной Г,,, до которой Ne ВЗл = const
рассмотрим на конкретном примере характеристик двигателя,
представленных на рис. 2.18, приняв, что двигатель должен обеспечивать
постоянство Ne Взл до температуры атмосферного воздуха 303 К
(линия А'А). В стандартных атмосферных условиях при Нп = 0
(точка В) этот двигатель может развивать мощность в NeA /NeB =
= 1,0/0,85 = 1,176 раз больше NeB3Jl9 т.е. он переразмерен на 17,6 %
и обеспечивает при этом в стандартных по высоте условиях (САУ)
высотность 3,2 км (точка Б).

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
107
Nt
Б
—^*>
V
N
'•-* в
ч
0)70 1 2 3 Яп,км
' 258 273 288 303 тн9 К
-15 0 +15 +30/w,°c
Рис. 2.21. Влияние интенсивности уменьшения мощности двигателя
с повышением температуры атмосферного воздуха на высотные
характеристики и высотность ГТД СТ
Поскольку интенсивность уменьшения Ne по Тн различна у
разных двигателей и зависит от многих факторов (исходных
параметров цикла, особенностей характеристик компрессора и
свободной турбины и др.), то очевидно, что одна и та же
переразмеренность двигателя может соответствовать разным соотношениям
между обеспечиваемыми ею высотностью двигателя и Г„тах,
до которой поддерживается Ne ъзл = const. Важно отметить, что
чем положе характеристика Ne по Тн, тем меньшей высотности
соответствует двигатель, в котором поддерживается Ne ъзл = const
до заданного значения Тн. Это показано на рис. 2.21
сопоставлением двух вариантов: быстрого уменьшения мощности по
Ти (1 % на 1 К - сплошные линии) и очень медленного ее
изменения (0,5 % на 1 К - штриховые линии) при поддержании Ne ВЗл =
const до Тн = 303 К в обоих случаях.
Как видно, более пологому протеканию зависимости Ne по Ти
соответствует и более интенсивное уменьшение мощности с
высотой и меньшая переразмеренность двигателя (NeA jNeB = 1,176 по

108 Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
сравнению с NeA jNeB = 1,08). В результате высотность
уменьшается с 2,6 км (точка В) до 0,8 км (точка Б).
Вертолетные ГТД СТ выпускаются как невысотными, так и
высотными, с поддержанием Ne взл = const до высоты 1...3,5 км.
Например в двигателе Д-25В Ne поддерживается постоянной до
#п = 3 км, а при работе у земли - неизменной до температуры
наружного воздуха 313 К [6].
Ряд зарубежных фирм доводит двигатели на полную
мощность в стандартных земных условиях, а в системе
автоматического управления предусматривает возможность введения
ограничений, поддерживающих задаваемую уменьшенную мощность
постоянной до определенных Нп и Т„. Это делается с целью более
универсального применения двигателя на различных вертолетах
разных стран в зависимости от требований по высотности,
обусловленных их назначением и условиями применения.
2.4. СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Под скоростной характеристикой вертолетного ГТД СТ
понимают зависимость от скорости полета Vn в определенных
внешних условиях мощности на валу Ne9 удельного расхода
топлива Се, тяги двигателя Р, расхода воздуха GB и других параметров на
различных режимах работы двигателя. На рис. 2.22 приведены при
Овхверт = Ь0 скоростные характеристики на режиме максимальной
мощности двух двигателей: с высокими исходными умеренными
параметрами цикла (Гг0 = 1600 К, я*0 = 20) и с умеренными
параметрами цикла (Гго = 1200 К, я*0 = 10). Все величины даны в
безразмерном виде, как отношения к их значениям на режиме
максимальной мощности при Vn = 0. Режим максимальной мощности на
всех скоростях полета определяется ограничением Trmax = Тг0 =
= const, которое при допущении LyR K ~ п\ и постоянстве потерь в
основных узлах, означает также ограничение пк = wk0 = пгг = const.
Общий характер протекания скоростных характеристик
обусловлен следующим. По мере увеличения скорости полета возрас-

СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
109
200
1,04
1,0
400 Fn, км/ч 0
ч
' ч
/
/
/
щ
/
200
400 УП9 км/ч
Рис. 2.22. Скоростная характеристика вертолетного ГТД СТ
(#п = 0иТи = 288 К на режиме максимальной мощности):
Т« =1600 К, <0 =20; Гг; =1200 К, <0 =10
тает скоростной напор n*v и повышается температура воздуха на
входе в компрессор. Последнее при nK = const приводит к
уменьшению степени повышения давления в компрессоре тс*, в
результате чего замедляется увеличение суммарной степени повышения
давления 7i^=7i^7i*. При увеличении скорости полета до Vn =
= 500 км/ч значение п*т растет в 1,05 раза у двигателя с высоким
7i*0 = 20 и в 1,1 раза у двигателя с я*0 = 10. Следовательно, чем
меньше 71к0, тем по скорости полета более значительно
увеличение мощности и уменьшение удельного расхода топлива.
Улучшение Се обусловлено «бесплатной» дополнительной
работой сжатия, соответствующей скоростному напору nv . Термин

ПО Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
«бесплатный» применен в связи с тем, что в полете часть
мощности двигателя, сообщенная несущему винту, затрачивается на
«захват» неподвижного воздуха и сообщение ему кинетической
энергии и это в характеристиках вертолетных ГТД непосредственно не
учитывается. Увеличение с повышением скорости полета
мощности двигателя на валу Ne обусловлено двумя причинами:
увеличением расхода воздуха GB и степени понижения давления в
свободной турбине я^. Расход воздуха возрастает прямо
пропорционально п^. Степень понижения давления в свободной турбине так
же увеличивается в п* раз, но температура газов на входе в
свободную турбину останется постоянной (Т*к = const) no Vn. Поэтому
удельная работа свободной турбины, определяемая выражением
1 Г ТК
с повышением Vn увеличивается только соответственно росту л*т.
В результате LCT уд, а следовательно, Ne уд растут медленнее, чем
пропорционально п*ст. На рис. 2.22, совмещены зависимости Ne и
GB no Vn. Разница между ними (ANe) . соответствует доли роста
мощности, обусловленной повышением NeyA9 тогда как GB
характеризует долю (ДЛ^, )с; , обусловленную увеличением расхода воздуха.
В современных вертолетах традиционной схемы
максимальная скорость полета ограничена 275...325 км/ч. При такой
скорости увеличение мощности на валу Ne составляет 3...5 %, а
уменьшение удельного расхода топлива Се - 1>5...3 %. В
эксплуатационном диапазоне по скорости полета ее влияние на мощность и
удельной расход топлива невелико, поэтому не анализируется
влияние на протекание скоростных характеристик изменения КПД
основных узлов и условий их согласования, поскольку они могут
только немного изменить эти небольшие величины.

СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 111
Тяга вертолетного ГТД существенно изменяется по скорости
полета. При этом необходимо определять не только абсолютное
значение тяги двигателя Р, но и ее составляющую по направлению
полета Р0'с. Последняя зависит от угла увых (см. рис. 1.13) между
осью двигателя и направлением струи выходящих газов.
Po'c=/>cosyBbIx.
Если двигатель предназначен для установки на вертолете так,
что обеспечивается выпуск газов по оси двигателя (например два
двигателя сбоку по обе стороны фюзеляжа - вертолет Сикорской
VH-60A и др. [6]), то увых = 0 и осевая составляющая вектора тяги
двигателя
P0C=P = GrCr-GtVn,
где Gr и GB - массовый секундный расход соответственно газа и
воздуха, кг/с; Сг и Vn - скорость соответственно струи газов и
полета, м/с.
Поскольку в вертолетных ГТД максимально используют
энергию газа для получения мощности на валу, их выходной канал
выполнен диффузорным и выходящие газы имеют малую скорость,
обычно близкую к А,вых = 0,2. Поэтому величина GVCT невелика и
относительно мало изменяется по Vn9 тогда как отрицательная
составляющая GBFn интенсивно возрастает. В результате тяга
двигателя быстро уменьшается с увеличением скорости полета и даже
становится отрицательной при Vn несколько большей
максимальной для вертолетов традиционной схемы (см. зависимость Р по Vn
при увых = 0 на рис. 2.22).
Те же двигатели при их установке рядом сверху на фюзеляже
снабжаются выходным устройством для отклонения струи газов
вбок под углом от фюзеляжа увых = 50...75° (см. рис. 1.13). Так как
выпуск газов из правого и левого двигателей осуществляется в
противоположные стороны, сумма перпендикулярных оси
фюзеляжа составляющих реактивной тяги этих двигателей равна нулю,
а по направлению полета действует только осевая составляющая
тяги каждого двигателя Рос, определяемая уравнением (2.3). При
Увых = 75° и Vu = 0 величина Рос = 0,26 Р и ъ полете Рос становится

112
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
отрицательной уже при скоростях полета свыше 100 км/ч
(зависимость Р' при увых = 75° на рис. 2.22). В результате при такой
компоновке двигателей отрицательная тяга двигателей создается
практически на всех крейсерских скоростях полета.
На самолетах с ТВД тягу двигателей оценивают по
получаемой мощности zW3 = PVn /1000 и вводят ее в характеристики
двигателя понятиями эквивалентной мощности N3 = Ne + ДМ, и
эквивалентного удельного расхода топлива Сэ =CeNe/N3 (см. разд. 1.2).
Это возможно потому, что направление тяги двигателя совпадает с
направлением тяги воздушного винта.
На вертолете направление тяги двигателя и тяги несущего
винта не совпадают. Положительная или отрицательная тяга
вертолетного ГТД изменяет только требуемую пропульсивную
(горизонтальную) составляющую тяги несущего винта Рпроп (рис. 2.23),
А" А А'
• \
» \
1 \
1 ^
1
i. -'до
\t- V-2L
\\X
А" А А' Пропульсивная сила НВ
Рис. 2.23. Влияние тяги двигателя Р на вектор тяги несущего винта
Рнв и мощность его привода NHB:
А - тяга двигателя равна нулю; А' - положительная тяга двигателя;
А" - отрицательная тяга двигателя

ОСОБЕННОСТИ ОДНОВАЛЬНЫХ ГТД ИЗ
которая является переменной по отношению к вектору тяги
несущего винта Рнв как по скорости полета, так и по ряду других
факторов. Требуемая мощность двигателя определяется величиной
Рнв? а не Лфоп- Поэтому для вертолетных ГТД неприменимы
понятия N3 и Сэ. Осевую составляющую тяги двигателей и ее знак
учитывают в расчете вертолета соответствующим уменьшением (если
+Р0С) или увеличением (если - Рос) требуемой пропульсивной
составляющей тяги несущего винта, что приводит к изменению
вектора тяги несущего винта и соответствующему изменению
требуемой мощности, т.е. режима работы двигателя. На самих
характеристиках двигателя это не проявляется.
2.5. ОСОБЕННОСТИ УДЕЛЬНЫХ ПОКАЗАТЕЛЕЙ И
ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ОДНОВАЛЬНЫХ ГТД
Термодинамический цикл, уровень КПД основных узлов и
прочие потери в одновальных ГТД (ГТД О) такие же, как и в ГТД
СТ. Поэтому абсолютные значения удельного расхода топлива Са
и удельной мощности и их зависимость от параметров цикла п*к и
Т*, КПД основных узлов и других потерь, изложенные в разд. 1.2,
полностью справедливы и для такого ГТД.
Характеристики самолетных ГТД одновальных двигателей
(ТВД) многократно рассматривались и анализировались в
различных монографиях и учебниках [5, 6, 7 и др.]. Поэтому ниже
изложены только особенности характеристик таких двигателей при их
использовании на вертолетах в сопоставлении с характеристиками
вертолетных ГТД СТ.
У ГТД на вертолете имеется неизменная механическая связь
между ротором двигателя и несущем винтом вертолета. При
постоянстве частоты вращения несущего винта иНв эт° означает, что
и частота вращения компрессора двигателя пк = const по всем
режимам работы и во всех высотно-климатических и скоростных
условиях. Рассмотрим, как это обстоятельство влияет на
особенности протекания всех характеристик ГТД О по сравнению с
характеристиками ГТД СТ.

114
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
ч
кпр
7 в пр
Рис. 2.24. Линии совместных
режимов работы на
характеристиках компрессора при
уменьшении мощности
двигателя для ГТД СТ и ГТД О:
А - режим максимальной
мощности; АБ- линия совместных
режимов для ГТД СТ;
АВ -линия совместных режимов
дня ГТД О
Режимная характеристика. На рис. 2.24 показаны линии
совместной работы на характеристике компрессора при изменении
режима работы для ГТД О и ГТД СТ. Точка А соответствует
режиму максимальной мощности для обоих двигателей, имеющих
одинаковые значения п*к0, 7^ и GBo- В ГТД СТ снижение
мощности двигателя достигается, как было показано разд. 2.1,
уменьшением температуры газов, которое приводит к уменьшению пк, Т*о
и Gb0 (линия АБ на рис. 2.24). Таким образом в ГТД СТ
уменьшение мощности происходит в результате снижения удельной
мощности и расхода воздуха, тогда как в ГТД О такое же снижение
мощности двигателя достигается только уменьшением удельной
мощности.
Несмотря на такое различие основная режимная
характеристика - зависимость относительного изменения удельного расхода
топлива Се от Ne ГТД О практически такая же, как у ГТД СТ. Это
объясняется следующим. Из-за смещения точки совместной
работы вправо по характеристике компрессора его КПД на понижен-

ОСОБЕННОСТИ ОДНОВАЛЬНЫХ ГТД 115
ных режимах у ГТД О заметно ухудшается; возможно и
ухудшение т|т вследствие увеличения отношения u-JCTS. У двигателя со
свободной турбиной линия совместной работы на пониженных
режимах располагается в более благоприятной зоне КПД на
характеристиках компрессора и турбины. В результате при одинаковом
изменении мощности меньшая степень повышения давления в
компрессоре ГТД СТ компенсируется более высокими значениями
КПД и в некоторой степени температуры газов.
Климатическая характеристика. На режиме максимальной
мощности при одинаковых и постоянных частоте вращения
компрессора и температуре газов перед турбиной изменение
температуры воздуха приводит к одинаковому смещению точки
совместной работы по характеристике компрессора и одинаковому
изменению параметров двигателя. В зоне низких значений Тн в ГТД СТ
переходят с ограничения Т* = const и пк = const на ограничение
Як пР max = const со снижением пк и Тг по мере уменьшения
температуры воздуха (рис. 2.11 и рис. 2.25). В вертолетном ГТД О пк =
const сохраняется и при низких значениях Тн, вследствие чего
возрастает приведенная частота вращения компрессора, достигающая
лкпр = 1,16 при 71,, = 213 К.
При этом запасы газодинамической устойчивости
компрессора обеспечиваются снижением температуры газов Тг , что в одно-
вальном двигателе приводит к смещению точки совместной
работы на характеристике компрессора вправо и вниз, т.е. в сторону от
границы устойчивой работы.
На рис. 2.25 сопоставлены климатические характеристики
реального одновального ГТД Астазу XX [8] с расчетными
характеристиками ГТД СТ, имеющего высокие параметры цикла при
постоянстве всех КПД, и ГТД СТ с теми же параметрами цикла, но с
учетом ухудшения КПД компрессора в соответствии с линией АБ
на рис. 2.11. В зоне температуры воздуха, в которой у ГТД СТ
осуществляется ограничение попкпр = const, характеристики ГТД СТ
с учетом ухудшения КПД компрессора близки с характеристиками
ГТД О. Таким образом во всем эксплуатационном диапазоне

116
Глава 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
— —
228
258
288
318ГН,К
-45 -30 -15 0 +15 +30+45/„,°С
228 258 288 318 Tw К
-45 -30 -15 0 +15 +30 +45/„,°С
Рис. 2.25. Сопоставление климатических характеристик
ГТД СТ и ГТД О:
ГТДСТ Т*о = 1600 К, я*к0 =20,1куд~ п\, r\*K = const
(см. рис. 2.9); ГТД СТ Т*о = 1600 К, я*к0 = 20,1куд ~ п\ ,
Г|* - ухудшается с повышением Ne щ> согласно АБ на рис. 2.11;
ГТД О Астазу XX
по температуре воздуха климатические характеристики этих ГТД
можно считать практически одинаковыми.
Примерно одинаковое изменение параметров в зависимости
от температуры воздуха и одинаковое влияние изменения
давления приводит к тому, что и характеристики по высоте также
протекают примерно одинаково. Это относится и к скоростным
характеристикам.
Таким образом по основным показателям ГТД О имеет
одинаковые характеристики с ГТД СТ и при приближенной оценке
относительного изменения Се по Ne, Ne и Се по ТМ9 Нп и Vn можно
использовать те же данные, приведенные для ГТД СТ.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Хасилева Д.П. Методика расчета характеристик
вертолетных ТВД со свободной турбиной // Силовые установки вертолетов.
М: Оборонгиз, 1959. С. 114-146.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 117
2. Масленников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.И.
Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969.
380 с.
3. Бирюлин В.И., Макаров К.Н., Канищев А.Н. Вертолеты в
народном хозяйстве. М.:Транспорт, 1969. 176 с.
4. Изаксон A.M. Советское вертолетостроение. М.:
Машиностроение, 1981. 295 с.
5. Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и
характеристики / Б.С. Стечкин, П.К. Казанджан, Л.П. Алексеев и др. М.:
Оборонгиз, 1958.568 с.
6. Масленников М.М., Шальман Ю.И. Авиационные
газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 1975. 576 с.
7. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / под
ред. СМ. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987. 568 с.
8. Иностранные авиационные двигатели. М.: ЦИАМ, 1978.
323 с.

Глава 3
ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ И
РЕГЕНЕРАЦИЕЙ ТЕПЛОТЫ
3.1. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА, РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС,
УДЕЛЬНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ И ОПТИМАЛЬНЫЕ
ПАРАМЕТРЫ ЦИКЛА
Применение более сложной схемы ГТД СТ с использованием
1 регенерации теплоты (ГТД СТр) позволяет существенно улучшить
топливную экономичность двигателя, особенно на пониженных
режимах работы. При этом регенерация теплоты должна
сочетаться с регулированием пропускной способности турбины введением
регулируемого соплового аппарата (PCА) свободной турбины.
В ГТД СТр теплота выходящих из свободной турбины газов
используется для подогрева в теплообменнике воздуха из
компрессора перед его поступлением в камеру сгорания. На рис. 3.1
приведена схема ГТД СТр и показаны контрольные сечения с
обозначением температуры и давления воздуха по проточной части
двигателя перед теплообменником и за ним.
В результате подогрева воздуха в теплообменнике 7 за
компрессором от температуры Т* до Гт*ов2 количество теплоты,
подводимой в камере сгорания 3 для получения температуры газов
Т*, на расход воздуха 1 кг/с уменьшается от
*T-T*K) цо<2{=срг(т*г-Т*тоъ2),
где Т*ов2 = Т* + ДГТ*ОВ, ДГТ*ОВ - увеличение температуры воздуха в
теплообменнике.
Практически пропорционально отношению Q[/Q\
уменьшается и требуемый расход топлива на 1 кг/с воздуха. При этом темпера-

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ
119
тог2
1
Рис. 3.1. Схема вертолетного ГТД СТр:
/ - выводной вал; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина
компрессора; 5 - регулируемый сопловой аппарат свободной турбины; 6 -
рабочее колесо свободной турбины; 7 - рекуперативный теплообменник
тура газов перед свободной турбиной Т*к не меняется, а удельная
работа свободной турбины (удельная мощность двигателя)
уменьшается только вследствие снижения степени понижения
давления в свободной турбине пст из-за дополнительных потерь
полного давления в теплообменнике.
Уменьшение температуры выходящих газов в результате их
охлаждения в теплообменнике на мощность двигателя не влияет и
сказывается только на снижении тяги двигателя Р. Поэтому в
вертолетных ГТД, в которых располагаемая энергия газов
максимально используется для получения мощности на валу и сила тяги
имеет небольшое значение, применение регенерации теплоты
обеспечивает наибольшее улучшение топливной экономичности по
сравнению с авиационными двигателями других типов.
Теория и методы расчета теплообменников ГТД с
регенерацией теплоты достаточно освещены в литературе, где детально
рассмотрены основные схемы и приведены сведения по различным
типам теплопередающих поверхностей [1-6].
Основные параметры теплообменников. Основным
термодинамическим параметром теплообменника в ГТД СТр является
степень регенерации г|р, равная отношению фактически
переданного в теплообменнике количества теплоты QT0 к теоретически
возможному QT0 max при данных значениях температуры воздуха и
газов на входе в теплообменник:

120 Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Физически невозможно подогреть воздух в теплообменнике
от температуры на входе в него Т* до температуры выше
температуры входящего в теплообменник газа Т*т, т.е. максимально
возможный в теплообменнике подогрев воздуха или охлаждения га-
Если водяные эквиваленты [3], проходящих через
теплообменник воздуха WT0 в = ср в GB то и газа WT0 r = cprGri0 не равны, то
где WT0 min = cpBGB то при WTOb > WTor или WTOmin = cprGrT0 при
WTOr<WTOB.
В высокотемпературных ГТД СТр водяной эквивалент по газу
WT0 г несколько больше водяного эквивалента по воздуху W10 B, так
как воздух, отбираемый на охлаждение лопаток турбины, через
воздушную проточную часть теплообменника не проходит, а,
выходя из турбины, добавляется к газу. В результате GrT0 > GB то, а
кроме того, срг > срв. Однако это различие в водяных эквивалентах
для ГТД СТр относительно невелико. Расчеты показывают, что
для этих двигателей возможный диапазон изменения отношения
й^тов / й^то г находится в той области, где он слабо влияет на
конечные результаты. Поэтому, оценивая влияние степени регенерации
и параметров цикла на удельные показатели и характеристики
вертолетных ГТД СТр, можно без заметной погрешности принимать
водяные эквиваленты по воздуху и газу одинаковыми.
Допущение WT0 в = WT0 г существенно упрощает основные
расчетные уравнения. Последующий анализ выполнен с
использованием понятия водяного эквивалента рабочего тела PFTO = W^ B = РГТОГ.
Выражение для степени регенерации (3.1) при этом допущении
Т* —Т* Т* — Т*
= ±тов2 ijL = LSL liL. (3 3)
1 ст ~ 1 к 1 ст ~ 1 к
Вторым основным параметром, характеризующим
теплообменник в системе двигателя, являются потери давления в нем,

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ 121
оцениваемые как относительные потери давления в воздушной
(Ар*ов/^*ов1 ) и газовой (Ар*тог/р*тог{ ) проточных частях
теплообменника, дополнительные по отношению к потерям давления
заторможенного потока в самом двигателе. В расчетах
относительные потери полного давления в теплообменнике могут
оцениваться и соответствующими коэффициентами восстановления
давления заторможенного потока ато в и ато г:
А * * *
АРтов ^тов! ~Ртов2 1 п
—— = ; = 1-атов>
Ртов1 РтОй\ /^ л\
(3.4)
АРтог _ РтотХ -
Рто rl Рто rl
Суммарные относительные потери в теплообменнике
V * Ухо Ртов! Ртог!
Без заметной погрешности, не превышающей нескольких
тысячных, суммарный коэффициент восстановления давления
заторможенного потока в теплообменнике
°то1=°тов°тог- (3-6)
В принципе в ГТД СТр могут найти применение
теплообменники как регенеративного, так и рекуперативного типа. В
рекуперативном теплообменнике 7 (см. рис. 3.1) происходит
непосредственная передача теплоты от газового потока к воздушному через
разделяющие эти потоки тонкие теплопередающие стенки каналов
в теплопередающем узле теплообменника - матрице.
Теплообменник регенеративного типа ГТД СТр может быть
выполнен только вращающимся (рис. 3.2). В таком
теплообменнике непосредственный теплообмен между газом и воздухом
отсутствует. Вращающаяся матрица попеременно попадает в газовый и
воздушный потоки. В газовом потоке она нагревается, а в
воздушном отдает полученное количество теплоты проходящему через
нее воздуху.

122
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Рис. 3.2. Схема вращающегося регенеративного теплообменника:
/ - вращающийся диск; 2 - матрица; 3 - корпус с радиальным
уплотнением вращающегося диска; 4 - вал свободной турбины; 5 - каналы
подвода и отвода воздуха и газа; 6 - уплотнение по торцу между
вращающейся матрицей и каналами
Рекуперативные теплообменники. В рекуперативном
теплообменнике возможности передачи теплоты матрицей
теплообменника наиболее удобно оценивать безразмерным параметром МТ0,
являющимся функцией общего коэффициента теплопередачи от
газа к воздуху kT0, площади средней теплопередающей
поверхности матрицы FT0, по отношению к которой определяется
коэффициент теплопередачи, и водяного эквивалента рабочего тела WT0:
(3.7)
W
Степень регенерации г|р и безразмерный параметр Мт0 связаны
между собой соотношением, на которое существенно влияет схема
движения воздушного и газового потоков в матрице друг
относительно друга.
На рис. 3.3 приведены некоторые схемы движения воздуха и
газа в рекуперативном теплообменнике и соответствующие им со-

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ
123
отношения между г|р и Мто [1,3]. Очевидно, что чем меньшее
значение Мто, тем эффективнее при прочих равных условиях схема
движения потоков, так как при одинаковом общем коэффициенте
теплопередачи для данного водяного эквивалента рабочего тела,
значение Мто прямо пропорционально необходимой площади
средней теплопередающей поверхности матрицы F10 по уравнению
(3.7), определяющей объем и массу теплообменника. Кроме того,
схема движения потоков влияет и на максимально достижимое
значение степени регенерации.
Наименее эффективной является прямоточная схема
движения теплоносителей (рис. 3.3, а), для которой при W10 в = W10 2
принципиально невозможно достижение г|р > 0,5, так как по мере
а)
2 2
б)
д) ■/
0,8
0,6
0,4
0,2
г
***
а
в
д
— -
о
м
Рис. 3.3. Схемы движения воздуха и газа в рекуперативном
теплообменнике и соотношение между степенью регенерации г|р и
безразмерным параметром Мто для различных схем движения воздуха и газа:
а - прямоточная; б- противоточная; в - z-образная; г - перекрестная од-
ноходовая; д - перекрестная двухходовая по воздуху; / - газ; 2 - воздух

124 Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
продвижения по каналам матрицы непрерывно уменьшается
разность температур теплоносителей. Поэтому такая схема не
представляет практического интереса для ГТД СТр.
Наиболее эффективной является противоточная схема
движения теплоносителей (рис. 3.3, б). Зависимость г|р = /(Л/то) при
ЙРтов= WTo2 для противоточной схемы определяется уравнением
В противоточной схеме по мере нагрева воздуха ему
передается теплота от все более горячего газа. При WJ0 в = WT0 2
температуры газового и воздушного потоков, если их построить в функции
площади теплопередающей поверхности FT0, изменяются линейно
и по всей поверхности обеспечивается наиболее эффективная в
среднем разность температур теплоносителей. Противоточная
схема является единственной, при которой в пределе возможно
достижение г|р = 1 (при FT0 -» оо). Однако она конструктивно
наиболее трудно осуществима в вертолетном ГТД СТр с
рекуперативным теплообменником, так как для авиационного применения
требуется компактная конструкция, в которой сложно организовать
подвод и отвод теплоносителей строго соответственно их
противоточному течению в матрице. В компактных пластинчатых
теплообменниках появляются участки с перекрестным течением,
занимающие достаточно заметную часть всей теплопередающей
поверхности (30...60 %) [3]. Такой теплообменник принято называть
z-образным (рис. 3.3, в). По своим теплопередающим
характеристикам он очень близок к чисто противоточному теплообменнику.
С учетом этого обстоятельства при анализе параметров и
характеристик ГТД СТр с рекуперативным теплообменником правомерно
рассматривать противоточную схему как реальную и при
компактном теплообменнике.
Рекуперативный теплообменник с перекрестным течением
теплоносителей конструктивно более прост, но уступает
теплообменнику с противоточным течением по тепловой эффективности.
Она минимальна при перекрестном течении (рис. 3.3, г) и улучша-

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ
125
ется с увеличением числа ходов z. Уже двухходовая по воздуху
схема перекрестного течения (рис. 3.3, д) имеет заметно лучшее
соотношение между величинами tip и Мто. Для перекрестнопоточ-
ных теплообменников при WT0 в = WT0 2 соотношение между г|р и
Мто можно приближенно определять следующим выражением [3]:
М
(3.9)
где А = 1,12 для одноходового (z = 1) перекрестного течения в
диапазоне Мто = 1...3; А = (z + 0,12)/z для многоходового
перекрестного течения в диапазоне Мт0 = 1 ...6.
Следует отметить, что теплообменник с двухходовым (по
воздуху) перекрестным течением при удовлетворительном для
умеренных значений Г|р = 0,5...0,75 тепловом совершенстве
конструктивно удобен для компоновки в системе вертолетного ГТД СТр
или ТВД с регенерацией теплоты (рис. 3.4).
Рис. 3.4. Схемы компоновки
двухходового (по воздуху)
теплообменника с перекрестным
течением:
а - на опытном ТВД Т-56-А-7;
б - на танковом ГТД AGT 1500;
в - на опытном ГТД фирмы MTU; / -
свободная турбина; 2 - газ; 3 —
воздух после компрессора; 4 - воздух из
рекуператора; 5 - матрица
трубчатого рекуператора с V-образным
расположением трубок по обе стороны
от боковых подводов и отводов
воздуха; 6 - выхлопной канал

126
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Для вертолетных ГТД СТр даже применительно к наиболее
эффективной противоточной схеме обычно ограничиваются
рассмотрением значений г|р = 0,8...0,85. Это объясняется тем, что с
ростом г|р все медленнее улучшается экономичность двигателя,
тогда как требуемое значение безразмерного параметра Мт0
возрастает более интенсивно, а следовательно, увеличиваются
требуемая площадь теплопередающей поверхности матрицы F1V9 ее
объем FT0, масса Л/маф и площадь фронта матрицы FT0 фр.
Интенсификация теплообмена, ведущая к увеличению к^ и
соответствующему снижению FT0 для обеспечения заданного
значения А/то, может заметно повлиять на требуемую величину FT0,
т.е. размеры и массу матрицы теплообменника. На рис. 3.5
показаны рассчитанные А.Ф. Савостиным зависимости размеров
условного теплообменника на r|p = const от гидравлического диаметра
каналов dT при разных числах Re и для разных типов теплопере-
дающих поверхностей, включая поверхности с интенсификацией
40
20
0
2>
1
Рч^
р
ш
6000
4000
2000
Re
2
^—
1
i
i
i
1 2 3 6 7 б/г,мм
12 3 6 7dr,MM
Рис. 3.5. Зависимость размеров условного теплообменника на
т]р = const от гидравлического диаметра каналов dr:
1 - гладкотрубный теплообменник с турбулентным течением;
2 - гладкотрубный теплообменник с ламинарном течением;
3 - поверхности с интенсификацией теплообмена в каналах;
/-турбулентное течение; //-ламинарное течение

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ 127
теплообмена. В гладкотрубных конструкциях с уменьшением
гидравлического диаметра канала течение переходит из
турбулентного/в ламинарное И, что приводит к изменению коэффициента
теплопередачи кто и иному характеру изменения площади теплопе-
редающей поверхности FT0, площади поперечного сечения
(фронта) матрицы /Чофр и объема матрицы VT0.
Как видно, при малых гидравлических диаметрах и
ламинарном течении заметно улучшаются показатели по FT0 фр и VT0 и
незначительно увеличивается FT0 фР. Различные способы
интенсификации теплообмена, описанные в специальной литературе [1, 3],
дают дополнительный существенный эффект (заштрихованные
области), сохраняя преимущество ламинарного течения с малыми
значениями dr. Однако значительному уменьшению dT в ГТД СТр
препятствует опасность быстрого засорения таких каналов.
Тем не менее, даже при интенсификации теплообмена в
каналах при г|р > 0,8 размеры матрицы рекуперативного
теплообменника велики и с дальнейшим увеличением г|р растут столь
значительно, что применение рекуперативного теплообменника с
большой степенью регенерации в ГТД СТр становится мало
вероятным. На рис. 3.6 показано для противоточного рекуперативного
теплообменника относительное изменение FT0, VT0, массы матрицы
Мютр и /Чофр по отношению к их значениям при г|р = 0,5 и
постоянных по г|р потерях полного давления. Расчет относительного
изменения геометрии матрицы теплообменника произведен по
приведенным в [3] следующим уравнениям: величины FT0, FT0, и
Мютр ~ Л^то1 и ^тофр ~ М^566 для ламинарного течения в каналах
матрицы, a FT0, VT0 и ММ£пр - M\f , /чофр ~ М^513 для
турбулентного течения в каналах матрицы.
Значение Мто принималось для противоточной схемы согласно
уравнению (3.8):
Мто=-^. (3.10)
1
При определении объема и массы принималось, что
отношение площади теплопередающий поверхности к объему, сохраняется

128
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
-*,
/
If j
V
\
1 /
//
•
1
Се Ото фр
1,0 5,0
0,75 4>°
3,0
2,0
/
/
/
1
/
/"
У
У
1
/
/
/
/
'0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 ЛР
30
251 1 1 1 *-/—10,5
20
15
10
5
0
0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 Лр
Рис. 3.6. Влияние степени регенерации теплоты т|р на относительное
изменение площади теплопередающей поверхности FT0, объема FT0
и массы Л/матр матрицы противоточного рекуперативного
теплообменника при постоянных потерях полного давления и относительное
изменение минимального удельного расхода топлива Се
(7^ = 1600 К и Ne = 1,0):
ламинарное течение; турбулентное течение
неизменным при увеличении FT0, поэтому объем и масса матрицы
на рис. 3.6 изменяются так же, как и площадь теплопередающей
поверхности.
Матрица теплообменника с г|р = 0,8 в 7 раз больше и тяжелее
матрицы теплообменника для г|р = 0,5 при турбулентном течении и
в 4,7 раза при ламинарном. Дальнейшее увеличение г|р свыше
0,8...0,85 приводит к все более интенсивному (практически
недопустимому) росту размеров и массы матрицы теплообменника.
Так, при Лр = 0,9 размеры и масса матрицы уже в 22 раза больше
чем при rip = 0,5.

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ 129
Размеры матрицы рекуперативного теплообменника при
данной степени регенерации теплоты можно уменьшить увеличением
скорости течения теплоносителей в каналах, но при этом резко
возрастают суммарные потери полного давления в
теплообменнике, вследствие чего снижается удельная мощность и ухудшается
топливная экономичность двигателя. Поэтому возможности
увеличения скорости течения весьма ограничены. Из анализа
оптимальных потерь полного давления в матрице следует [4], что
допустимый диапазон изменения потерь давления велик, а
зависимость массы и размеров матрицы от потерь полного давления
незначительная.
Согласно работе [3] величины FT0, VT0 и Мматр при ламинарном
течении пропорциональны (Ар* / р*то)~°']\ а при турбулентном
течении -(Ар I рто Г0'41.
Таким образом, очевидны труднопреодолимые проблемы
разработки компактного рекуперативного теплообменника для
вертолетного ГТД СТр при г|р > 0,8...0,85.
Вращающиеся регенеративные теплообменники. В матрице
вращающегося регенеративного теплообменника (регенератора)
можно реализовать значительно более компактные поверхности и
получить в несколько раз меньший объем матрицы, чем в
рекуперативном. Поэтому при рассмотрении высоких степеней
регенерации, когда требуются очень большие поверхности теплообмена,
обращаются к вращающемуся регенеративному теплообменнику
противоточной схемы (см. рис. 3.2). Раздельные подвод и отвод
газа и воздуха во вращающемся регенераторе не создают
принципиальных трудностей его компоновки в ГТД СТр с противоточной
схемой течения рабочих тел (при прямоточном течении и во
вращающемся регенераторе можно получить только г|ртах = 0,5).
Следует отметить, что в схеме с вращающимся регенератором
вследствие периодического прохождения через ту же поверхность
матрицы то воздуха, то газа и отсутствия застойных зон, происходит
самоочищение матрицы, позволяющее применять набивку малого
гидравлического диаметра.

130
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Во вращающемся регенеративном теплообменнике
соотношение между степенью регенерации г|р и характеризующим теплопе-
редающие свойства вращающейся матрицы безразмерным
параметром М'то при противоточном характере течения воздуха и газа
зависит не только от площади теплопередающей поверхности FT0 и
коэффициента теплоотдачи а, но и от отношения водяного
эквивалента вращающейся матрицы WT0 к минимальному из водяных
эквивалентов рабочего тела. Как уже отмечалось ранее, для ГТД СТр
водяные эквиваленты по воздуху и газу можно считать равными,
обозначая их как водяной эквивалент рабочего тела WT0.
Водяной эквивалент вращающейся матрицы WT0 прямо
пропорционален не только ее массе Мматр и теплоемкости сто, но и
частоте вращения пт0:
W -М с п
"то ^матр^тс/'т
(3.11)
По мере роста пт0 количество переданной теплоты
вращающейся матрицей от газа к воздуху возрастает, пока пто не достигнет
значения, после которого дальнейшее увеличение пто практически
эффекта не дает. Влияние частоты вращения матрицы на
достигаемую степень регенерации достаточно точно описывается
следующим эмпирическим уравнением, пригодным для условий
работы вращающегося регенератора в ГТД СТр [1]:
1-
W
(3.12)
где Лр прот - степень регенерации противоточного рекуперативного
теплообменника, к которой стремиться г|р вращающегося
регенератора при увеличении частоты вращения матрицы.
Зависимость, определяемая уравнением (3.12) для частного
случая при г|р -> 0,85, представлена на рис. 3.7.

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ
131
■IP
0,8
0,7
06
f
I
0 10 20 30лто,мин~
Рис. 3.7. Влияние частоты вращения /iT0 матрицы вращающегося
регенератора на степень регенерации г|р
Безразмерный параметр М'то для вращающегося регенератора
определяется следующим уравнением:
к,
-М-
1
W m
(3.13)
где (af)B и (aF)r - произведение коэффициента теплоотдачи на
теплопередающую площадь соответственно для воздуха и газа.
Важно отметить, что если для матрицы рекуперативного
теплообменника в выражении для коэффициента теплопередачи ^0
пренебречь членом, учитывающим влияние толщины стенки 8СТ и
ее коэффициента теплопроводности А^, т.е. тепловым
сопротивлением стенки, то уравнение для безразмерного параметра Мто
определится выражением
А/ =
-ч *f-i
1
(ЗЛ4)
Как видно выражения (3.13) для М'т0 и (3.14) для Мто при
сделанном допущении полностью совпадают. Расчеты показывают,
что в связи с очень малой толщиной стенки в рекуперативном
теплообменнике влияние Хст на величину 1^0 невелико (этим
объясняется возможность создания неметаллических матриц для
рекуперативных теплообменников несмотря на их худшую
теплопроводность). Поэтому без существенной погрешности можно принимать

132
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
8МТ'О
Рис. 3.8. Соотношения между т]р и
М'то при разных значениях
rr то / rr то
М'то = А/л, и иметь одинаковые зависимости г|р от Мт0 и М'то.
Однако при этом, как отмечалось выше, необходимо еще учитывать
частоту вращения пто матрицы регенеративного теплообменника,
влияющую на величину ее водяного эквивалента W[Q.
На рис. 3.8 показаны зависимости г|р от М'то при различных
значениях отношения водяного эквивалента вращающейся
матрицы W^o к водяному эквиваленту рабочего тела (газа или воздуха)
W10. По мере увеличения отношения M'T0/WT0 зависимость г|р от
М'то приближается к зависимости для противоточного
рекуперативного теплообменника и при W[Q /WT0 -» оо сравнивается с ней.
Но уже при W^0/WT0 > 5 вращающейся регенератор по тепловой
эффективности (по требуемому значению М'то) практически
сравним с противоточным рекуперативным теплообменником, но при
большей возможной компактности набивки матрицы регенератора,
ее объем в несколько раз меньше.
Гидравлическое сопротивление матриц с учетом
сопротивления подводящих и отводящих каналов как регенератора так и
рекуператора примерно одинаковое. Но для вращающегося
регенератора добавляются дополнительные потери, обусловленные
утечками сжатого воздуха через торцовые и радиальные уплотнения,
утечками вследствие переноса части сжатого воздуха
вращающейся матрицей в газовую полость, а также затратами мощности на

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ 133
вращение матрицы. Последние относительно невелики, тогда как
утечки могут составлять 8... 15 % расхода воздуха через
компрессор двигателя, заметно снижая удельную мощность и уменьшая
выигрыш в Се. Поэтому применение вращающегося регенератора
нецелесообразно при небольших значениях г|р, когда еще
допустимы по размерам и массе рекуперативные теплообменники.
ГТД СТр с вращающимся регенератором следует рассматривать
только при степени регенерации г\р > 0,8...0,85.
Влияние степени регенерации на топливную
эффективность. Из зависимостей для степени регенерации г|р и
максимального возможного подогрева воздуха в теплообменнике АТ*0
качественно следует, что на максимальном режиме работы двигателя
его топливная эффективность должна быть тем выше, чем больше
г|р и АГтотах. При этом важно знать каким путем обеспечивается
АТ*отах : увеличением температуры газов или снижением
температуры воздуха за компрессором. Первое всегда благоприятно, а
второе связано с уменьшением я*0, т.е. ведет к снижению КПД
цикла двигателя и поэтому эффективно только до определенного
предела, пока выигрыш в АТТ0 не станет перекрываться
проигрышем в КПД цикла. Следовательно, в вертолетном ГТД СТр на
режиме максимальной мощности следует ожидать, что удельный
расход топлива тем меньше, чем больше г|ро и 7^, при этом
значение я^>, оптимальное по Се, должно быть меньше, чем в ГТД СТ
без регенерации теплоты. Так как по режимам работы степень
регенерации г|р изменяется, в дальнейшем на максимальном режиме
она обозначается, как г|р0.
Количественно это подтверждается приведенными на рис. 3.9
результатами расчета Се для ГТД СТр с различной степенью
регенерации г|ро для различных значений 7^ в зависимости от яко.
Потери в основных узлах соответствуют указанным в разд. 1.2 для
ГТД СТ в классе мощности 500... 1500 кВт с добавлением суммарных
потерь в теплообменнике [Ар* /р )то =8%, а для вращающегося

134
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
:0
х
\
\
, \
854
0,95
\
'ч
1
W
600 К
8 12 16 20
0,30
0,25
0,20
0,15
у
\
\
К
-v—-
0,95
N
Гго=1800К
.0,7
—
- • —.
12 16 20
кВт-с
кг
400
300
200
100
•
vis"
-•—
<»'—
... 1800 К
)0.К
:^1
"*—.
юок
1
^1600
ю"ок
к —
^1400 К
12
16 20 24 28
Рис. 3.9. Изменение удельного расхода топлива Се и удельной
мощности Neya ГТД СТр в зависимости от параметров цикла я*0 и Т*о и
степени регенерации г)р0:
без регенерации; рекуператор;
с вращающимся регенератором
регенеративного теплообменника еще дополнительных
относительных безвозвратных утечек воздуха GB то = 0,08.
На рис. 3.10 эти же данные представлены в виде зависимости
от степени регенерации г)р0 минимального значения Се и
соответствующей ему оптимальной степени повышения давления 7i*0opt
при различных значениях Тг0. Эти графики наглядно показывают
возможное улучшение удельного расхода топлива с ростом г)р0 и
T*q на режиме максимальной мощности и соответствующее сни-

СХЕМА, ПОКАЗАТЕЛИ, ПАРАМЕТРЫ
135
ANe уд, %
О
-25
~5°0 0,5 0,6 0,7 0,8Л Ро
Рис. ЗЛО. Изменение минимального
удельного расхода топлива Се min,
соответствующей ему степени повы-
Гго=12ООК
1400
1^00
1600
1555
поо
шения давления п
KOopt
и
относительных потерь удельной мощности
АА^уд ГТД СТ в зависимости от
степени регенерации г|р0
(• - значения параметров для ГТД СТ)
30
20
10
Qmin^r/кВтч
0,30
0,25
0,20
0,15
-—.
.
'—.
1§QO
18On
0,4 0,5 0,6 0,7 0,8ЛР0
жение я*0 оптимального по Се. Уменьшение удельной мощности
ГТД СТр в результате увеличения потерь полного давления и
утечек в теплообменнике можно оценить по изменению Ne уд по як0
для ГТД СТр с рекуперативным и вращающимся регенеративным
теплообменником в сопоставлении с Ne уд для ГТД СТ без
регенерации теплоты. Кроме того, с увеличением степени регенерации и
температуры газа в связи со значительным уменьшением
оптимальных по Се значений я*0 удельная мощность дополнительно
существенно снижается вследствие смещения в зоны значений
л*0, существенно меньших оптимальных по NeyJX. На рис. 3.10
построены зависимости ДЛ^уд по г|р для разных значений 7^,
характеризующие относительные суммарные (из-за дополнительных
потерь в теплообменнике и заниженных значений я*0) потери
мощности в ГТД СТ без регенерации теплоты и rcKOopt поЛ^уд.

136 Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Значения ЛЛ^уд получены следующим образом:
ЛЛ^удЗудтах~^удто, (3.15)
е уд max
где Ne уД щах - максимальная удельная мощность ГТД СТ без
регенерации теплоты; NeyuT0 - удельная мощность ГТД СТр при тех же
значениях 7^ и п*к0, оптимальных по Се.
Необходимо отметить, что если в ГТД СТ выбор оптимальных
параметров цикла по максимальному режиму (Ne = 1) означает,
что они практически остаются оптимальными и для режимов
пониженной мощности (см. разд. 2.1), то в ГТД с регенерацией
теплоты оптимальные параметры цикла л*0 и T*q на режиме Ne = 1
не совпадают с их оптимальными значениями для режимов Ne < 1.
Это объясняется особенностью протекания режимных
характеристик ГТД СТр в связи с применением регулируемого по режимам
работы двигателя соплового аппарата турбины. Поэтому для
вертолетных ГТД СТр нельзя рассматривать оптимизацию
параметров цикла только по максимальному режиму, обязательно
необходимо включать в рассмотрение режимы пониженной мощности,
которые анализируются ниже.
3.2. РЕЖИМНЫЕ, КЛИМАТИЧЕСКИЕ И
ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Если СА свободной турбины не регулируется, то
относительное протекание всех характеристик (режимных, климатических,
высотных и скоростных) двигателей с регенерацией теплоты и без
нее в значительной мере совпадает при одинаковых исходных
параметрах цикла. Регулирование СА свободной турбины слабо
влияет на протекание характеристик двигателей без регенерации
теплоты, значительно усложняя их конструкцию и поэтому не
применяется. В ГТД СТр управление РСА позволяет существенно
улучшить протекание режимных и высотно-климатических
характеристик переразмеренных двигателей. Соответствующее допол-

ХАРАКТЕРИСТИКИ 137
нительное улучшение экономичности не только на максимальном,
но и на пониженных режимах работы чрезвычайно важно.
Поэтому характеристики вертолетных ГТД СТр рассматриваются только
с регулированием СА свободной турбины.
Режимные характеристики. Для уменьшения удельного
расхода топлива на пониженных режимах работы РСА свободной
турбины прикрывают, уменьшая ее пропускную способность. В
результате перераспределяется степень понижения давления
между турбинами компрессора и свободной. На нерасчетном режиме
при одинаковом я* относительно увеличивается п*ст и
уменьшается л*^. Последнее означает, что для получения при меньшем
п*тк той же работы турбины компрессора требуется увеличить
температуру газов Т*. Чем сильнее прикрытие РСА с
соответствующим относительным уменьшением площади проходного
сечения свободной турбины FCT = FCT/FCTp , тем выше температура Т*,
требуемая для обеспечения баланса мощности компрессора и
турбины компрессора.
Очевидно, что по условиям прочности и ресурса на
пониженных режимах нельзя допускать Т* > Т^. Поэтому в качестве
предельно возможного рассматривается такое прикрытие РСА, при
котором обеспечивается поддержание по режимам работы
7^ = const = Т*. В этом случае, по сравнению с ГТД СТр без РСА
одинаковому пониженному режиму работы двигателя
соответствуют максимальные значения Т*, Т*к и наименьшие GB, л* и Гк*,
что приводит к максимально возможному в теплообменнике
температурному напору Т*т - Т* и уменьшению WT0 = cpGBT0 при
неизменной площади поверхности теплообмена FT0, т.е. максимально
повышается эффективность регенерации теплоты с
соответствующим выигрышем в удельном расходе топлива. Однако управление
РСА по закону Т* = const означает и предельные тепловые
нагрузки на всех режимах, и необходимость иметь увеличенный запас

138
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора на
пониженных режимах. Поэтому рассматривают менее эффективные, но и
менее напряженные для двигателя законы управления РСА, в
частности 7^ = const.
Изменение по режимам и условиям работы двигателя
параметров воздуха и газа на входе в теплообменник влияет на
тепловые и гидравлические показатели последнего. Эти изменения
можно определить, используя следующие приближенные
зависимости, приведенные в работе [4].
Безразмерный параметр Мто на нерасчетном режиме
Степень регенерации на нерасчетном режиме г|р =/(МТ0)
определяется по значению Мто на нерасчетном режиме и уравнениям
(3.7) или (3.8), в зависимости от схемы течения газа и воздуха в
теплообменнике.
Относительные потери полного давления в теплообменнике
на нерасчетном режиме по воздуху и газу имеют вид:
Ар,
РТОВ V РТОВ1 Л
G.
вто/0
\Ртоъ\)о
то вер
РтоП
(Оо
РтоП
\ тогср/0
1+0,76/я
1+0,76/п
(3.17)
В уравнениях (3.16) и (3.17) индексом «О» отмечены
параметрами на режиме Ne max, тип соответствуют их значениям в
критериальных уравнениях Nu = ARe" и £ = BRem. Для ламинарного
течения п = 0,2 и т = 1, для турбулентного п = 0,8 и т = 0,25.
Средние значения температуры газа и воздуха в
теплообменнике следующие:
т' п
=7тог1 -0.5
( '

ХАРАКТЕРИСТИКИ 139
Эти соотношения были использованы для расчета режимных
характеристик ГТД СТр. Расчет производился с сохранением
постоянных по режимам работы двигателя КПД основных узлов,
равных указанным в предыдущем разделе для режима Ne = 1, и
изменением параметров теплообменника согласно уравнениям
(3.16) и (3.17). Результаты расчетов для противоточной схемы при
турбулентном течении воздуха и газа в каналах теплообменников
представлены на рис. 3.11 в виде зависимостей удельного расхода
топлива Се на режиме Ne = 0,5 от параметров цикла и степени
регенерации (я*0, Т*о и г|ро) на расчетном режиме (Ne = 1,0) и
управлении РСА по законам Т* = const (штриховые линии).
Для сравнения здесь же приведены данные по Се на режиме
Ne = 0,5 двигателя со свободной турбиной без регенерации
теплоты и без РСА. Из сопоставления с рис. 3.9 видно, что основные
закономерности те же, что и на максимальном режиме. Однако по
сравнению с ГТД СТ выигрыш в экономичности существенно
больше, а оптимальные по Се значения 7Г*О выше. Например, для
варианта значений Т*о = 1600 К, г|р0 = 0,85 и при поддержании
Тг = const выигрыш в Сет\п по отношению к минимальному
удельному расходу топлива ГТД СТ на том же режиме работы
составляет ACemin = 35 % на режиме Ne = 0,5 по сравнению с 17 % на
максимальном режиме. Соответствующие значения оптимальной по
Се степени повышения давления увеличиваются с 7гк0орГ = 8 при
Ne = 1 до тг*0орГ = 12 при Ne = 0,5.
Выбор 7Г*О по Се min на режиме Ne = 0,5 является
рациональным, так как соответствует не только лучшей экономичности на
крейсерских режимах, но и большей удельной мощности, близкой
К Л/* уд max (СМ. рИС. 3.11).
Следует отметить, что влияние на Се тт закона управления
РСА свободной турбины существенно зависит от уровня исходной
температуры газов, уменьшаясь с ее увеличением. Так, по рис. 3.11

140
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
j4 8 12 16 По
С<К#«=О,5),кг/(кВт-ч) Q 4()
4 8 12
Рис. 3.11. Изменение удельного расхода топлива Се на режиме Ne = 0,5
для ГТД СТр в зависимости от исходных (при Ne = 1) параметров
цикла и степени регенерации (п*к0, 7^ и r\p<h Z(Ap* Ip )T0 = 8 %;
^ в™ = 0,08):
без регенерации теплоты; Тг0 = const и
— - Ттк = const с рекуператором; Тг0 = const и
-•-•- Ттк = const с вращающимся регенератором

ХАРАКТЕРИСТИКИ 141
видно, что для г|ро = 0,7 разница в Се т\п при Т*о = const и Т*к =
= const уменьшается с 9,7 % при 1200 К до 3 % при 1800 К.
Оптимальная по Се степень повышения давления для всех значений Тг0
выше при законе Т*к = const.
Режим Ne = 0,5 выбран для сопоставления как наиболее
характерный применительно к вертолетным ГТД СТр. Так как в этих
двигателях наибольший выигрыш в экономичности получается на
пониженных режимах работы, то очевидно, что они будут
наиболее эффективны в вертолетах, для которых характерна основная
длительная работа двигателя на более низких режимах, близких к
Ne = 0,5...0,6. Например, для перспективного
вертолета-штурмовика средним по длительности определен режим Ne = 0,46, а
для перспективного транспортного вертолета - режим Ne = 0,55.
На рис. 3.12 приведены режимные характеристики ГТД СТр
для Т*о = 1600 К и нескольких значений г|р0 (рекуператор) и
Лро = 0,95 (вращающийся регенератор). Исходная степень
повышения давления п*^ для каждого исходного (расчетного) значения
Г|ро принималась равной оптимальной по Се на режиме Ne = 0,5
(согласно рис. 3.11) и управлении PC А по закону Тг = const. Для
сопоставления штриховыми линиями показаны результаты
расчетов с управлением РСА по закону Т*к = const, а штрихпунктирны-
ми - для двигателя без регенерации теплоты, также с
оптимальным для него по Се значением к*к0.
По мере увеличения расчетной степени регенерации Г|ро
протекание основной зависимости Се =f(Ne) становится все более
пологим и при Г|р = 0,85...0,95 удельный расход топлива во всем
рабочем диапазоне пониженных режимов работы даже меньше, чем
на максимальном (Ne =1). Необходимо отметить, что такие
соотношения получены при допущении постоянства КПД компрессора
и турбин. Как будет показано в дальнейшем, учет изменения КПД,

142
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Лрр=О,5
ч
0,95
Р
1,1-*
a-»
юн
ПрО-0,5
a*
',7
0,85
1,0
Cg, кг/(кВтч)
0,26
0,24
0,22
0,20
0,18
1500
1300
1100
I
1600
1400
1200
n
2**
Лр0=0,8
0,5
95
0 95 T*w.
1
-f-
— -
\
0,85
— ■
^-*
Л>=0,5
0,95
4.:
1 "7 '
03
■ —
0,85
~ —
ч
\
\
Ч
—
Ч
у1Лр0=0,5
L
--
-♦-■
.—
%7
0г85
-—
-т
0,95
——■
^^
!====
^^
г**
1,0
0,8
0,6
0,4
У?
0,95
/
ЛрО =0,5
0,2 0,4 0,6 0,8 Ne '0,2 0,4 0,6 0,8 Ne
Рис. 3.12. Режимные характеристики ГТД СТр
(Г,; = 1600 К; Е(А/7//7)то0 = 8 %; GBTr = 0,08)
Теплообменник
0
20
Нет
0,5
18
0,7
14
0,85
12
Рекуператор
0,95
6
Регенератор
Условные обозначения - см. рис. 3.11.

ХАРАКТЕРИСТИКИ 143
в частности снижения КПД свободной турбины по мере
прикрытия ее РСА, приводит к некоторому ухудшению протекания
режимных характеристик, но отмеченные принципиальные
особенности сохраняются.
На рис. 3.12 показано также изменение по режимам работы
ряда параметров, важных для понимания протекания режимных
характеристик: лР, ЦАр*/р*\0, птк, FCT, Тг\ Т*к и Т*, где Т* -
температура на срезе сопла.
Показатели теплообменника г|р и [Ар* / р)то изменяются по-
разному. Степень регенерации увеличивается с понижением
режима при малых значениях г|ро и практически не меняется в
теплообменнике с понижением режима, уменьшаясь почти независимо
от г|ро. Как увеличение г|р, так и снижение потерь заторможенного
потока улучшают удельный расход топлива.
Уменьшение г|р0 сопровождается повышением Т* для
обеспечения баланса мощности компрессора и турбины компрессора.
При допущении LK уд ~ п^к это означает практическое постоянство
отношения UTK/C*KS, т.е. постоянство г|тк по режимам работы
несмотря на значительное уменьшение п*тк.
Относительное изменение площади проходного сечения
свободной турбины FCT, осуществляемое прикрытием лопаток СА,
достаточно большое. Для г|р0 = 0,5 и Т* = const оно составляет в
среднем 7,5 % на каждые 10 % уменьшения мощности. С
увеличением исходной степени регенерации теплоты, а также с переходом
на управление РСА по закону Гт*к = const требуемое изменение FCT
уменьшается, но даже при г|р = 0,95 и Т*к = const оно составляет
5 % на каждые 10 % уменьшения Ne.
Закон управления РСА сильно влияет на температуру горячих
узлов двигателя по режимам работы. С уменьшением мощности
снижается я*, т.е. уменьшаются требуемая удельная работа
турбины компрессора и снижение в ней температуры газов АГТК. Если

144 Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
с помощью РСА поддерживается по режимам Т* = const, то это
приводит к повышению температуры газов перед свободной
турбиной по мере уменьшения мощности в отличие от двигателя без
РСА (в данном случае это двигатель без регенерации теплоты), в
котором Гт*к снижается.
На рис. 3.12 температура газов перед свободной турбиной тем
выше, чем больше Г|ро. Последнее объясняется только принятием
разных расчетных значений л^, соответствующих оптимуму по
Ctjj =Q5y Чем меньше Г|ро, тем больше принятое оптимальное
расчетное значение я^, т.е. больше АГТ*К и ниже Гт*к. Для
вращающегося регенератора из-за дополнительных утечек воздуха (8 % в
данных расчетах) возрастает требуемая удельная мощность
турбины компрессора и А Ттк и несколько уменьшается Ттк.
Увеличение температуры газов перед свободной турбиной с
понижением режима работы в высокотемпературных двигателях
ограничено прочностью свободной турбины. В рассматриваемом
примере (Гг* = 1600 К) уже при Ne& 0,5...0,6 достигается
предельно допустимое для неохлаждаемой свободной турбины
значение Ттк и дальнейшее уменьшение мощности возможно только
либо введением охлаждения свободной турбины, либо снижением
Т* соответствующим изменением закона управления РСА.
Последнее приведет к некоторому ухудшению экономичности
двигателя в области наиболее низких режимов.
Управление РСА по закону Гт*к = const означает не только ее
неизменность по режимам работы, но и уменьшение температуры
газов перед турбиной компрессора по мере снижения мощности.
Это снижение тем интенсивнее, чем меньше г|ро-
Регулирование РСА существенно влияет на протекание линии
рабочих режимов на характеристике компрессора. Прикрытие РСА
вызывает смещение линии рабочих режимов к границе устойчивой
работы компрессора тем большее, чем интенсивнее прикрытие РСА.

ХАРАКТЕРИСТИКИ
145
Рис 3.13. Влияние степени
регенерации теплоты на протекание
линии рабочих режимов
(Гг;= 600K,(V///)Too = 8%;
GBTOBP=0,08):
Т* = const; — - Т*к =
= const; без регенерации
теплоты; • - Ne = 0,2;
*-Ne = 0,5
Соответствующие линиям рабочих режимов зависимости
я = я*/я^ от Gb=Gb/Gb0 представлены на рис. 3.13 для г|р0 =
= 0,95 при я*0 = 6 (вращающийся регенератор) и г|р0 = 0,5 при
я*0 = 18 (рекуператор) с регулированием по закону Т* = const.
Для сравнения здесь же проведена штрихпунктирном линия
рабочих режимов двигателя без регенерации теплоты и с РСА. Как
видно, для ГТД СТр с РСА требуются компрессоры со
значительным повышением по я* границы устойчивости работы при тех же
GB (тем больше, чем выше г|р0) и распространением в область
меньших значений GB зоны рабочих режимов. Эта область на
характеристике компрессора обычно является областью более
низких г|* и наиболее трудного обеспечения запасов по ГДУ: часто в
этой зоне требуется открытие клапанов перепуска воздуха из
средних ступеней компрессора в атмосферу. Применение закона
управления Т*к = const более благоприятно по сравнению с
Т* = const, но не имеет решающего значения.
Вместе с тем следует учесть, что увеличение г|р0 означает
снижение оптимальной расчетной степени повышения давления
я*0. Поэтому несмотря на менее благоприятное протекание линии
рабочих режимов при высоких г|р0 обеспечение требуемых харак-

146
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
1,0
0,6
0,2
0*
Л
Д
IV
л
о,
\
1,0
9
5
Рис. 3.14. Смещение рабочей
точки на режиме Ne = 1 для ГТД
СТр с целью обеспечения запасов
ГДУ на пониженных режимах
работы:
/-ГТД СТр, лРо_7 0,95;
2-ГТДСТ, m-Ne =0,2;
k-N,=0,5
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0
теристик компрессора получить легче, чем при меньших Tip0 и
высоких 71*0. В этом случае, по-видимому, неизбежным становится
смещение рабочей точки на расчетном (максимальном) режиме в
сторону значительного увеличения АКУ, чтобы обеспечить
требуемые запасы по ГДУ на режимах пониженной мощности (рис. 3.14).
В результате на максимальном и близком к нему режимах
произойдет заметное ухудшение КПД компрессора. Анализ влияния
изменения г|* по режимам был проведен в разд. 2.1 для ГТД без
регенерации теплоты (см. рис. 2.3).
Количественно же зависимость более сильная, поскольку
коэффициент влияния Ti* на Се в двигателе с регенерацией теплоты
при одинаковых л* и Т* заметно больше. Это объясняется тем,
что в ГТД СТр снижение т]* означает увеличение Гк*, т.е.
уменьшение теплового напора, а следовательно, теплоты, передаваемой
в теплообменнике. Коэффициент влияния на Се КПД компрессора
примерно в 1,3 больше коэффициента влияния КПД турбины в
двигателе с г|р0 = 0,8 [4], тогда как в двигателе без регенерации
теплоты они практически равны.
Следует отметить важную принципиальную особенность
двигателя с РСА: возможность изменять режим работы прикрытием
или раскрытием РСА при неизменной температуре газа, по кото-

ХАРАКТЕРИСТИКИ 147
рой осуществляется управление. Так как повышение режима
работы (приемистость) в этом случае осуществляется раскрытием РСА,
в принципе реальна приемистость без заброса по температуре газа,
необходимого в двигателях без РСА. Это означает, что запаса по
ГДУ на заброс Т* при приемистости в ГТД СТр не потребуется,
т.е. необходимые значения АКУ будут меньше. Для реализации
этой возможности потребуется создание специальных
быстродействующих датчиков и устройств, а также введение
дополнительных блоков в современные электронные системы управления
двигателем.
На протекание режимных характеристик оказывает
дополнительное влияние изменение КПД свободной турбины,
обусловленное поворотом лопаток РСА. Если свободная турбина
спрофилирована на режим Ne =,1 , то на этом режиме ее КПД такой же, как
у турбины без РСА. Но на пониженных режимах работы двигателя
прикрытие СА (уменьшение FCT) приводит к существенно
нерасчетному течению в лопаточных венцах, увеличенным потерям и
снижению г|^., интенсивность которого может быть весьма
различной в зависимости от параметров, степени реактивности, числа
ступеней и т.д.
На рис. 3.15 приведены результаты расчетов режимных
характеристик, в которых сделано допущение о постоянной
интенсивности изменения г|^ по FCT. Интенсивность снижения г|*т была
принята равной 2 % на каждые 10 % изменения площади [6].
Рассматривались два варианта изменения КПД свободной турбины:
1) с ее профилированием на получение максимума г|*т на режиме
Ne = 1 (штриховая линия на рис. 3.15); 2) на получение Лстшах на
промежуточном режиме Ne « 0,7, соответствующем FCT = 0,8
(штрихпунктирная линия). Для сравнения приведено изменение Се
по Ne и при г|*т = const = Лстшах (сплошная линия). Аналогично
тому, как это было показано в разд. 2.1 (см. рис. 2.6), становится
очевидной целесообразность согласования свободной турбины с
РСА на получение максимума г|*т на промежуточном, а не
максимальном режиме работы двигателя.

148
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Лет
0,9
0,8
0,7
0,4 0,6
0,8 Ne КГ^ТЧ)
0,20
0,19
0,18
0,2 0,4 0,6 0,8 Ne
Рис. 3.15. Влияние изменения r|CT = f\FCT) на протекание режимных
характеристик:
7£ = 1600 К; (АрЧр')п = 8%; лРо= 0,85; т^тах = °'88 = const;
г = 1) = 0,88; лсттах (^ст = 0,77) = 0,88
Климатические и высотно-скоростные характеристики. В
отношении всех остальных характеристик (климатических,
высотных, скоростных) следует отметить, что на режиме максимальной
мощности СА свободной турбины при всех условиях находится в
исходном положении (F^ =1). Поэтому, как уже отмечалось,
относительное изменение максимальной мощности и удельного
расхода топлива на этом режиме по 71,,, Яп и Vn для ГТД СТр примерно
такое же, как в двигателях без регенерации теплоты. Расчеты,
выполненные при допущении постоянства КПД основных узлов
двигателя (компрессора, камеры сгорания и турбины) показали
следующее.
Различие в относительном изменении максимальной
мощности по Тн, Нп и Vn обусловлено только изменением относительных
потерь полного давления в теплообменнике. Но их влияние на
Ne max невелико. Например, с увеличением высоты гидравлическое
сопротивление теплообменника повышается в связи со снижением
плотности воздуха и газа и соответствующим уменьшением чисел

ХАРАКТЕРИСТИКИ 149
Re, влияющих на увеличение (Ар 1р )то. При этом увеличение
гидравлического сопротивления для ламинарного течения больше,
чем для турбулентного. В результате роста относительных потерь
давления в теплообменнике снижение Ne max с высотой происходит
несколько интенсивнее, чем в ГТД без регенерации теплоты. Но
даже на высоте Нп = 6 км различие в значениях Ne max не
превышает нескольких процентов.
На удельный расход топлива на режиме Nemax помимо влияния
изменения гидравлического сопротивления теплообменника
влияет изменение температурного напора и степени регенерации.
Однако во всем характерном для вертолетов эксплуатационном
диапазоне по Тн, #п и Vn различие в протекании Се на максимальном
режиме между ГТД СТ не превышает нескольких процентов.
Иным является относительное изменение Се по Тн и Ни на
взлетном режиме у переразмеренного (высотного) ГТД СТр в
сравнении с ГТД СТ. Как уже отмечалось, на вертолетах часто
применяются переразмеренные двигатели, обеспечивающие
поддержание постоянной взлетной мощности до определенной
повышенной температуры атмосферного воздуха или высоты.
Климатическая характеристика переразмеренного ГТД СТ с
поддержанием Nevm = const до Тн = 318 К была приведена на рис. 2.16. Для
двигателя с регенерацией теплоты (Т*о = 1600 К, я*0 = 12,
г|ро = 0,85) она построена на рис. 3.16, на котором для сравнения
штрихпунктирной линией повторена климатическая
характеристика ГТД СТ с рис. 2.16. Из сопоставления видно, что относительное
изменение Ne max у ГТД СТр и ГТД СТ одинаковое, тогда как
относительное изменение Се взл по Тн значительно более благоприятное,
что обусловлено следующими обстоятельствами.
Отношение Ne bZJl/Ne max с понижением Тн изменяется одинаково
у ГТД СТр и ГТД СТ, т.е. фактически двигатели переходят на
одинаковые пониженные режимы работы. Но у ГТД СТ это
сопровождается увеличением Се, а у ГТД СТр при указанных параметрах -
даже небольшим снижением этого параметра, поскольку при
переходе на пониженный режим работы прикрывается РСА свободной
турбины (рассматривался закон управления Т* = const).
Существенно лучше и относительное изменение Се взл по высотной харак-

150
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
1,2
1,0
0,8
о,б
Ne взл=
1и2
/ i
const до
Г„=318
К ^^
1,2
1,1
258 273 288 303 ЗШ Г„,К 258 273 288 303 318 ГН,К
Рис. 3.16. Сопоставление климатических характеристик ГТД СТр и
ГТД СТ при поддержании Ne взл = const до Тн = 318 К:
1 - ГТД СТр; Гг; = 1600 К; пк0 = 12; Лро = 0,85; 2 - ГТД СТ;
Гг;=1600К;<0=20
теристике переразмеренного ГТД СТр по сравнению с ГТД СТ в
зоне поддерживания Ne взл = const.
Учет размеров и массы при выборе теплообменников. Из
изложенного следует, что существенными преимуществами по
топливной экономичности обладают двигатели с регенерацией
теплоты. Эти преимущества возрастают с увеличением исходных
степени регенерации и температуры газов. Вместе с тем
регенерация означает значительное увеличение массы двигателя и его
размеров, тем большее, чем выше г|р0.
Это объясняется в основном дополнительными массой и
объемом теплообменника и каналов, подводящих - отводящих газ и
воздух. Кроме того, влияет и уменьшение удельной мощности
(см. рис. 3.9), практически не зависящие от величины г|р0 , но
существенно большее при вращающемся регенераторе из-за
безвозвратных утечек воздуха. Снижение Neyjl означает увеличение
размеров и массы как двигателя, так и теплообменника для получения
той же мощности, что и у ГТД СТ. Масса увеличивается обратно
пропорционально уменьшению Ne уд, а линейные размеры -
обратно пропорционально корню квадратному из уменьшения Ne уд.
С увеличением г|р0 уменьшается Се, а следовательно, расход
топлива, в результате чего при том же GB уменьшается Gr, т.е. снижается Ne
уд. Но эта разница в Ne уд незначительна и ею можно пренебречь.

ХАРАКТЕРИСТИКИ
151
Существенным недостатком вращающегося регенератора
является трудность его компактного размещения в вертолетном ГТД
СТр. Несмотря на меньший по сравнению с рекуператором объем
вращающейся матрицы она имеет неблагоприятную для
компоновки форму, характеризующуюся сочетанием большой
фронтальной поверхности с малой толщиной (малой длиной каналов).
Это либо вращающийся тонкий диск большого диаметра (см.
рис. 3.2), либо вращающийся пустотелый барабан также большого
диаметра (для обеспечения требуемой фронтальной поверхности)
и малой толщины. Вместе с подводящими патрубками, которые
расширяются перед матрицей, охватывая всю ее большую
фронтальную поверхность, и приводом для вращения, узел
вращающегося регенератора значительно увеличивает габаритные размеры
двигателя, что затрудняет его размещение на вертолете. При этом
растет и масса регенератора.
На рис. 3.17 показана перспективная компоновочная схема
ГТД СТр мощностью 630 кВт с вращающимся регенератором
барабанного типа со степенью регенерации г\р = 0,85, я*0 = 8, Тг0 =
= 1755 К, неметаллическими турбинами и матрицей регенератора
фирмы Дженерал Электрик (США) [7]. Применение таких
материалов и очень высокой температуры газов обеспечит удельную
массу двигателя удв = 0,175 кг/кВт.
Сектор подвода
воздуха
А-А
1160°
Сектор отвода газа
Рис. 3.17. Схема ГТД СТр с вращающимся регенератором

152
Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
АСе,%
10
8
4
2
0
А
/•2
\
\
1
II
II
IJ
1
Рис. 3.18. Ухудшение удельного
расхода топлива АСе ГТД СТ без
регенерации теплоты при
проектировании на пониженное
значение 7i*0, соответствующее
оптимальному по Се для двигателя с
регенерацией теплоты, в
зависимости от т]ро и Т^ :
1- Т*о =1800 К;
2-Тл =1200...1600 К
0,5 0,6 0,7 0,8 Про
Следует отметить, что чем мощнее двигатель, тем более
громоздкой является компоновка вращающегося регенератора.
Поэтому вращающийся регенератор чаще всего рассматривается
только для двигателей малой мощности до 300...400 кВт. Для
двигателя мощностью 630 кВт предположение о возможности
широкого использования высокотемпературных неметаллических
материалов и очень эффективных уплотнений во вращающемся
регенераторе, сделает применение последнего более эффективным по
сравнению с рекуператором только при условии снижения утечек
в регенераторе до очень низкого уровня (ниже 3 %).
Следовательно, большинство перспективных вертолетных
ГТД СТр следует рассматривать с рекуперативным
теплообменником. Для небольших значений степени регенерации оптимальные
по Се на режиме Ne = 0,5 значения я*0 близки к оптимальным для
ГТД СТр во всем диапазоне 7^ = 1200... 1800 К. Построенная по
этим результатам зависимость ухудшения удельного расхода
топлива ГТД СТ при проектировании его на несколько уменьшенные
значения тгк0, соответствующие оптимальным для ГТД СТр,
приведена на рис. 3.18. Если учесть, что вертолетные ГТД СТ всегда
проектируются на тг^ несколько меньше оптимального по Се для

ХАРАКТЕРИСТИКИ 153
получения большей удельной мощности, то из зависимостей
рис. 3.18 следует, что ГТД СТр со степенью регенерации от 0,5 до
примерно 0,7 имеют практически одинаковые с ГТД СТ
оптимальные параметры цикла. Следовательно, двигатели с рекуператором
и указанными значениями г|р0 можно создавать на базе имеющихся
или проектируемых вертолетных ГТД СТ, с соответствующей их
доработкой путем установки теплообменника, РСА свободной
турбины, переходных каналов.
В этом случае резко уменьшаются затраты на создание и
производство ГТД СТр. За рубежом в 70-х годах фирма Авко Лайко-
минг (США) исходя из этого принципа одновременно вела
разработку вертолетного ГТД СТ и танкового ГТД СТр типа AGT 1500
в классе мощности 1100 кВт со степенью регенерации г|р0 » 0,7;
схема рекуператора AGT 1500 показана на рис. 3.4, б. Оба
двигателя имели одинаковые параметры цикла (я*0 = 14,5 и Т*о = 1465 К) и
одинаковые лопаточные машины: двухвальный компрессор с
осевым КНД и осецентробежным КВД; одноступенчатые турбины ВД
и НД и двухступенчатую свободную турбину (с РСА только
первой ступени в AGT 1500) .
Возможность создания более экономичного вертолетного
ГТД СТ в классе мощности 900 кВт с г|р0 = 0,5...0,7 и одинаковых
параметрах цикла, являющихся практически оптимальными для
обоих двигателей, рассмотрена применительно к вертолету с
основным длительным режимом двигателя Ne = 0,46 NemaK и
продолжительностью полета 2,5 ч. При параметрах цикла исходного
двигателя я^ = 12,5 и 7^ =1400 К для ГТД СТр в случае
регулирования РСА по закону поддержания Т^ = const не только на ус-
Расчеты показывают, что в двухступенчатой свободной турбине
РСА может применяться как только в первой ступени, так и в двух.
Последний вариант естественно более сложен конструктивно. Поэтому
часто рассматривается РСА только первой ступени. В частности, на рис. 3.18
показана перспективная проработка ГТД СТр также с РСА только первой
ступени.

154 Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
тановившихся, но и на переходных режимах, не требуется
понижение 7^ для обеспечения ресурса и даже возможно повышение
температуры газов до 1430 К без изменения охлаждения турбины.
Это объясняется тем, что турбина не испытывает многочисленные
переменные тепловые нагрузки, которые для ее прочности имеют
большее значение, чем длительная, но постоянная работа при
более высокой температуре газов по сравнению с ГТД СТ.
При оптимальной по сумме массы двигателя и топлива на
один полет (г|ро = 0,6) рекуператор компоновался за свободной
турбиной без превышения поперечных размеров исходного
двигателя (учитывая размеры экранно-выпускного устройства для
снижения интенсивности ИК-излучения) с увеличением только длины
двигателя. Удельная масса оценена р = 0,25 кг/кВт по сравнению с
0,165 кг/кВт у исходного двигателя. Таким образом, установка
рекуператора с г|ро = 0,6 увеличила удельную массу двигателя
примерно в 1,5 раза. При этом масса самой матрицы составила менее
1/2 общего увеличения массы двигателя. Примерно такое же
увеличение р при Т* = 1400 К и г|ро = 0,6 получено А.Ф. Савостиным
и A.M. Тихоновым [4].
С возрастанием г|р0 свыше 0,7, существенно увеличиваются
масса матрицы рекуператора и возрастает разница в оптимальных
параметрах цикла ГТД СТр по сравнению с ГТД СТ, двигатель с
увеличенной степенью регенерации должен создаваться с более
низкой расчетной степенью повышения давления, а для
уменьшения возрастающей массы матрицы рекуператора необходимо
применять неметаллические материалы. На рис. 3.19 показано в
зависимости от г|ро какой выигрыш в удельной массе дает использование
таких материалов вместо стали в противоточном рекуператоре.
Следует отметить, что плотность неметаллических
материалов почти в 3 раза меньше плотности стали, а худшая ее
теплопроводность при малой толщине стенок не существенна. Однако
выигрыш в массе получается несколько меньшим, чем это следует из
отношения плотностей материалов, так как неметаллы являются
менее прочным материалом, из которого трудно изготовить
матрицу со сложными (для интенсификации теплообмена) по форме

ХАРАКТЕРИСТИКИ
155
Рис. 3.19. Выигрыш в удельной
массе противоточного
рекуперативного теплообменника при
использовании неметаллов
вместо стали для двигателя
мощностью 625 кВт
(<о= 12 и 7^ = 1645 К) [7]
Ар, кг/кВт
0,06
0,04
0,02
у
f
0,5 0,6 0,7 0,8 ЛрО
каналами с тонкими стенками. В результате неметаллическая
матрица несколько утяжеляется. При увеличенной степени
регенерации именно такая конструкция теплообменника рассматривается в
исследовательских работах по оценке возможного облика
двигателей, когда сопоставляются перспективные ГТД СТр и ГТД СТ.
Фирма Гэрритт (США) для вертолета с двумя двигателями
мощностью по 735 кВт и продолжительностью полета 2 ч 20 мин
рассматривает ГТД СТ с высокими параметрами цикла (п*к0 = 22 и
Та = 1700 К) и ГТД СТр с той же температурой газов, тс*0 = 10 и
неметаллическим рекуператором на степень регенерации 0,8. Для
обоих двигателей предполагается возможность использования
изготовленных из неметаллических материалов турбин и камеры
сгорания без охлаждения лопаток турбины компрессора [8].
Фирмой Авко Лайкоминг для перспективных двигателей мощностью
700 кВт сопоставляются двигатели с регенерацией теплоты и без
нее, для ГТД СТр обосновывается оптимальное значение г|р0 = 0,8
при неметаллическом рекуперативном теплообменнике [9].
Неметаллический рекуператор с еще большей степенью регенерации
г|ро = 0,85 при Т^ = 1727 К рассматривает фирма Уильяме Интер-
нейшенел [9].
При этом отмечается значительное увеличение массы
двигателя с регенерацией теплоты даже при использовании
неметаллических материалов. При простейшей оценке эффективности по
суммарной массе двигателя и топлива на один полет выигрыш с
ГТД СТр обычно получают при продолжительности полета свыше
2...3 ч [4]. Но оценка эффективности применения двигателя с
регенерацией теплоты только по этому показателю несовершенна,

156 Глава 3. ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
так как не учитывается увеличение его стоимости и трудоемкости
технического обслуживания. Для более качественной оценки
необходимо сопоставление по стоимости жизненного цикла или
прямым эксплуатационным расходам. В таком сопоставлении
существенны еще и общий парк двигателей, годовая наработка,
стоимость топлива (современная и прогнозируемая).
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Кейс В.М., Лондон А.Л. Компактные теплообменники.
ML: Энергия, 1967.223с.
2. Михеев М.А., Михеева И.М. Основы теплопередачи.
М.: Энергия, 1973.319с.
3. Тихонов A.M. Регенерация тепла в авиационных ГТД.
М.: Машиностроение, 1979. 108с.
4. Савостин А.Ф., Тихонов А.М. О применении регенерации
тепла и повышенных температур газа в вертолетных
газотурбинных двигателях // Вертолетные газотурбинные двигатели. М.:
Машиностроение, 1966. С. 5-35.
5. Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин. М.:
Оборонгиз, 1953.216с.
6. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / под
ред. СМ. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987. 568с.
7. Hirschkron R. and Russo C.J. Small Turbochaft / Turboprop
Engine Technology Study // AIAA-86-1623, AIAA / ASME / SAE /
ASEE. 22nd Joint Propulsion. June 1986. P. 10.
8. Nurk M.A., Zeiner P.K. Advanced technology payoffs for
future rotorcraft, commuter aircraft, cruise missile and APU propulsion
system // AIAA Paper. № 86-1545. P. 9.
9. Vanco M.R., Wintucky W.T., Niedzwiecki K.W. An over
view of the small engine component technology (SECT) studies //
AIAA Paper. № 86-1542. P. 18.

Глава 4
РАСЧЕТЫ И МАТЕМАТИЧЕСКОЕ
МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
4Л. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
Целью термогазодинамического расчета вертолетного ГТД
заданной мощности Ne является определение основных его
показателей при принятых термодинамическом цикле, его параметрах и
назначенных (оцененных) потерях в основных узлах. В результате
для расчетного режима работы определяются удельный и часовой
расходы топлива, тяга, расходы воздуха и продуктов сгорания и их
параметры на входе и выходе из каждого узла. Определяются
также основные площади проходных сечений, размеры и частоты
вращения роторов. Полученные данные являются исходными для
последующего расчета характеристик ГТД и детального
термогазодинамического расчета основных узлов.
Проектирование двигателя начинается с
термогазодинамического расчета. Ему предшествует задание расчетной мощности Ne
и требуемого уровня удельных параметров Се и Ne уд (последний
определяет удельную массу двигателя удв). Исходя из них
выбирают тип термодинамического цикла, его параметры п*к и Т*,
оценивают размерность двигателя и устанавливают КПД основных
узлов, потери полного давления, отборы и утечки воздуха и т.д.
Для ГТД СТр дополнительно назначают г|р и [Ар* /р* )то.
Для вертолетных ГТД в качестве расчетного обычно
принимают режим максимальной (термодинамической) мощности в
стандартных земных условиях при Мп = 0 и сухом воздухе.
Следует отметить, что заданию величины Ne на расчетном режиме
обычно предшествуют обширные расчеты по согласованию
располагаемых данных двигателя с требуемыми для обеспечения
заявленных данных вертолета во всем диапазоне летно-эксплутационных

158 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
условий и программ полетов. При этом должно обеспечиваться не
только получение требуемой мощности, но и рациональное
сочетание критериев эффективности вертолета.
Термодинамический расчет. Ниже приводится метод
упрощенного термодинамического расчета ГТД СТ и ГТД СТр. В нем
выдерживается принцип последовательности расчета в порядке
осуществления рабочего процесса в двигателе, что обеспечивает
наиболее ясное понимание сущности расчета. Это важно для
читателей, не являющихся специалистами в области рабочего процесса
в ГТД. Вместе с тем принят ряд допущений, не влияющих на
принципиальную схему расчета, но существенно его
упрощающих: постоянные удельные изобарные теплоемкости ср, которые
соответствуют показателям адиабаты для воздуха tB = 1,4 и для
продуктов сгорания кт= 1,33; каждый основной узел, независимо
от числа элементов в нем, рассматривается как единое целое с
включением в расчет параметров только на входе и выходе из
него; не учитывается неравномерность параметров потока в
проточной части двигателя; в уравнении теплового баланса камеры
сгорания допущено, что прирост энтальпии топлива от исходной
стандартной температуры Т*сх определения низшей удельной
теплоты сгорания Ни (обычно Тисх = 239 К) до температуры его
подачи в камеру сгорания равен приросту энтальпии воздуха от Т*сх до
температуры воздуха на входе в камеру сгорания. Вместе с тем,
учитывая большие погрешности определения qm в этом случае
(при допущении постоянства удельных изобарных теплоемкостей
и не учете состава смеси), в изложенной ниже методике для
расчета qm, дано более сложное уравнение, учитывающее эти факторы.
Последовательность расчета одинаковая для ГТД СТ и ГТД
СТр. Дополнительные пункты с уравнениями, необходимыми для
расчета двигателя с регенерацией теплоты, помечены в
изложенной ниже методике верхним индексом «*».
Поскольку соответствующий заданной мощности Ne расход
воздуха на входе в компрессор GB в начале расчета неизвестен,
термодинамический расчет первоначально проводится для 1 кг/с

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ 159
расхода воздуха на входе с определением действительного его
значения после вычисления Ne уд.
Порядок расчета по упрощенной методике следующий.
1. Назначаются (прогнозные оценки):
1.1.Ne, я*, Т*9р„9 Ти.
1.2. пк пр, (U/С] )тк или Y*K, (U/С] )ст или 7СТ, Атк и Аст.
1.3. Т|к, Т|тк, Лет max ' Лм гт5 Лмст5 Л г? ^отб-
1.4. авх, акс, стткст? пс, Х,с.
1.5. G^,^,^,^^ (с пленочным охлаждением).
1.6*. лр, Артов //7Т*Ов1, Артог //?;г1, aT0Z .
1.7*. GBT0Bp (только при вращающемся регенераторе).
1.8. Л^ уд ПредВ = Ne уд =/( тс*, Т*) по рис. 1.18 для ГТД СТ и рис.
3.11 дляГТДСТр.
2. Параметры на входе в двигатель:
2.\.т;=ти.
2.2. р'в=р„.
3. Компрессор:
3.1. р'к = тг*р*ствх.
3.2. Д7; =Г„
-4, где %-!= 0,286.
Лк К
3.3. Тк=Тв+АТк.
з.4.
4. Камера сгорания:
4.2. Вспомогательный расчет для предварительного
приближенного определения:

160
Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
кДж
кг
1800
1400
1000
600
200
/
/
сТ*
/
/
/
/
/
/
/
/
/
/
/
/
/
кг
6600
5000
3400
1800
Рис. 4.1. Изменения срТ* и
ср п Г* в зависимости от
температуры
400 800 1200 1600 Г* К
К = П'ткП'ст = 1СТвхЛ1аксСТ™статоЕУЯс »
Т =Т
1-Я
г =0,248.
4.3.
4.з*.
4.4.
4.4*.
4.5.
4.6.
4.7.
РАкс
р'г =p'KcKC\[-Ap'T0Jp'T0,i), где ^в1 = р*к.
g, = С^Г " С/КСЙХ . ,Ни = 43 000 кДж/кг;
Т*сх = 293 К; значения срТ* и српГ* см. на рис. 4.1.
оскс = ; для нормального углеводородного топлива
L
L0 = 14,8 кг воздуха / кг топлива.
GBKC = 1 - (goxji + Gy,. + Got6 ). (Здесь и далее параметры со
штрихом даны для расхода GB = 1 кг/с.)

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ 161
4.7*. GBKC=l-(G0^+G^+G0^+GBTTBp) только при
вращающемся регенераторе.
4.8. Gp = Gfк (1 + cj ).
5. Турбина компрессора:
5.1. G'TTK =G[ (для турбины компрессора с пленочным
охлаждением передней кромки первого соплового аппарата
принимается, что G0XJIIUI входит в расход вторичного воздуха камеры
сгорания и не учитывается в G0XJI). В более точных расчетах следует
пользоваться уравнениями (1.14).
5.2. Фотбл/= Ю00 N^N. anjLKyA .
5.5. л„ =\ 1--Б&- , где кг/{кг-\)=4,03.
5-6. ртк=рг/птк.
5.7. 7^ =Т* - А7^ (для неохлаждаемой турбины);
r;=(r;-A7-;)—g^+^ir; G™_ (ДЛЯ
ТК \ Г TK/x-»f x-r К f~%f f~% V^4
Чтк+Чхл V ^гтк+Чхл
даемой турбины).
5.8. G;CT=G;TK+Gr0XJI.
5.9. Если требуется раздельный расчет по ступеням турбины
компрессора, то назначается разделение А/*к по ступеням и для
каждой ступени по методике, изложенной в п. 5.1-5.7,
производится расчет. При этом параметры газа на выходе из каждой
ступени являются входными для следующей.
6. Свободная турбина:
6Л- /4вх =/7ткаткст-

162 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
6.2. ■'ствх ~~ ■'тк *
6.з. g;=g;tk.
6.4. Рствых = РнК-
6.4*.
6.5.
6.6. Лет = /fc ) ПО РИС. 1.1 О И Лет = ЛстЛ
6.7.
6.9. г;=г;
6.9*. Для ГТД СТр полученное в п. 6.9 значение Т*т
сопоставляется с предварительно определенным в п. 4.2*. Если
расхождение больше 1 %, то расчет повторяется,
начиная с п. 4.3* при Т„ по п. 6.9.
6.Ю. g;=g;ct.
7. Выходной канал:
7.2.
7.2*.
7.3.
7-4. Pya=G'cccl0~\
8. Параметры двигателя:
8 1 N - Т П' ^мст кКтг/кг
8-1. ^уд-АстудСгСТ1оо(), кВт с/кг.

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ 163
8.2. Если имеется отбор мощности от ротора газогенератора
и 7Vot6 и Neyjl отличается более чем на 5 % от Ne уд предв
по п. 1.8 , то расчет повторяется с п. 5.2 с заменой
значения Ne уД предв на Ne уд по п. 8.1.
J
8.3. Се ={3600qmG:J/NeyR , кг/(кВт-ч).
8.4. Gm4 = CeNe, кг/ч.
8.5. Gb = Ne/Neyu.
8.6. GBKc = GBKCGB; Gr = G'rGR:GrTK= G[TKGB; GrCT = G[CTGB;
G^=G^GB.
8.7. Goxn = G0XJ1GB; Got6 =Сот6Съ; G^ =GyTGb' N0T,=N0T,Ne.
8.8. Рдв = РУдСв.
Единицы параметров следующие: температура в К, давление в
кПа, расход в кг/с, сила в кН, работа и количество теплоты в кДж,
скорость в м/с.
Для ГТД СТ и ГТД СТр с двухвальным газогенератором
методика дополняется раздельным назначением для каскадов
низкого и высокого давления значений я*, г|*, г|*, г|м, Not6 , G0XJ1, Got6 ,
Gy,.. Дополнительно задаются коэффициенты потерь полного
давления в переходниках между компрессорами и между турбинами
каскадов. Температура воздуха на входе в компрессор высокого
давления принимается равной температуре на выходе из
компрессора низкого давления. Суммарная степень повышения давления
п*к = 711нд711вдапеРех • ^ри выполнении расчета для каждого каскада
используются приведенные в методике уравнения удельной
работы, баланса мощностей и т.д. с подстановкой для каждого каскада
своих параметров.
Представленная выше упрощенная методика расчета ГТД СТ
и ГТД СТр может применяться как для предварительного расчета
вертолетных ГТД на расчетном режиме, так и в качестве
необходимого начального приближения при математическом
моделировании двигателя. Она может быть уточнена учетом изменения ис-

164 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
тинной теплоемкости воздуха сръ и продуктов сгорания срг по
температуре. Для последних, кроме того, учитывается и их состав,
который для нормального углеводородного топлива однозначно
определяется коэффициентом избытка воздуха. Влиянием
давления на срг пренебрегают вследствие его незначительности.
Для учета влияния ср = var часто используют среднее значение
удельной теплоемкости в интервале температур от начала до конца
каждого отдельного термодинамического процесса,
соответствующее средней арифметической температуре Т*р =0,5(г„* +ГКJ.
Этот метод требует ряда последовательных приближений,
увеличивающих трудоемкость расчета. Вместе с тем использование
средних значений ср и к позволяет сохранить привычные
уравнения процессов, аналогичные приведенным в изложенной в начале
раздела методике расчета. При этом сохраняются
последовательность расчета и физическое понимание рассчитываемых
процессов. Иногда для избежания последовательных приближений
заранее назначают средние значения ср и к в зависимости от
максимальной температуры процесса. Так, в работе [4] рекомендуется
К = 1,33 и срг = 1153 Дж/(кгК) при 7^ax < 1400 К, кг = 1,3 и
срг = 1248 Дж/(кгК) при 7^ах = 1400... 1600 К, кг = 1,25 и срг =
= 1441 Дж/(кгК) при 7^ах > 1600 К. Следовательно, в ГТД с
Т* = 1600 К турбина компрессора рассчитывается с кг = 1,3, а
свободная турбина - с кг = 1,33.
Не требуются последовательные приближения и в расчетах qm
с учетом переменных удельных теплоемкостей и состава
продуктов сгорания при использовании (п. 4.5) предложенной Я.Т.
Ильичевым формулы и составленных им таблиц для входящих в нее
величин [2]:
_ сгт;-сгт;
где ср - средняя удельная теплоемкость воздуха от исходной
температуры (Гисх = 293 К) до Т* или Т*; срп Т* и срп Т*сх - энтальпии,

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ 165
учитывающие количество Н2О и СОг в продуктах сгорания.
Значения срТ* и српТ* приведены на рис. 4.1 и легко аппроксимируются.
Одновременный учет температуры и состава смеси,
исключающий последовательные приближения, является
преимуществом этой формулы перед другими.
Следует отметить, что методам термодинамического расчета,
равно как и изложенным ниже методам расчета характеристик
ГТД посвящено большое число работ [1-9]. В части из них расчет
вертолетных ГТД со свободной турбиной не рассматривается, но
принципы расчета и основные зависимости применимы и для
расчета ГТД СТ в случае включения расчета узлов свободной
турбины и выпускного канала. Добавление узла теплообменника в
общей системе расчетов позволяет использовать тот же принцип и
для расчета ГТД СТр.
Расчет площади проходных сечений, основных размеров и
частоты вращения роторов газогенератора и свободной
турбины. Газогенератор. Для ГТД СТ и ГТД СТр методика расчета
проходных сечений, основных размеров и частоты вращения
ротора газогенератора аналогична применяемой для газогенератора
ТРД [4, 5, 9 и др.]. Поэтому ниже она приведена в упрощенном
виде с акцентом на те назначаемые в расчете величины и
соотношения размеров, которые являются характерными для
вертолетных ГТД и обусловлены их малой размерностью, наличием
центробежной ступени в компрессоре, необходимостью сочетать
размеры турбин компрессора и свободной, расположением вала
свободной турбины соосно внутри ротора газогенератора.
Желательно назначаемые величины задавать по прототипу, если он есть,
иначе они должны задаваться по характерным статистическим
данным.
Площадь проходных сечений при осевом или близком к нему
течении
^ (4 1)
(4Л)
где G, Т ,р и Х- соответственно расход, температура, давление и
безразмерная скорость; m = 0,0404 доя воздуха ит = 0,0396 доя газов.

166
Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
/)д/£>2 = 1,55...1,6;
А1цб//>2=0>5...0,7;
<*вТцб=0,15..Д27;
Рис. 4.2. Характерные размеры осевой и центробежной
ступеней компрессора
На входе в компрессор q(X) = 0,75...0,85; на входе в
замыкающую центробежную ступень q(X) = 0,78...0,85 и на выходе из
нее q(X) = 0,8...0,88; на выходе из турбины компрессора X =
= 0,45...0,55. Если поток закручен под углом а, то в выражении
(4.1) величина q(X) заменяется на q(X) sina.
Для определения диаметров и высот лопаток в компрессоре
задаются относительным диаметром втулки с1ът на входе. Для
центробежной ступени компрессора, кроме того, задаются
отношением наружных диаметров на входе Z)H и выходе D2 крыльчатки
и наружного диаметра диффузора Da к Z>2. Характерные значения
этих величин приведены на рис. 4.2.
По F и Jtb определяют:
AF
(4.2)
Z)cp=0,5(Z)H+Z)BT); * = 0,5(Z>H-Z>J.
По {DjD2\ и (dJD2\ определяют:

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ 167
(4.3)
В осецентробежном компрессоре наружный диаметр D2
центробежной ступени должен быть согласован с наружным
диаметром первой осевой ступени Du \ ст в соответствии с заданными в
расчете компрессора значениями их окружных скоростей UK \ ^ и
U2, т.е. D2/DHCT=U2/UKlCT . При этом заданное соотношение
(DH /Z)2)3 выдерживается соответствующим заданием величины dbT
центробежного колеса.
Если отсутствует прототип осецентробежного компрессора
или предварительные результаты расчета, то приближенная его
оценка, необходимая для согласования осевой части с
центробежной, может быть выполнена по следующей методике.
1. Для осевой части компрессора задаются я*ос и г|* ос и
определяются число ступеней z, окружная скорость UK iCT и
параметры воздуха на выходе р*кос и Гк*ос , а также
Чкос
где Якср = 0,2...0,25, а изменение UK\ст определяется формой
проточной части; при DK = const величины UK \ ст = UKZ9 Т*ос - \LK удос /1005)+
2. Для центробежной ступени параметры на входе равны
параметрам на выходе из осевой части, по ним определяется F
ступени и следующие величины:
Рцбъ ~ Ркос^перех '
•-•/С* V

168
Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
4
0
¥
Рис. 4.3. Зависимость для
определения U2np центробежного
компрессора т^цб =/(/У2пр)
400 500 600 С/2пр,м/с
3. Частота вращения газогенератора
пгг =
Для определения диаметров и высоты лопаток в турбине
компрессора задаются величиной Dcp/h. У высоконагруженных
одноступенчатых турбин (Др//*)3 = 8... 12; у первых ступеней
двухступенчатых турбин (Др//*)3 = 7... 11; у вторых ступеней (Dcp/h% = 5...8.
Диаметры и высоты лопаток определяются в сечении на
выходе из рабочего колеса каждой ступени:
(4.4)
DH=Dcp+h;DbT=Dcp-h.
Допустимость по прочности частоты вращения газогенератора
лгг, определенной в расчете компрессора из условия обеспечения
требуемой окружной скорости в ступенях, должна быть проверена
для ступеней как компрессора, так и турбины компрессора.
Лимитирующей по прочности обычно является турбина компрессора. В
новейших двигателях частоту вращения пгг может ограничивать и
прочность крыльчатки центробежной ступени, а также
быстроходность подшипников.

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
169
Достоверно прочность оценивается только при детальном
прочностном расчете основных элементов узлов компрессора и
турбины компрессора. На стадии предварительных оценок
ограничиваются проверкой допустимости уровня напряжений
растяжения в корневом сечении рабочих лопаток турбины компрессора, а
прочность крыльчатки центробежной ступени компрессора
оценивают по значению С/г.
Напряжения растяжения от центробежных сил в корневом
сечении лопаток турбины компрессора можно оценивать параметром
напряжения 8 [7]
£, (4.5)
где ар - напряжение растяжения в корневом сечении; р -
плотность материала; Хф = 0,5...0,7 - отношение площадей сечения
лопатки на периферии и в корневом сечении; FTK,- - площадь
проходного сечения на выходе из соответствующей ступени турбины
компрессора.
При данной FTKi параметр напряжения зависит от Dcp/h и пгг:
(4.6)
На рис. 4.4 приведены достигнутые в вертолетных ГТД
значения 6 в зависимости от DTK cp Ih.
8-10'3, м2/с2
Рис. 4.4. Параметры
напряжения 8 для турбины
компрессора и свободной
турбины в зависимости
от Dcp/h:
• - одноступенчатая высо-
конагруженная турбина;
о- первая ступень
двухступенчатой турбины; о -
вторая ступень
двухступенчатой турбины
40
30
20
Свободная
тур&
0
0
э У
5,0
0 , 0
& 1
1
0
0
ОС
Турбина
компр
ф
>ессора
Оэ
о
о
8 10 Dc?/h

170
Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Для обеспечения прочности лопаток турбины компрессора
рассчитываемая величина е не должна превышать достигнутой при
данном Дтсср/А. В двухступенчатой турбине раздельно
проверяются первая и вторая ступени. Следует отметить, что в
малоразмерных ГТД СТ в связи с малой высотой лопаток по отношению к Dcp,
центробежная сила от замковой части лопатки приближается к
центробежной силе от пера лопатки; возрастает и центробежная
сила в перемычке диска турбины между замками лопаток. В
результате перемычка может стать критическим по прочности
элементом. Но расчет напряжений в ней достаточно сложен и при
использовании рис. 4.4 фактически одновременно подтверждается и
допустимость по прочности перемычки, так как используются
статистические данные.
Для предварительной оценки прочности центробежной
крыльчатки компрессора на рис. 4.5 представлены данные о достигнутом
предельном уровне окружных скоростей Uj в зависимости от Т*.
Кроме того, здесь приведены данные о параметре напряжения
6 в первой осевой ступени компрессора в зависимости от Dcp/h
(где h - высота лопатки на входе). Допустимая быстроходность
подшипников проверяется сопоставлением значения dcp, n с
допустимым (рис. 4.6). Средний диаметр подшипника dcp может
определяться по приведенной на рис. 4.7 зависимости dcp =/(DBT), где
Д,т - внутренний диаметр втулки первой ступени компрессора.
е-Ю"3,м2/с2
40
30
2Q
ос
°о
о
оо
о
U2 цб, м/с
700|
600
500.
Dcp/h ^600
700
800 ГК,К
Рис. 4.5. Параметры напряжения 8 в первой осевой ступени
компрессора и допустимые значения С/2 для центробежной крыльчатки

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
171
итк10-3, мин"1
70
60
50
40
30
А
н\
%\
\
% ,
да
N
20
40 60 80 dcp, мм
Рис. 4.6. Допустимая
быстроходность подшипников
газогенератора (АА - достигнутый уровень)
1,0
0,8
0,6
0,4
0,2
У/а
V/fi
ш
У/Л
щ
//
40 60 80 100 120 140 DB.
Рис. 4.7. Зависимости между
средним диаметром втулки DBT
первой ступени компрессора и
относительным средним
диаметром подшипника dcp:
1 - вывод вала вперед; 2 - вывод
вала назад
Свободная турбина. Площадь проходного сечения на выходе
из свободной турбины определяется по уравнению (4.1). Окружная
скорость на среднем диаметре UCTCp = У*ТС*СТ}.. На рис. 4.4
приведены статистические данные о достигнутом уровне параметра
напряжения 8 в зависимости от DCT cp Ih для последней ступени
свободной турбины. Исходя из них и значения UCT cp назначается
отношение Дтср/Л и по (4.4) определяются для последней ступени
свободной турбины значения DCTCp, h, DH и DBT.
Частота вращения свободной турбины
60С/(
стер
(4.7)

172 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
4.2. РАСЧЕТ РЕЖИМНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
Характеристики двигателя рассчитываются путем
определения его данных на отдельных режимах - точках характеристик.
Для расчета каждой такой точки может быть использована по
существу та же методика, что и при термогазодинамическом расчете
исходного проектного режима работы двигателя. Отличие
заключается в том, что размеры проточной части заданы и требуется
найти получаемые при них данные двигателя в искомой точке
характеристики.
Для проведения вычислений необходимо иметь расчетные,
экспериментальные или обобщенные характеристики основных
узлов двигателя либо их упрощенные аналитические описания.
Должны быть также заданы ограничения максимального
допустимого по мощности режима в рассматриваемых условиях по /?„, Ти и
Мп. Для ГТД СТ это максимально допустимые значения ик, пк пр
(или тг*), Т* и Ne (с указанием диапазона по рн, Тн, в котором
поддерживается Ne взл = const). Для ГТД СТр должен быть назначен
закон регулирования СА свободной турбины (поддержание по
режимам Т* = const либо Т„ = const и др.).
Ниже приводится методика упрощенного расчета
характеристик ГТД СТ и ГТД СТр с использованием следующих
простейших аналитических описаний характеристик основных узлов:
компрессора - г\*к = /(тг*) и LK уд ~ п\ ; камеры сгорания - г|г = const и
<7кс = const; турбины компрессора - г|тк = const или г\тк = f\U/Cl)TK
и Атк =/(<,); Лет = /(и/с'Х и Аст =/(пст). Характер этих
зависимостей был приведен на рис. 1.8, 1.10. Коэффициенты
восстановления полного давления во входном устройстве, камере
сгорания, переходниках и выпуском канале принимаются постоянными,
так же как и относительные отборы воздуха. Гидравлические
потери в теплообменнике оцениваются по приближенным
уравнениям (см. гл. 3).

РАСЧЕТ РЕЖИМНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК 173
Расчет каждой точки характеристики выполняется
следующим образом.
1. Условия работы задаются: /?„, Г,„ Мп.
2. Параметры на входе:
22. Р1=
3. Компрессор:
3.1. л* задается.
3.2. п*К =я*/я*0 (здесь и далее нижним индексом «О»
отмечены параметры на исходном расчетном режиме, определенные
расчетом по методике разд. 4.1).
з.з. Лк=/1м; Лк=ЛкоЛк-
3.4. АГК*,ГК* и£куд-попп. (3.2)-(3.4) из разд. 4.1.
3.5. пк =nK0^]LKyjl0/LKyjl <77Kmax.
_ пк [288" ^
3.6. wK =—-J—— ^«кпртах' Для полученного значения «кпр,
задавшись рядом величин я*, по характеристике компрессора
находят зависимость GB пр =/( як).
4. Температура газов:
4.1. Допущения: тг*к =я*к0, лтк = Лтко>Лк =Лко и Фотб n =
~ Фотб Л^о *
4.2. При допущениях п.4.1 из уравнения баланса мощности
компрессора и турбины компрессора следует

174 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Первоначально принимают qm = qmo.
5. Камера сгорания:
5.1. т;=т;+ат;.
5.2. qm-no п. 4.5 в разд. 4.1.
5.3. Полученное значение qm подставляется в п.4.2, уточняется
Тг и повторяется расчет по пп. 5.1 и 5.2.
6. Турбина компрессора:
1т
6.2. G=GB0-^pf .
Пк0 V г
/ ♦ \2
6.3. Г* =rj —;—— , совместное решение которого с выра-
жением для Т* по п. 4.2 позволяет уточнить значения пк, Тг и GB.
6.5. G_ =<7.Jl+ —
rw=G.J
6.6. д/; = 4УД^(1 + Фо^)где фот^ =фотб (п 52 разд. 4Л)
либо задается.
6.8. АТ^ -по п. 5.7 в разд. 4.1.
7. Свободная турбина:
7-1- Р*„ = Кс^ткст •
7.2. сх=г;к.
7.3.GrCT=(G;TK+GOXJ))GB.

РАСЧЕТ РЕЖИМНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
175
7-4. рст=рнпс.
7.5. пст=р*тк/р1т.
7.6. Задаются йст = п^/п^ .
7.7. Д7^ и д£. -по п. 6.7 и 6.8 разд. 4.1, принимая Лет
7.8.£=Гя0
а/;
т
Апупст Лет
7ст0
'стО
^ступстО ЛсггО ;
где Лет = Лето-
7.9. ^=/(7^) по характеристике реальной турбины или
рис. 1.9, 1.10.
7.10. Лет=ЛетЛетшах'
7.11. С полученным значением Лет повторяются расчеты по
п.7.7 величин Д7^ и Д/^ .
8. Выходной канал:
8.1. n(X)=n(Xj-
а затем по
опреде-
ЛЯЮТ
8.2. Сс-по п. 7.3 в разд. 4.1.
9. Параметры двигателя:
9.2. Се =
, кг/(кВтч).
Если выпускной канал направлен под углом у к оси двигателя, то

176 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Расчет точки характеристики ГТД СТр следующий.
4*. Дополнительно задаваемые величины:
4.1*. Закон управления. Ниже рассматривается вариант
расчета при Тг = const.
4.2*. Схема течения в теплообменнике (противоток Ато = 1,
перекрестный ток Ато = 1,12), турбулентное или ламинарное
течение (принимается по величинам критериев Nu и Re).
5*. Камера сгорания:
5.1*. Т* и АТ*0 по п. 4.3* разд. 4.1; первоначально
принимается АТ^=АТ*о0 или из расчета предшествующей точки
характеристики.
5.2*. 9/и-по п. 4.5 разд. 4.1.
6*. Турбина компрессора:
6.1*. д4,ДГ;к5я^ - по пп. 5.3-5.5.
6.2*. А-к =/( л^) по характеристике турбины или рис. 1.8.
6.3*. р*т = р*кс =/?вавхакс 1—^г22" \п*к9 первоначально прини-
I Ртов )
мается отношение Ар*тоъ/р*тоъ, равным значению в исходном
расчете или из расчета предшествующей точки характеристики.
6.4*. GrTK, GB и GB KC - по пп. 6.2, 6.3*, 6.4 и 6.8 предыдущего
подраздела.
6.5*. 7^ HGrCT-nonn. 5.7 и 5.8. разд. 4.1.
7.* Свободная турбина:
7.1*. /^, 7^ HGrCT-nonn. 5.6, 6.2 и 6.3 разд. 4.1.
7.2*. р*^ - по п. 6.4* разд. 4.1; первоначально принимается
АРтог/А-ог 5 Равным значению в исходном расчете или из расчета
предшествующей точки характеристики.
7.3*. п„=р1гшк/р1гшк.
7.4*. Для достоверного определения г|*т необходимы
характеристики турбины, рассчитанные при различных значениях

РАСЧЕТ РЕЖИМНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК 177
ст
При их отсутствии ниже делаются следующие допущения: г\
уменьшается на 0,02 на каждые 10 % уменьшения Fcact и
(f//C5)opt или 70*pt уменьшается на 3 % на каждые 10%
уменьшения Fcact-
.j . (_г = Lj Lj .
P«W*«
7.8*. I
7.9*. 1
7.10*. Задаются частотой вращения свободной турбины nct.
7.11*. Yl =
7.12*. т]^ =/(1^.) - по характеристике или рис.1.10.
7.13*. TJct =ЛсттЛ^САЛсттах0-
7.14*. 7^ и д£. -попп. 6.7 и 6.8 разд. 4.1.
7.i5*.rc;=r;-Ar;.
8*. Теплообменник:
8.1 *. Mjo = Mjo о (GB кс о / GB кс)1"", где « - характеризует режим
течения (п = 0,2 для ламинарного течения, п = 0,8 для турбулентного).
8.з*. ()
тоО.

178 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
где т - характеризует режим течения (т = 1 для ламинарного
течения, т = 0,25 для турбулентного).
8.5*. Расчет повторяется с п. 5.1* с полученными по ходу
расчета новыми значениями входящих в формулы величин: г|р, АТ*0,
-*-г , г|*т и др. При повторение расчета может быть также уч-
тено изменение авх, атк ст, я* вследствие изменения приведенного
расхода воздуха или газа. При допущении постоянства
коэффициента гидравлического сопротивления <^г каждого канала,
соотношение между а и а0 (на исходном расчетном режиме)
определяется формулой
9*. Выходной канал:
9-i*. т;=т;тшх-атто.
9.3*. С* -поп. 7.3 разд. 4.1.
10*. Двигатель:
10.1*. Ne9 Ce, Рдв по пп. 9.1 - 9.3 в предыдущем разделе.
4.3. УНИВЕРСАЛЬНАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ
МОДЕЛЬ ДВИГАТЕЛЯ
Под универсальной математической моделью двигателя
понимают систему нелинейных уравнений, описывающих рабочий
процесс двигателя и взаимодействие его элементов, объединенных
в программу расчета на ЭВМ. При этом характеристики каждого
узла представлены в аналитической форме и являются его
математической моделью. Их получают аппроксимированием
экспериментальных, расчетных или обобщенных (средних статистиче-

УНИВЕРСАЛЬНАЯ МОДЕЛЬ 179
ских) характеристик. В математических моделях более высокого
уровня в программу включают и непосредственный расчет
характеристик отдельных узлов (например ступеней турбин, камеры
сгорания и др.).
Программа расчета содержит систему определяющих
уравнений, способ решения которых возможен либо с помощью
итерационных циклов, либо с использованием стандартных
математических методов решения. В разработанных в ЦИАМ [7, 8], УГАТУ
[4], СГАУ [5], МАИ [6] и других организациях универсальных
математических моделях использован второй способ, что в
сочетании с блочной структурой модели и иерархическим ее
построением (рис. 4.8) обеспечивает значительно более простую перестройку
программы применительно к различным схемам двигателей,
различным способам регулирования, ограничениям максимальных
параметров, условиям работы.
В этих программах учитывается зависимость ср = /(Г, а),
которая аппроксимируется полиномом «-го порядка. Это позволяет
получить простые выражения для расчета изменения энтальпии А/*
и степени понижения или повышения давления п - р\\ р\ [8, 12].
При этом изменяется форма записи уравнений термодинамических
процессов. Так, уравнение изоэнтропы при ср = const
для ср = var определяется интегрированием уравнения первого
закона термодинамики
R"C'T
и имеет вид
D1 р\ т\ dT T)di T\d\ e e
Л1п^ = \с—= \—г- \—r = S2-Sl.
Pi т; Т о Г о Г
Изменение энтальпии также определяется интегрированием:

Исходные
данные
Результат
I
I
Исходные
данные
Результат
Исходные
данные
Результат
Блок управления
"расчетный режим"
Блок управления
"нерасчетный режим"
Блок управления
"неустановившийся режим"
\
Решения дифференциальных
уравнений движений роторов
I
Способ решения систем определяющих уравнений (метод Ньютона и др.)
Система уравнений
расчетного режима
Система уравнений
нерасчетного режима
Математические
модели
Система уравнений
газодинамического согласования
элементов
J_
_L
_L
±

Воздухозаборник
ПЗУ
Компрессор
Камера
сгорания
Турбина
Канал
тк-ст
Выходное
устройство
Масса и
размеры
Моменты
инерции
Прочность
_L
_L
J_
JL
Вспомогательные блоки: расчеты термогазодинамических параметров, газодинамические функции,
прочностные свойства материалов и т. д.
Рис. 4.8. Блочная структура и иерархия универсальной математической модели ГТД

УНИВЕРСАЛЬНАЯ МОДЕЛЬ 181
Обратная задача нахождения температуры Т по А/ и
начальной температуре заключается в решении уравнения
стандартным методом, например методом касательной.
На базе разработанных в ЦИАМ универсальных (ТРД, ТРДФ,
ТРДЦ и др.) математических моделей различных ГТД Д.В. Гуре-
вичем были созданы программы расчета различного уровня для
математических моделей вертолетных ГТД СТ.
В универсальной программе низшего уровня ГТД СТ и ГТД
СТр выделены:
1. Балансы расходов между каскадами компрессора (NK - 1
уравнений):
GKJ - AGKJ - GKJ + \ = 0,
где AGKJ - отборы воздуха; NK - число валов турбокомпрессора.
2. Баланс расходов между камерой и первой ступенью
турбины (1 уравнение):
Gkc-GbxCa\ =0 .
3. Балансы расходов между ступенями турбины (NST -
уравнений):
^вых рк/ ~~ ^вх с А (/+1) = 0,
где NST- число ступеней турбины.
4. Баланс мощностей для каждого ротора турбокомпрессора
(NK уравнений):
где A/Vk - отборы мощности.

182 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
5. Равенство атмосферного и статического давления на выходе
из выходного устройства (1 уравнение):
Система уравнений для расчетного режима включает
приведенную выше общую часть и две дополнительные группы
уравнений. Первая из них отражает условия «завязки» двигателя.
1. Равенство мощности заданной величине (1 уравнение):
Ne-NQ2 = 0.
2. Равенство температуры газа заданной величине (1
уравнение):
т;-тг\=о.
3. Равенство суммарной степени повышения давления в
компрессоре заданной величине (1 уравнение):
Пяку-як1з =0.
4. Условия по режимным параметрам компрессора:
NK уравнений AKyJ -AKy3 = 0,
NK - 1 уравнений лпр у - лпр 3 = 0.
5. Равенство работы ступеней в каскаде (NST-NK- 1
уравнений):
Lv IaJ,
Вторая группа отражает условия оптимизации:
1. Равенство температуры лопаток турбины заданной величине
(2 NST0XJl уравнений):
Т* -Т* =0
2. Равенство политропического КПД компрессора заданной
величине с учетом поправки на малоразмерность (NK уравнений):
пол j зад |^n пол | Л пол у

УНИВЕРСАЛЬНАЯ МОДЕЛЬ 183
3. Сохранение заданного уровня совершенства турбин (NST
уравнений):
Общее число уравнений для расчетного режима включает
приведенную выше общую часть и уравнение, описывающее один
из законов регулирования (1 уравнение):
К =Ne3;
f =Т* •
1 г i г3 '
nNK -nNKz'->
Ппр NK -^пр Жз'
Общее число уравнений для нерасчетного режима равно
2NK + NST+1.
Совокупность независимых переменных также делится на две
группы. Общая для расчетного и нерасчетного режимов группа
отражает параметры рабочего процесса и характеризует режим
работы узлов следующими величинами:
коэффициентом избытка воздуха в камере сгорания сскс;
параметрами, определяющими положение рабочих точек на
характеристиках компрессоров AKyJ, nnpj (2 NK переменных);
перепадами давлений заторможенного потока на всех
ступенях турбины я*, (NST переменных).
Всего эта группа объединяет 2NK + NST+ 1 переменную.
Для расчетного режима добавляются дополнительно
следующие независимые переменные:
приведенные расходы воздуха в базовых расчетных точках
компрессоров GB пр р, (NK переменных);
площади СА всех ступеней турбины FCa т / (NST переменных).
В случае оптимизации параметров рабочего процесса добавляется
еще два вида переменных;
расходы воздуха на охлаждение венцов турбины GB охл са />
к/ (2Л/5ТОХЛ);
изоэнтропические КПД компрессоров r\ V (NK переменных);

184 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
изоэнтропические КПД турбин r^, (NST переменных).
Всего (4NK+ 3NST+ 2NST0XJ] + 1) переменных.
Вычислительный процесс организован таким образом, что,
задав значения неизвестных, можно провести вычисления всех
параметров рабочего процесса и получить невязки всех уравнений.
Затем по определенным правилам стандартными итерационными
методами (Ньютона или формального поиска) неизвестные
меняются до тех пор, пока невязки уравнений не снизятся до
определенного заданного малого значения. Расчет рабочего процесса при
найденных значениях неизвестных дает окончательное значение
интересующих показателей.
Дополнительно выделены определяющие уравнения для
расчета точек характеристик.
1. Уравнение задаваемого закона управления Ne - Ne 3 = 0 или
Гг* -Тг\ = О, или Gm4 -Gm43 = О, или 7^вых -7^.выхз = 0, или %кЪ -
-я*1з =0 и т.д.
2. Дополнительные уравнения для ГТД СТр с регулируемым
сопловым аппаратом свободной турбины.
А. Т* -Гг*ррежима =0 при регулировании FCaCj по закону Т* -
= const или 7^ -Т^р режима = 0 при регулировании Fcact по закону
Т„ = const. При этом вводится дополнительная независимая
переменная Fqact (все остальные площади сопловых аппаратов
остаются неизменными в соответствии с определенными их значениями
на расчетном режиме). Если свободная турбина двухступенчатая и
регулируются оба СА, то в расчетах устанавливается
аналитическая зависимость изменения Fcact2 от FCaCt ь
Т* -Т*
Б. —^—г1 -ч]р =0 и независимое переменное Гт*ов2.
* СТ ~~ "* К
Изложенное выше поясняет принцип построения
математической модели вертолетного ГТД. Последняя используется в
инженерных расчетах при проектировании двигателей, при
оптимизации его параметров, при анализе данных конкретного двигателя

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 185
или установлении средних данных серийных двигателей, при
совместной оптимизации вертолета и двигателя, при идентификации
результатов испытаний и т.д.
Создание математической модели двигателя является
достаточно трудоемким процессом, в связи с чем обычно используются
уже разработанные программы с учетом имеющейся базы. Как
отмечалось выше, универсальная математическая модель двигателя
может быть достаточно просто перестроена для новых схем и
условий, если они требуются. Все расчеты в настоящей книге
выполнены с использованием универсальных математических
моделей вертолетных ГТД СТ и ГТД СТр.
4.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ ОСНОВНЫХ
УЗЛОВ И ДВИГАТЕЛЯ
На стадии предварительного определения массы двигателя
возможны два подхода: первый - по статистическим данным о
массе двигателя в целом; второй - расчетом массы основных узлов
и систем с последующим их суммированием.
Как и всякие статистические модели, параметрические
уравнения массы двигателя опосредованы на множествах
конструктивных решений, носят корреляционный характер и имеют
невысокую точность (а > 10... 15 %). Однако ценность их заключается в
том, что они дают априорную информацию, накопленную на базе
предшествующего опыта конструирования и позволяют на этой
основе развить методы прогнозирования массы и ее основных
зависимостей для создаваемых ГТД.
Наиболее общий случай, пригодный в том числе и для
вертолетных ГТД, был рассмотрен в работе [10], в которой на основе
статистических данных показано, что для семейства исследуемых
ГТД равного конструктивно-технологического уровня
параметрическая модель массы ГТД (ТРД, ТВД, ГТД СТ, ТРДД, ВГТД и др.)
может быть выражена уравнением единой структуры:
Мт = BKm0KT.G:U<™ -tf2 *Лес, (4-8)

186
Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
где В, KmOy К ., т\, т2, Кс, Крес - коэффициенты, полученные об-
работкой статистических данных по созданным ГТД
(отечественным и зарубежным) до 1975 г.
Как показывает опыт проектирования ГТД, при
параметрических исследованиях важнейшим фактором является не столько
точная оценка абсолютной массы ГТД, сколько адекватность
протекания ее зависимости от варьируемых проектных параметров
двигателя. В этих целях параметрические уравнения массы ГТД
типа (4.8) продолжали совершенствоваться на основе данных по
ГТД, созданным после 1975 г., а также по опубликованным
проектам ГТД третьего и четвертого поколений. В табл. 4.1 приведены
результаты совместных с А.Б. Ивановым исследований по
уточнению коэффициентов В\, ти т2.
Средняя квадратическая погрешность оценки массы
вертолетного ГТД с этими коэффициентами не превышает 15 %.
Фактические зависимости массы ГТД от его параметров более сложны и
зависят от большего числа факторов, чем учтено в указанной
статистической модели.
В выражении (4.8) для вертолетных ГТД коэффициент
Кто = 1. Коэффициент
^;=1 + 2.10-4(г;взл-1200). (4.9)
Он учитывает возрастание массы двигателя при повышении
проектных значений температуры газа Ггвзл .
Коэффициент Кс учитывает совершенствование массы
двигателя, зависящее от года создания (рис. 4.9). Коэффициент Kvec учи-
4.1. Значения статистических коэффициентов в формуле (4.8)
для определения массы ГТД СТ
Тип ГТД
ГТД СТ с редуктором
ГТД СТ без редуктора
Щ
0,831
0,888
т2
0,206
0,541
В
56,3
36,9
Число
двигателей
31
22

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ
187
тывает изменение массы двигателя в зависимости от величины
назначенного ресурса. Его значение можно принимать
1,0... 1,07 для ГТД гражданских вертолетов в
зависимости от назначенного ресурса
1,0 для ГТД тяжелых военных и
транспортных вертолетов;
0,9 для ГТД маневренных скоростных
легких вертолетов.
Второй подход, основанный на расчете массы узлов и систем,
более точен, так как позволяет учесть особенности конструкции:
число и тип ступеней компрессора и турбин, тип камеры сгорания,
особенности систем. Для такого расчета требуется
предварительное определение размеров элементов узлов двигателя, более
подробное, чем в разд. 4.1.
Ниже приведена в упрощенном виде методика поузлового
расчета массы вертолетного ГТД СТ. Предполагается, что все
требуемые размеры известны по математической модели двигателя,
включающей газодинамический расчет каждого узла. Если оценке
массы предшествует только упрощенный термогазодинамический
расчет, то помимо размеров, определенных в разд. 4.1,
используются приведенные в соответствующих пунктах методики
статистические данные о требуемых для расчета геометрических
соотношениях. Статистические данные использованы и для расчета
массы элементов узлов.
Рассмотрим последовательно применение данной модели для
каждого элемента вертолетного двигателя.
н
1,2
1,0
0,8
1980 1990
Рис. 4.9. Изменение
коэффициента совершенствования
Кс в зависимости от года
создания двигателя
2000 год

188 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Компрессор, передний корпус, промежуточный корпус.
Исходными данными для расчета являются.
1. Схема компрессора (одновальный, двухвальный).
2. Тип компрессора (осевой, центробежный, осецентробеж-
ный), для двухвальной схемы - тип компрессора НД и В Д.
3. Схема проточной части осевого компрессора (A = const,
At = const, Цр = const), наличие ВНА и НА, регулируемых ВНА и
НА, клапанов перепуска.
4. Размеры и параметры на входе в осевой компрессор - A K,
Ат, АР ь UK1, р\, Т*, q(kx\ F] a, nK.
5. Размеры и параметры на выходе из осевого компрессора -
Acz, A™ P*K, T*,q(X])9 (F]fl)K, LK0C (работа повышения давления).
6. Размеры и параметры центробежной ступени (компрессора) -
А цб> А»т цб> Ар 1 цб> А цб5 А цб5 ^д цб5 7Ск цб5 ^к цб 5 "цб-
7. Количество ступеней осевого компрессора zoc, температура
Ть и давление /?1; воздуха на входе в каждую ступень, площадь
F\ai для каждой ступени, наружный и внутренний диаметры на
входе в каждую ступень (A i /> At i /)> высота лопатки на входе в
рабочее колесо и направляющего аппарата для каждой ступени
(Лрк /> Лна /X наружный и внутренний диаметры на входе в
направляющий аппарат каждой ступени (А 2 /, D^ 2 /), хорды на среднем диаметре
рабочих лопаток и лопаток направляющих аппаратов (#рк„ #на/)- .
8. Плотность материала лопаток, дисков и корпуса (ррк;, рНд ь
РкорпЬ Рдиск/)' +
Масса рабочих колес (лопаток, дисков, соединительных
корпусов) по ступеням и общая
Мрк, =0,0935[(Z)Kl),2 -(A,Tl),2] V/Ррк, +
5ф)°>8йр; (4]0)
1,05фвт1)°>8йрк,рдиск/;
*
Здесь и далее в этом разделе масса в кг, линейные размеры в м,
площадь в м2, плотность в кг/м3.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 189
Масса передней и задней цапф (с подшипниками и
вращающимися деталями уплотнений)
Мпцапф= 14,8 фвт1)1ст-0,7; (4.11)
М цапф = А цапф МркЕ, (4.12)
где А3 цапф = 0,1 для осевого; ^Зцапф = 0,2 для осецентробежного.
Масса ротора осевого компрессора.
Мр0Т ок = А/рК £ + МПер цапф + Мад цапф- (4.13)
Масса лопаток статора компрессора:
а) регулируемых лопаток
/ = 1
(4.14)
где ^на per = 0,07...0,09; при умеренных тск/ хорда 6на/
0,76 г|на/ - 0,06 Л^д, - 0,275 > 1,1; при высоких л*, хорда bHAi
= 1,4 + 0,2г|на/ ^ 1,5, если г|НА/ ^ 3 г|НА/ = 0,5(г|рк/ + г|рк,+,);
б) нерегулируемых лопаток
I = 1
(4.15)
Р = 0,05... 0,06;
в) суммарная статорных лопаток
= MlA per + MlA нер- (4.16)

190 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Длина и масса корпуса осевого компрессора
Асор =
Кор = 8кор * Z (Ас ср 1 (6рк / + &НА / /Ркор / + м , йч
+ я8кор К^к1 \ К НАРкор 1 + (Ad )z 6в САРкор z \>
где 8КОр = 0,0115 для корпусов соединенных спереди с редуктором;
8Кор= 0,0055...0,007 для остальных компрессоров.
Массы механизма поворота регулируемых лопаток статора
осевого компрессора и клапанов перепуска:
Мшх пов= 1Л (^Рег + 1) для компрессора с ВНА; (4.19)
Миехпов= 152^рег для компрессора без ВНА; (4.20)
Мкл=1,02кл, (4.21)
где z - количество регулируемых элементов (клапанов перепуска).
Масса статора осевого компрессора
М;тат ок = MlA S + Мсорп + М,ех пов + Мт. (4.22)
Масса осевого компрессора
Мос к = Мрот ок + Me™ ок. (4-23)
Длина и масса колеса центробежного компрессора (рис. 4.10):
/к цб = (0,0182 7tK цб + 0,16) £>2 ц6; (4.24)
/кцб ркцб, (4.25)
"3! ° ^° j
б = 0,38-9- Ю"3! °1* ^°ш j /кц6ркц6, Акц6min = 0,2; ркцб =
= 4500 кг/м при Гк*цб < 620 К, ркц6 = 7800 кг/м3 при Гк*ц6 > 620 К.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ
191
корп кс
/Жт 'торц
I
_ miob
А/
Рис. 4.10. Размеры камеры сгорания и центробежной
ступени компрессора
Длина и масса статора центробежного компрессора
стат цб = 43 /д цб/)2 цб + 17,3 /д цб/)д цб,
(4.26)
(4.27)
где /д цб = 1,58 D2 цб, а индекс «д» означает диффузор.
При расчете длины и массы однокаскадного осецентробежно-
го компрессора выполняются раздельно расчет осевой и
центробежной части компрессора и добавляется расчет переходника
между ними.
Длина переходника между осевым и центробеэюным
компрессором (рис. 4.11)
/пероц = (0,5...1,0)6нАгос, (4.28)
если
(Apl)u6/(Apl);oc>0,85,
где #hazoc - хорда НА последней ступени осевого компрессора;

192
Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Рис. 4.11. Переходник между осевыми и центробежной ступенями в
осецентробежном компрессоре
*пер оц
2tgcp
(4.29)
если
гдеф= 15. ..20°.
Масса роторной части переходника
^рот пер оц ~~ Рк цб 'пер оц V-^bt 1 z ^
Масса статорной части переходника
цб
)Ю
-1
от пер оц
Мтат пер оц = ~ Ркор$кор
и М
(DKZ + D2z)W
Г1
(4.30)
(4.31)
стат пер оц
добавляются к массе роторов и статоров
осевой и центробежной части компрессора.
Передний корпус. В массу переднего корпуса включена
масса приводов и опор, расположенных в нем.
Масса переднего корпуса
(4-32)
= 350 при
где Аикор = 500 для однокаскадного компрессора;
двухкаскадном компрессоре.
Длина переднего корпуса
/пкор=(0,4...0,5)/)к1.
(4.33)

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 193
Характерные диаметры
А«= 1,05 Aci;
DH=l,25DKl;
Dn = DnX.
Промежуточный корпус. Промежуточный
осевым компрессором НД и компрессором ВД в
компрессоре имеет:
массу
пром к ~" '/Л\к v^kI /2 каск '
длину
/ — а а о ^ сп \
'пром к v»t. • .v,J \J-Sk\)2yl2lCk->
характерные диаметры
Uk bx ~ \^kz)\ каск>
-^втвх ~~ \Dbtz)\ каск j
-^к вых "~ \^к 1 ,/2 каск>
-^вт вых ~" V-^bt 1 /2 каск*
(4.34)
(4.35)
(4.36)
корпус между
двухкаскадном
(4.37)
(4.38)
(4.39)
(4.40)
(4.41)
(4.42)
Промежуточный корпус в двухступенчатом центробежном
компрессоре имеет:
массу
Мпром к = 1635 /пром к (Рл u6)i ступ, (4.43)
длину для однокаскадного компрессора
'пром к ~~ ^5^ ^^^д цб/1 ступ .. ...
и для двухкаскадного компрессора
*пром к "~ ">^*Н-^д цб/1 ступ*
Камера сгорания. Кольцевая противоточная. Для этого
элемента двигателя существует стабильное соотношение среднего

194 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
диаметра жаровой трубы камеры сгорания и среднего диаметра на
выходе из диффузора центробежного компрессора:
/)сржг = 0,82/)Срдцб. (4.45)
Высота жаровой трубы (см. рис. 4.10)
(4.46)
Длина поворотного участка камеры сгорания в среднем /пов =
= 0,14 Држт- Среднее значение отношения длины жаровой трубы к
ее высоте близко к значениям, характерным для прямоточных
камер, поэтому 1Ш = 2,25 Яжт. Длина участка за поворотом может
быть принята равной высоте лопаток соплового аппарата турбины
на выходе: Д/ = йСА. Расстояние от жаровой трубы до торца
корпуса камеры сгорания может быть принято равном /торц = 0,55 Н^.
Масса жаровой трубы
Mn=\6,lFwm (4.47)
ГДе F^ = я(Др жт + ЯясгУжт + Я(Др жт - #жтУжт + ЛАр жт#жт =
Масса поворотного участка
Mmt = 6,SFm. (4.48)
Для отдельных форсунок их масса
Мфор = 0,9Ар)КТ. (4.49)
Для форсунок с общим коллектором внутри камеры сгорания
МфОр = 0,3/)ср)КТ. (4.50)
Масса корпуса
MKap = AKopFKOp, (4.51)
при этом условная площадь поверхности корпуса
FKop = nDR цб(/кс г - /д цб),
общая длина камеры
*кс г ~" 'кс х "" &' * *жт "■ 'торц?

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 195
где А/ = ЛСАт, ЛоР = 30 кг/м .
Масса камеры сгорания
Мсс г = М„ + Мпоъ + Мфор + Мкор. (4.52)
Прямоточная камера сгорания за центробежным
компрессором. Для определения размеров и массы используются следующие
статистические соотношения:
между средними диаметрами жаровой трубы и на входе в
турбину компрессора
Z)cp)icr=l,15Z)cpTK; (4.53)
между высотой и средним диаметром жаровой трубы
Яжг = 0,25/)сржг; (4.54)
между длиной и высотой жаровой трубы
1жг = ЗН„. (4.55)
Расстояние от колеса ЦБК до выхода из СА первой ступени
турбины компрессора
*кс х *жт ' *д цб '
Масса жаровой трубы
Мжт= ЮлВсржтфт
Масса форсунок:
отдельных с внешним коллектором
Мфор=1,035Ариа
с коллектором внутри жаровой трубы
Мфор = 0,345/)ср
Масса корпуса
Масса камеры сгорания
^САтк-
+ Н„).
(4.56)
(4.57)
(4.58)
(4.59)
(4.60)
(4.61)

196 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Прямоточная камера сгорания за осевым компрессором. Для
определения размеров и массы такой камеры сгорания
используются следующие соотношения:
АР жг = 0,5 (АР z ос + Ар тк); (4.62)
(4.63)
(4.64)
между расстоянием от жаровой трубы до последней статорной
лопатки осевого компрессора и ее высотой:
/нач = 6ЙНА;ос; (4.65)
/кс = /нач + /нет. (4.66)
Расстояние от последней статорной лопатки осевого
компрессора до выхода из СА первой ступени турбины компрессора
/кс х = /нач + /асг + ЛСА тк- (4.67)
Масса жаровой трубы
Мш = 10кЛер„ (2/„ + #„). (4.68)
Масса форсунок укрепленных в корпусе камеры сгорания
Мфор= 1,035 Ар жг. (4.69)
Масса форсунок с общим коллектором, укрепленных внутри
камеры сгорания,
Мфор = 0,345 АР жг. (4.70)
Масса корпуса
М„р = 60/„Аржг. (4.71)
Масса камеры сгорания
Мкс r = M^ + Мфор + Мкор. (4.72)
Осевые турбины компрессора. Исходными данными для
расчета являются следующие.
1. Число ступеней турбины компрессора zTK.
2. Для каждой ступени значения наружного DK i9 внутреннего
At i и среднего АР < диаметров проточной части в сечениях I (вы-

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 197
ход из СА и вход в РК) и II (выход из РК и вход в СА следующей
ступени), температура торможения в относительном движении Т^ .
3. Высота лопаток С А в сечении I и лопаток РК в сечении II
4. Ширина лопаток СА и РК на среднем диаметре яСа /, ярк,,
имея в виду ограничение для неохлаждаемых венцов, (яСА ,)min =
= 0,014 м, (ярк ,)min = 0,012 м и для охлаждаемых (яСА Omin = 0,022 м,
(Ярк,)тт = 0,018 м.
5. Соотношения между шириной лопаток и хордой
6. Крутящие моменты на валу ВД и НД - Мщ> вд, М^ нд.
Толщина диска для касмсдой ступени. При бандажированных
рабочих лопатках
1,56 + 0,075-
м 0,8
при безбандажных рабочих лопатках
(4.73)
(4.74)
Масса колес (лопаток, дисков, покрывных дисков,
соединительных элементов)
'1 (4-75)
где DK ср = (DK \CT + DKZ TK)/2; £>к 1ст - наружный диаметр проточной
части на входе в рабочее колесо первой ступени турбины
компрессора; DKZTK- наружный диаметр проточной части на выходе из
рабочего колеса последней (zTK) ступени турбины компрессора;
-4
Атк = 3,55 - 2,11 • 10 Z)KCp 2]S/ Для колес с неохлаждаемыми ра-
бочими лопатками; Атк охл = 1,4 Атк для колес с охлаждаемыми
рабочими лопатками.

198 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Масса задней цапфы
Мадн цапфы = 0,152 Мкол тк. (4.76)
Масса переднего вала:
цилиндрического, соединяющего центробежный компрессор с
турбиной компрессора
Мпвтк = 245 /KCXDnBТК5ПВтк, (4.77)
где £>пв тк = 0,55 (£>btII)Ztk ; 8ПВ тк = 0,0055 м - толщина стенки
переднего вала;
конического, соединяющего турбину компрессора с задней
цапфой компрессора (опора за компрессором)
= Ат тк /ксх, (4.78)
Вал турбины каскада низкого давления. Длина вала при
осевом компрессоре ВД и прямоточной камере сгорания
'вал нд ~~ 'пром к ~"~ (Укор/вд ~"~ 'ксх ' (Устаттк^вд* v*. '')
При центробежном компрессоре ВД и противоточной или
прямоточной камере сгорания
*вал кнд ~~ 'пром к ' (,'цбк/квд ~"~ 'ксх ' МстатткУквд* (4.5UJ
Внутренний диаметр вала НД
dm = Dn + 0,007, (4.81)
где £>„„ - наружный диаметр выводного вала (вперед) от свободной
турбины.
Наружный диаметр вала НД
Dm = x-daa, (4.82)
х п та/вд
Масса вала НД
7800л/ 2 2\
|£> -dHll)l^нд. (4.83)

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 199
Масса ротора турбины компрессора
Мрот тк = Мол тк + А/зад цапф тк + Мт тк. (4.84)
Длина статора турбины компрессора (статоров каскадов для
двухкаскадной турбины компрессора), включающего узлы
сопловых аппаратов и корпуса над рабочими колесами,
/статтк = #статтк Х^са + ЯД > (4-85)
где А^СТаТ тк = 1,4 при рабочих лопатках без бандажа; KCT?iT тк = 1,6
при бандажированных рабочих лопатках.
Для двухкаскадной турбины компрессора длина статора
турбины ВД увеличивается в 1,6 раза при одноступенчатой турбине и
в 1,4 раза при двухступенчатой турбине каскада.
Масса статора
MCTaT тк — А стат тк (хуср стат тк) /стат тк, (4. о 6)
гдеЛтаттк= Ю6;
Ар статтк =((Dk1)1H"(Dk2)ZtJ/2.
Масса турбины компрессора
МТК = Мстаттк + Мроттк. (4.87)
Свободная турбина. Исходные данные для расчета следующие.
1. Число ступеней свободной турбины zCT.
2. Для каждой ступени значения наружного DK , и среднего
Z)cp, диаметров проточной части в сечениях I (выход из СА и вход
в РК) и II (выход из РК и вход в СА следующей ступени).
3. Температура торможения в относительном движении Tw .
4. Высота лопаток СА в сечении I и лопаток РК в сечении II,
5. Ширина лопаток в этих же сечениях (#са/5 #рк/)> имея в виду
следующие ограничения: (tfcAi)min = 0,014 м; (apK/)min = 0,017 м.
6. Соотношения между шириной лопаток и хордой:

200 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
7. Крутящий момент М,фСТ и мощность на валу свободной
турбины Ncr.
8. Частота вращения вала свободной турбины пст.
Максимальная толщина диска для каждой ступени свободной
турбины
S ; = 2 1 • 10"6 U2 h Ъ (4.88)
гдеС/ср/=7и(/)ср1),«ст/6000.
Масса колес (лопаток, дисков, покрывных дисков,
соединительных элементов)
МК0ЛСТ = ^ст/)к2ср'2Т5'дискст, , (4.89)
где DK ср = (Z)Ki ст + Дсгст) / 2; DK\^ - наружный диаметр проточной
части на входе в рабочее колесо первой ступени свободной
турбины; DKZCT- наружный диаметр проточной части на выходе из
рабочего колеса последней (zCT) ступени свободной турбины; АСТ =
= 2200 для одноступенчатой свободной турбины; А^ = 3700 - 1,74 х
Масса заднего вала свободной турбины с двумя
подшипниками и другими одетыми на вал деталями
Мал ст = Лал ст Мт ст, (4.90)
где Аал ст = 0,246 + 0,81 • 10"3 Мкол ст + 7,4-10^ Мкол ст.
Масса ротора свободной турбины
Мр0Т ст = Мкол ст + Мвал ст. (4.91)
Длина и масса статора свободной турбины
(4.92)
где apKi - ширина на среднем диаметре рабочих лопаток первой
ступени свободной турбины.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 201
В длину /стат ст не входит участок СА первой ступени
свободной турбины, так как он рассматривается включенным в длину и
массу корпуса переходника между турбиной компрессора и
свободной;
^статст ~ ^стат ст (^стат ср>) *стат ст? \**'Э)
где (Ататср)ст = (Ad + DKZCT)/2 - средний наружный диаметр
проточной части статора свободной турбины; DK\ - наружный диаметр
проточной части в сечении на выходе из СА первой ступени;
Ac z ст - наружный диаметр проточной части на выходе из РК
последней ступени свободной турбины; Лстатст «810.
Длина переходника между турбиной компрессора и свободной
турбиной:
с задней опорой турбины компрессора
р)ткст; (4.94)
с двумя опорами (задней опорой турбины компрессора и
передней опорой свободной турбины)
/ткет = 0,4(Асср)псСТ. (4.95)
где (Аср)ткст = ((^kzXk +(АДт)/2 ~ средний наружный диаметр
проточной части переходника; (DK Z)TK - наружный диаметр
проточной части на выходе из РК последней ступени турбины
компрессора; (ДсОтст- наружный диаметр проточной части на выходе
из СА первой ступени свободной турбины.
Масса переходника
МТКст = АткCT(DKср) 2ткст /тк/ст, (4.96)
где Атк ст = 1000 для переходника с одной опорой ТК; Атк ст = 1200
для переходника с двумя опорами.
Размеры и масса заднего корпуса с опорами ротора
свободной турбины. Внутренний диаметр проточной части принимается
постоянным и равным DBT на выходе из РК последней ступени
свободной турбины - (Д,т 2) гст- Наружный диаметр проточной час-

202 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
ти на входе D3K\ принимается равным наружному диаметру на
выходе из РК последней ступени свободной турбины.
Наружный диаметр проточной части на выходе
Дк2=1,14Дк1. (4.97)
Средний наружный диаметр
Акср=1,075Дк1. (4.98)
Длина заднего корпуса
/зк = 0,31Дк.. (4.99)
Масса заднего корпуса
^зк=4кА2кср/зк, (4Л00)
где Азк = 2500... 4000.
Выводной вал от свободной турбины. Наружный диаметр
выводного вала
Z)BB = 0,019 + 0,02366 МкрСТ, (4.101)
но
Внутренний диаметр выводного вала
где Мкр ст = 9,555 NJnCT, кНм; NCT - мощность, кВт; пСТ - частота
вращения, мин"1.
(4.102)
где т < 15,710 кН/м2 - напряжение кручения.
Масса выводного вала
Mm=\95*A(D2m-dl)lm, (4.103)
где /вв = I/ - сумма длин всех элементов до свободной турбины.
Проверка на прочность. 1. Переднего подшипника
компрессора. Его диаметр для одновального компрессора
=1,451)..; (4.Ю4)

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ И РАЗМЕРОВ 203
для двухвального компрессора ВД
4юдШ=1,85/)вв, (4.105)
Быстроходность подшипника
10dnojm пк < 2,2 • 103 м/мин; (4.106)
2. Определение напряжений растяжения (кПа) в корневом
сечении пера рабочих лопаток турбины компрессора:
а, =
(Ар,),
Допускаемое длительное напряжение <7дл , = &<7„ где А: = 1,5
коэффициент запаса прочности.
Полученное значение а^ , сравнивается с имеющимися
данными для предполагаемого материала лопатки по <7юо при
температуре пера лопатки в корневом сечении равной 7^ и
определяется (проверяется) необходимость применения охлаждаемой
лопатки. В последнем случае находится требуемая глубина охлаждения
Т -Г*
0 = -^ ^. (4.108)
т;,-к
Коробка привода агрегатов, системы. Масса коробки
привода агрегатов
■**^кор пр ~~ Укор пр ™е тах> \
где Укор пР = 0,01088 кг/кВт.
Масса систем (с агрегатами)
МСИСТ = (0,1125 - 4,08 • 10"5 N. тах) Ne тах (4.110)
приЛ^тах< 1600 кВт;
Мсиет = (0,04 - 1,768 • 10^ Ne max) Ne max (4.111)
при Л/; „их > 1600 кВт.

204 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Масса и габаритные размеры двигателя. Масса двигателя
определяется как сумма масс всех его элементов и систем:
Мдв = 1(Мл + Мист). (4.112)
Длина двигателя равна сумме длин всех его элементов:
/дв= £/эл. (4Л13)
Диаметр двигателя (без коробки привода агрегатов) равен
увеличенному в 1,15 раза (на толщину стенок и фланцы) диаметру
камеры сгорания или диаметру на выходе из заднего корпуса,
смотря по тому, который из них больше:
£>дв= 1,15£)коркс; (4.114)
£>дв = 1,15Дк 2, если D3K 2 > DKOp кс.
Оценка массы ГТД СТр. Масса ГТД СТр больше массы
ГТД СТ на массу теплообменника, подводящих и отводящих
патрубков Мпатр и механизма поворотных СА свободной турбины
Мрсд- В двигателе с вращающимся регенеративным
теплообменником добавляется еще масса механизма вращения матрицы А/вр и
уплотнений Муш.
Для достоверной оценки массы и размеров всех этих
элементов требуется расчетно-конструктивная их проработка и общая
компоновка двигателя, так как отсутствует реальные ГТД СТр на
базе которых можно было бы получить статистические
зависимости, подобные приведенным выше для двигателей без регенерации
теплоты.
В качестве первого приближения для предварительных
оценок можно считать, что ГТД СТр с металлическим
рекуперативным теплообменником на г|р = 0,6 примерно на 50 % тяжелее
ГТД СТ с теми же параметрами цикла. При этом часть утяжеления
обусловлена снижением Ne уд (см. рис. 3.11). С увеличением г|р
можно считать, что масса матрицы увеличивается согласно
рис. 3.8, а А/патр + Мэса остаются неизменными. Возможное
снижение массы матрицы при переходе на неметаллические материалы
оценивается по рис. 3.19. Исходя из изложенного можно оценить
массу ГТД СТр с рекуперативным теплообменником.

МЕТОД МАЛЫХ ОТКЛОНЕНИЙ 205
4.5. ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДА МАЛЫХ ОТКЛОНЕНИЙ ДЛЯ
ОЦЕНКИ ИЗМЕНЕНИЯ ДАННЫХ ДВИГАТЕЛЯ
В тех случаях, когда необходимо без проведения серии
расчетов оценить влияние на данные двигателя небольшого изменения
параметров основных элементов двигателя или условий работы,
целесообразно применение метода малых отклонений. Сущность
этого метода сводится к нахождению связи между изменениями
параметров, определяющих рабочий процесс двигателя. При этом
используется то обстоятельство, что при малых отклонениях
параметров действительная сложная связь между ними может быть
достаточно точно заменена линейной.
Применение метода малых отклонений для газотурбинных
двигателей (главным образом для ТРД) было рассмотрено в ряде
работ. Наиболее подробно это было сделано А.Я. Черкезом [13], а
для вертолетных ГТД СТ- Ю.И. Шальманом [1].
Для установления зависимостей между малыми отклонениями
величин, определяющих рабочий процесс всего двигателя,
предварительно находят подобные зависимости для процессов в
отдельных его элементах. Методику составления уравнений в малых
отклонениях можно рассмотреть на примере процесса повышения
давления в компрессоре.
Исходное уравнение работы компрессора
/С 1 Т|
к
Прологарифмировав и продифференцировав левую и правую
части этого уравнения, получим
dLK dTH 0,286л к' dnK dr\K
При малых отклонениях дифференциал можно считать
равным отклонению, т.е.
ALK*dLK; АГн^б/Гн и т.д.

206 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Тогда относительные отклонения будут иметь вид
-^-^- 57 _ АТн „ dTu
Подставляя эти значения в исходное уравнение, получим
уравнение работы сжатия в компрессоре в малых отклонениях
гдеК1=0,286я;0-2866/(<°-286-1).
В подобных уравнениях коэффициенты перед
соответствующими относительными приращениями называются
коэффициентами влияния. Они показывают, на сколько процентов изменится
искомое значение при относительном приращении
рассматриваемого параметра на 1 %. В полученном выше уравнении
коэффициенты влияния следующие:
Аналогичными преобразованиями получают и все остальные
уравнения в малых отклонениях для отдельных процессов в
элементах двигателя. Подробно для вертолетного ГТД СТ это
показано в [1]. В результате получают формулы для простого расчета
всех необходимых коэффициентов влияния двигателя при данных
исходных его параметрах. Если рассматривается одновременное
небольшое изменение нескольких параметров, то определяются
коэффициенты влияния для каждого из них, затем они
умножаются на величину изменения для каждого параметра и
суммированием находится конечное отклонение исходного значения. Это
позволяет легко анализировать влияние изменения нескольких
параметров, не прибегая к серии расчетов на ЭВМ.
В инженерной практике часто вычисляют все коэффициенты
влияния, используя математическую модель двигателя. Для этого
последовательно изменяют на 1 % один из параметров,
определяют коэффициенты его влияния, восстанавливают исходное значе-

МЕТОД МАЛЫХ ОТКЛОНЕНИЙ 207
ние параметра и изменяют следующий параметр. Это позволяет
определить значения коэффициентов влияния без составления
уравнений в малых отклонениях.
Наиболее характерно использование метода малых
отклонений при выборе параметров двигателя и при оценке влияния
изменения параметров отдельных элементов на данные выполненного
двигателя.
Для выбора оптимальных значений параметров
проектируемого двигателя обычно определяют к какому изменению Се и Ne уд
приводит изменение данных отдельных элементов, например: как
скажется на экономичности двигателя увеличение расчетного
значения як, если оно сопровождается снижением Г|*. Считается, что
каждому новому сочетанию параметров соответствует новый
двигатель. Пример такого использования метода малых отклонений
дан в разд. 1.3 , а значения коэффициентов влияния в зависимости
от л^ и Гг0 - на рис. 1.21 и 1.22 .
На выполненном двигателе методом малых отклонений
можно определить, к какому изменению мощности, удельного расхода
топлива, температуры газов приведет изменение параметров
одного или нескольких элементов двигателя. Этот вопрос сложней, чем
рассмотренный выше, так как для конкретного двигателя
изменение одного из параметров приводит к изменению ряда других.
Поэтому задача сводится сначала к определению взаимного влияния
изменений параметров отдельных узлов двигателя и, только после
этого, к нахождению зависимости от них параметров двигателя в
целом.
В этом случае наиболее эффективно использование для
получения коэффициентов влияния математической модели двигателя.
Характерными примерами изменения параметров на выполненном
двигателе являются: изменение расхода отбираемого воздуха
вследствие износа уплотнений; изменение г|*, обусловленное
забоинами и износом; изменение FCa ™ и FCa ct из-за износа;
деформации при замене во время ремонта; изменение г|тк и г|ст,
обусловленное износом или увеличением радиального зазора и т.д.

208 Глава 4. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Это позволяет легче оценивать причины изменения данных в
процессе эксплуатации или после ремонта, или при отклонениях в
параметрах на сдаточных испытаниях.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Масленников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.И.
Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969.
380 с.
2. Ильичев Я.Т. Термодинамический расчет воздушно-
реактивных двигателей // Труды ЦИАМ. № 677. 1975. 126 с.
3. Термогазодинамический расчет газотурбинных силовых
установок / В.М. Дорофеев, В.Г. Маслов, Н.В. Первышин и др.
М.: Машиностроение, 1973. 144 с.
4. Ахмедзянов A.M., Алаторцев В.П., Аксельрод Н.Н. и др.
Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД. Уфа: Изд-во
УАИ,1982.256с.
5. Маслов В.Г., Кузьмичев B.C., Григорьев В.А. Выбор
параметров и проектный термогазодинамический расчет
авиационных газотурбинных двигателей. Куйбышев: КуАИ, 1984. 176 с.
6. Бакулев В.И., Ковнер Д.С., Козленко Б.А. Расчет
характеристик ТВД на ЭВМ: учебное пособие. М.: МАИ, 1984. 42 с.
7. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / под
ред. СМ. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987. 568 с.
8. Дружинин Л.Н., Швец Л.И., Лапшин А.И.
Математическое моделирование ГТД на современных ЭВМ при исследовании
параметров и характеристик авиационных двигателей // Труды
ЦИАМ. №832. 1979.45 с.
9. Кузьмичев B.C., Трофимов А.А. Проектный расчет
основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД.
Куйбышев: КуАИ, 1990.72 с.
10. Маслов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при
проектировании авиационных ГТД. М.: Машиностроение, 1981.
127 с.
11. Биргер И.А. Основы автоматизированного
проектирования // Изв. Вузов. Машиностроение, 1977. № 8. С. 5-15.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 209
12. Янкин В.И. Система программ расчета характеристик
ВРД на ЭЦВМ. М.: Машиностроение, 1976. 168 с.
13. Черкез А.Я. Инженерные расчеты газотурбинных
двигателей методом малых отклонений. М.: Машиностроение, 1974.
376 с.

Глава 5
МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
МАЛОРАЗМЕРНЫХ ГТД НА ОСНОВЕ
ПОКАЗАТЕЛЕЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ
ВЕРТОЛЕТА
5.1. УСЛОВИЯ СОВМЕСТНОЙ РАБОТЫ НЕСУЩЕЙ
СИСТЕМЫ ВЕРТОЛЕТА И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Современные вертолеты имеют СУ, состоящую, как правило,
из двух ГТД. Передача крутящего момента (мощности) от СУ к
несущему винту (НВ) осуществляется с помощью главного
редуктора, а к рулевому винту (РВ) - с помощью промежуточного и
хвостового редукторов, валов и муфт хвостовой трансмиссии.
Анализ характеристик вертолета свидетельствует о том, что
основным его параметром является мощность, которая требуется
вертолету, совершающему полет в определенных условиях.
Потребная мощность значительно изменяется по траектории полета и
зависит от нескольких факторов, главными из которых являются
скорость, высота и экстремальные точки полета (статистический и
динамический потолок, отказ двигателя и др.). Наибольшее
значение она имеет при взлете (висении) и максимальной скорости
полета, а при небольших скоростях она существенно уменьшается.
Согласование характеристик ГТД и НВ может быть
выполнено исходя из назначения вертолета с целью получения
наибольшей эффективности на каком-либо определенном режиме и
гарантированном выполнении тактико-технических требований по другим
режимам, на которых согласование уже не будет оптимальным [1].
Известно, что при повышении температуры воздуха
происходит резкое ухудшение характеристик вертолета и увеличение
затрат топлива при перевозках [1, 2]. В этих условиях согласование
двигателя с несущей системой требует большей мощности с одно-

МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ВЕРТОЛЕТОВ 211
временным ее ограничением при пониженной температуре.
Применение переразмеренных двигателей с ограничением мощности
позволяет в то же время существенно улучшить характеристики
вертолета на высоте при сравнительно небольшом ухудшении их
вблизи земли.
Очевидно, что эти и другие вопросы должны решаться с
учетом комплекса предъявляемых к вертолету требований и объема
возможных перевозок в нормальных и экстремальных условиях.
В определенной мере этому содействует решение, даже частичное,
такого рода задач еще при начальном проектировании. Это
достигается за счет использования математического моделирования
взаимодействия вертолета и СУ.
5.2. ОСОБЕННОСТИ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ДЛЯ
АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО И МАССОВОГО РАСЧЕТА
ВЕРТОЛЕТОВ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМ
Параметрические исследования ГТД в системе вертолета
должны быть основаны на установлении влияния параметров
рабочего процесса двигателя на технико-экономические показатели
вертолета, для определения которых необходимо знать такие лет-
но-технические характеристики, как дальность и
продолжительность полета, масса полезной нагрузки и величина запаса топлива
наЛА.
Основными этапами расчета летно-технических
характеристик являются аэродинамический расчет вертолета и расчет его
массы. Существующие в настоящее время методы
аэродинамического расчета вертолета и расчета его массы в зависимости от
этапа проработки значительно отличаются решаемыми задачами и,
соответственно, уровнем сложности математических моделей. Еще
большее различие наблюдается для моделей вертолета,
обеспечивающих его разработку, и моделей, используемых в задачах
параметрических исследований ГТД. В последнем случае вполне
допустимо применение упрощенных моделей ЛА. Расчет летно-
технических характеристик вертолета базируется на решении
уравнения его движения под действием приложенных
аэродинамических и массовых сил.

212 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
При аэродинамическом расчете определяются силы,
моменты, действующие на вертолет в полете, и мощность двигателя,
потребная для привода винтов в конкретной точке траектории. В
связи с чем первостепенной задачей аэродинамического расчета
вертолета является определение аэродинамических характеристик его
несущей системы.
Одним из подходов к такому расчету является определение
характеристик винта на основе импульсной теории [3]. В ней
используются приближенные методы, позволяющие получить
простые энергетические соотношения для определения летных
данных вертолетов. Аэродинамические силы и мощность,
потребляемая винтом, определяются в результате применения общих теорем
механики к потоку, обтекающему несущий винт.
Широкое распространение получили методы расчета несущих
винтов на основе дисковых и лопастных вихревых теорий [4].
Лопастные теории, рассматривающие дискретные вихревые пелены,
сходящие с задних кромок лопастей, позволяют вычислить
мгновенные значения индуктивных скоростей в любой точке
пространства. Они с достаточно высокой точностью отражают реальную
картину и поэтому более сложны.
Дисковые теории зарекомендовали себя достаточно
надежными в случае, когда целью аэродинамического расчета вертолета
является определение его интегральных характеристик [5].
Особенно привлекательным является то, что для параметрических
исследований ГТД метод, построенный на данной теории, обладает
хорошей точностью и быстродействием составленных на его
основе программ и используется как для одновинтовой, так и для соос-
ной схем вертолетов. Метод реализован таким образом, что
каждый из винтов рассматривается как изолированный, работающий в
поле скоростей, создаваемом как невозмущенным потоком, так и
соседними винтами [6, 7]. При этом учитывается лишь нормальная
составляющая индуктивной скорости от соседних винтов, которая
оказывает основное влияние на изменение аэродинамических
характеристик, обусловленное взаимодействием винтов. При
определении поля индуктивных скоростей учитывается нулевая и
первая синусоидальная гармоники циркуляции у(г, vI/) = yr(r) +
+ys} (r)sin 4*. Аппроксимация этих гармоник полиномами второй

МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ВЕРТОЛЕТОВ
213
М=0 28
I
z
f
J
/
У
/
у
f
М=0,34
0,5
/
f
f
0,5|/| 1 10,5
O| | | I 0
a a a
M=0,38 Aft=0,40 Л/=0,44
0,5
0
4 8 12 а 4 8 12 а 4 8 12 а
У
0,5
0
<-
/
к
1
I
/
0,5
0
У
/
0,5
0
/
i
/
f
f
у
0,5
0
/
I
0
сх
0,5
0
(
Л
/
/
1
cx
0,5
0
0,08 Q
0,08 Cx0 0,08Q0
Рис. 5.1. Аэродинамические характеристики профиля лопасти
несущего винта
степени позволяет в элементарных функциях выразить поля
индуктивных скоростей и циркуляции в плоскости диска. Используя
в качестве исходных данных режим работы винта, конструктивные
параметры его лопастей и аэродинамические характеристики
профиля лопасти, можно определить аэродинамические
характеристики несущего винта (рис. 5.1).
Учет влияния несущей системы на фюзеляж, крыло и
стабилизатор проводят по усредненным по длине трем составляющим
индуктивных скоростей, вызываемых винтами. Для этого
раздельно используют на основе продувочных данных либо по прототипу
аэродинамические характеристики фюзеляжа, крыла и
стабилизатора (рис. 5.2. и рис. 5.3).
Суф
Суф
0,2
-0,2
Рис. 5.2. Пример аэродинамических характеристик
фюзеляжа вертолета:
-12
-8
-^
0,2
0,01
-0,01
4
8
12
16
\
/Г
0,12
0,16
0,20

214
Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
-укр
с
1.0
0,5
у
/
0
10
\
V
20
1,0
0,5
акр,°0
(
V
0,05
0,10
0,15
0,2(
хкр
Рис. 5.3. Пример аэродинамических характеристик крыла вертолета
При расчете потребной мощности вертолета уравнения
равновесия рассматриваются для случаев квазиустановившихся
режимов полета по наклонной прямолинейной траектории.
Методы предварительной оценки массы вертолета обычно
используют при параметрических исследованиях МГТД. В общем
случае взлетная масса вертолета, определяющая баланс масс ЛА,
состоит из следующих составляющих:
= Мп„ + Мт ЛА + Мтс + Мсу + Мсн + Мп
(5.1)
где Мпи - масса полезной нагрузки, которая либо задается, либо
определяется из уравнения (5.1); Мт ЛА - масса топлива на борту
ЛА, включающая аэронавигационный запас, определяется при
расчете полета по траектории; Мтс - масса топливной системы;
Мсу - масса силовой установки; Мсн - масса снаряжения,
включающая экипаж и бортпроводников; М^ - масса планера.
В связи с отсутствием на данных этапах детальной
проработки узлов и агрегатов и составных частей планера вертолета
невозможно точное определение их массы с учетом прочности и
технологии изготовления. Поэтому в таких случаях массу основных
узлов и планера вертолета в целом оценивают на основе методики
расчета масс, разработанной по типовым конструкциям с
использованием статистических данных [8, 9]. Полученные формулы яв-

КОМПЛЕКС КРИТЕРИЕВ ЭФФЕКТИВНОСТИ 215
ляются достаточно простыми и отражают законы подобия для
агрегатов различных размеров и соотношений. В качестве основных
влияющих параметров обычно используют взлетную массу,
диаметр и заполнение несущего винта, окружную скорость.
5.3. КОМПЛЕКС КРИТЕРИЕВ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИ
ОПТИМИЗАЦИИ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО
ПРОЦЕССА ГТД СТ
При формировании облика рабочего процесса МГТД
важнейшую роль играет анализ его эффективности. Здесь сложились два
основных подхода: 1) традиционный, когда двигатель
рассматривается в качестве тепловой машины вне связи с ЛА и его
эффективность оценивается удельными параметрами (Суд, Се, PyR, Ne уд,
удв и т.п.); 2) системный, рассматривающий двигатель в системе
ЛА; показателями эффективности двигателя в этом случае,
являются критерии оценки ЛА.
Характерной особенностью исследований оптимальных
параметров ГТД, в которых в качестве критериев используют удельные
параметры двигателя, является то, что каждый режим двигателя
может рассматриваться как расчетный. Такое допущение
позволяет определить оптимальные параметры двигателя лишь для одного
режима его работы, в то время как многорежимный характер
эксплуатации двигателя может существенно сказаться не только на
значении целевой функции, но и на самих величинах оптимальных
параметров.
Теоретические основы такой оптимизации значений
параметров рабочего процесса ГТД заложены в работах Б.С. Стечкина,
Н.В. Иноземцева, П.К. Казанджана, А.Л. Клячкина, М.М.
Масленникова, Ю.Н. Нечаева. В этих работах рассматривались условия
достижения экстремальных значений удельных параметров.
Однако в исследованиях этого направления не учитывалось следующее:
целевое назначение ЛА;
многорежимность эксплуатации двигателя на ЛА;

216 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
взаимная увязка основных характеристик двигателя с
потребными характеристиками ЛА;
расчетная дальность полета;
масса силовой установки;
количественное влияние малоразмерности на КПД узлов,
зазоры и др.
Дальнейшим развитием системы критериев стали
исследования, рассматривающие двигатель в системе ЛА.
В работах И.Ф. Флорова, М.М. Масленникова, Ю.Н. Нечаева,
В.Ф. Павленко впервые были приведены обоснования применения
в качестве критерия эффективности авиационного ГТД суммарной
массы двигателей и топлива на полет для рассматриваемого ЛА:
(5.2)
Позднее В.Г. Маслов использовал в качестве критерия
величину уе, сочетающую в себе удельную массу двигателя и удельный
расход топлива:
Уе = N^+nm =KCV удв + СЛ, (5.3)
где tn - время полета, ч.
В работах А.А. Бадягина, Г.В. Васильева, А.А. Максимова,
O.K. Югова, В.Г. Маслова в этих же целях используются такие
критерии, как себестоимость перевозок, дальность полета,
взлетная масса, полетные затраты топлива и др. При формировании
облика рабочего процесса МГТД существенную роль играет
установление взаимосвязей параметров рабочего процесса двигателя,
его удельных параметров и выходных характеристик.
Современные исследования позволили установить такие связи для более чем
трех десятков различных критериев, характеризующих разные
стороны эффективности МГТД в системе ЛА.
Взлетная масса
Мо = _ "н _ сл-^'об_ (5в4)
1 ** ** -М М я
тс т ЛА

КОМПЛЕКС КРИТЕРИЕВ ЭФФЕКТИВНОСТИ 217
При фиксировании А/о в качестве критерия используется
полезная нагрузка
А/пн = А/о - А/пл - А/сл - А/Об - Afcy - М0МтсМтЯА. (5.5)
В выражениях (5.2) и (5.3) относительная масса топливной
системы Мтс обычно принимается на основе данных прототипа.
Для приближенной оценки рекомендуется принимать [10]:
М =1 . °>41
М тс , 1Л-3 1/ чО,77 *
(10 Мп,ЛА)
Теоретическая дальность полета
_360^ЛАЛнвЛтр MmL_
Се \-0,5MmL'
где A/wL - относительная масса топлива, расходуемая за полет;
Г|Нв - КПД несущего винта; г^ - КПД трансмиссии; КЛА - полетное
качество вертолета.
Приведенная производительность ЛА
— М V М V
" Мпуст"" Мо(1 - AfmL)-MnH -Л/сл '
где VT = ^-^ техническая скорость; Мпуст - масса пустого
К + РкрА'эв
вертолета; Ркр - крейсерская скорость.
Транспортная эффективность ЛА
Этот критерий соизмеряет положительный эффект
(производительность) со средствами, затрачиваемыми на его достижение.
Удельные затраты топлива ЛА - широко
распространенный критерий, который относится к числу важнейших показателей

218 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
транспортных и пассажирских вертолетов, и характеризует расход
топлива на 1 ткм (или пассажиро-километр):
М
г - mL (5 9}
где 8 - коэффициент использования Мпн; в проектных расчетах
обычно принимают 6=1.
Стоимость часа эксплуатации ЛА. Методики расчета
эксплуатационных расходов на час эксплуатации во многих странах
стандартизирована. В отечественной практике использовался
метод расходных ставок [9], в США - метод AT А, в Великобритании -
метод SBAS. На основе метода расходных ставок получен
следующий общий вид выражения для определения стоимости
эксплуатации ЛА для задач исследования параметров ГТД [10]:
A=Am + Anta> + AnM. (5.10)
Величина Аш в этом случае учитывает затраты на
амортизацию планера, обслуживание СУ и планера, аэропортовые расходы
и зарплату летного состава, и при Mq = const может быть принята
постоянной. Согласно методике [9] амортизационные расходы по
двигателю
Лмд»=^%^к, (5.П)
V амдв )
где SH - коэффициент, учитывающий влияние
непроизводственных наработок двигателя; SRb - стоимость серийного экземпляра
двигателя; идв - число ГТД на ЛА; Крем - коэффициент,
учитывающий стоимость ремонтов; Тт дв - амортизационный период работы
(ресурс) двигателя, ч.
Для многих типов ГТД используют разнообразные уравнения
расчета стоимости двигателя SRB (для партии zm)9 с помощью
которых вычисляют Аш дв. Для вертолетных ГТД можно применять
формулу, предложенную А.А. Морозовым и А.В. Ждановским:
ч0,195 / * \l-25 / ^0,818

КОМПЛЕКС КРИТЕРИЕВ ЭФФЕКТИВНОСТИ 219
где GBB3J1, л*взл, Т*ъзл - взлетные данные двигателя; tHC - год
начала серийного производства; zRb - планируемая партия серийных
двигателей.
Часовые расходы на ГСМ определяются следующим образом:
А =(Sm+KuSu)MmLVT
к
где Sm - стоимость 1 кг топлива; SM - стоимость 1 кг масла; Км -
коэффициент, учитывающий расход масла относительно расхода
топлива.
Себестоимость перевозок соответствует эксплуатационным
расходам на 1 тонно-километр:
а = —-—. (5.14)
Приведенные затраты на 1 т км учитывают кроме
себестоимости перевозок также размер приведенных капиталовложений:
" "-, (5.15)
пгод
где ЕИ - нормативный коэффициент; ЕИ = 0,07...0,12; Кф -
коэффициент, учитывающий капиталовложения в наземное оборудование;
^ла= 15055™ +об + l,03A-Scy ~ стоимость вертолета (планера и
оборудования) с используемым за ресурс количеством двигателей;
Т и
X = 1,11 + 0,68 год рем - коэффициент, показывающий потребное
* ам дв
в эксплуатации количество двигателей на одно двигательное
гнездо; Ггод - годовой налет ЛА; ярем — количество ремонтов; 77ГОД =
= sMmVTTr0R- годовая производительность.
Приведенные затраты на 1 ткм с учетом стоимости ОКР по
ЛА и двигателю могут быть выражены следующим образом:

220 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
Ti год^ЛА
(5-16)
где S'okp ла - стоимость ОКР по ЛА; znA - предполагаемое
количество ЛА, которые будут находится в эксплуатации; SOk? су -
стоимость ОКР по СУ, приходящаяся на один серийный двигатель.
По рекомендациям А.А. Морозова и А.В. Ждановского эту
величину можно принимать
12,58 а:
с
°окрсу
где тНач - начальный ресурс, ч; Кпр - коэффициент
преемственности конструкции, %; 2ДВ - предполагаемый выпуск серийных
двигателей.
Нетрудно показать, что стоимость жизненного цикла ЛА
£ж ЛА = Япр ОКР S УТМШТШ пл, (5.18)
где 7^ пл - амортизационный ресурс планера.
Стоимость жизненного цикла двигателя
(5.19)
Для рассмотренных выражений критериев эффективности
характерно, что они могут быть применимы для параметрических
исследований ГТД, предназначенных для Л А любых типов.
Вертолетам, кроме обычного пассажирского и транспортного
назначения, характерны еще геологоразведочные, патрульные,
сельскохозяйственные, крановые и многие специальные операции. Под
последними понимают боевые операции вертолетов, при которых
решаются следующие задачи [3]: десантные; противолодочной
обороны; борьбы с танками; разминированию; штурмовые;
огневой поддержки; разведывательные.

КОМПЛЕКС КРИТЕРИЕВ ЭФФЕКТИВНОСТИ 221
Из этой большой совокупности можно выделить следующие
виды работ по признаку режимов полета.
Транспортные работы. Они характеризуются наличием
преимущественно горизонтального участка полета с постоянной
заданной нагрузкой. Режимы висения, набора высоты и снижения
являются здесь сравнительно кратковременными и выполняются
чаще всего в начале и в конце полета. Для оценки технико-
экономического совершенства выполнения вертолетом этого вида
работ используют критерии функциональной и экономической
эффективности.
Одним из наиболее распространенных критериев вертолета в
этом случае является отдача по массе полезной нагрузки
Мп»=МПН/М0. (5.20)
Общая целевая задача вертолета как транспортного средства
характеризуется зависимостью количеством перевозимого груза от
дальности полета Мпн =f(Ln).
Краново-монтажные работы. Для этих работ характерно
длительное висение с грузом на внешней подвеске. Дальность
полета при этом обычно невелика. Функциональная эффективность
вертолета-крана характеризуется следующими показателями:
производительностью краново-монтажных работ
Пкр=Мгод(/вис1+/вис2)//п? (5.21)
где Мгод - годовая масса перевозимой нагрузки; tmc\ - время
висения с грузом над грузовой площадкой; /вис2 - время висения с
грузом над монтажной площадкой; tn - общая длительность полета;
относительной производительностью
(5.22)
приведенной производительностью
. (5.23)

222 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
Экономическая эффективность вертолета-крана оценивается
себестоимостью единицы массы конструкции, монтируемой с
помощью вертолета:
a^^AtjM^. (524)
где Мр - масса груза (конструкции).
Сельскохозяйственные работы. Характерной чертой
выполняемых вертолетом сельскохозяйственных работ являются
многократно повторяющиеся циклические операции, включающие
большое количество взлетов, посадок и маневров в
горизонтальной плоскости (разгоны, торможения, виражи).
Продолжительность одного рабочего цикла определяется в значительной мере
нормой расходов химикатов и величиной разовой загрузки
вертолета. Производственный цикл, состоящий из чередующихся
рабочих циклов, определяет массу заправляемого топлива.
В качестве критериев функциональной эффективности
вертолета при выполнении сельскохозяйственных работ принимаются:
производительность сельскохозяйственных работ
Псх=£рц//рц, (5.25)
где £рц - площадь, обрабатываемая за один рабочий цикл; /рц -
время рабочего цикла;
относительная производительность
сельскохозяйственных работ
ПСХ=ПСХ/МО. (5.26)
Топливная эффективность вертолета
сельскохозяйственного назначения характеризуется затратами топлива Мтрп на единицу
обработанной площади Spix:
Cs=MmjSpa. (5.27)
Критерием экономической эффективности
сельскохозяйственного вертолета служит себестоимость единицы
обработанной площади
. (5.28)
Специальные операции. В дополнение к уже рассмотренным
критериям транспортного вертолета специальные операции приня-

КОМПЛЕКС КРИТЕРИЕВ ЭФФЕКТИВНОСТИ 223
то оценивать интегральным критерием S, который включает в
себя затраты на техническое оснащение, на поддержание в
готовности на необходимый промежуток времени, на подготовку и
проведение специальных операций. В общем случае
S = S6 + SnA + Sn, (5.29)
где 1^6 - затраты на средства, обеспечивающие базирование
вертолета; Sjia - затраты на создание и эксплуатацию всех вертолетов,
участвующих в данной специальной операции с учетом
вероятности непоражения и вероятности безотказной работы всех агрегатов
вертолета; Sn - затраты на подготовку к выполнению специального
задания.
Выражения для рассмотренных выше критериев имеют одну
общую закономерность: все они являются унимодальными
функциями [10] удельных параметров ГТД и нагрузки на ометаемую
винтом поверхность (Мп I FHb). На режимах висения и средних
скоростях полета увеличение Мп I FHb требует повышения
энерговооруженности и, наоборот, при высоких скоростях полета приводит
к ее снижению [14]. Непосредственно влияя на аэродинамические
и массовые характеристики вертолета (несущего винта, втулку
несущего винта и др.), нагрузка на ометаемую поверхность влияет и
на мощность двигателя, которая в значительной степени
определяет его размер и массу. Рассмотренным целевым функциям
характерны следующие особенности [15]:
овражный характер по одной из параметрических
переменных;
близость характера функций к квадратичной форме;
высокая степень пологости функций в непосредственных
окрестностях своих экстремумов;
алгоритмический характер, который не позволяет получить
аналитические выражения для экстремумов.
Эти особенности должны учитываться при решении
оптимизационных задач.

224 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
5.4. МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ОЦЕНКИ МАССЫ
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И ТОПЛИВА, ПОТРЕБНОГО
НА ПОЛЕТ ВЕРТОЛЕТА
Поскольку выражения для критериев эффективности
включают в себя массу ГТД при проведении параметрических
исследований ГТД необходимо уметь априорно оценивать проектную массу
СУ по параметрам ГТД. Однако зависимости Мдв =J(nK9 Тг , и др.)
изучены еще недостаточно. Поэтому оценку зависимостей массы
двигателя от его параметров рабочего процесса в настоящее время
обычно производят на основании обобщенных статистических
данных по выполненным конструкциям, либо по так называемым
поисковым моделям массы.
Выше рассмотрены два подхода к определению массы
вертолетного ГТД.
Массу СУ с вертолетным ГТД можно определить по
следующей формуле [10]:
Мсу = пдвКсуМдъ, (5.30)
где Иди - количество двигателей на вертолете; КСу - коэффициент
увеличения массы двигателя за счет элементов штатной системы
установки ГТД на вертолете, систем охлаждения и пожаротушения,
систем пылеочистки и т.п.; можно принимать Key = 1,65... 1,85.
При параметрических исследованиях массу СУ на базе ГТД с
редукторами для исключения влияния массы редуктора можно
также определять по формуле
), (5.31)
где К'су = 1,4... 1,5 - коэффициент увеличения массы двигателя за
счет элементов СУ, масса которых зависит от массы двигателя;
Л/ред = 5 + 78 —- -2,375 —- - масса редуктора двигателя [8];
А4гр ~ масса агрегатов и систем СУ, которая не изменяется при
варьировании массой двигателя, ее можно принимать равной
(0,18.. .0,25) Л/дв; Мдъ - масса двигателя без редуктора.

ОЦЕНКА МАССЫ СУ И ТОПЛИВА
225
Для определения массы топлива, потребного на полет,
траекторию полета вертолета разбивают на несколько участков, при
этом можно допустить, что на каждом участке сохраняются
условия полета (Яп, А/„, ТИ9 /?„), потребная мощность, а следовательно,
режим работы двигателя по Nei и Се1. Последние определяют путем
расчета высотно-скоростных характеристик двигателя. Тогда с
учетом многорежимного использования вертолета массу топлива
на полет можно определить следующим образом:
mL = \Mm(tt)dt = I Мм
1 m ' 7 R*
С N -С
(5.32)
где г - количество участков траектории; /, - время полета на /-м
участке.
Массу топлива на полет вертолета с продолжительным
крейсерским участком полета можно определить по более простой
формуле
MmL =
(5.33)
где Се кр и Ne кр - средние значения удельного расхода и мощности
за полет на крейсерском участке полета; Gm - коэффициент,
учитывающий влияние на расход топлива участков полета, отличных
от крейсерского (рис. 5.4); ^-техническая скорость полета, ха-
^топ
1,2
1,1
1,0
0,9
0,8
Рис. 5.4. Статистические
зависимости величин Gm от VT от
дальности полета вертолета
0,7
V
\
/
/GTon
\
■* —
FT
■мм
о
200
400
800 Ln

226 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
растеризующая среднюю скорость с учетом затрат времени на
всех этапах полета; определяется по величине V^: VT= V^V^ ,
поправка VT берется по рис. 5.4.
Аналогично можно определить запас топлива на борту
вертолета с учетом навигационного запаса топлива:
Мт ЛА = MmL + Мт „з, (5.34)
где Мт „з = ядвСе кр GTOn Ne ^т; tm = 0,5 ч для вертолета.
Рассчитанные таким образом значения МСу, MmL и Мт ЯА далее
используются для согласования характеристик СУ и вертолета.
5.5. МЕТОДЫ ОПТИМАЛЬНОГО СОГЛАСОВАНИЯ
ХАРАКТЕРИСТИК СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И ВЕРТОЛЕТА
Исходным условием согласования параметров ГТД СТ и
вертолета является равенство потребной и располагаемой мощностей
на всех регламентируемых режимах полета и обеспечение
выполнения вертолетом своего функционального назначения. К
факторам, влияющим на потребную мощность вертолета, можно отнести
не только параметры вертолета (взлетную массу Мо, полетную
массу М„, нагрузка на ометаемую поверхность MJFm,
характеристики несущей системы и т.п.), но и параметры рабочего процесса
двигателя (степень повышения давления в компрессоре тг*,
температура газа перед турбиной Т*), влияющие в итоге на баланс масс
вертолета (массу СУ, запас топлива на борту, массу топливной
системы) и на его аэродинамику.
Концепция оптимального согласования параметров ЛА и
двигателя исходит из необходимости рационального решения
основной проектной задачи - обеспечить транспортировку вертолетом
заданной полезной нагрузки Мпн на заданную дальность полета
при заданном профиле и условиях полета с максимальной
эффективностью. Для этого параметры двигателя и вертолета
Х= (я* ,ГГ*, ... , M0/FHBy ...) должны быть согласованы таким
образом, чтобы обеспечивалось выполнение вертолетом проектного

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА 227
задания (Л/пн, Ln и др.), технических требований к вертолету
(статического потолка - //ст, динамического потолка - Ндш,
максимальной скорости полета Vmax, ...) и при этом в случае
многоцелевого назначения обеспечивалась максимальная эффективность ЛА
по комплексу соответствующих критериев оценки Y = (Мо, А/су + т,
С™, А, а, апр, £ж ла и др.) с учетом налагаемых ограничений.
На рис. 5.5 показана схема оптимального согласования
параметров МГТД и вертолета. В ней выделены следующие основные
этапы.
1. Задаются исходные данные по двигателю (схема,
коэффициенты совершенства узлов, коэффициенты потерь, ресурс) и по
вертолету (конструктивно-геометрические и аэродинамические
характеристики винтов, фюзеляжа, крыла, стабилизатора), а также
эксплуатационные условия (профиль полета, регламентируемые
режимы).
2. Формируется определенное сочетание значений
оптимизируемых параметров (л*, Т*, Mn/FHB) в исследуемой области.
3. Определяется начальное значение взлетной массы
вертолета Мг0 (по упрощенным зависимостям либо по прототипу).
4. Определяется размерность двигателя. Для этого
производится расчет потребных мощностей на всех регламентируемых
режимах. Основываясь на размерности двигателя (GB пр ь ^са /) для
базового расчетного режима, производится проверка равенства
потребной и располагаемой мощностей на других заданных
режимах с учетом ограничений системы регулирования. В случае если
потребная мощность на каком-либо из регламентируемых
режимов превышает располагаемую, то размерность двигателя
увеличивается.
5. Моделируется полет по заданному профилю. Определяется
полетная масса в каждой точке траектории, режим работы
двигателя, удельный расход топлива и затраты топлива на каждом из
выделенных участков.
6. Определяется масса элементов вертолета.
7. Вычисляется масса двигателя и СУ.

228
Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
Исходные данные на систему
вертолет-двигатель
Исходные
данные
по вертолету
ПЗ(Маи,Ьп)
TT(HCJ,HWH,...)
Траектории.
Ограничения
ММ вертолета
(аэродинамический
расчет)
Варьируемые
параметры
MJFmi,n*Ki,T*i9...
Исходные
данные
по двигателю
Определение
размерности
двигателя
Поэлементный
расчет массы
вертолета
Моделирование
полета по
траектории
Баланс масс
вертолета
ММ двигателя

(термогазодинамический расчет)
Расчет массы
силовой
установки
Расчет критериев
эффективности
Синтез
областей
оптимальных
параметров
Анализ
устойчивости
оптимальных
решений
Выбор параметров ГТД: ТЗ (МЛВу Ne, Се,...) и ТП (К , 7Y\ GB,...)
Рис. 5.5. Схема оптимального согласования параметров ГТД и
вертолета

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА 229
8. Решается баланс масс вертолета. В зависимости от
постановки задачи находится либо следующее приближение взлетной
массы А/о, либо полезная нагрузка.
9. Определяются значения критериев эффективности
вертолета для заданных значений независимых переменных. Решается
задача нахождения оптимумов для каждой критериальной функции
и находятся координаты изолинии, отстоящей от экстремума F, opt
на величину Ду, ограничивающей локально-оптимальную область
проектных параметров.
10.С учетом многоцелевого назначения и влияния
неопределенности исходных данных формируется область компромиссных
решений.
11. В пределах полученной области компромисса с учетом
налагаемых функциональных ограничений производится выбор
рациональных значений параметров рабочего процесса (я* нв, Т*нъ) и
соответствующих им значений выходных данных двигателя (Мдв,
Ce,Ne).
Оптимизация параметров ГТД СТ. Как свидетельствует
опыт проектирования авиационных ГТД [10], отыскание того
единственного сочетания параметров, при котором критерий
оценки принимает экстремальное значение, является недостаточным.
Действительно, с тех самых пор, когда впервые был определен
минимум для Суд =/(я*), предпринимались попытки при выборе
параметров находить компромиссы путем некоторых отступлений
от минимума Суд. Такие отступления дают конструктору
возможность получить существенные преимущества, не входящие
непосредственно в условия задачи оптимизации (схемные,
компоновочные, технологические, эксплуатационные и др.). Поэтому
важным практическим элементом параметрических исследований ГТД
является общеизвестный математический прием - исследование
поведения критериальных функций (У) в окрестностях их
экстремумов с целью определения при выборе рациональных параметров
ГТД границ допустимых отклонений от математического оптимума.

230
Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
A
Ay
= const
а) б)
Рис. 5.6. Вид областей оптимальных параметров для одной
переменной (а) и двух переменных (б)
На рис. 5.6 показан типичный вид образуемых при этом
областей для случая одной и двух оптимизируемых переменных.
Значения параметров рабочего процесса на границах таких
областей Хт могут быть определены на основе совместного решения
уравнений для критерия Yt и для ХорХ с секущей плоскостью
Ay = const.
Области оптимальных параметров ГТД имеют при этом
следующую общую закономерность [10, 12]:
Xm=f(LmYhAy). (5.35)
Численный анализ этой закономерности показывает, что у
авиационных ГТД пологость критериальных функций в
окрестностях экстремумов такова, что при отступлении от экстремума на
величину Ау = 0,5...3 % проектировщик получает возможность
практически без ущерба для эффективности ГТД выбирать,
например, значения якнв на 30...40 % меньше, чем 7iKopt. А величина
Ау = 0,5...3 % находится в пределах обычных допусков на
основные технические данные ГТД и ЛА.
Рассмотренные в данном разделе математические модели
системы вертолет-двигатель представляют собой совокупность
сложных взаимосвязанных моделей. Алгоритмический характер этих
выражений не позволяет получить аналитические выражения,
непосредственно связывающие оптимизируемые параметры,
исходные данные и целевые функции. Из-за большой трудоемкости
проведения расчетов по этим моделям, применения методов прямого

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА 231
поиска для оптимизации и определения изолиний заданного
уровня отклонений от экстремальных значений требуют несколько сот
обращений к исходной системе моделей.
Выходом из этого положения является сокращение объема
вычислений за счет использования методов теории планирования
эксперимента и регрессионного анализа для получения моделей
целевых функций. Такой подход впервые предложен в задачах
параметрических исследований авиационных ГТД Г.В. Васильевым.
Для получения регрессионных аналитических зависимостей
целевых функций от оптимизируемых параметров рабочего
процесса ГТД можно использовать модель вида:
J
i=)j=\ Аг=1
Получив для каждого рассматриваемого критерия
эффективности регрессионную модель, с помощью обычных методов
анализа определяются экстремумы критериальных функций и
соответствующие им и ограниченные изолиниями области рациональных
значений параметров ГТД.
Особенности математической модели ГТД при
параметрических исследованиях. Необходимость оптимизации
параметров ГТД для вертолетов определяет дополнительные требования к
их математической модели. Главное отличие - дополнительная
многомерная функциональная связь: кроме обычных связей
параметров рабочего процесса двигателя с его основными
техническими данными (Ne, Neya, Ce, Мдв, ...) появляется связь с размерностью
двигателя. При этом варьирование параметров рабочего процесса
при их оптимизации диктует необходимость:
выдерживать заданный уровень исходного совершенства тур-
бомашины;
выдерживать за счет системы охлаждения заданный уровень
допустимой температуры деталей турбины для обеспечения
назначенного ресурса двигателя.

232 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
При согласовании характеристик двигателя и вертолета на
установившихся режимах модель должна обеспечивать решение
следующих задач:
выполнение проектного термогазодинамического расчета
двигателя, в результате которого определяется комплекс величин,
характеризующих удельные параметры (Neya, Се) и основные сечения
проточной части (GB пр ,-, FCa /), удовлетворяющих требованиям по
мощности;
определение характеристик двигателя с вычисленными на
расчетном режиме сечениями проточной части для заданных по
траектории внешних условий и параметров регулирования.
В качестве характеристик исходного уровня технического
совершенства узлов ГТД можно использовать: для компрессоров -
КПД ступени или политропической КПД; для турбины - КПД
ступени охлаждаемой турбины. Для двухкаскадного
турбокомпрессора при варьировании величиной я*Е можно задавать условия п*к нд
= const, л* вд = var или я*вд = const, я* нд = var либо задавать
распределение работ между каскадами
LKJ=LjLKl, (5.36)
где LKj - работа одного из каскадов компрессора; LKlt - суммарная
работа компрессора.
Учет влияния малоразмерности турбомашин МГТД на их
эффективность. Хорошо известно, что сбалансированный рост
температуры газа перед турбиной и степени повышения давления
в компрессоре во многом определяет перспективы повышения
эффективности ГТД. Однако для определенного класса мощностей
\Ne < 2...4 тыс. кВт) увеличение эффективности ГТД при этом
имеет определенные ограничения, так как начинает сказываться
влияние размеров турбомашин. При уменьшении размеров элементов
лопаточных машин снижаются значения критерия Re и
увеличиваются вязкие потери. У малоразмерных турбомашин возрастают
относительные значения толщин лопаток, радиального зазора,
радиусов входных и выходных кромок. Это связано, с одной
стороны, с уменьшением абсолютных размеров проточной части двига-

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА
233
теля, а с другой, - с технологией изготовления, рабочими
нагрузками и эксплуатационными особенностями. Главный результат
влияния размерности - снижение КПД лопаточных машин,
относительный рост потерь на утечки.
В работах Ю.И. Тулупова, В.Т. Митрохина, А.И. Шерстюка,
А.Е. Зарянкина, О.И. Емина, Б.Ш. Ланды и других приводится
подробная информация об экспериментальных исследованиях
фактора размерности для компрессоров, радиальных и осевых
турбин. Однако на начальных этапах проектирования, при
оптимизации рабочего процесса создаваемых ГТД использование подобных
результатов, а также учет других факторов, связанных с малораз-
мерностью не представляется возможным, так как требует знания
геометрических размеров проточной части, лопаток турбин и
компрессоров. В связи с чем, на этом уровне проектирования учет
влияния факторов малоразмерности производится на основе
обобщенных статистических зависимостей. На рис. 5.7
сравниваются известные зависимости поправок на КПД для осевых турбин
Дг|*т от размерности, которые хорошо согласуются между собой и
статистическими данными. Для практического применения обоб-
0,02
0
-0,02
-0,04
-0,06
-0,08
-0,1
-0,12
-0,14
0,0001 0,001 0,01 0,1
Рис. 5.7. Статистические данные и обобщенные зависимости
поправок на КПД Дт]* ступени осевой турбины от ее размерности
•
/
/
f
• •
*/ ,
4
А
я

234
Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
w
/
/
Ш
1
i
•
i
1
^~-—•
- 1
АЛ?
0
-0,02
-0,04
-0,06
-0,08
0 0,002 0,006 0,01 0,014 Ат, м2
Рис. 5.8. Зависимость поправок на КПД
радиально-осевой турбины от ее размерности
щенная зависимость аппроксимирована следующим выражением [16]:
* _,/Л_ 0,00006
Зависимость поправок на КПД радиально-осевой турбины
(рис. 5.8) описывается выражением:
Ал* =0,02048 In AT + 0,08471. (5.38)
Известно, что охлаждение турбин малоразмерных ГТД
организовать сложнее, чем полноразмерных двигателей. В связи с
уменьшением размеров лопатки не только затрудняется
размещение внутренних каналов охлаждения, но и становится
неблагоприятным отношение площадей поверхностей теплоотдачи
(внутренней) и теплоотвода (внешней). Аэродинамически выгодную
тонкую выходную кромку охладить невозможно. Утолщение
выходной кромки улучшает возможности охлаждения задней части
лопатки, но из-за потерь на смешение и импульсных потерь
суммарные потери в закромочных следах получаются большими.
Дополнительный пленочный расход воздуха существенно улучшает
процесс охлаждения, но является источником дополнительных потерь,
сказывающихся на КПД турбины.
Данная проблема хорошо известна исследователям и
разработчикам газовых высокотемпературных турбин. Однако для
параметрических исследований ГТД требуется некое обобщение

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА
235
Дг|тохл в зависимости от расхода охлаждающего воздуха,
изменяющегося в процессе варьирования параметров (я*, Т*) в
определенном диапазоне. На рис 5.9 приведены варианты таких
обобщений [16].
Наличие двух обобщенных зависимостей Дг| =/(Ат) и Аг|охл =
= /(GB охл ст) позволяет ввести в математическую модель рабочего
процесса МГТД дополнительное уравнение заданного уровня
технического совершенства турбины:
Л
тн/охл
■4,= о,
(5.39)
где Лтн/охл ~ КПД неохлаждаемой ступени турбины; ДЛт(лт> ~~ по"
правка КПД турбины на малоразмерность; &цтохл, - поправка
КПД на охлаждение; г|*т/ - КПД ступени турбины в расчетных
условиях.
Аналогично решается вопрос с определением влияния размера
на эффективность компрессора. Как известно, в МГТД
используются центробежные и осевые компрессоры и их сочетания.
«ч #
ч t
S
ч
ч
-0,04
-0,08
" ' 0 0,02 0,04 0,06 0,08 Свохлст
Рис. 5.9. Понижение КПД турбины Ат]* в зависимости от
затрат воздуха на охлаждение GB0XJ1CT

236
Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
Ат1к
0,02
-0,04
-0,08
•
• •
•
•
J
•
у
•
•
1
J^ ^
• • •
0,1
10
^впр вых, кг/с
Рис. 5.10. Зависимость отклонения политропического КПД
Л1)кпол центробежных компрессоров от базового значения
(Лкполбаз = О'835) ПРИ ИЗМенеНИИ (7Впрвых
На рис. 5.10 показано обобщение поправок КПД Аг|*пол на
малоразмерность для центробежных ступеней компрессора [16]:
(5.40)
G.
в пр вых
а на рис. 5.11 - для осевых и осецентробежных компрессоров
0,02308
впрвых ) = -р, + 0,00522.
(5.41)
в пр вых
0,02
0
-0,02
-0,04
-0,06
-0,08
0
0
0,1
•
•
ч
*
•
у
•
л
1 1
• <
•/5
*
•
>
5
1
РЧ
■
10
^в пр вых , кг/с
Рис. 5.11. Зависимости отклонения политропического КПД Ат1кпол
осевых и осецентробежных компрессоров от базового значения
(Лкполбаз = 0,89) При ИЗМенеНИИ СВПрвь.х

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА 237
Полученные выражения, как и для турбины, позволили для
обеспечения заданных условий оптимизации ввести в
математическую модель рабочего процесса МГТД дополнительное уравнение
заданного уровня технического совершенства компрессоров
I пол з у
• полу
-Лпол,=0, (5.42)
где Лползу " заданный уровень политропического КПД без учета
малоразмерности; Аг|*олу - поправка на малоразмерность.
Затем определяется величина изоэнтропического КПД
компрессора
К^ J /Ujht J(5.43)
где п^ - степень повышения давления в компрессоре на
расчетном режиме; к- показатель изоэнтропы в компрессоре.
Учет влияния характеристик основных узлов МГТД.
Варьирование значениями параметров рабочего процесса при
согласовании с ЛА и оптимизации определяет ряд требований к
характеристикам узлов. Математические модели характеристик
узлов должны:
позволять варьировать значениями параметров рабочего
процесса двигателя в достаточно широком диапазоне;
быть по возможности простыми, формализируемыми,
физически правильно отражать взаимосвязь параметров рабочего
процесса, КПД узлов и коэффициентов потерь.
Входное устройство. Для параметрических исследований
обычно бывает достаточным в качестве характеристики этого узла
задать авх = const, допуская при этом, что воздухозаборник
оптимально согласован с ГТД по расходу воздуха.
Компрессор. Обычно для решения этой задачи используют
аппроксимацию обобщенных характеристик компрессоров.
Достаточно надежные результаты имеет методика представления
характеристик компрессоров с помощью квадратичной аппроксимации

238
Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
Рис. 5.12. Обобщенные характеристики семейства компрессоров
и интерполяции сплайн-функциями [17]. На рис. 5.12 показан
пример такой характеристики. В аналитической форме она
представляется зависимостями:
(5.44)
л, =
Функции Sn , Sq9 £л получены с помощью оптимальных
параболических сплайнов. Под необходимое значение я* р
развертывается нужное сечение обобщенной характеристики (рис. 5.13).
Точка К - базовая расчетная точка компрессора для образмеривания
характеристики (ей соответствует тс*р = 1, q(kB) = 1, rf* = 1);
точка D - рабочая точка каскада компрессора на расчетном
режиме двигателя (ей соответствуют ппр 3, &КУ з)- Предусмотрена
возможность изменения положения точки, соответствующей
расчетному режиму двигателя на характеристике компрессора с целью

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА
239
Рис. 5.13. Пример развернутого сечения обобщенной характеристики
компрессора (рк = 9)
улучшения характеристик двигателя или обеспечения
необходимых запасов устойчивости компрессора на других режимах.
Поэтому в общем случае точки К и D могут не совпадать. На
нерасчетном режиме (точка Д) параметры компрессора определяются
следующим образом:
^впр
(5.45)
Камера сгорания. В качестве характеристики камеры сгорания
используется известный подход, который предусматривает
сохранение г|* = const и акс = const на всех режимах работы основной
камеры сгорания.
Турбина. Если для турбин ВД и НД значения КПД на всех
режимах могут быть приняты неизменными, поскольку в диапазоне
рабочих режимов имеет место сверхкритический перепад в их
сопловых аппаратах, то для свободной турбины это условие не
выполняется. В этом случае можно использовать обобщенную
характеристику турбины г|* = /(Гт) и методику расчета параметров
ступени на нерасчетном режиме, предложенную в работе [18].
Выходное устройство. Выходные устройства ГТД СТ весьма
сложны по конфигурации и имеют значительную диффузорность.
Поэтому в качестве характеристики можно использовать
следующие зависимости [19]:

240 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
(5-46)
1-ar
где b = ——-; Мт р - расчетное число Маха за свободной
турбиной, а величина Мт определяется из уравнения
q(XTV)=PcT:GrCT &• (5.47)
v тр/ р G VT
Уст ч"'гстр У х стр
Методика обеспечения заданного назначенного ресурса
двигателя при оптимизации параметров рабочего процесса.
Повышение температуры газа перед турбиной является
важнейшим средством совершенствования двигателя. Однако выполнение
этого требования ведет обычно к увеличению разницы между
температурой газа перед турбиной и рабочими температурами,
приемлемыми для материалов, используемых для изготовления
сопловых и рабочих лопаток, а также дисков турбины. Это
противоречие компенсируется увеличением интенсивности охлаждения
этих деталей. Высокий уровень температуры Т* осложняет
обеспечение надежности работы турбины и, главным образом, рабочих
лопаток. Их обычно относят к числу основных деталей двигателя,
назначенный ресурс которых определяет ресурс всего двигателя.
Достаточная прочность охлаждаемых лопаток и их ресурс
достигаются в значительной мере обеспечением заданной температуры
материала лопатки Т* при выборе той или иной системы
охлаждения.
Обычно для газовых охлаждаемых турбин используют
зависимости коэффициента глубины охлаждения [19, 20]
Л т: - т[

СОГЛАСОВАНИЕ СУ И ВЕРТОЛЕТА
241
в охл >/0
Рис. 5.14. Изменение коэффициента глубины охлаждения 9 от
потребного расхода охлаждающего воздуха CB0XJ1
для различных схем охлаждения:
1 - конвективное; 2 - конвективно-пленочное; 3 - пленочное
от потребного расхода GB0XJI для различных схем охлаждения
(рис. 5.14).
С помощью таких зависимостей можно для произвольного
сочетания значений Т* и пк определить потребный расход
охлаждающего воздуха при выбранной схеме охлаждения и
температуре лопатки турбины.
Выбор параметра 0 в качестве показателя обеспечения ресурса
двигателя на начальном этапе проектирования объясняется тем,
что в этот момент еще не приняты решения о геометрических
размерах элементов двигателя и не назначены материалы для
изготовления соответствующих деталей. Надежность лопатки и ее
ресурс оцениваются по данным о повреждаемости материала
лопатки за время нахождения ее под нагрузкой и возможности
суммирования повреждений на основных режимах работы лопатки на
основе гипотезы линейного суммирования повреждений [21]. На
основе этой гипотезы получено выражение для определения
интегрального запаса прочности, учитывающего работу детали на
различных режимах работы двигателя,

242 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
(5.49)
где т - показатель степени, который зависит от температуры и
материала лопатки; z - число режимов.
Минимальное значение запаса прочности Кш обычно имеет
место на взлетном режиме, поэтому KG « KG взл. Допустимую
температуру можно оценить по времени работы двигателя на
взлетном режиме за его назначенный ресурс, выбранным материалам и
уровню напряжений. Зависимости, связывающие ресурс лопатки
^рес =^Рвзл/^взл (/рвзл - расчетная наработка на взлетном режиме, ч;
1ВЗЛ - относительная доля работы на взлетном режиме) и
температуру лопатки Глдоп, позволяют определить изменение величины
Глдоп при изменении ресурса двигателя.
Такой подход позволил включить в общую систему уравнений
двигателя следующие выражения:
*л СА / ~ ^л СА доп / + ^СА / = ",
^СА ; ~ ^в охл СА = Ф
Г -Г +в -о- (550)
1 л рк; "* л рк доп / Пфк i и'
^рк/^в охлрк "~ ^*
В этих уравнениях ВСа ,и5рк/- константы, которые являются
одновременно независимыми переменными. При определении
температуры лопаток рабочих колес турбины необходимо
учитывать снижение температуры газа в относительном движении, что
на данном этапе проектирования может быть выполнено заданием
Д7£ = 40...70К.

ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА РАЦИОНАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ 243
5.6. ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА РАЦИОНАЛЬНЫХ
ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
ВЕРТОЛЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В УСЛОВИЯХ
НЕОПРЕДЕЛЕННОСТИ ИСХОДНЫХ ПРОЕКТНЫХ ДАННЫХ
Задачам начального этапа проектирования МГТД присуща
многокритериальное™ и неполная определенность исходной
проектной информации. При этом влияние неопределенности здесь
проявляется в большей степени, чем у полноразмерных ГТД.
Каждый локальный критерий можно представить в качестве вектора,
компонентами которого являются исходные проектные данные
неоднозначной величины. К ним следует отнести, например, КПД
лопаточных машин, коэффициенты потерь в элементах,
атмосферные условия на входе, а также целый ряд величин,
характеризующих ЛА и СУ.
При оптимизационных параметрических исследованиях
точные значения этих исходных данных неизвестны, однако известны
или могут быть определены вероятные диапазоны их изменения.
Кроме того, предпосылки и допущения, на которых основаны
любые расчетные методы, в том числе и рассмотренные выше,
приводят к тому, что результаты оптимизации соответствуют лишь
некоторым условным экстремумам рассматриваемых критериев
оценки. Отсюда возникает проблема выбора рациональных
значений параметров рабочего процесса ГТД на основе таких
результатов оптимизации.
Решением данной задачи является нахождение области
компромисса, устойчивой к неопределенности исходной информации
[Ю, 12],
Хп=Г\Г\ХЛ, (5-51)
/=1 к=\
где п - число критериев эффективности; q - число вариантов
исходных данных неопределенной величины; Xlk= {Х\ Y, (А"орЬ Ъ^р) <
< Y, (X, Ььр) < (1 + АЛ n^opt, Ььр)}\ Yi ={M), Сткм, а, ...} -
множество критериев эффективности; Х= {як, Тг , ...}— вектор
оптимизируемых параметров рабочего процесса ГТД; Ък - исходные дан-

244
Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
ные неопределенной величины; р - исходные данные однозначной
величины.
Область компромиссов можно определить как результат
пересечения подмножеств оптимальных параметров по различным
критериям при различных сочетаниях вариантов исходных
проектных данных. Из этой области и производится выбор
рациональных значений параметров ГТД. Поиск области компромиссов
представляет собой весьма трудоемкую задачу. Однако выбор
значений параметров именно из этой области во многом гарантирует
успех начального проектирования. На рис. 5.15 приведен пример
такой области для малоразмерного турбовального двигателя,
предназначенного для вертолета с взлетной массой Мо « 6 т.
1500
1460
Критерий
Сткм, кг/т км
МСУ, кг
Мо, кг
£жДв,У-е.
Mcy+tm кг
Линия
- •
-*-
_^_
-*_
-*-
Як1ор1
13,8
9,6
12,2
13,2
12,4
13,0
^ropt ' К
1533
1532
1524
1522
1540
1537
Значение
критерия Yopt
0,895
287,6
5276,6
3285651
1320
7548331
Рис. 5.15. Образование зоны компромиссных решений для МГТД при
У„ = 250 км/ч, Ln = 500 км для критериев Л/о, Яж дв, Сткм, Л/су + m

ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА РАЦИОНАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ 245
На основе заданных или спрогнозированных исходных
данных определены области оптимальных параметров для нескольких
критериев эффективности. Если бы эти данные были описаны в
виде плотности вероятности распределения, то задачу нахождения
зоны компромиссных решений с учетом неопределенности
исходных данных можно было решить методами стохастической
оптимизации. Но для большинства исходных данных неопределенной
величины какие-либо законы распределения отсутствуют. Можно
лишь оценить вероятные пределы изменения этих величин.
Появление в этом случае, как минимум, еще двух значений (кроме
базового) каждого исходного данного с учетом множества их
возможных сочетаний значительно увеличивает объем вычислений.
Нахождение устойчивой к изменению исходных данных части
области компромиссов в этом случае становится практически
невозможным, так как количество вариантов оптимумов, порождаемое
возможными сочетаниями исходных данных (не считая координат
изолиний), достигает 220.. .230.
Для решения задачи в этих условиях можно применить
несколько подходов. Один из подходов базируется на специальном
аналитическом решении [12]. Оно использует условие
эквивалентности влияний расчетной дальности полета (времени /п), критериев
оценки эффективности ЛА и других факторов на оптимальные
значения параметров рабочего процесса ГТД. Логический анализ
полученных выражений для эквивалентного времени /экв позволяет
найти такие сочетания возможных изменений исходных данных
неоднозначной величины, которые приводят к максимально и
минимально возможным значениям параметров, оптимальных по
рассматриваемым критериям. В этом случае гарантируемые
границы области компромиссов в условиях неопределенности
получают при минимальном числе вариантов расчета изолиний
критериев. За базу отсчета принимают значения оптимальных
параметров ГТД, соответствующие критерию Млъ + т.
В этом случае, например, для критерия себестоимости
перевозок выражение для t3Kh выглядит следующим образом:

246 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
.(5.52)
Анализ выражения (5.52) позволяет определить изменения
каких именно факторов (например, Мтс, Key, SyR ла и т.д.)
отражаются на величине ta_+M в+т . Структура выражений такого типа
позволяет легко найти те сочетания факторов неопределенной
величины, которые приводят к наибольшим и наименьшим значениям
величины t3KB_+M , а следовательно и к ta mjn. Применение
рассмотренного подхода к решению задачи ограничивается тем, что
неопределенность некоторых исходных данных может отражаться
также и на величине Xopt по базовому критерию.
В отличие от выражения (5.52), структура выражения для
критерия Мдв + т не позволяет логическим путем выявить
неблагоприятные сочетания вариантов исходных данных. Для такого случая
можно использовать аналитическое выражение для критерия [10]
Y«* =*cyY.+^e, (5.53)
гдеуе = Мдв/^екр; x = GmMmctn.
Выражение (5.53) после введения аппроксимаций,
преобразования и дифференцирования получает вид квадратного уравнения,
которое решается относительно
yeN
Такое решение вместе с выражением для t3KB позволяет с
помощью вычислительного эксперимента выделить главные и
второстепенные факторы влияющие на я^ор(. Вариант количественного
ранжирования таких факторов приведен в табл. 5.1. В ней в каче-

ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА РАЦИОНАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ 247
стве примера даны значения коэффициентов чувствительности
$хк opt I bb к bYlbb. Полученные значения коэффициентов
чувствительности позволили выявить главные влияющие факторы
(выделены фоном). Из рассмотренного примера видно, что на
оптимальные параметры МГТД по ряду основных показателей
эффективности наибольшее влияние оказывают погрешности оценки
КПД компрессора и турбин и допустимой температуры материала
лопаток турбин.
Исходя из этого при проектировании рабочего процесса
МГТД требуется уделить особое внимание точности прогнозной
оценки перечисленных выше факторов.
Другим важным практическим элементом применения
коэффициентов чувствительности является использование их для
оценки наиболее неблагоприятных сочетаний исходных проектных
данных, приводящих к смещению областей оптимальных
параметров в противоположные стороны относительно решения,
полученного при базовом наборе прогнозируемых исходных данных.
Отсутствие зоны компромиссов свидетельствует о недопустимости
рассматриваемого разброса прогнозных оценок исходных данных.
В этом случае, основываясь на коэффициентах чувствительности,
соответствующих главным влияющим факторам, требования к
прогнозу исходных данных должны быть ужесточены.
Еще один подход базируется на представлении всех целевых
функций в виде зависимостей от Мт и MmL. Последние заменяются
регрессионными моделями, зависящими от л* и Т*. Например,
для МГТД легкого вертолета сМ0= 1200 кг получены следующие
выражения (для одновального турбокомпрессора с конвективной
системой охлаждения в диапазоне параметров 7iK = 5... 15 и
Т* =1150...1650 К).
Коэффициенты чувствительности 5^ Opt / §£> отличаются от
общеизвестных коэффициентов влияния 8Y/8b тем, что оценивают влияние
отдельных факторов не на величину целевой функции, а на оптимальные
значения аргументов и функций.

5.1. Коэффициенты чувствительности оптимальных параметре и целевых функций
к изменению прогнозируемых величин исходных данных МГТД
для легкого вертолета (Мо = 1200 кг)

Факторы
5сгвх
st,;
5акс
Srjr
ел;
ЗЛхсв
Stic
8ti,o,
5ГЛ
5ГПСВ
Критерии эффективности
мт
0,040
0,080
0,040
0,040
0,110
-0,004
5ГГ*
-0,001
-0,005
0,017
0,005
0,010
0,008
-0,43
-0,45
-0,34
-0,410
-0,57
-0,04
-0,060
-0,020
-0,030
-0,02
0,04
0,020
87;*
0,045
0,003
0,025
-0,003
0,08
-0,10
8СТ|СМ
1,10
1,20
1,26
1,03
0,33
Се
0,030
-0,010
0,063
0,010
0,010
0,08
57;*
0,200
0,21
0,018
-0,010
0,22
-0,36
ъсе
0,72
0,74
0,98
0,95
0,73
0,93
0,03

ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА РАЦИОНАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ 249
Се = 0,23267 + 0,000497г* + 0,01127ГГ*2 -
- 0,031211* - 0,007671*fr* + 0,00327I*fr*2 + (5.54)
+ 0,02868<2 + 0,0001 л*2 Т* + 0,00018<2fr*2;
Мдв =61,08 - 12,755ГГ* + 7,321ГГ*2 + 7,096< - 5,588я* +
+ 3,33<7;*2 + 2,496< -1,195<2ГГ* + 0,464<2fr*2,
—* ЯРГ*
где 7iK и Тг - нормированные значения пк иГг.
Продифференцировав выражения целевых функций по
любому оптимизируемому параметру, можно получить структуру
формулы, удобную для выявления основных факторов, влияющих на
устойчивость оптимальных решений.
Если для прогнозируемых исходных данных известны (или
приняты) статистические характеристики, то в этом случае можно
использовать методику, предложенную А.Н. Коварцевым [22].
Такой подход позволяет находить устойчивые оптимальные решения
на основе вычисляемых значений критерия технического риска.
После нахождения гарантируемой области компромиссных
решений определяют зону этой области, которая свободна от
проектных ограничений, например, по габаритному диаметру £>габ,
эмиссии вредных выделений £7, уровню шума - EPN, стоимости
жизненного цикла двигателя £ж дв и др. Эта зона включает в себя те
параметры, которые соответствуют наилучшей эффективности ЛА
многоцелевого назначения во всем диапазоне вероятных значений
исходных проектных данных (рис. 5.16). Выбранные из нее
значения параметров устойчивы в пределах выбранной величины Ду к
неопределенности исходных проектных данных. Если получаемая
зона оказывается слишком широкой, то выбор значений
параметров внутри нее можно осуществлять на основе какого-либо
принципа оптимальности. В большинстве случаев для выбора
параметров МГТД целесообразно использовать минимаксный принцип
оптимальности:
minmax(pA), = f{X,Y,p,bk,p)-+ X°. (5.56)
X Y

250 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
ждв
Рис. 5.16. Определение зоны области компромиссных решений,
свободной от проектных ограничений
В этом случае отыскивается минимум тех степеней риска Ду„
которые максимальны при всех рассматриваемых вариантах
критериев оценки ЛА (У,) и исходных данных однозначной (р) и
неоднозначной величины (Ьк) с учетом «веса» каждого критерия р,.
При выборе наиболее устойчивых значений оптимальных
параметров МГТД в связи с противоположными интересами
применяют и другие принципы оптимальности, например минимизации
среднего риска:
r, Y, р„
(5.57)
Теоретически возможен предельный случай: полное
отсутствие области компромиссных решений [14]. В этом случае
целесообразно использовать принцип оптимальности, заключающийся в
выделении главного критерия. При этом проводят скалярную
максимизацию главного критерия эффективности при условии, что
уровень остальных критериев эффективности должен быть не
меньше допустимого.
Эффективным средством снижения удельного расхода
топлива может являться применение регенерации теплоты (гл. 3).
Установка для организации рабочего цикла вертолетного ГТД теплооб-

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
251
1460
10
11
13
14 тг*
Рис. 5.17. Сравнение областей оптимальных значений параметров
вертолетного ГТД обычного цикла (/) и цикла с теплообменником (2):
, 1,005 И; , 1,005 С™,
менника приводит к определенным отличиям в конечных
результатах оптимизации параметров рабочего процесса [23]. Эти
отличия заключаются главным образом в том, что оптимумы по я* и
Тг смещаются в сторону более низких 7iKOpt по сравнению с
обычным ГТД и в сторону более высоких 7j*opt (рис. 5.17).
Области оптимальных значений параметров рабочего
процесса таких двигателей ввиду более крутого протекания исходных
зависимостей МпВ = f[n*K,T*) и Се = f[n*K,T*) имеют меньшие
размеры, что обычно приводит и к меньшим размерам области
компромиссов.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Масленников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.Л.
Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение 1969.
380 с.
2. Володко A.M. Основы летной эксплуатации вертолетов.
Аэродинамика. М.: Транспорт, 1984. 256 с.
3. Юрьев Б.Н. Избранные труды. Т. 1. М.: АН СССР, 1961.
551 с.
4. Баскин В.Э., Вильдгрубе Л.С., Вождаев Е.С., Майка-
пар Г.И. Теория несущего винта. М.: Машиностроение, 1973. 364 с.

252 Глава 5. МЕТОДОЛОГИЯ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ
5. Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет интегральных
аэродинамических характеристик и летно-технических данных. М.:
Машиностроение, 1977. 151 с.
6. Артамонов Б.Л. Новый метод расчета потребной
энерговооруженности на стадии проектирования вертолета // Анализ
применения и особенности проектирования вертолетов для
народного хозяйства. М.: МАИ, 1984. С. 57-60.
7. Маслов А.Д. К расчету потребной энерговооруженности
соосного вертолета на этапе предварительного проектирования //
Анализ конструкций и выбор параметров тяжелых транспортных
вертолетов. М.: МАИ, 1985. С. 17-20.
8. Жустрин Т.К. Анализ практических методов расчета для
оценки летно-технических характеристик и оптимизации
параметров винтокрылых аппаратов // Тр. ЦАГИ. Вып. № 1895. 1977. 31 с.
9. Тнщенко М.Н., Некрасов А.Б., Радин А.С. Вертолеты.
Выбор параметров при проектировании. М.: Машиностроение,
1976. 368 с.
10. Теория и методы начальных этапов проектирования
авиационных ГТД / В.Г. Маслов, B.C. Кузьмичев, А.Н. Коварцев,
В.А. Григорьев. Самара: СГАУ, 1996. 147 с.
11. Временная методика сравнительной экономической
оценки транспортных самолетов. М.: ГосНИИГА, 1982. 188 с.
12. Маслов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при
проектировании авиационных ГТД. М.: Машиностроение, 1981.
127 с.
13. Виленский М.А., Струков Ю.П. Зарубежные вертолеты //
Итоги науки и техники. Авиастроение. 1982. 116 с.
14. Иванов А.Б., Григорьев В.А. Оптимальное согласование
параметров вертолетов и двигателей в подсистеме "Аппарат"
САПР малоразмерных ГТД // Проектирование и конструкции
вертолетов. Тр. II научных чтений, посвященных памяти академика
Б.Н. Юрьева. М.: 1986. С. 38-47.
15. Григорьев В.А, Ланский А.М, Маслов В.Г. Оптимизация
проектных параметров рабочего процесса турбовальных ГТД для
многоцелевых вертолетов // Вопросы проектирования и доводки

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 253
малоразмерных ГТД и их элементов. Тр. Всесоюзн. науч.-технич.
конф. Куйбышев: 1975. С. 21-28.
16. Герасимов М.В., Григорьев В.А. Учет влияния малораз-
мерности турбомашин газотурбинных двигателей на их
эффективность // Вестник СГАУ. Проблемы и перспективы развития двига-
телестроения. Вып. 2. Ч. 2. Самара, 1998. С. 162-167.
17. Коварцев А.Н., Ломакин В.Б. Представление в ЭВМ
обобщенных характеристик компрессоров ГТД с помощью
многомерного параболического сплайна со свободными граничными
условиями // Проектирование и доводка авиационных
газотурбинных двигателей. Сб. науч. тр. Куйбышев, 1983. С. 25-31.
18. Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных
газотурбинных двигателей. 4.1. М.: Машиностроение, 1977. 312 с.
19. Гуревич Д.В. Экспериментальное исследование диффу-
зорных выходных трактов вертолетных ТВД // Силовые установки
вертолетов. М.: Оборонгиз, 1959. С. 59-114.
20. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Г. Теория и
расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение,
1986.432 с.
21. Биргер И.А. Термопрочность двигателей и машин.
Теория. Экспериментальные исследования. Расчет. М.:
Машиностроение, 1975.455 с.
22. Коварцев А.Н. Оценка критерия технического риска при
выборе параметров рабочего процесса авиационного ГТД // ИВУЗ.
Авиатехника. № 3. 1989. С. 56-59.
23. Тихонов A.M. Регенерация тепла в авиационных ГТД. М.:
Машиностроение, 1977. 108 с.

Глава 6
ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
ДЛЯ СКОРОСТНЫХ ВИНТОКРЫЛЫХ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
6.1. СОВРЕМЕННЫЕ КОНЦЕПЦИИ СКОРОСТНЫХ
ВИНТОКРЫЛЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ
К ДВИГАТЕЛЯМ ДЛЯ НИХ
Для военно-транспортного и десантного применения нужны
ЛА с вертикальным взлетом и посадкой, отличающиеся от
самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) существенно большей
величиной относительной полезной нагрузки Мпн, а от вертолетов -
более высокой крейсерской скоростью, высотой и дальностью
полета. В связи с тем, что аэродинамическое сопротивление
несущего винта составляет примерно 50 % сопротивления всего
вертолета, решение проблемы скорости полета зависит от уменьшения
этого сопротивления. Требование увеличения скорости полета
определило, в том числе, и нетрадиционные решения по
аэродинамике несущих систем. Среди таких наиболее существенное место
занимают три [1,2].
1. Применение соосных несущих бесшарнирных винтов,
вращающихся в противоположных направлениях с приводом от
двигателя, обеспечивающего мощность для вращения винтов и тягу.
Лопасти винтов с закапотированной втулкой создают только
подъемную силу (причем с наступающей лопасти снимают максимум
подъемной силы, в то время как отступающая лопасть работает на
больших скоростях в почти полностью срывном режиме и не
«несет»). Фирмой Сикорский (США), которая в течение ряда лет
работала над такой несущей системой, построен и испытан
экспериментальный вертолет ХН-59А взлетной массой 5035 кг, на кото-

СОВРЕМЕННЫЕ КОНЦЕПЦИИ
255
ром достигнута скорость полета 518 км/ч и потолок 7,65 км. Для
этого вертолета рассматривался объединенный подъемно-
маршевый двигатель, обеспечивающий передачу мощности от
вала с постоянной частотой вращения к обоим несущим винтам, и
тягу в направлении скорости полета.
В этом же направлении выполняются исследования по
программе комбинированного вертолета, который имеет
дополнительный источник тяги и дополнительное к несущему винту
устройство для повышения подъемной силы. В качестве последнего
рассмотрены крылья, снабженные средствами механизации, в
числе которых закрылки и устройства для управления циркуляцией и
слива пограничного слоя. В этих устройствах используется сжатый
воздух, поставляемый СУ [3].
Общая схема рассмотренных СУ на базе ГТД со свободной
турбиной приведена на рис. 6.1. Свободная энергия ГТД
распределяется между несущим винтом вертолета, вентилятором для
создания тяги, компрессором (п*к = 2...2,5) для воздуха, подаваемого в
крылья, и реактивным соплом.
-£- —
■'
4_
—п |
U___j _
2
——1
——
6
3 *^""
Рис. 6.1. Схема элементов тяговой системы
комбинированного вертолета:
/ - газогенератор; 2- силовая турбина; 3 - сопло с переменной
площадью; 4 - компрессор для снабжения крыльев сжатым воздухом;
5 - передача мощности на несущий винт; 6 - тяговый вентилятор с
переменной геометрией

256 Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
В качестве базового для создания летного демонстратора
принят вертолет «Линкс» фирмы WHL (Великобритания). Он должен
быть снабжен крыльями и на него должны быть установлены два
двигателя RTM.322, имеющие почти в 2 раза больший расход
воздуха, чем штатные для этого вертолета двигатели «Джем» фирмы
RR. Это двигатель класса мощности 1700 кВт с температурой газа
перед турбиной Тг = 1480 Кия* = 14,5.
2. Несущая система с поворотными несущетянущими винтами
(НТВ), приводимыми поворотными СУ, расположенными на
концах крыльев, обеспечивает существенное уменьшение
аэродинамического сопротивления и повышение топливной
экономичности. Так, если у вертолетов отношение максимальной подъемной
силы к аэродинамическому сопротивлению равно примерно 4, то у
аппаратов с НТВ при Vn =370 км/ч и Н- 0 оно составляет 8, а при
Vn = 460 км/ч и Н= 6,1 км - 9 [1].
Фирмы Белл и Боинг Вертол (США) ведут разработку и
летные испытания скоростного транспортного винтокрылого ЛА V-22
OSPREY (рис. 6.2).
Он способен обеспечить на Н^ = 6,4 км крейсерскую скорость
460 км/ч и Vmax = 555 км/ч, реализовать возможность полета с
огибанием рельефа местности на предельно малой высоте,
возможность посадки на режиме авторотации НТВ, потолок 8,2 км.
В качестве СУ используются два ГТД T406-AD-400 со
свободной турбиной и мощностью на валу в классе 4500 кВт (пк = 14,
GB= 16,3 кг/с).
В двигателе использован высокоэффективный осевой 14-
ступенчатый компрессор от двигателя Т56-А-427.
3. Несущая система Х-WING - первая практическая
реализуемая схема винтокрылого ЛА с останавливаемым в полете
бесшарнирным четырехлопастным НВ, который при скорости 315...
425 км/ч тормозится и преобразуется после остановки в Х-образное
крыло с тонкими несущими плоскостями (рис. 6.3). Программу
создания ЛА Х-WING можно отнести к одной из самых смелых
попыток добиться высоких скоростей полета [1]. Действительно,

СОВРЕМЕННЫЕ КОНЦЕПЦИИ
257
Рис. 6.2. Общий вид
аппарата V-22 OSPREY
Х-WING должен летать с Мп = 0,8 и иметь при этом вполне
удовлетворительные взлетные характеристики на вертикальном режиме.
Теоретической основой разработки несущей системы Х-WING
стало открытие в 1910 г. явления, получившего название «эффект
Коандэ» и состоящего в том, что воздух, выдуваемый под
давлением на искривленную поверхность, стремиться обтекать ее,
увлекая за собой воздух из окружающего пространства. В результате
эта искривленная поверхность становится своеобразным
аэродинамическим профилем, с помощью которого подъемная сила
может быть получена даже в отсутствии скорости, т.е. на месте
(рис. 6.4, а и рис. 6.5, б).
Рис. 6.3. Схема ЛА X-WING
(#п = 6...11км,Мп = 0,7...0,8,
Ln= 1000 км)

258
Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
Рис. 6.4. Механизм использования эффекта Коандэ:
а - исходный эллиптический профиль; б- создание силы F\
в - схема лопасти НВ X-WING
Несущая система X-WING представляет собой четырехлопа-
стный НВ с жестким креплением лопастей. Лопасти НВ имеют
симметричный эллиптический профиль (рис. 6.4, в) и лонжероны
I-образной формы, выполненные из термостойкого углепластика и
обладающие большой жесткостью на изгиб, но малой жесткостью
на кручение. Большая изгибная жесткость лопастей обусловлена
их двойственным назначением: на вертолетных режимах они
работают как лопасти НВ, а после остановки НВ в полете (когда
исчезает центробежная сила, придающая обычной вертолетной лопасти
дополнительную жесткость на изгиб) преобразуется в Х-образное
крыло. Малая жесткость на кручение позволяет получить
циклическое изменение шага лопастей за счет их закручивания [1 ].
Эксперименты, выполненные фирмой Сикорский, показали
однако, что управление тягой и вектором тяги НВ только за счет
суперциркуляции (эффекта Коандэ) недостаточно, поэтому
пришлось ввести дополнительный управляемый поворот лопастей на
± 10°. При переходе с режима неподвижного крыла на режим
вращающегося НВ требуется максимальная мощность, Х-образный

СОВРЕМЕННЫЕ КОНЦЕПЦИИ
259
Рис. 6.5. Схема подачи воздуха в лопасти Х-образного
крыла на возможных режимах:
а - вертолетном; б - самолетном; 1-4 - лопасти; 5 - выпуск через
переднюю и заднюю кромку лопасти 4\ 6 - выпуск через заднюю кромку
лопастей 1-3\ 7 - подвод воздуха; 8 - щель для выпуска воздуха
винт-крыло вращается с частотой 156 мин"1 (£/окр = 140 м/с). В
лопастях имеются продольные каналы с восьмью управляющими
циркуляцией щелями. В зависимости от условий работы винта-
крыла воздух выпускается под давлением из щелей спереди
(режим НВ) или сзади (режим крестообразного крыла). Во втулке НВ
расположено газораспределительное устройство (пневмодинами-
ческая система), включающая 48 клапанов (по 24 клапана в
верхнем и нижнем ряду). К втулке по специальному каналу подводится
сжатый воздух. Через клапаны верхнего ряда производится подача
сжатого воздуха к щелям передних кромок лопастей, через
клапаны нижнего ряда - к щелям в задних кромках лопастей. Схема
подачи воздуха в лопасти на вертолетном (а) и самолетном (б)
режимах приведена на рис. 6.5 [1].

260
Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
6.2. КОМБИНИРОВАННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ
ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ТИПА X-WING
Потребности в энергии ЛА X-WING определили в качестве
основных следующие типы СУ (рис. 6.6):
а) на основе двух двухконтурных турбореактивных
двигателей (ТРДД), развивающих тягу для горизонтального полета, и двух
турбовальных ГТД СТ, вырабатывающих мощность для привода
несущего Х-образного винта-крыла, при этом воздух для
суперциркуляции может отбираться как от ТРДД, так и от ГТД СТ;
б) состоящую из двух комбинированных ТРДД / ГТД СТ и
решающую задачи как вертикального взлета и посадки, так и
горизонтального полета, а также из вспомогательного компрессора,
приводимого постоянно и обеспечивающего воздухом
суперциркуляцию на лопастях винта-крыла;
в) состоящую из двух комбинированных ТРДД / ГТД СТ с
отбором от них воздуха для суперциркуляции.
Наиболее целесообразной с точки зрения массы СУ является
схема ТРДД / ГТД СТ, вал вентилятора которого через
трансмиссию используется для привода несущего Х-образного винта-крыла.
Двигатель может работать в режиме обычного ТРДД, т.е.
развивать только тягу, в режиме ГТД СТ с выработкой мощности для
б)
е)
Рис. 6.6. Типы СУ для комбинированного ЛА X-WING:
1 - маршевый ТРДД; 2 - ГТД СТ для привода НВ и отбора воздуха;
3 - ТРДД / ГТД СТ без отбора воздуха; 4 - вспомогательный компрессор;
5 - ТРДД / ГТД СТ с отбором воздуха для суперциркуляции

КОМБИНИРОВАННАЯ СУ
261
Рис. 6.7. Схема модифицированного TF-34:
1 - регулируемый ВНА; 2 - поворотные спрямляющие лопатки;
3 - перепускной клапан; 4 - вал отбора мощности
привода несущего винта, а также в двух режимах одновременно
[5]. Время перехода с одного режима на другой должно быть в
пределах 15...20 с. В качестве основы для создания такого ГТД
фирма GE использовала свой серийный ТРДЦ TF 34-GE-400 [6].
Модифицированный двигатель отличается от серийного тем,
что в него введены следующие изменения и новые узлы (рис. 6.7):
регулируемый ВНА 1 в канале наружного контура;
поворотные спрямляющие лопатки 2 на выходе из
вентилятора в наружном контуре;
клапан 3 перепуска воздуха из внутреннего контура во внешний;
вал 4 вентилятора, выведенный вперед для отбора мощности.
При закрытии лопаток регулируемого ВНА расход воздуха
через наружный контур и потребляемая вентилятором мощность
уменьшаются. Экспериментально установлено [6], что при
повороте лопаток на 65° расход воздуха через вентилятор снижается на
48 %. Регулирование лопаток выходного спрямляющего аппарата
вентилятора необходимо для предотвращения снижения КПД при
больших углах поворота лопаток ВНА, вызывающих значительное
отклонение потока. При нерегулируемых лопатках выходного
спрямляющего аппарата и повороте лопаток ВНА на 60° КПД
вентилятора приближался к нулю. Клапан перепуска, установленный
за вентилятором, обеспечивает перепуск воздуха из внутреннего в
наружный контур для согласования работы внутренней части вен-

262
Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
тилятора с газогенератором. Отбор мощности осуществляется от
вала вентилятора.
По оценке фирмы GE при Н= 0 и Т*так = 1500 К и при
повороте лопаток ВНА в направлении закрытия мощность в режиме
работы турбовального ГТД составит 3800 кВт (5200 л.с), а
максимальная тяга в режиме ТРДД при той же температуре Гг*тах и
полностью открытых лопатках ВНА составит около 37 кН
(рис. 6.8). При этом частота вращения вентилятора пъент остается
постоянной и равной ее максимальному значению. Вследствие
наличия разделителя потока эффективная тяга двигателя Рэ$
получается меньше тяги стандартного TF-34 (40 кН). Чтобы избежать
существенного нагрева элементов вентилятора при закрытии
лопаток ВНА, максимальный угол установки их поворота составляет
85°, что позволяет сохранить минимальный расход воздуха через
наружный контур вентилятора.
Угол установки лопаток ВНА
1000
20
30
/>эф,кН
Рис. 6.8. Расчетная характеристика
модифицированного TF-34
(Н = 0, МСА, лвент = const)

ОСНОВЫ СОГЛАСОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ 263
Так как применение Х-образного винта-крыла требует
подвода сжатого воздуха для организации суперциркуляции, то от
компрессора двигателя требуется работа в узком диапазоне частот
вращения, чтобы создать соответствующее давление воздуха в
системе. Поэтому при регулировании двигателя необходимо
соблюдать следующее условие: крутящий момент в системе привода
компрессора не должен быть выше предельного, если потребности
пилотирования приведут к превышению предельной возможности
привода компрессора. Для перехода на режим полета по
самолетному с остановленными лопастями при постоянном угле
установки лопаток ВНА и переменной частоте вращения вентилятора
потребуется переключатель режимов, чтобы перевести управления
двигателем на этот режим.
При работе двигателя в режиме ТРДД изменение тяги путем
изменения угла установки лопаток ВНА при постоянной частоте
вращения вентилятора позволит обеспечить постоянное давление в
системе управления суперциркуляцией лопастей НВ. Такое
регулирование на режиме 50 % максимальной тяги приведет к
увеличению Суд на 13 %, однако по мере роста тяги такое увеличение
будет снижаться.
Учитывая то обстоятельство, что на базе ГТД СТ создано
много хороших ТРДЦ, фирма GE разрабатывает на базе ГТД СТ
GE 27 мощностью 4420 кВт (6000 л.с.) демонстрационный
преобразуемый двигатель, который обеспечит получение тяги 22 кН
(2270 кгс).
6.3. ОСНОВЫ СОГЛАСОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ
КОМБИНИРОВАННЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРТОВ
И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Исходной предпосылкой согласования комбинированных ЛА
(КЛА) и комбинированной СУ является обеспечение выполнения
функционального назначения, а также потребностей со стороны
ЛА в мощности, тяге и расходах отбираемого от двигателя воздуха
на всех регламентируемых режимах полета. Системный подход к
выбору параметров комбинированной СУ определяет в числе фак-

264 Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
торов, влияющих на эффективность комбинированного ЛА, не
только параметры самого ЛА (взлетной массы, характеристик
несущей системы и др.), но и параметры рабочего процесса
двигателя (л*, т, T* и др.), влияющие на баланс масс такого ЛА (массу
СУ, величину запаса топлива на ЛА, массу вспомогательных
агрегатов и др.). Рассматриваемая в работе концепция согласования
параметров КЛА и двигателя исходит из необходимости решения
основной проектной задачи - обеспечить транспортировку
требуемой полезной нагрузки на заданную дальность при заданном
профиле полета (вертикальном взлете и посадке, горизонтальном
полете на крейсерской скорости). Для этого параметры двигателя и
ЛА должны быть согласованы таким образом, чтобы
обеспечивалось выполнение основной проектной задачи и тактико-
технических требований с учетом налагаемых ограничений.
При согласовании параметров комбинированной СУ и
летательного аппарата устанавливается влияние параметров рабочего
процесса двигателя на технико-экономические характеристики ЛА.
Структурная схема согласования характеристик
комбинированных ЛА и СУ представлена на рис. 6.9.
Математическая модель КЛА позволяет определить
аэродинамические характеристики и массу элементов несущей системы и
планера. Можно выделить три режима полета такого ЛА:
вертолетный, переходный и самолетный.
На вертолетном режиме, учитывая, что применение выдува
воздуха из лопастей НВ сказывается в конечном счете на
характеристике винта, в качестве основы можно использовать
математическую модель аэродинамического расчета вертолета
одновинтовой схемы. Отличительной особенностью такого расчета является
задание характеристик профиля лопасти Су =/(а), Су =f(Cx) по
Мп, расход воздуха для циркуляции GB цирк =f(t) с учетом
экспериментальных продувок НВ с суперциркуляцией, предложенных в
работе [7]. При расчете самолетного режима в качестве
аэродинамических характеристик используется сопротивление и подъемная
сила комбинированного ЛА с остановленным винтом-крылом с
суперциркуляцией выдуваемого через щели крыльев-лопастей
воздуха. Для решения системы задается траектория полета Я, 0,
V=f(L) и поляра Су =/(а) и СУ=/(СХ).

ОСНОВЫ СОГЛАСОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ
265
Техническое задание на комбинированный летательный аппарат (КЛА).
Основные концепции, требования, ограничения,
критерии эффективности, исходные данные
Исходные данные по
планеру и несущей
системе
(аэродинамическая схема КЛА,
геометрические
характеристики
флюзеляжа и НВ)
i
i
i
i
[Блокрасчетахарак- ~Lf
■ теристик планера |
-U
. Л__
| Блок увязки КЛА
Взлетная масса КЛА1
Геометрические
L.
I
Массовые


намические
Взлетно-
посадочные

характеристики КЛА
Получены
заданные взлетно-
посадочные

характеристики КЛА
ш
Нет
Изменение
параметров
завязки КЛА
Параметры завязки
КЛА
Исходные данные
по СУ (тип и
схема двигателя,
параметры
рабочего процесса)
Т
I
| Баланс масс КЛА
I
Запас топлива
| на КЛА | |
Оптимизация
режимов
полета и работы
СУ на всех
участках
траектории
полета
Блок расчета
характеристик СУ
~|
Геометрические
I
Дальность
полета при
оптимальных
(по заданному |
критерию)
параметрах
завязки
Получена
заданная
дальность
полета
КЛА
Нет
Да
Блок оптимизации и
расчета траектории полета
[Изменение J
взлетной [
массы КЛА
Результаты
расчета
Рис. 6.9. Схема согласования характеристик
комбинированных ЛА и СУ

266 Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
Сложность расчета переходного режима связана с
отсутствием достаточно достоверных сведений о характеристиках НВ и ЛА
на этом режиме. Поэтому для этапа начального проектирования
можно принять следующее допущение: на траектории полета
выбирается точка Н9 6, V, в которой условно мгновенно завершается
вертолетный режим и начинается самолетный.
Отличительная особенность моделирования полета по
траектории комбинированного ЛА от ранее рассмотренных вытекает из
условий его эксплуатации, т.е. требуется в точках работы на
вертолетном режиме определять потребные мощности, а в точках
работы на самолетном режиме - потребные тяги. Математическая
модель СУ для комбинированного ЛА учитывает следующие
особенности функционирования:
необходимость повышенного отбора воздуха от двигателей на
всех режимах работы при отсутствии вспомогательных
компрессоров;
необходимость постоянного отбора мощности в случае
наличия вспомогательных компрессоров;
сохранение некоторой работы вентилятора второго контура
при практически полном дросселировании регулируемым входным
НА;
перепуск части воздуха от вентилятора внутреннего контура в
канал наружного контура за регулируемым спрямляющим
аппаратом.
Важную составную часть математической модели
комбинированного ЛА составляют модели массы составных частей и всего
ЛА. Учитывая, что рассматриваемая схема ЛА близка к схеме
вертолета, формулы для расчета его массы допустимо использовать
для решения данной задачи. Для составных частей, отличающихся
от вертолетных, вводятся необходимые поправочные
коэффициенты. Используя рекомендации работы [8], определяют массы
фюзеляжа, шасси, оперения, элементов управления, трансмиссии,
рулевого винта (фенестрона), оборудования, несущей системы винт-
крыло.
Отличительной особенностью модели массы ТРДД,
составляющего основу комбинированной СУ, является введение коэф-

ОСНОВЫ СОГЛАСОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ
267
фициентов увеличения массы второго контура К\\ рег за счет
элементов регулирования вентилятора:
Мк трдд = (А/, + Ми Ки рег) Кс *рес, (6.1)
ч0,286 ~Г72
где А/, =
-1
К * - масса газогенератора
* г
внутреннего контура без вентилятора и турбины вентилятора;
(г- \ ^ 1 L ( *0'286 Л 1
V^biLbch = Gb\—\ 1+ л в "Ч расход воздуха на
взлетов V V У г|в
ном режиме через внутренний контур, приведенный по
параметрам за вентилятором; А/п =2?865Сз^03/г70'104яв1193 - масса турбо-
вентилятора и обечайки контура II; К •, iCc и ^pec принимаются по
рекомендациям [3]; ^црег = 1,01 - определен по конструктивным
проработкам.
Значения коэффициентов В, т\, mi даны табл. 6.1.
Масса комбинированной СУ определяется следующим
образом:
Мсом СУ = КСуМк трдд Ядв + Пкомп кък Мвсп к + Мур в, (6.2)
где КСу - коэффициент увеличения массы СУ за счет
мотогондолы, элементов крепления и агрегатов; КСу = 1,4... 1,6; идв -
количество двигателей на ЛА; Мвсп к = wK yaNK - масса вспомогательного
компрессора; mKyR = 0,01...0,03 кг/кВт; пкомп - количество
вспомогательных компрессоров; кък - коэффициент увеличения массы
вспомогательного компрессора за счет элементов крепления,
6.1. Значения коэффициентов,
0,5<(GBl)npBeH<5Kr/c
В
20,9
«..
0,8
т2
0,5
5<(Св1)првен<50кг/с
В
15,2
/я,
1
т2
0,5
В, /ft], t
(GBl)npBeH>5OKr/c
б
6,96
/Я,
1,2
т2
0,5

268
Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
трансмиссии, воздуховодов, кък = 1,15... 1,25; Мур в = S 2nRq - масса
устройства распределения воздуха в соответствующие щели
лопастей НВ; S - площадь проходного сечения устройства, м2; R -
радиус до центра масс указанного сечения, м; q - плотность
материала устройства, кг/м3.
Если в составе СУ необходимо рассмотреть массу ГТД СТ для
привода НВ (и получения воздуха для создания суперциркуляции),
то в формулу (6.2) дополнительно включают массу ГТД,
определяемую по формуле (4.7).
Увеличение дальности полета КЛА по сравнению с
вертолетом приводит к необходимости выбора в качестве расчетного
крейсерского режима. Это в свою очередь определяет наибольшее
влияние ТРДД в комбинированной СУ.
Если основу комбинированной СУ составляет преобразуемый
ТРДД, то в качестве оптимизируемых параметров рабочего
процесса при согласовании с параметрами ЛА целесообразно выбрать
степени повышения давления я* z и двухконтурности т. При этом
величина тсв определяется возможностями одноступенчатого
вентилятора, а величина Тг - достигнутым уровнем совершенства
охлаждения и материалом турбины.
В табл. 6.2 приведены некоторые исходные данные, принятые
при оптимальном согласовании параметров преобразуемого ТРДД
и комбинированного ЛА.
На рис. 6.10 приведены результаты такого согласования. На
области оптимальных параметров по критериям Мо и Сткм
нанесены линии ограничений, связанные с обеспечением
функционирования такой СУ: GB0T6 (расход воздуха для создания суперцирку-
6.2. Исходные данные для оптимального согласования
преобразуемого ТРДД и КЛА
*
я.
1,5
Л в пол
0,875
Лкнд пол
0,87
Лквд пол
0,885
г;, к
1500
Лтвдтк
0,91
Лтнд(ст)
0,92
0,99
ФсП
0,995

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
269
т
Рис. 6.10. Области
оптимальных значений параметров
комбинированного ТРДД / ГТД СТ
(Ркр = 7,5 кН, Ne = 3800 кВт,
Якр= 11 км, Мкр = 0,8):
1,01 А/о; 1,01 С™
L
\
/ V / / / л
)
.^вотб
/A^e=const
10
15
20
25
ляции) и Ne max (потребная мощность для обеспечения вертолетного
режима).
Специфика применения комбинированного ГТД, связанная с
увеличением дальности полета на крейсерском режиме, приводит
к получению области компромиссных решений, содержащей дос-
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Виленский М.А., Струков Ю.А. Зарубежные вертолеты //
Итоги науки и техники. Авиастроение. ВИНИТИ, 1982. 116 с.
2. Требования к силовым установкам перспективных
вертолетов // СИ ЦИАМ. № 29. 1982. С. 1-4.
3. Перспективный вертолет и его СУ // ЭИ ЦИАМ. №7. 1994.
С.1-4.
4. Иностранные авиационные двигатели. М.: ЦИАМ, 1992.
286 с.
5. О преобразуемом двигателе Дженерал-Электрик // СИ
ЦИАМ, №11. 1982. С. 4.
6. Модифицированный ТРДЦ GE TF 34 для винтокрылого
аппарата // СИ ЦИАМ. №23. 1983. С.З - 5.
7. Завалов О.Д. Экспериментальные исследования
аэродинамических характеристик профиля с управляемой циркуляцией
лопасти несущего винта, преобразуемого в Х-образное крыло //
Сб.тр. МАИ. М.: Изд-во МАИ, 1991. С. 17-26.

270 Глава 6. ГТД ДЛЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛА
8. Жустрин Г.К., Кронштадтов В.В. Весовые характеристики
вертолета и их предварительный расчет. М.: Машиностроение,
1978. 112 с.
9. Теория и методы начальных этапов проектирования
авиационных ГТД / В.Г. Маслов, B.C. Кузьмичев, А.Н. Коварцев,
В.А. Григорьев. Самара. СГАУ, 1996. 147 с.

Глава 7
РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Система автоматического управления (САУ) ГТД СТ должна
обеспечивать управление двигателем на земле, при всех условиях
полета поддерживать неизменным заданный режим работы,
изменять режим работы с высокой приемистостью, ограничивать
параметры опасных (с точки зрения прочности и надежности силовой
установки) режимов работы, допускать прямое ручное управление
двигателем в случае повреждения автоматики. Кроме того, в
многодвигательной СУ она должна обеспечивать требуемое
согласование работы двигателей и НВ и одинаковую нагрузку на все
двигатели.
7.1. ПРОГРАММЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ
Вертолетные двигатели эксплуатируются на различных
режимах (малого газа, крейсерском, максимальном продолжительном и
взлетном), которые определяются рядом параметров: эффективной
мощностью Ne, частотами вращения турбокомпрессора птк и
свободной турбины ист, температурой газов перед турбиной Т*г,
приведенной частотой вращения компрессора ппр, удельным расходом
топлива Се и др.
Значения этих параметров можно регулировать или
поддерживать в определенных пределах изменением подачи топлива в
камеру сгорания и шага ф несущего винта.
Параметры, значения которых изменяют или поддерживают
постоянными, называются регулируемыми, а факторы, с помощью
которых влияют на их величину, - регулирующими. Каждый
режим работы двигателя характеризуется совокупностью значений
регулируемых параметров, зависящих от условий полета (скорости
полета Vm температуры Т„ и давления ри наружного воздуха). Для

272 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
обеспечения наивыгоднейшего протекания рабочих процессов в
двигателе необходимо одновременное управление всеми
параметрами, что практически невозможно. Поэтому регулируют только
основные параметры, которые наиболее существенно влияют на
режим работы двигателя.
Зависимость регулируемых параметров от внешних условий
называется программой регулирования по внешним
воздействиям. Зависимость регулируемых параметров от управляющих
воздействий называется программой регулирования по
управляющим воздействиям.
Программа регулирования ГТД по внешним воздействиям
рассматривает изменение параметров двигателя на
установившихся режимах, а программа регулирования по управляющим
воздействиям (по (ХрУд) описывает изменение параметров двигателя на
переходных режимах.
В качестве параметра, задающего режим работы,
целесообразно принять мощность двигателя Ne и поддерживать ее
постоянной в различных условиях эксплуатации для обеспечения
стабильности летных характеристик вертолета. Но, практически это
осуществить трудно из-за сложности измерения мощности. Поэтому
вместо мощности постоянным поддерживают расход топлива.
Например, для двигателя ТВ2-117А максимальный расход топлива
Gm = 440 кг/ч выбирают из условия получения на взлетном режиме
мощности Ne = 1100 кВт при температуре наружного воздуха
Тн = 288 К и давлении ;?„ = 101,325 кПа.
Однако для программы регулирования Gm - const при
изменении внешних условий мощность двигателя Ne не остается
постоянной. Характер изменения мощности определяется
закономерностью изменения регулируемых параметров: расхода воздуха GB,
температуры газов Г* и частоты вращения турбокомпрессора птк.
С указанными параметрами мощность связана соотношением:
в котором величины Ne9 GB и LT зависят от частоты вращения
Ne=4; LT=B2n; Ge=Cn. (7.2)

ПРОГРАММЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ 273
При программе регулирования Gm = const расход воздуха
GB =/(р„9 п) с понижением температуры Т„ увеличивается.
Увеличение расхода воздуха происходит из-за повышения плотности
воздуха несмотря на снижение частоты вращения птк. Уменьшение
частоты птк происходит вследствие того, что мощность NK9
требуемая для вращения компрессора, при понижении Тн возрастает
быстрее, чем мощность 7VTK, развиваемая турбиной.
Работа свободной турбины LCT уменьшается вследствие
понижения температуры газов, увеличения массы нагреваемого воздуха
и уменьшения частоты вращения птк [1,2]. Мощность при
понижении Тн возрастает незначительно, так как расход воздуха
увеличивается, а работа LT уменьшается.
При повышении Тн происходит уменьшение плотности
воздуха и увеличение частоты вращения, что вызывает снижение
расхода воздуха. Работа LT увеличивается вследствие повышения
температуры Г* из-за уменьшения массы нагреваемого воздуха и
возрастания частоты вращения птк. Уменьшение расхода воздуха
несмотря на увеличение LT вызывает незначительное уменьшение
мощности.
Следовательно, при поддержании Gm = const мощность
двигателя остается практически постоянной.
Однако величины Т*г, итк, пк, приведенная частота вращения
турбокомпрессора птк пр при изменении Т„ изменяются в широких
пределах и могут достигнуть предельно допустимых значений.
При понижении Ти величина я* увеличивается, так как, чтобы
пропустить большее количество воздуха, его нужно сильнее сжать.
Приведенная частота вращения япр =n^2$$/Tti также возрастает.
При достаточно низких температурах л;*=ф(иткпр) достигает
таких значений, при которых возникает неустойчивая работа (пом-
паж) компрессора. Поэтому предельные значения пк или пткпр
ограничивают, уменьшая подачу топлива в двигатель.
При высоких значениях Ти величины птк и Тг достигают
предельных значений. Дальнейшее их повышение недопустимо из

274
Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
3 4
кВт
1225
1100
975
850 L 80
450-
400-
350-
300 J
-60 -40 -20 0 20 40 tH9 °C
ГГ*,К
1193
1143
1093
1043
Рис. 7.1. Программа регулирования двигателя ТВ2-117А
на взлетном режиме по внешнему воздействию tH = var
(рн= 101,325 кПА; Vn = 0)
условия обеспечения прочности вращающихся деталей от
действия центробежных сил и теплового состояния лопаток турбин.
Предельные значения птк и Т*г ограничивают уменьшением подачи
топлива.
Программа регулирования двигателя ТВ2-117А на взлетном режиме
по внешнему возмущению tH представлена на рис. 7.1. В диапазоне
температур /„ от -25 до + 30 °С (зона 2) расход топлива Gm = const. Величина
расхода топлива равна 440 кг/ч и выбрана из условия получения взлетной
мощности Ne = 1100 кВт при температуре /н = +15 °С и давлении
рн =101,325 кПа. В этом диапазоне температур мощность изменяется
всего на 4 %, т. е. остается примерно постоянной.
При температурах ниже -25 °С (зона /) приведенная частота
вращения пткпр = 101...104 % (тг* = 7,2...7,3), а запас устойчивости компрессора
минимально допустимый. Поэтому в зоне 1 вместо программы
регулирования Gm = const используют птк пр = const. Поддержание птк пр = const
осуществляется уменьшением подачи топлива. Мощность Ne снижается
на 4,5 % (50 кВт), а частота вращения птк и температура газов
уменьшаются быстрее, чем в зоне 2.
При tH = +30 °С (зона 3) частота вращения турбокомпрессора
достигает максимально допустимого значения лтктах = 100,5... 101 % из условия
обеспечения прочности деталей ротора от действия центробежных сил.
Поэтому в зоне 3 регулирование осуществляют по nTK max = const,
уменьшая подачу топлива. В результате снижения расхода воздуха (7В, птк пр и

ПРОГРАММЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ
275
медленного роста Тг при возрастании /,, на 10 °С мощность двигателя
снижается на 150 кВт (13,6 %).
При возрастании tn > +40 °С (зона 4) температура газов достигает
максимально допустимого значения Г*тах = 1138 К. Дальнейший рост Т*г
ограничивается уменьшением подачи топлива по Т* = const, что
вызывает интенсивное снижение л, GB, nnp. Мощность двигателя в зоне 4
снижается более интенсивно, чем в зоне 3 (30 кВт на 1 °С возрастания t,,\ что
требует ограничения применения вертолета.
Изменение давления воздуха р„ оказывает заметное влияние на
программу регулирования. Так, уменьшение рп до 96 кПа вызывает снижение
мощности на 7 % и сдвигает начало ограничения в сторону более
высоких температур tu = -5...-10 °С, а ограничение л™max начинается при
/„ = +25 °С. Повышение ри до 105,32 кПа уменьшает мощность на 3% и
сдвигает начало ограничения птк пр в сторону более низких /„ = - 40 °С, а
ограничение лтктах начинается при tn = +35 °С.
Для реализации различных программ регулирования
используют различные системы управления и регулирования
вертолетных ГТД СТ [3, 4]. По принципу управления они могут быть
разделены на два основных типа: по способу автоматического
поддержания постоянной частоты вращения свободной турбины, т. е.
НВ вертолета, и по способу шаг - газ.
Сё,
кг
0,66
0,5
0,34
e
кВт
870
420
0
1073
973
40
0
87
_кг_
ч
420
260
100
Рис. 7.2. Программа регулирования двигателя
ТВ2-117А и НВ по управляющему воздействию
(р„= 101,325

276 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
При автоматическом поддержании частоты вращения
несущего винта летчик управляет только ручкой общего шага, а
управление двигателем осуществляется автоматически по сигналу от
регулятора частоты вращения свободной турбины п^.
При управлении по способу шаг - газ летчик, воздействуя на
ручку общего шага несущего винта, одновременно перемещает и
сектор газа двигателя, ручка которого механически связана с
ручкой общего шага таким образом, чтобы сохранить требуемую
частоту вращения несущего винта (свободной турбины). При этом в
случае изменения в широком диапазоне режимов и условий полета
требуется дополнительное корректирование режима работы
двигателя, осуществляемое летчиком вручную с помощью специальной
ручки коррекции [5].
7.2. АВТОМАТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ (САУ)
Системы управления ГТД СТ при пнв = const. Упрощенная
схема системы управления с автоматическим поддержанием
постоянной частоты вращения НВ для ГТД СТ приведена на рис. 7.3.
Летчик ручкой управления / воздействует на общий шаг винта,
изменяя его нагрузку. При этом он непосредственно не управляет
двигателем. Изменение нагрузки НВ приводит к изменению
частоты вращения винта и свободной турбины, вследствие чего в работу
вступает регулятор 3 частоты вращения свободной турбины,
изменяющий с помощью регулятора 4 турбокомпрессорной части
двигателя подачу топлива в двигатель для восстановления прежней
частоты вращения НВ. Таким образом, летчик при пилотировании
вертолета освобождается от прямого управления двигателем, что
существенно облегчает его работу. При отказе автоматики летчик
может осуществлять прямое ручное управление двигателем
ручкой управления 6.
САУ поддержания заданной частоты вращения НВ позволяет
изменять ее в зависимости от режима и условий полета. Для этого
с помощью дополнительной ручки 2 летчик меняет затяжку
пружины центробежного регулятора 3 свободной турбины,
устанавливая оптимальную для работы вертолета частоту вращения НВ.
При рассмотрении вопросов согласования характеристик
двигателя и несущего винта уменьшение иНв при взлете, висении и

САУ
277
Рис. 7.3. Схема управления
автоматического поддержания
постоянной частоты вращения
НВ для ГТД СТ:
/ - ручка управления шагом
винта; 2 - ручка установки частоты
вращения НВ; 3 - регулятор
свободной турбины; 4 - топливный
регулятор; 5 - кран ручного
аварийного управления; 6 - ручка
аварийного управления; 7 -
обгонная муфта; 8 - главный
редуктор; 9 - несущий винт
наборе высоты и ее увеличение на высоте и при повышении
скорости полета могут улучшить летные данные вертолета [3]. При
этом целесообразный диапазон изменения частоты вращения
винта может достигать 10... 15 %.
На режиме авторотации двигатель отключается от главного
редуктора с помощью обгонной муфты 7.
САУ поддержания и„в = const (свободной турбины) может
быть применена и на многодвигательном вертолете. В этом случае
каждый двигатель управляется независимо от своего регулятора
частоты вращения свободной турбины. Летчик изменяет только
шаг винта, а следовательно, его нагрузку, не воздействуя
непосредственно на двигатели. При загрузке или разгрузке НВ
регуляторы свободных турбин всех двигателей изменяют подачу
топлива, каждый в свой двигатель, до тех пор, пока не будет
восстановлено прежнее значение пнв. Однако при этом возникает опасность,
что один двигатель будет работать с большей мощностью, чем
другой в связи с погрешностями настройки регуляторов свободной
турбины и их изменением в процессе работы.
Существенная неравномерность загрузки двигателей
недопустима, так как приводит к разной выработке их ресурса. Поэтому в
системе регулирования используются специальные приемы,
обеспечивающие достаточно точную синхронизацию работы всех двигателей.
Прежде всего это относится к схеме и конструкции регулятора
свободной турбины. Как известно, изменение трения в парах,

278
Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
загрязнение, люфты, изменение натяжения упругих элементов,
погрешность измерения регулируемых параметров и т.п.
приводит к тому, что характеристика регулятора Gm = f(n^)
выдерживается с некоторой погрешностью. В результате один и тот же
расход топлива может быть получен в некотором диапазоне Дист по
частоте вращения свободной турбины, определяющем
погрешность регулятора (рис. 7.4). Очевидно, что чем меньше
погрешность, тем точнее будет поддерживаться тот же режим работы
двигателя при Апст = const, т.е. тем меньше будет расхождение в
загрузке отдельных двигателей многодвигательной СУ. Поэтому
схема и конструкция регулятора свободной турбины должны быть
такими, чтобы обеспечивалась высокая точность и стабильность
характеристик регулятора в течение всего периода работы. При
этом существенно улучшает синхронизацию работы двигателей
увеличение статизма регуляторов свободной турбины.
На рис. 7.5 показаны характеристики двух одинаковых
регуляторов, имеющих одинаковую погрешность и отличающихся
только величиной статизма. Увеличение статизма приводит при
той же погрешности к существенно меньшему возможному
диапазону колебаний расхода топлива при одной и той же частоте
вращения свободной турбины, а следовательно, к большей
синхронности развиваемой отдельными двигателями мощности.
Рис. 7.4.Характеристика
статического регулятора
Рис. 7.5. Характеристики
регуляторов свободной турбины при малом
(/) и большом (2) статизме при
одинаковой погрешности
(Апы=Апст2)

САУ 279
Недостатком такого метода является ухудшение
динамических свойств системы (большие «провалы» яНв на переходных
режимах) и более широкий диапазон изменения пнъ на
установившихся режимах работы. Первое может быть устранено путем
некоторого усложнения регулятора (переменным коэффициентом
усиления, возрастающим при рассогласовании параметров свыше
определенного заданного значения), а второе - коррекцией ручкой
управления заданной частоты вращения свободной турбины.
Для контроля синхронности работы двигателей может быть
использована частота вращения турбокомпрессора, которая
обычно достаточно точно характеризует режим работы двигателя со
свободной турбиной; поэтому синхронность показаний тахометров
всех двигателей является достаточным свидетельством
одинаковой загрузки двигателей. Вопрос усложняется для двигателей,
имеющих ряды поворотных НА компрессора, регулируемых в зоне
рабочих режимов. В таких двигателях различие в настройке НА
может привести к существенней разнице в мощности двигателей
при одинаковой и™, что делает необходимым дополнительный
контроль синхронности работы двигателей.
Если двигатели имеют измерители крутящего момента, то
сопоставление значений моментов является наиболее надежным.
Если измерители крутящего момента отсутствуют, то в качестве
критериев могут использоваться давление воздуха за компрессором
или расход топлива. Эти же параметры могут служить и для
дополнительной более точной синхронизации мощности двигателей
(особенно при использовании регуляторов свободной турбины с
малым статизмом или склонных к изменению характеристик в
процессе работы). При этом в цепь регулирования подачи топлива
каждого двигателя включается синхронизатор, в который
поступают сигналы о значении крутящего момента или давления
воздуха за компрессором от обоих двигателей (применительно к двух-
двигательной СУ). В синхронизаторе эти сигналы сравниваются и
в двигатель, работающий на более низком режиме, подача топлива
увеличивается. Таким образом осуществляется более точное
выравнивание режима работы всех двигателей многодвигательной СУ.
В случае необходимости отключения отдельного двигателя
выключается подача топлива в него, а отсоединение от главного

280
Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
редуктора производится автоматически обгонной муфтой. При
этом остальные двигатели автоматически увеличивают мощность,
восстанавливая прежнее суммарное значение мощности,
передаваемой на НВ.
Система управления при пт = const для одновальных ГТД.
Упрощенная схема системы с автоматическим поддержанием
постоянной частоты вращения несущего винта для одновального
ГТД в однодвигательной СУ приведена на рис. 7.6. Летчик
изменяет загрузку несущего винта ручкой 7, изменяя тем самым пнъ.
В результате в работу вступает регулятор 4, который воздействует
на подачу топлива в двигатель таким образом, что
восстанавливается заданное значение частоты вращения двигателя п^ и винта пнв.
Так как у одновальных ГТД при снижении частоты вращения
мощность резко уменьшается, то регулирование этих двигателей в
достаточно широком диапазоне не допускается. Таким образом, у этих
двигателей не реализуются возможности улучшения летных данных
вертолета регулированием частоты вращения несущего винта.
Система одновальный ГТД-несущий винт теряет
устойчивость при увеличении загрузки НВ настолько, что требуемая
мощность на привод винта становится больше максимальной
мощности двигателя. В двигателе со свободной турбиной в этом случае
Рис. 7.6. Схема управления по способу автоматического
поддержания пт = const для одновального ГТД:
/ - ручка управления шагом винта; 2 - ручка аварийного управления
двигателем; 3 - кран ручного аварийного управления; 4 - топливный
регулятор; 5 - муфта выключения; 6 - обгонная муфта; 7 - главный редуктор;
8 - несущий винт

САУ
281
произойдет лишь некоторое
уменьшение пнв от а до & при увеличении
шага винта от (pHBi до фНВ2 (рис. 7.7) и
установится новый режим (точка б%
соответствующий максимальной
мощности двигателя. При этом тяга
несущего винта Рт немного возрастет.
В результате ошибка летчика,
чрезмерно увеличившего шаг винта, не
приведет к неприятным последствиям.
Для одновального двигателя
такая ошибка в пилотировании при
регулировании по схеме
автоматического поддержания частоты
вращения недопустима, так как небольшое
повышение шага винта приведет к
резкому уменьшению частоты
вращения. Это объясняется тем, что
потребляемая винтом мощность при
постоянном шаге уменьшается
пропорционально частоте вращения в
кубе, а мощность двигателя, даже
при поддержании постоянной
температуры газов, падает почти столь же
быстро. Поэтому требуется
значительное снижение иТК5 прежде чем
вновь установится равновесный
режим (точка б); при этом резко
понизится и тяга винта.
Для исключения этого при использовании одновальных ГТД с
рассматриваемой системой автоматического управления требуется
дополнительный резерв мощности около 20...30 % на возможные
ошибки при пилотировании. Это приводит к заметному
ухудшению характеристик двигателя на основных режимах.
В случае отказа автоматики летчик может управлять
двигателем с помощью ручной аварийной системы. Помимо обгонной
50
Рис. 7.7. Совмещенные
характеристики ГТД и
несущего винта:
1 - двигатель со свободной
турбиной при ограничении
птк = const; 2 - одновальный
двигатель при ограничении
Гг*тах = const; 3 - двигатель
при ограничении М,ф = const

282 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
муфты, необходимой для обеспечения режима авторотации, в
систему включается муфта сцепления 5 (выключения), служащая для
отсоединения двигателя от НВ при запуске (см. рис. 7.6). Этим
достигается уменьшение мощности пускового устройства, так как
иначе оно должно было бы раскручивать вместе с двигателем и НВ.
Одновальный ГТД с автоматическим поддержанием
постоянной частоты вращения может быть использован и в
многодвигательной СУ. Однако схема САУ должна быть изменена или
дополнена гидромуфтой, допускающей проскальзывание итк
относительно ИнВ-
Если в многодвигательной СУ осуществлять управление
каждым двигателем так же, как и в однодвигательной (по схеме,
показанной на рис. 7.6), то из-за неизбежной разницы в настройке
регуляторов двигатель, регулятор которого настроен на большую
частоту вращения, будет выходить на максимальный режим
вплоть до срабатывания ограничителей, а двигатель с регулятором,
настроенным на меньшее значение ятк, будет переходить на режим
минимальной мощности. Введение в схему синхронизаторов,
которые сравнивали бы развиваемые двигателями мощности
(например, по расходу топлива или крутящему моменту) и,
соответственно, исправляли подачу топлива, приведет к тому, что
одновременно и в противоположных направлениях будут работать два
регулятора, а это сопряжено с возможностью неустойчивого
поддержания режима работы двигателя.
Поэтому при использовании в многодвигательной СУ одно-
вальных ГТД с самостоятельной системой регулирования каждого
двигателя в САУ необходимо включать гидромуфту или иное
устройство, допускающее расхождение в частоте вращения
двигателей и главного редуктора (несущего винта). Гидромуфты, кроме
того, могут использоваться в качестве муфт сцепления
(включения) при запуске двигателя. Недостатком такой системы является
ее сложность и увеличение массы, обусловленные использованием
гидромуфт.
Применение нескольких одновальных ГТД возможно и при
жестком соединении двигателей с НВ, но для этого должен быть
использован один общий регулятор расхода топлива по птк на все
двигатели.

САУ
283
Рис. 7.8. Схема управления по способу автоматического поддержания
постоянной частоты вращения НВ в двухдвигательной СУ с одно-
вальными ГТД:
1,4- топливные насосы двигателей I и II с ограничителем максимальной
частоты вращения; 2, 5 - автоматы запуска двигателя; 3, б -дозирующие
краны; 7 - общий изодромный регулятор частоты вращения, приводимый
от главного редуктора; 8,9- обгонные муфты; 10, 11 - муфты сцепления;
12 - главный редуктор; 13 - несущий винт; 14 - ручка управления общим
шагом винта; 75 - ручка управления изодромным регулятором и
аварийного ручного управления двигателями
Упрощенная схема такой системы приведена на рис. 7.8. При
этом подача топлива в оба двигателя осуществляется от
самостоятельной для каждого двигателя топливной системы с отдельными
топливным насосом, ограничителем максимального значения
частоты вращения, автоматом запуска и разгона до режима
автоматического управления и дозирующим краном.
Однако привод дозирующего крана для каждого двигателя
осуществляется синхронно от общего изодромного регулятора
частоты вращения, приводимого от главного редуктора. При
наличии клапана постоянного перепада давлений на каждом
дозирующем клапане расход топлива в оба двигателя при одинаковом
перемещении дозирующих игл будет одним и тем же. Следует отме-

284 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
тить, что при частичном засорении форсунок в одном из
двигателей подача топлива в этот двигатель не изменится, так как расход
топлива определяется только площадью проходного сечения в
дозирующем кране.
Таким образом, оба двигателя имеют независимые системы,
объединенные общим управлением дозирующими кранами, и
могут работать в случае необходимости независимо, в том числе и
при одном выключенном двигателе.
Ручное управление возможно в случае повреждения общего
изодромного регулятора путем непосредственного воздействия на
дозирующие краны с помощью ручки управления 75.
Основным недостатком такой системы является уменьшение
надежности в результате применения одного общего регулятора на
все двигатели; кроме того, при частичном засорении одного из
дозирующих кранов подача топлива в этот двигатель уменьшается с
соответствующим перераспределением мощности между
двигателями, которое фиксируется аппаратурой, регистрирующей режим
работы каждого двигателя.
Таким образом, одновальные ГТД могут быть использованы в
многодвигательных СУ, правда при некотором усложнении
системы регулирования. Поэтому то обстоятельство, что они не находят
применения в многодвигательных вертолетных СУ, объясняется
не одними проблемами регулирования, а рассмотренной ранее
совокупностью их отрицательных свойств для одновальных
двигателей, к которым относятся в первую очередь необходимость иметь
значительный резерв мощности (20...30 %) и установка муфты
сцепления, масса которой резко возрастает с увеличением
мощности двигателей. Эти недостатки усугубляются сложностью
системы управления.
Система управления ГТД СТ по способу шаг-газ.
Упрощенная схема этой системы приведена на рис. 7.9. Летчик
управляет с помощью ручки 1 шагом винта. Одновременно
механическая связь этой ручки с топливным регулятором 7 обеспечивает
перенастройку регулятора турбокомпрессора и изменение режима
работы двигателя с целью поддержания заданного значения пнъ [3].

САУ
285
Рис. 7.9. Схема управления по способу шаг-газ:
/ - ручка управления шаг-газ; 2 - ручка коррекции режима работы
двигателя; 3 - ручка ручного аварийного управления; 4 - механизм связи
режима работы двигателя и винта; 5 - регулятор свободной турбины;
б - кран ручного аварийного управления; 7 - топливный регулятор;
8 - обгонная муфта; 9 - главный редуктор; 10 - несущий винт
Связь между шагом винта и режимом работы двигателя
устанавливается применительно к определенным внешним условиям и
условиям полета, которые наиболее часто встречаются в
эксплуатации, и для этих условий частота вращения поддерживается
достаточно точно; при других условиях эта связь должна быть иной,
так что при изменении шага винта частота вращения не остается
постоянной. Поэтому требуемое значение идв восстанавливается
летчиком путем дополнительной коррекции режима работы
двигателя ручкой коррекции 2.
Установившийся режим работы двигателя поддерживается
топливным регулятором 7, который выдерживает частоту
вращения турбокомпрессорной части двигателя в соответствии с
затяжкой пружины центробежного регулятора. Регулятор свободной
турбины 5 в этом случае используется только как ограничитель
максимальной частоты вращения.
При системе управлении шаг-газ летчик может изменять
частоту вращения свободной турбины и НВ во всем необходимом
диапазоне для обеспечения лучших летных характеристик верто-

286 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
лета. При отказе автоматики схема шаг - газ позволяет
осуществлять ручное управление двигателем в обход топливного
регулятора 7. Для этого используется кран ручного управления 6 с ручкой
управления 3.
Описанный выше способ пригоден и для многодвигательной
СУ с раздельным управлением каждым двигателем от общей
ручки [5]. В этом случае достигается одинаковая загрузка всех
двигателей в пределах точности поддержания мощности по углу
поворота сектора газа. Возможно корректирование мощности
отдельных двигателей для лучшего согласования их друг с другом
дополнительной ручкой коррекции. Поэтому при системе шаг-газ
вопросы равномерной загрузки всех двигателей решаются проще,
чем при схеме автоматического поддержания пнъ = const.
При отключении одного из двигателей система шаг-газ
обеспечивает нормальное управление остальными двигателями.
Отключенный двигатель автоматически отсоединяется от главного
редуктора обгонной муфтой.
Основным недостатком системы шаг-газ по сравнению с
системой автоматического поддержания постоянного значения
частоты вращения НВ является усложнение пилотирования, так как
летчик дополнительно загружается работой по поддержанию пиъ.
7.3. МЕТОДЫ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ
Из условий надежности работы двигателя и всей СУ, включая
главный редуктор и трансмиссию, должны ограничиваться
следующие основные параметры работы двигателя:
мощность или крутящий момент на выводном валу;
частота вращения свободной турбины;
частота вращения турбокомпрессора;
температура газов перед турбиной.
Ограничение мощности и крутящего момента.
Необходимость ограничения мощности и крутящего момента на выводном
валу объясняется особенностью протекания высотно-климати-
ческих характеристик ГТД. В зависимости от внешних условий
мощность ГТД изменяется в широком диапазоне, увеличиваясь с

МЕТОДЫ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ 287
понижением температуры наружного воздуха и уменьшением
высоты.
Повышение мощности по сравнению с получаемой при
стандартных условиях обусловлено снижением температуры воздуха у
земли. Так, при неизменном режиме турбокомпрессора и
свободной турбины мощность и крутящий момент при температуре
-50 °С примерно в 1,5-2 раза больше, чем при + 50 °С. Такое
увеличение мощности и крутящего момента обычно не приводит к
недопустимым механическим нагрузкам деталей самого двигателя.
Это объясняется тем, что валы изготовляются исходя из условий
устойчивости значительно большего диаметра, чем это
необходимо для передачи нормального крутящего момента. В некоторых
случаях возникают трудности, главным образом, в связи с
увеличением осевой силы, воспринимаемой опорно-упорным
подшипником ротора, которые преодолеваются без существенных
конструктивных изменений и увеличения массы двигателя. Несущий
винт также может воспринять в этих условиях увеличенные
значения мощности и крутящего момента при той же массе.
Основным ограничивающим фактором является прочность
главного редуктора и трансмиссии, массы которых при
увеличении максимального расчетного момента будут существенно
возрастать. Этим и обусловлена необходимость лимитирования
максимальных значений мощности и крутящего момента в
вертолетной СУ.
С этой целью следует измерять величину крутящего момента
Мкр. При превышении максимально допустимой по условиям
надежности и прочности величины Мщ> ограничитель по сигналу
Мф max воздействует на топливный регулятор в направлении
уменьшения подачи топлива до тех пор, пока величина крутящего
момента и мощность двигателя не уменьшатся до допустимых
значений. Возможно использование только указателя крутящего
момента без ограничителя. В этом случае при приближении
показаний индикатора к М^ тах уменьшение подачи топлива
производится вручную.
Недостатком системы с ограничением Мщ> является то
обстоятельство, что в случае перегрузки летчиком НВ одновременно со

288 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
снижением пт происходит падение мощности двигателя. В
результате равновесный режим наступит при несколько пониженном
значении и„в, меньшей тяге несущего винта (см. точку в на рис. 7.7).
Система ограничения мощности и крутящего момента путем
прямого измерения Мщу является наиболее точной. Однако
измерение Мкр производится не на всех двигателях. В частности,
двигатели с непосредственным приводом главного редуктора от вала
свободной турбины (без промежуточного редуктора, установленного
на двигателе) обычно (с целью упрощения конструкции) не имеют
измерителя крутящего момента. В этих случаях ограничение
мощности и крутящего момента производится косвенными методами,
из которых наиболее простым является ограничение
максимального расхода топлива (Gm max).
Для этого либо используется главная дозирующая игла, либо
на выходе из топливного регулятора устанавливается
дополнительный жиклер максимального расхода топлива с клапаном
перепуска, автоматически не допускающим увеличение перепада
давлений на жиклере свыше установленного максимального значения.
При ограничении Gm max мощность двигателя и крутящий
момент не остаются строго постоянными.
Понижение температуры наружного воздуха и атмосферного
давления приводит к некоторому увеличению мощности N
(рис. 7.10). При этом с понижением давления возрастает частота
вращения «те и повышается температура Т*. Некоторое
увеличение мощности при Gm = const и понижении температуры
наружного воздуха объясняется в основном улучшением КПД цикла в
связи С рОСТОМ 71* .
Практически Gmmax используется в совокупности с другими
ограничениями, в первую очередь с ограничением максимальной
итк, необходимыми по условиям прочности двигателя. В таком
сочетании Gmmax является наиболее простым ограничением
мощности переразмеренного ГТД.
На рис. 7.11 показаны получающиеся при ограничении
мощности таким способом высотные характеристики ГТД СТ. При вы-

МЕТОДЫ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ
289
1,1
—.
"к
1,15
1,05
4—
1,15
1,05
"к
1
N
1,1
-60-40-20 0 20 40/„,°С 70
1,1
0,9
"к
1,0
0,9
N
1,05
1QS
л—'
*****
— —
*— —
^—
— —
90 /?„,кПа
Рис. 7.10. Влияние температуры tH и давления рн наружного
воздуха на изменение параметров работы двигателя
со свободной турбиной при ограничении (7mmax
Рис. 7.11. Высотно-
климатические характеристики
двигателя со свободной турбиной
при расчетной высоте 3 км и
ограничениях Gm max = const и
- MCA +25 °C;
MCA;
MCA - 55 °C
TV
1,0
0,8
"tk
1,0
0,8
E-
Jx=con
~»>."rKm^COnsr
0
1
7?
1,1
0,9
4 Hn, км
соте Яп « 3 км, довольно типичной для вертолетных двигателей,
максимальная мощность при пониженной температуре на высоте
может на 15...20 % превышать номинальную. Поэтому при
ограничении расхода топлива трансмиссия должна быть рассчитана на
возможность такого превышения мощности двигателя. Очевидно,

290 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
что превышение мощности будет тем значительней, чем больше
высотность. Однако вертолетные двигатели обычно имеют Яп =
= 2...3 км, так что ограничение мощности максимальным
расходом топлива для них вполне приемлемо и этот метод находит
достаточно широкое применение благодаря его относительной
простоте.
Другим способом косвенного ограничения максимальной
мощности является корректирование максимальной частоты
вращения турбокомпрессора в зависимости от температуры и
давления наружного воздуха. При этом способе корректоры независимо
воздействуют на затяжку пружины регулятора частоты вращения
турбокомпрессора, увеличивая максимальную частоту вращения
турбокомпрессора по мере повышения температуры и снижения
давления воздуха.
На рис. 7.12 показано, как должна изменяться лтк, чтобы при
изменении температуры /„ и давления ри атмосферного воздуха
мощность двигателя поддерживалась постоянной. В обоих случаях
зависимости практически можно рассматривать как линейные; при
этом с достаточной степенью точности коррекция может
осуществляться по обоим параметрам независимо и мощность будет
поддерживаться примерно постоянной независимо от конкретных
сочетаний температурных условий и давления. В связи с этим вы-
сотно-климатические характеристики высотного двигателя при
таком способе ограничения максимальной мощности протекают
более благоприятно, чем при ограничении максимальным
расходом топлива.
На рис. 7.13 показаны такие характеристики в стандартных,
летних и зимних условиях. Как видно, номинальная мощность
поддерживается во всех случаях достаточно постоянной. При этом
высотность двигателя в случае пониженных температур
соответственно возрастает. Некоторое увеличение мощности с ростом
высоты, а затем ее уменьшение объясняется тем, что закономерность
изменения частоты вращения по ри в действительности несколько
отличается от линейной (см. на рис. 7.12 изменение птк по ри при
tn = const).

МЕТОДЫ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ
291
1,05
0,95
г*
'г
1,0
0,8
f*TK
1,0
0,9
Gm
1,05
п о*
.
—•—,
1 ,
— —
.—
,
— —
— —
— -
— —
— —
яг
1,3
1,1
\
'-60 -40 -20 0 20 40/„,°С
а)
0,95
0,85
50 60 70 80 90/?„,кПа
Рис. 7.12. Влияние температуры и давления наружного
воздуха на изменение параметров работы двигателя
при ограничении максимальной мощности коррекцией птк:
а ~ "тк 1И =/(О = 1 + А if и - и)\ Рн = const;
6 - "
ткРн
(рн-рноУ, Рн = const
Рис. 7.13. Высотно-климатические
характеристики двигателя со
свободной турбиной с
ограничением мощности коррекцией лТкфиз
по рн и tH при Н„ = 3 км
( [ 4)]
МСА +25 °С;
-МСА;
МСА-55°С
N
1,0
0,8
Yl-YYi max= COnSt
——■ ■
. m -
■
— •
bps-:
4 Яп,
7?
1,0
0,8
1,0*
0,8
км

292
Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Одним из важных преимуществ ограничения максимальной
мощности коррекцией частоты вращения турбокомпрессора
является возможность однозначного решения вопроса об указателе
режима работы двигателя [3]. У высотного двигателя без такой
коррекции режимы, на которых разрешается только кратковременная
работа, не определены однозначно каким-либо одним параметром
(л™ ^г* и ДР-)« Поэтому контроль режима должен производиться
одновременно по нескольким параметрам работы двигателя и в
зависимости от совокупности внешних условий, что осложняет
работу летчика.
При ограничении мощности коррекцией пгк система
регулирования может быть выполнена таким образом, чтобы это изменение
осуществлялось при любом положении рычага управления
двигателем (рис. 7.14). При управлении двигателем по системе шаг-газ
летчик задает режим работы двигателя рычагом управления 7. При
конкретных внешних условиях положение рычага управления
однозначно определяет птк и мощность двигателя. Если при
неизменном положении рычага управления внешние условия изменятся, то
корректоры по рн и /„, воздействуя на затяжку пружины
регулятора, так изменят итк, что мощность останется прежней. Поэтому во
всем диапазоне внешних условий, соответствующем высотности
двигателя, угол установки рычага управления (сектора газа)
определяет режим работы двигателя.
При автоматическом поддержании wCT = const этот метод
пригоден только для ограничения максимальной мощности двигателя.
Рис. 7.14. Схема системы
регулирования при ограничении
мощности коррекцией частоты
вращения турбокомпрессора пор,, и /„:
/ - рычаг управления; 2 - датчик /„;
3 - датчик/?,,; 4 - суммирующее
устройство; 5 - регулятор частоты
вращения турбокомпрессора;
6 - топливный регулятор;
7 - двигатель

МЕТОДЫ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ 293
Рассмотренные специфические для вертолетных двигателей
методы ограничения максимальной мощности в основном
предназначены для защиты трансмиссии, главного редуктора и винта от
приложения чрезмерно большого крутящего момента,
недопустимого из условий их прочности. В противном случае эти элементы
СУ должны были бы рассчитываться на максимально возможный
крутящий момент, что привело бы к существенному увеличению
их массы. Вместе с тем при ограничении максимальной мощности
двигателя ограничиваются и опасные для самого двигателя
режимы его работы. Однако вне условий поддержания постоянной
мощности двигателя эта защита не действует и при мощности
меньше максимальной возможна недопустимая для двигателя
нагрузка.
Поэтому на вертолетных двигателях помимо ограничения
максимальной мощности или максимального крутящего момента
вводят дополнительные ограничения, необходимые для зашиты
самого двигателя. Прежде всего это ограничения максимальной
частоты вращения турбокомпрессора и свободной турбины,
необходимость которых очевидна. Кроме того, вводят ограничения
_♦ *
Тг И 71К .
Ограничение температуры газов Т* перед турбиной
компрессора. Необходимость ограничения температуры газов перед
турбиной компрессора обусловлена тем, что у большинства
двигателей при постоянной физической частоте вращения повышение
температуры наружного воздуха связано с увеличением работы
сжатия в компрессоре с соответствующим повышением Т*.
Поэтому при жаркой погоде ограничение птк может оказаться
недостаточным для защиты двигателя и Т* будет увеличиваться с
ростом температуры наружного воздуха. Интенсивность роста Т*
зависит от конкретных особенностей компрессора и может
изменяться в весьма широких пределах, причем у большинства
вертолетных двигателей как с осевым, так и с осецентробежными
компрессорами повышение Т* по этой причине может быть довольно
значительным. Как это видно из рис. 7.15, относящегося к двига-

294
Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
N
1,3
1,1
0,9
0,7
7?
1,04
0,96
0,88
0,80
N.
ч
кч
-—
"
1,0
0,9
-60 -40 -20 0 20
-60 -40 -20 0 20 40 tH,°C
Рис. 7.15. Влияние
температуры наружного воздуха tu
на относительные
температуру 7j* и мощность
двигателя N и пткптк
40 tH,°C
телю с осецентробежным компрессором, повышение температуры
наружного воздуха от 15 до 50 °С приводит к увеличению
температуры газов перед турбиной на 4 %. Если учесть, что Т* у
рассматриваемых двигателей близка к 1200 К, то это означает, что
при tH = 50 °С температура газов будет примерно на 50 К выше,
чем в стандартных условиях.
Поэтому либо двигатель должен проектироваться на эти
экстремальные условия, что приведет к ухудшению его данных в
стандартных условиях, либо необходимо специальное ограничение
Т*. Оно может осуществляться как по прямым, так и по
косвенным показателям. При непосредственном ограничении
температура газов она измеряется несколькими термопарами перед турбиной
компрессора или перед свободной турбиной.
Число термопар и их расположение определяются характером
температурной неравномерности за камерой сгорания с тем, чтобы
обеспечить достаточно точное измерение средней температуры
газов. Сигнал от термопар поступает в ограничитель температуры
газов, уменьшающий подачу топлива в двигатель таким образом,
чтобы температура газов не превышала максимальное допустимое
значение. При этом соответственно уменьшается и™ и развиваемая
двигателем мощность.

МЕТОДЫ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ 295
На двигателях малой мощности, где особенно важно
сокращение массы аппаратуры, применяют только указатель
температуры газов, служащий для ограничения режимов вручную.
Основным недостатком непосредственного ограничения
температуры газов является необходимость установки большого числа
термопар в горячей зоне перед турбинами, что ухудшает
надежность двигателя. Кроме того, применение ограничителя
температуры газов связано с заметным утяжелением системы автоматики.
Поэтому находит применение так же косвенный метод
ограничения максимальной температуры газов.
Сущность этого метода сводится к ограничению температуры
газов при повышенной температуре наружного воздуха путем
снижения максимального значения птк. Обычно косвенный метод
ограничения температуры газов используют в тех системах
регулирования, в которых регистрация внешней температуры
производится и для выполнения других функций (ограничения пткпр,
регулирования поворотных лопаток компрессора и др.). Это позволяет
комплексно использовать аппаратуру и достигать ограничения
температуры без существенного утяжеления агрегатов.
Ограничение степени повышения давления я* в
компрессоре. Необходимость ограничения я* (или птк пр) связана с
особенностями протекания характеристики компрессора и линии
совместной работы в зоне высоких значений приведенной частоты
вращения п1К Пр. Компрессор вертолетных ГТД часто рассчитывают со
сравнительно небольшими запасами устойчивости при высоких
значениях и™ пр> что позволяет получить требуемое значение я* при
меньшем числе ступеней, т.е. упростить и облегчить компрессор [1].
Однако при низких температурах атмосферного воздуха на
высоте, где ограничители максимальной мощности не действуют,
величина пткпр двигателя значительно возрастает и линия
совместной работы проходит в зону сгущения со значительным
сокращением запасов устойчивой работой. В результате в двигателе может
возникнуть верхний помпаж. Поэтому на двигателях, компрессор
которых не рассчитан на работу при высоких птк пр, необходимо

296
Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
устанавливать специальный ограничитель тс* . При этом
ограничение может осуществляться либо на основе прямого изменения тс*
(обычно по перепаду давлений в части его ступеней), либо
косвенно путем ограничения максимального значения птк пр (если в
системе регулирования имеется элемент, выдающий по пк и /„ сигнал,
пропорциональный птк пр). В обоих случаях по сигналу л*тах ~
~ ^тк пр max ограничивается подача топлива в двигатель и частота
вращения уменьшается настолько, чтобы не было превышено
максимальное допустимое значение степени повышения давления.
Основным недостатком подобного ограничения является
интенсивное уменьшение мощности с увеличением #п. При этом в
зимних условиях мощность двигателя меньше, чем в стандартных
(при постоянном значении птк пр мощность уменьшается
пропорционально корню квадратному из /„). Это видно из рис. 7.16, на
котором показано относительное изменение мощности двигателя
по высоте в стандартных и зимних (МСА -55 °С) условиях при
ограничениях яткпр = ] = const и птк = 1 = const. Здесь же
приведена кривая 1 мощности, требуемой для обеспечения
соответствующего динамического потолка вертолета, свидетельствующая о
значительном уменьшении высоты полета вертолета при ограничении
пткпр = 1 = const, в особенности в зимних условиях.
N
1,4
1,2
1,0
0,8
0,6
0,4
0,2
\
N
г—
N
>
кпр COllsl "^
^кпр
•С;
/
,. —
к О
— —
= const
/
—.—
1\
X
^-—-
0 1 2 3 4 Яп
. г'ткпр
1,1
1,0
км
Рис. 7.16. Изменение мощности
по высоте при ограничениях
птк = 1 = const и
«ткпр =l=const:
МСА;--- -МСА-55°С

МЕТОДЫ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ
297
N
1,0
0,8
0,6
Рис. 7.17. Высотные
характеристики при ограничениях
/iTK = const и /iTK пр = const:
МСА; - - - - МСА - 55 °С
1,05
—. —
few
— —
1
- 1,05
\
"ткпр
1,1
1,0
0,9
0 1 2 3 4 Яп, км
Во многих случаях компрессор двигателя проектируют таким
образом, чтобы ограничение птк пр было необходимо только при
значительном понижении температуры наружного воздуха. В
сочетании с ограничениями максимальной мощности и физической
частоты вращения турбокомпрессора птк это позволяет получить
приемлемое уменьшение мощности с увеличением Нп как в
стандартных, так и в зимних условиях.
На рис. 7.17 показано изменение мощности двигателя в
стандартных и зимних условиях при таком способе ограничения.
В качестве приведенной частоты вращения, по которому
осуществляется ограничение, принято значение йткпр = 1,05 (для
сравнения следует отметить, что в зимних условиях при п1К = 1
возможно достижение яткпр = 1,16).
В этом случае в условиях МСА для рассматриваемого
примера ограничение по приведенной частоте вращения наступает на
высоте Нп > 4,2 км. В зимних условиях (МСА -55 °С) ограничение
^ткпр = U05 действует уже на земле: при этом мощность двигателя
на высотах менее 1,5 км оказывается даже большей, чем в
стандартных условиях. И только на сравнительно большой высоте
имеет место некоторый проигрыш, величина которого может быть
изменена соответствующим выбором птк пр. Таким образом может
быть устранена необходимость создания компрессора,
работающего при значительно повышенных частотах вращения.

298 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
7.4. РАЗВИТИЕ САУ
Вертолетный двигатель как объект регулирования обладает
следующими специфическими особенностями:
многорежимностью (так, мощность двигателя от режима
малого газа до взлетного изменяется в 10 - 15 раз);
работой при существенно изменяющихся внешних условиях:
в диапазоне изменения температуры -60...+40 °С и давления
104...40 кПа (следует заметить, что изменение температуры на
входе от -30 до +30 °С приводит к снижению мощности двигателя
на 30...40%);
высокими требованиями по точности поддержания рабочих
параметров.
Эти особенности и специфика эксплуатации двигателя
обуславливают применение сложной САУ. Отдельные узлы САУ
двигателя могут быть построены на элементах различной физической
природы (механические, пневматические, гидравлические,
электрические, электронные, оптические и др.). Выбор того или иного
физического принципа определяется рядом функциональных,
технических и экономических критериев. Некоторые узлы САУ,
например исполнительные органы, должны выполняться только в
виде механических устройств. А вот функции вычисления, логики,
запоминания в настоящее время наиболее успешно решаются
электронными системами.
Гидромеханические САУ. Основным отличительным
признаком гидромеханических САУ является то, что все счетно-
решающие операции, необходимые для регулирования двигателя,
выполняются механизмами, состоящими из рычагов, кулачков,
сильфонов и др. В связи с усложнением ГТД число функций,
выполняемых регулятором, непрерывно растет. Особенностью и
слабым местом гидромеханических САУ является то, что для
выполнения каждой из заданных функций регулирования необходим
отдельный, часто очень сложный узел со своей счетно-решающей
частью и памятью, выполненный на плоском или объемном
кулачке. Увеличение числа функций, реализуемых САУ, вызванное
усложнением ГТД и стремлением оптимизировать их характеристи-

ки, приводит к непосредственному увеличению числа узлов
гидромеханической САУ, а следовательно, к увеличению массы и
стоимости систем и снижению их надежности. В
гидромеханической САУ введение новых функций или изменение программ
приводит к необходимости замены целых узлов и даже коренной
переделке агрегата в целом.
Гидромеханическая САУ требует большого объема наземного
технического обслуживания и проверки в воздухе для проведения
необходимых подрегулировок после замены агрегатов. Бывает
нужно настроить от семи до десяти регулируемых элементов, с
помощью которых устанавливается время приемистости
двигателя, частота вращения на режиме малого газа, максимальные
частоты вращения и др. Кроме того, гидромеханический регулятор не
позволяет компенсировать изменение плотности топлива и износ
двигателя, поэтому большие затраты времени связаны с
первоначальной регулировкой двигателя и с периодическими
подрегулировками в процессе эксплуатации. В меньшей степени указанные
выше обстоятельства характерны для гибридных САУ.
В связи с ростом числа функций, выполняемых регулятором,
появились гидромеханические САУ с электронными
ограничителями режимов, опасных для двигателя.
Супервизорный принцип построения САУ означает, что
воздействие со стороны электроники на исполнительные устройства
ограничено. В них управление двигателем по обычным
программам выполняет гидромеханический регулятор, а электронный
регулятор корректирует характеристики гидромеханического,
обеспечивая этим оптимизацию характеристик двигателя. Супервизор-
ная САУ работает, как правило, в области квазистационарных
режимов. Приемистость и сброс газа осуществляются
гидромеханической системой. Для супервизорной системы характерно наличие
контура контроля состояния двигателя и информации летчика о
нем. В случае отказа электроники гидромеханический регулятор
позволяет обеспечивать продолжение полета, но с несколько
ухудшенными характеристиками двигателя. В супервизорной САУ
существует возможность сочетания высокой точности регулирова-

300 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
ния электронной системы с большой надежностью
гидромеханического регулятора.
Дальнейшим развитием САУ являются такие схемы, в
которых все без исключения функции управления выполняет
электронный регулятор, но в то же время имеется простой
гидромеханический регулятор, который включается только в случае полного
отказа и отключения электроники. Он позволяет завершить полет
без аварии.
Электронные САУ. Полностью электронные САУ
характеризуются тем, что все функции регулирования, в том числе и
дублирование, осуществляются электронными узлами, а
гидромеханика используется только в системах топливоподачи и
исполнительных механизмах. Полностью электронные САУ (и гибридные)
до последнего времени разрабатывались и применялись как в
аналоговом, так и в цифровом варианте. Однако в связи с прогрессом
в микропроцессорной технике и с перспективами интеграции САУ
двигателя с другими автоматическими системами вертолета
современные электронные САУ выполняются только на базе ЭВМ.
Использование в САУ ЭВМ позволяет совершить качественный
скачок по всем показателям систем:
неограниченным возможностям расширения числа функций и
повышения их сложности;
осуществлению многопараметрического (многоконтурного)
регулирования, особенно для двигателей изменяемого цикла;
интеграции регулирования модулей СУ, а в перспективе и
полной интеграции с системами вертолета;
обеспечению непрерывного самоконтроля САУ и диагностики
двигателя.
В табл. 7.1 приведена характеристика гидромеханических и
электронных САУ.
Преимущества электронных САУ проявляются в следующем:
повышении ресурса двигателя в среднем на 50 % за счет
исключения перегрузок при взлете и наборе высоты;
улучшении динамических характеристик двигателя;

РАЗВИТИЕ САУ
301
7.1. Характеристика гидромеханических и электронных САУ
Характеристики
Надежность
Стоимость
Масса
Точность
Возможность
дублирования
Стоимость
обслуживания
Возможность
интеграции с другими
системами вертолета
Чувствительность к
свойствам топлива
Гидромеханическая
САУ
Высокая
Высокая
До 30 % от массы
двигателя
0,8 %
Затруднена
Высокая
Затруднена
Высокая
ЭСУ
Требует
резервирования
Сравнительно низкая
В 7-10 раз меньше
0,1. .Д2%
Практически без
ограничений
Незначительная
Не вызывает
затруднений
Низкая
в высокой степени адаптации, ЭСУ гораздо легче
совершенствовать, так как сами двигатели модифицируются на протяжении
всего срока службы, усовершенствование гидромеханической
САУ является дорогостоящим мероприятием, в то время как
электронная САУ чаще всего требует только изменения программного
обеспечения или замены постоянно совершенствующихся
элементов и блоков;
в синхронизации работы нескольких двигателей, что
обусловлено исключением механической связи между элементами
двигателя и ЛА;
в существенном повышении (в 5-10 раз) точности
поддержания регулируемых параметров, для компрессора это означает
приближение линии рабочих режимов к границе помпажа, т.е. более
полное использование возможностей двигателя при
гарантированном запасе устойчивости.

302 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Направления развития электронных САУ. Эксплуатация
двигателей с высокими удельными параметрами, а также
двигателей изменяемого цикла в первую очередь потребует
совершенствования САУ. Создание новейших САУ будет идти по пути
увеличения числа выполняемых функций и быстродействия,
повышения точности и надежности, снижения стоимости и улучшения
условий эксплуатации. В связи с этим можно прогнозировать
следующие направления в развитии САУ: создание универсальных
ЭСУ; разработка адаптивных систем управления;
совершенствование электронных блоков и линий связи; внедрение цифровых
датчиков и электромеханических приводных устройств; переход к
оптоэлектронным и оптическим системам.
Создание универсальных электронных С А У. Имеются в виду
ЭСУ, которые могут быть приспособлены на любой двигатель с
изменением программного обеспечения. Такие электронные
регуляторы будут строиться на базе серийных блоков общего
назначения (т.е. не только для авиации). Адаптация к двигателям
различных типов осуществляется путем:
модификации математического обеспечения;
замены аналоговой платы;
замены модулей гидромеханической части.
Система будет иметь автономный источник питания, а ее
электронные блоки будут охлаждаться топливом. Основная цель
создания универсальных регуляторов - это снижение их
стоимости изготовления и эксплуатации.
Разработка адаптивных систем управления. Применение
самонастраивающихся САУ вызвано следующим:
программы регулирования далеки от совершенства;
всегда имеется разброс характеристик отдельных моделей
двигателя при серийном производстве;
по мере выработки ресурса изменяются исходные
характеристики;
двигатель постоянно совершенствуется.
Задачей логики самонастройки является управление
характеристиками двигателя для обеспечения минимального удельного
расхода топлива при сохранении заданной тяги или мощности.

РАЗВИТИЕ САУ 303
Примером адаптации САУ может служить ее функционирование
при отказе датчика или исполнительного органа. Так, в случае
отказа датчика берется значение измеряемого параметра из
математической модели двигателя либо производится вычисление
параметра по измеренным значениям других. Следствием отказа
исполнительного органа является стабилизация его положения и
перенастройка других исполнительных органов таким образом,
чтобы режим работы двигателя не изменился.
В ближайшее время ожидается внедрение в эксплуатацию
цифровых электронных САУ без гидромеханической резервной
части, т.е. сведение гидромеханической части к дозатору топлива
и топливному насосу с фильтром.
Совершенствование электронных блоков и линий связи. В деле
совершенствования бортовых ЭВМ можно выделить следующие
направления: увеличение быстродействия, повышение рабочей
температуры электронных блоков, организация параллельной
обработки информации. Требование высокого быстродействия к
ЭВМ обусловлено усложнением разрабатываемых и
перспективных двигателей, повышением степени интеграции,
необходимостью применения сложных систем встроенного контроля и
диагностики, повышением требований к динамическим
характеристикам САУ.
В настоящее время предельная рабочая температура изделий
электронной техники 125 °С. Использование интегральных
инжекторных кремниевых схем позволит повысить рабочую
температуру до 300 °С. Это, в свою очередь, повысит надежность работы
вблизи двигателя электронных блоков САУ и не потребует
охлаждения их топливом (значит, произойдет снижение массы системы).
При осуществлении распределенной обработки информации
требуются высокотемпературные электронные схемы для
оснащения собственными процессорами датчиков и исполнительных
механизмов (ИМ). Встроенный в датчик или ИМ процессор позволит
осуществлять аналого-цифровое преобразование, используя
собственные специальные алгоритмы, и по командам центрального
процессора передавать значение измеренной величины в виде
двоичного кода в шину данных. Одновременно вычислительные

304 Глава 7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
функции осуществляются в нескольких датчиках и ИМ, при этом
достигается высокая степень быстродействия, обусловленная
параллельной обработкой информации. Параллельная обработка
информации может повысить реальное быстродействие ЭВМ на
один-два порядка. Это может быть достигнуто еще и надлежащим
построением структуры вычислителя, разработкой специальных
алгоритмов управления, применением языка высокого уровня.
В настоящее время уже началось опытное применение гибких
световодов в качестве высоконадежных линий связи, не
подверженных электромагнитным воздействиям. Волокна из обычного
стекла на основе диоксида кремния обладают большим световым
сопротивлением. Было также предложено для оптоволокон
использовать оксиды с добавлением германия и сурьмы.
Эксперименты показали, что поглощение света в этом случае в 2 раза
меньше, чем в стекле.
Перспективным является использование гаплоидных
соединений, содержащих смеси фтора и хлора с такими материалами, как
цирконий, барий, гадолиний. Такие материалы на два-три порядка
прозрачнее стекла. По одному волокну из нового материала можно
будет одновременно передавать до 20 тыс. сигналов. Потери
энергии в современных (стеклянных) световодах сопоставимы с
потерями в электрических кабелях. Диаметры и массы оптических
кабелей в 5-10 раз меньше, чем электрических. Сейчас основной
недостаток оптических кабелей - низкие механические свойства
световодов и их высокая стоимость по сравнению с электрическими.
Разработка постоянных магнитов с высокой индукцией
магнитного поля, применение кобальт-самариевых сплавов и
специальных сталей в сочетании с интегральными твердотельными
силовыми переключателями приведет к целесообразности
использования электрической энергии для привода исполнительных
механизмов и подачи топлива в двигатель.
В перспективе привод топливных насосов от
электродвигателя позволит отказаться от перепуска и связанного с этим
подогрева топлива. Расположение мощного электрогенератора
(выполняющего функции стартера) вдоль оси двигателя и отсутствие
коробки передач приведет к уменьшению миделя. Так как в САУ не

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 305
будет использоваться топливо, будут исключены случаи
загрязнения и возгорания, упростится техническое обслуживание.
В перспективных САУ приоритет будут иметь акустические,
оптические и лазерные датчики со встроенными процессорами и
цифровым входом.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование
авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. Кн. 1, 2. М.:
Машиностроение, 2003. 616 с. Кн. 3. М: Машиностроение, 2005.
464 с.
2. Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование воздушно-
реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1988. 360 с.
3. Масленников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.И.
Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969.
380 с.
4. Максимов Н.А., Секистов В.А. Двигатели самолетов и
вертолетов. М.: Военное издательство, 1977. 344 с.
5 Данилов В.А. Вертолет МИ-8. Устройство и техническое
обслуживание. М.: Транспорт, 1988. 248 с.

Глава 8
ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ
УСЛОВИЙ НА РАБОТУ
ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
8.1. ПОПАДАНИЕ ВЫПУСКНЫХ ГАЗОВ НА ВХОД В
ДВИГАТЕЛЬ И ВОЗДЕЙСТВИЕ ТЕПЛОВОЙ ВОЛНЫ
Попадание выпускных газов на вход в двигатель. Опыт
эксплуатации вертолетов с ГТД свидетельствует о том, что на
режиме висения вблизи земли или при работе на земле в ветреную
погоду возможно попадание части выпускных газов в воздух,
поступающий на вход в двигатель. Это объясняется размыванием
струй выходящих из двигателей газов встречным ветром и
последующим перемешиванием размытых газов с воздушными
потоками от НВ. В результате происходит общее повышение
температуры воздуха во всем пространстве под НВ вертолета, включая и
место расположения воздухозаборников двигателей. Из-за
неустойчивости процессов размывания и перемешивания, колебаний в
скорости и направлении ветра подогрев воздуха под НВ
неравномерен и изменяется во времени с частотой в несколько герц.
Повышение температуры воздуха на входе неблагоприятно
влияет на работу двигателя.
Общее повышение температуры воздуха наиболее
неблагоприятно сказывается летом при повышенной наружной
температуре, так как приводит к дополнительному снижению максимальной
мощности двигателя. В этих условиях дополнительное повышение
температуры воздуха на входе означает снижение полезной отдачи
вертолета. По данным Л.С. Рысина общее повышение
температуры воздуха на входе в двигатели из-за забрасывания выпускных
газов может достигать 10... 15 °С при максимальном подогреве
отдельных участков на 25...30 °С. Соответствующее дополнитель-

ПОПАДАНИЕ ВЫПУСКНЫХ ГАЗОВ 307
ное уменьшение максимальной мощности двигателя в летних
условиях составляет 8... 10 % [ 1 ].
Изменение направления ветра может привести к повышенной
скорости увеличения температуры воздуха на входе. В этом случае
величина GB в связи с ростом Т* уменьшается достаточно быстро
и, если система регулирования не успевает снизить подачу
топлива, то происходит кратковременный заброс Гг*, который может
сопровождаться процессом помпажа в компрессоре. Если имеются
регулируемые НА, то и они не успевают отследить изменение Т*,
что приводит к уменьшению запаса устойчивости работы
компрессора.
Неравномерное температурное поле на входе также снижает
запас по газодинамической устойчивости компрессора: чем
больше температурная неравномерность, тем меньше запас по ГДУ.
Таким образом, важна оценка факторов, влияющих на
забрасывание выпускных газов, и выявление факторов, способных его
уменьшить.
Основное влияние на забрасывание выпускных газов
оказывают режим работы вертолета и направление ветра; кроме того,
влияют общая компоновка двигателя на вертолете, расположение
затеняющих элементов конструкции.
В полете и висении на удалении от земли выпускные газы
практически не попадают на вход в двигатель.
Решающим фактором является направление ветра по
отношению к вертолету. При ветре спереди загазованность под НВ
исчезает и на вход в двигатели поступает чистый воздух.
При работе на земле или вблизи нее индуктивный поток
воздуха от НВ слабо размывает струю выпускных газов, которая
распространяется в направлении ее выхода из двигателя. Если ветер
направлен навстречу струе выпускаемых газов, то происходит ее
размывание на некотором удалении и унос обратно в зону
действия НВ, который подсасывает разбавленный выпускными газами
воздух и нагнетает его в зону вокруг вертолета, включая зону
расположения воздухозаборников двигателя, как бы они не
компоновались на вертолете. Процесс размывания очень неустойчив, в свя-

308 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
зи с чем даже при постоянных скорости и направлении ветра
температурное поле в зоне под НВ неравномерно и переменно во
времени. Кроме того, на высоких режимах работы размывание струи
встречным ветром усиливается создаваемым НВ интенсивным
воздушным потоком, включающим зоны обратных токов воздуха
из зоны воздушной подушки, которые перемешивают размытые
газы с воздухом и вблизи втулки винта поднимаются вверх,
частично попадая на вход в двигатели. Наличие обратных токов
приводит к тому, что даже в безветренную погоду выпускные газы
могут попадать на вход в двигатели.
Конструктивные факторы (расположение двигателей на
вертолете, угол выпуска газов из двигателя, форма и расположение
выступающих элементов конструкции вертолета) влияют на
забрасывание выпускных газов только в том случае, если при
проектировании вертолета были допущены ошибки и струи выхлопных
газов при их нормальном распространении попадают либо в
область интенсивных завихрений, создаваемых вокруг фюзеляжа и
других элементов конструкции, либо непосредственно на вход в
другие двигатели, если они расположены друг за другом вдоль
вертолета.
Заброс газов усиливается в том случае, если в выходном
сечении криволинейного диффузорного выпускного канала вследствие
отрыва струи от стенки образуется зона обратной циркуляции в
части канала выходного сечения. В остальных случаях
выступающие элементы конструкции и возникающие вокруг них зоны
интенсивных завихрений только несколько изменяют траекторию
движения размытого газа под несущим винтом, ускоряя его
перемешивание с воздухом, но почти не влияют на количество газа и
подогрев воздуха в зоне под винтом.
Изменение угла установки выпускного канала двигателя
также не позволяет устранить или существенно уменьшить
забрасывание выпускных газов [1]. Опыты, проведенные на специальном
стенде с модельным НВ, при установке канала горизонтально или
под различными углами вверх или вниз показали, что всегда
имеются факторы, обусловливающие интенсивное размывание струи:
встречными потоками подсасываемого к винту воздуха, ударами

ПОПАДАНИЕ ВЫПУСКНЫХ ГАЗОВ 309
лопастей по струе, обратными токами воздуха из земной подушки
и др. Значимость влияния этих факторов на размывание струи и
забрасывание размытого газа в области, удаленные от ее
траектории, различна, но во всех случаях пространство под НВ
заполняется размытым газом.
Возможные меры предупреждения забрасывания выпускных
газов на вход в двигатели весьма ограничены. Конструктивные
мероприятия по существу сводятся к расположению двигателей
таким образом, чтобы выпускные струи при их нормальном
распространении были максимально удалены от зон интенсивных
завихрений или не проходили вблизи входов в другие двигатели.
Это может снизить заброс, но не устраняет его полностью.
Изложенное выше необходимо учитывать при
проектировании как вертолета, так и двигателей. В компрессорах последних
должен быть предусмотрен дополнительный запас по ГДУ, а при
оценке максимальной мощности по Тн не следует забывать о
дополнительном возможном повышении температуры на входе при
взлете или висении вблизи земли с соответствующим
дополнительным снижением максимальной мощности.
Воздействия тепловой волны. Значительно большие
скорость роста и общее повышение температуры воздуха на входе в
двигатели возможны в двух следующих случаях: при стрельбе
реактивными снарядами (PC) и при пролете на малой высоте над
зоной пожара. Пуски PC относятся только к военным вертолетам.
Основными средствами защиты двигателей в этих случаях обычно
являются: такое расположение PC относительно входов в
двигатели, при котором обеспечивается минимальное попадание
размываемой струи на вход; кратковременное резкое снижение подачи
топлива и включение дополнительных средств увеличения ГДУ
компрессора непосредственно перед пуском PC с последующим
восстановлением режима после прохода тепловой волны горячих
газов, продолжительность воздействия которой составляет
0,5... 1,5 с. Это позволяет избежать помпажа двигателя, но сильное
снижение подачи топлива может вызвать недопустимое для
вертолета даже кратковременное снижение мощности в определенных
условиях полета.

310 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
При входе в зону пожара практически невозможно точно
предугадать момент попадания в двигатель горячего воздуха, а
продолжительность и многократность воздействия могут быть весьма
большими. Поэтому способам устранения помпажа в этих
условиях и факторам, влияющих на него, уделено большое внимание в
ряде отечественных и зарубежных работ как экспериментальных,
так и расчетных [2, 3]. Эти исследования выявили первостепенное
значение скорости роста температуры во фронте тепловой волны
Гв /А,, которая в рассмотренных случаях может достигать
несколько тысяч градусов в 1 с.
На рис. 8.1 показаны характерные траектории движения
рабочей точки на характеристике осевого компрессора через интервалы
времени в 0,01с при скоростях роста температуры в тепловой
волне 3600 и 1400 К/с. Если Тв /Дт = 3600 К/с, то рабочая точка
смещается в зону помпажа всего за 0,02 с при почти постоянном
значении 71*. При меньшей скорости роста температуры (1400 К/с)
рабочая точка также смещается к границе устойчивой работы, но
не достигает ее и затем происходит снижение я* без помпажа. На
3-
г
1/
/
2-У 6
X
/ 1
/=0,03
-0,04 с.
0,05 с
6200 7000 7600 п пр, мин
а)
6200 7000 7800 «Пр,мин
б)
Рис. 8.1. Изменение положения рабочей точки на характеристике
компрессора при прохождении тепловой волны [2]:
а - АГв/Ат =1400 К/с, б - ДГв/Дт =3600 К/с;
/ -линия установившихся режимов; 2 - граница устойчивой работы;
3 - линия рабочих режимов при прохождении тепловой волны

ПОПАДАНИЕ ВЫПУСКНЫХ ГАЗОВ
311
величину Гв/Ат в тепловой волне, вызывающую помпаж, влияет и
абсолютное повышение температуры AT* в ней, как это показано
на рис. 8.2.
Приведенные выше данные относятся к ТРД с
многоступенчатым осевым компрессором (тг* =8, пкпр = 8200 мин"1). Аналогичные
данные, но при несколько больших значениях Гв/Ах, были
получены в исследованиях А.А. Тарасова и О.В. Купчика на
газогенераторе вертолетного ГТД средней мощности с осецентробежным
компрессором. Следует отметить, что газодинамический
переходный процесс, определяющий возможность попадания в помпаж
заканчивается всего за 0,02...0,03 с, а последующее положение
рабочей точки определяется интенсивностью тепловыделения в
камере сгорания и теплообменом в компрессоре. Кроме того,
температура лопаток и корпуса во всех ступенях ниже температуры
воздуха во время прохождения тепловой волны, что также должно
учитываться при математическом моделировании процесса,
происходящего при прохождении тепловой волны.
Очевидно, что время около 0,02 с настолько мало, что
инерционность как измерителя температур на входе, так и
исполнительных и регулирующих устройств не обеспечивает должного их
125
100
75
50
25
'/
/
Рис. 8.2. Влияние величины
подогрева воздуха в тепловой
волне АГВ на значение АГв/Ах,
начиная от которого в
компрессоре возникает помпаж:
1 - по данным [2];
2 - по данным [3]
О 2000 4000 аГвх к/с

312 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
реагирования. Поэтому необходим принудительный упреждающий
перевод всех устройств, отодвигающих границу устойчивой
работы в компрессоре до попадания в него тепловой волны в условиях,
когда такое явление возможно.
8.2. ВЛИЯНИЕ ВЛАЖНОСТИ И ВОДНОСТИ
АТМОСФЕРНОГО ВОЗДУХА
Все параметры вертолетных ГТД и их характеристики обычно
определяются для сухого воздуха, не содержащего паров воды. В
действительности в воздухе всегда содержится влага, количество
которой зависит от конкретных высотных, климатических,
температурных условий, состояния атмосферы.
Влияние влажности. Влажность воздуха, содержащего пары
воды, оценивают влагосодержанием d, показывающем долю массы
паров воды в сухом воздухе. Эта величина насыщения водяным
паром и зависит от атмосферного давления ри и давления
насыщенных водяных паров pd, которое является функцией
температуры. Влагосодержание насыщения определяется уравнением
d = ^ , (8.1)
где /?в =287,3 Дж/(кгК) и Rd = 461 Дж/(кгК) - газовые постоянные
сухого воздуха и водяного пара.
Влажность воздуха, кроме того, оценивают относительной
влажностью ф^5 показывающей какую долю составляют водяные
пары (рп) в воздухе по сравнению с условиями насыщения:
^ (8.2)
Pd
На рис. 8.3 приведены зависимости от температуры Тн
величин pd и d, последнего для стандартных по давлению земных
атмосферных условий (ри =101,325 кПа). В связи с быстрым
увеличением pd по температуре с ростом Ти интенсивно увеличивается
количество водяных паров, которое может содержать атмосферный

ВЛИЯНИЕ ВЛАЖНОСТИ
313
d
0,08
П 04
V
/у
/у,
/
273
293
0
313 ТН9К
Рис. 8.3. Зависимости парциального давления водяного пара/7^ и
соответствующего условиям насыщения при/?,, = 101,325 кПа
(Я = 0) влагосодержания воздуха d от температуры Тн
воздух. Поэтому влияние влажности на параметры двигателя
практически может сказаться только при повышенной атмосферной
температуре.
На рис. 8.4 представлены стандартные климатические
условия, приведенные в отечественных и зарубежных нормах летной
годности. Они определены на основе допущения, что их
превышение с частотой одного дня в году является маловероятным. Так, в
тропических условиях максимальная влажность (ф^ = 100 %)
соответствует температуре ниже максимальной возможной в тропиках
и составляет 308 К (линия АБ). При этой температуре d = 0,0362.
По мере увеличения высоты максимальное влагосодержание
уменьшается, так как снижение парциального давления
насыщенного пара pd происходит быстрее (из-за снижения атмосферной
температуры), чем атмосферного давления/?„.
С повышением влагосодержания атмосферного воздуха
увеличиваются R, сру акр и уменьшаются к и р = р I R. Это приводит к
изменению япр и GB пр в компрессоре и турбинах, т.е. к изменению
положения рабочей точки на характеристиках этих узлов. Кроме
того, возрастает и относительный расход топлива в камере сгорания qm.
На рис. 8.5 приведены коэффициенты, показывающие
относительное изменение перечисленных выше параметров и показателей

314 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
tH;c тн,к
50
40
30
20
10
-10
-20-
-30-
Г323
313
303
293
288
283
273
263
253
243
ч
ч
ч
ч
Ч
ч
ч
Ч
ч
ч
ч
ч
^о-^зз^
Рис. 8.4. Стандартные и максимальные тропические высотно-
климатические условия:
/ - стандартные; 2 - максимальные тропические; АБ - максимальные
тропические условия при влажности 100 %
0,996
0,992
0,988
0,984
Qmd\
Г=2(
)00К-
С4
ч
00 К
ч
Ч
ч
0 0,02 0,04 0,06 0,08
0 0,02 0,04 0,06 0,08 d
Рис. 8.5. Влияние влагосодер-
жания атмосферного воздуха
d на относительное изменение
показателя изоэнтропы kd,
газовой постоянной Rd ,
приведенного расхода воздуха и
газа GBd и Grd и
относительного расхода топлива qm |4):
а = 3;-- -а = оо

ВЛИЯНИЕ ВЛАЖНОСТИ
315
в пр
uT/Cs
Рис. 8.6. Влияние влажности атмосферного воздуха на положение
рабочей точки на характеристиках компрессора и турбины:
а - сухой воздух; б - влажный воздух
при влажном воздухе по отношению к сухому воздуху в
зависимости от величины влагосодержания d, а на рис. 8.6 - характер
изменения положения рабочей точки на характеристиках компрессора
и турбины при неизменной физической частоте вращения.
Влияние перечисленных выше изменений на параметры всего
двигателя зависит не только от величины d, но и от принятого
закона регулирования двигателя. Так как наибольшее возможное
влагосодержание соответствует высокой температуре
атмосферного воздуха, когда вследствие ограничений по птт и Т* существенно
снижается максимальная мощность двигателя, наибольший
практический интерес представляет количественное влияние 100%-ной
влажности при Тн =308 К (см. рис. 8.4) на мощность и топливную
экономичность двигателя.
Расчетное исследование ГТД СТ с я^ = 20 и Т* = 1600 К для
этих условий показало, что при программе управления Гг*тах =
= const мощность двигателя по сравнению с результатами,
полученными для сухого воздуха, увеличивается примерно на 4 %, а Се
остается практически неизменным. При сохранении Ne max равным
значению, полученному на сухом воздухе, Т* снижается на 15 К, а
удельный расход топлива увеличивается немногим более чем на

316 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
1,1 %. При Ne = 0,5 ухудшение экономичности составляет 1,3 %.
Конкретные особенности характеристик компрессора и уровень
исходных параметров цикла несколько изменяют приведенные
значения, но не принципиально.
Таким образом, наблюдается сравнительно небольшое
влияние влажности атмосферного воздуха при реально возможных ее
значениях на данные ГТД СТ. В технической литературе часто
приводят данные о существенно большем влиянии влажности [4],
но они относятся к 100%-ной влажности при значительно более
высоких температурах, т.е. к гораздо большему влагосодержанию
воздуха по сравнению с определенным в соответствии с нормами
летной годности.
В точных расчетах характеристик ГТД расчет с учетом
влажности следует проводить начиная с Т„ > 288 К. Влияние влагосо-
держания атмосферного воздуха должно учитываться и в
формулах приведения к стандартным атмосферным условиям, как это
показано в [5].
Попадание воды в двигатель. Помимо водяного пара в
воздухе может содержаться вода. Ее количество принято оценивать
водностью, т.е. массой (в граммах) капель воды в 1 м3 воздуха. В средних
широтах дождь обычно создает водность порядка 0,5...40 г/м3 при
размере капель до 3 мм. В случае ливневого дождя водность может
достигать 10 г/м3 и только в исключительных случаях (при
стихийном бедствии) 30...40 г/м3 [6]. Таким образом, даже при
ливневом дожде водность не превышает влагосодержания при высокой
атмосферной температуре и 100%-ной влажности.
Впрыск воды на вход в компрессор в количестве до
3,5...4 г/кг от расхода воздуха не вызывает нарушения работы
двигателя [2], максимальная мощность при этом либо сохраняется,
либо увеличивается, но удельный расход топлива ухудшается на
несколько процентов. Очевидно, что это полностью относится и к
работе двигателя в дождь или снег, так как водность не превышает
указанного выше значения.
Самовыключение двигателя. В эксплуатации крайне редко, но
все же наблюдаются случаи внезапного самовыключения двигате-

ВЛИЯНИЕ ВЛАЖНОСТИ 317
ля в условиях дождя или снега, хотя по их концентрации в воздухе
этого не должно происходить. Исследования этого явления
показали, что оно обусловлено внезапным попаданием на вход
двигателя единичной увеличенной порции воды, снега или льда.
Причины ее образования различны: выход из строя противообледени-
тельных систем двигателя или воздухозаборника; запоздалое их
включение, когда срывается накопившийся лед или снег;
самопроизвольный сброс снега или льда с необогреваемых элементов
конструкции вертолета с последующим их всасыванием вместе с
воздухом в двигатель. В дождь на элементах вертолета скапливается
вода, которая при некоторых эволюциях вертолета может
«выплеснуться» на вход в двигатель.
Были проведены исследования на стенде поведения
двигателей при попадании на вход разовых порций воды или снега.
Последние первоначально забрасывались катапультой с пневмопри-
водном, а скоростной киносъемкой определялось время Дтн 0 их
прохождения через входное сечение воздухозаборника двигателя.
При Атн 0= 0,15...0,2 с для самовыключения вертолетных
двигателей с расходом воздуха 7... 10 кгс требовалась порция снега или
воды GH 0 всего в 150...200 г, при этом снег и вода однозначны
по массе, требуемой для самовыключения. Так как многократное
забрасывание воды (снега) приводит к повреждению первой
ступени компрессора, в тех случаях, когда предвидится большой
объем исследований, заброс порции воды может быть заменен ее
выдавливанием (той же порции и за то же время) поршнем из
цилиндра с вводом на вход в компрессор по нескольким трубкам. В этом
случае компрессор не повреждается.
Причиной самовыключения двигателя является погасание
камеры сгорания. Для сопоставимости результатов на различных
двигателях расход воды, требуемый для самовыключения, можно
условно определять не по абсолютной массе MHi0, а по
секундному и относительному ее расходу:
G\\2o =^н2о/Ат и gh2o =mh2o/Gb •

318 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
на самовыключения
Мш
Уу Зона самовыключени
0,05-
Взлет Номинал Крейсерский а
Компрессор

Многоступенчатый
осевой
Осецен-
тробеж-
ный

Многоступенчатый
осевой
Камера
сгорания

Прямоточная
кольцевая
Кольцевая с

вращающейся
форсункой

Индивидуальная
Условное

обозначение
А, О
О
□
АООП - двигатель не выключился;
#■▲+ - двигатель выключается
Рис. 8.7. Границы самовыключения по относительному расходу воды
для двигателей различных конструкций и схем на разных режимах
работы
На рис. 8.7 приведены результаты испытаний по определению
относительного расхода воды GH2o> соответствующего
самовыключению двигателей различной размерности и конструкции в
зависимости от коэффициента избытка воздуха в камере сгорания
акс и режима работы. Как видно, вызывающий самозаглохание
относительный расход воды равен GH20 = 0,10...0,14, т.е.
значительно больше максимальной водности воздуха в естественных
условиях или при форсировании по мощности впрыском воды на
вход в компрессор [2].
Защита двигателя от самовыключения. Как показали
проведенные фирмой Аллисон (США) исследования на двигателе
250-С28, сопротивляемость двигателя самовыключению при
попадании на вход разовой порции воды может быть существенно
повышена изменением конструкции камеры сгорания [7]. На этом
двигателе применена индивидуальная камера сгорания,
расположенная в задней части двигателя с подводом воздуха сбоку
по двум воздуховодам. Самовыключение двигателя с этой камерой

ВЛИЯНИЕ ВЛАЖНОСТИ
319
двум воздуховодам. Самовыключение двигателя с этой камерой
сгорания происходило при Мн 0 = 40...60 г. Для повышения
сопротивляемости заглоханию в конструкцию камеры сгорания были
внесены следующие изменения (рис. 8.8):
1) введена предкамера 1 жаровой трубы с богатой топливо-
воздушной смесью на режиме максимальной мощности (а = 0,5) и
на режиме малого газа (а = 1). Этим улучшена стабилизация
пламени во всем диапазоне режимов работы двигателя;
2) на входе в предкамеру установлен лопаточный завихритель 2,
обеспечивающий отброс капель воды к периферии и вынос их из
зоны горения в предкамере;
3) отверстия подвода первичного воздуха защищены экраном 3
для уменьшения попадания воды в эту зону камеры сгорания;
4) введен ступенчатый переход от предкамеры к жаровой
трубе, обеспечивающий интенсивную рециркуляцию потока после
внезапного расширения для лучшей стабилизации пламени в
первичной зоне.
Испытания двигателя 250-С28 с модернизированной камерой
сгорания показали, что сопротивляемость двигателя
самовыключению повысилась в несколько раз: GUi0 с 40...60 г увеличилось
до 150...200 г.
Очевидно, что в двигателях с кольцевыми камерами сгорания
и короткими головками вода попадает туда как с первичным
воздухом, так и из основной зоны камеры сгорания в результате
Рис. 8.8. Камера сгорания
двигателя Аллисон 250-С28:
а - исходная; б -
усовершенствованная

320 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
рециркуляции потоков. Если резко увеличить длину головок с
введением развитой предкамеры подобно тому, как это сделано в
камере сгорания двигателя 250-С28, то сопротивляемость
самовыключению должна увеличиться и у кольцевых камер сгорания. Но
это приведет к значительному увеличению их размеров и массы и
поэтому не применяется. Следует отметить, что в камерах
сгорания с факельными воспламенителями их включение перед
забросом воды на вход в компрессор не дало положительных
результатов, так как в камеру факельного воспламенителя также попадает
вода и он погасает одновременно со всей камеры сгорания.
Практически более реальным является введение на двигателе
системы автоматического восстановления режима работы
двигателя (АВРР) после погасания камеры сгорания. Эта система должна
обеспечивать повторный розжиг камеры после прохождения
порции воды и быстрейшее автоматическое возвращение на исходный
режим работы. Важно, чтобы система автоматически включилась
сразу же после срыва пламени, чтобы не дать снизиться частоте
вращения газогенератора пгг до значений, ниже которых
восстановление горения в камере уже не помогает и без подкрутки
стартером двигатель останавливается.
Снижение пгг до этого режима происходит за 2...4 с (в
зависимости от режима, на котором произошло погасание камеры
сгорания), поэтому включение и срабатывание системы АВРР должно
выполнятся за этот интервал времени.
Для включения системы могут применяться датчики,
непосредственно фиксирующие срыв пламени (ионизационные,
фотооптические и др.). Определение срыва по косвенным параметрам,
например таким, как градиент изменения игг, р*к, Т*, затруднено.
Известен ряд запатентованных схем систем АВРР и датчиков
фиксации срыва пламени. Если САУ двигателя обеспечивает подачу
топлива в камеру сгорания после ее погасания в количестве, не
вызывающем помпаж при восстановлении горения, например, если
Gm = /(/?к)> то восстановление режима может осуществляться и
без специальных датчиков при использовании системы зажигания,

ВЛИЯНИЕ МОРСКИХ УСЛОВИЙ 321
так называемого, длительно-непрерывного действия с частотой
включения искры зажигания менее 1 с.
Хотя самовыключение вертолетных ГТД СТ в описанных
выше условиях происходит крайне редко, тем не менее, это
серьезный источник возникновения аварийных ситуаций и поэтому
внедрение системы АВРР является важным условием повышения
надежности двигателя в эксплуатации.
8.3. ВЛИЯНИЕ МОРСКИХ УСЛОВИЙ
В двигатели морских вертолетов, базирующихся на кораблях
или на берегу, могут попадать свободные частицы соли или капли
воды, находящиеся под действием различных возмущений в
воздухе вблизи от поверхности моря. В ряде случаев даже в
спокойную погоду вертолет сам является источником образования вокруг
воздушной среды с взвешенными в ней каплями морской воды.
Так, при висении над морем среднего вертолета на высотах до
25...30 м, потоком от несущего винта вверх поднимаются
отдельные капли, которые вместе с воздухом попадают в двигатель и на
его наружные поверхности.
Это опасно по двум причинам: 1) из-за коррозии деталей
проточной части и наружных корпусов; 2) из-за образований
отложений соли в проточной части двигателя, в первую очередь, на
поверхности лопаток компрессора.
Наружные поверхности двигателя защищают от коррозии,
применяя специальные покрытия и исключая применение в
деталях легких магниевых сплавов. Элементы проточной части также
защищают от коррозии специальными покрытиями либо
применяют титановые сплавы. Если вертолет работает и над сушей, то
пылевая эрозия постепенно разрушает защитные покрытия и в
этих местах детали (лопатки) начинают корродировать.
Отложения солей на поверхности лопаток компрессора имеют
вид сплошного налета с шероховатой поверхностью, над которой
выступают бугорки высотой порядка 1 мм. Толщина отложений со
временем увеличивается. В эксплуатации отложения проявляются
в прогрессирующем снижении г\к и увеличении удельного расхода
топлива, а иногда и в появлении помпажа в компрессоре.

322 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
Рис. 8.9. Результаты испытаний
серийного вертолетного ГТД с
впрыском морской воды на вход
(^пР = 95 %, водность 0,025 %,
соленость воды 1,77 %; Д(7С0ЛИ -
общее количество соли,
поступившей с водой в ГТД)
Испытания на стендах с подачей на вход в двигатель морской
воды показывают, что заметные солевые отложения образуются на
входном коке, стойках, ВНА, рабочих и направляющих лопатках
первых ступеней компрессора. На последующих ступенях
отложений значительно меньше, а на жаровой трубе камеры сгорания
видны только следы солевого налета. Практически они
отсутствуют в турбине. Такой характер отложений в проточной части
приводит к существенному ухудшению характеристик компрессора:
снижается г|*, уменьшается GB пр, смещаются границы ГДУ.
Изменение других характеристик узлов двигателя незначительно и им
можно пренебрегать.
При равномерной по времени подаче морской воды на вход в
двигатель ухудшение характеристик компрессора происходит
наиболее интенсивно первоначально, а затем замедляется.
Соответственно, таким же образом происходит уменьшение мощности Ne и
увеличение удельного расхода топлива Се (рис. 8.9). Очевидно, что
степень ухудшения этих параметров зависит от суммарного
количества соли, поступившей с морской водой в двигатель, т.е. от
водности воздуха на входе в двигатель и концентрации соли в
воде. Для Черного моря соленость воды составляет 1,77 %, для
Мирового океана - 3,44 %.
Достаточно эффективным средством борьбы с отложениями
солей является периодическая промывка двигателя горячей
пресной водой на низком режиме работы, практически
восстанавливающая исходные характеристики двигателя. В эксплуатации
такая промывка проводится после каждого летного дня. Эффективно
и применение для промывки воды с дополнительным ее
эмульсированием.

ЭКСПЛУАТАЦИЯ В ЗАПЫЛЕННЫХ УСЛОВИЯХ
323
8.4. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ
В ЗАПЫЛЕННЫХ УСЛОВИЯХ
Для вертолетов характерны полеты на небольшой высоте,
сравнительно длительная работа близи земли, взлет и посадка с
естественных площадок. В этих условиях в вертолетные двигатели
может поступать воздух с частицами песка и пыли, как в
результате естественной запыленности воздуха вблизи земли, так и
вследствие того, что потоки от НВ поднимают с поверхности земли
твердые частицы, создающие вокруг вертолета облако с
увеличенной концентрацией частиц песка и пыли. В дальнейшем для них
принят единый термин - частицы пыли.
При висении вертолета концентрация пыли в воздухе может
достигать нескольких г/м3 около земли и до 1 г/м3 вблизи входов в
двигатели. Более типична концентрация на входе в двигатели
около 0,2...0,3 г/м3. При этом в воздух поднимаются и достаточно
крупные частицы (до 200.. .400 мкм).
Состав пыли. На рис. 8.10 приведен дисперсный состав
пыли, т.е. распределение G частиц различного размера d в общей
пыли, по различным источникам и для различных местностей (без
пояснений).
О 40 80 120 160 200 240 б, мм
Рис. 8.10. Дисперсный состав пыли в различных местностях

324 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
На практике при оценке влияния запыленности воздуха на
двигатель обычно пользуются несколькими характерными
распределениями дисперсного состава, соответствующими условным
мелкой, средней и грубой пыли. Эти распределения показаны на
рис. 8.11, и обычно их придерживаются при стендовых
испытаниях по оценке сопротивляемости двигателя вредному воздействию
поступающей на вход пыли.
Что касается минералогического состава пыли, то для
вертолетных двигателей наибольшее значение имеет содержание в ней
твердых частиц, наиболее сильно влияющих на износ деталей
проточной части. Для почв Российской Федерации характерна
большая концентрация в них в качестве твердых частиц кварцевых
песчинок. Так, в песчаной почве их содержится 93...96 %, в
супесчаной - 80.. .90 %, в черноземной - 40.. .50 %, в лесовой - 50.. .65 %.
Учитывая это, для оценки сопротивляемости ГТД воздействию
поступающей пыли обычно применяют кварцевый песок, как
присутствующий во всех почвах и наиболее сильно влияющий на
двигатель.
100
80
60
40
20
/
/
/s /
/ i
/ г
/
/
/
/
/
J
1
1
гз
1
5,мкм
0
10
100
1000
Рис. 8.11. Дисперсный состав испытательных пылей:
1 - мелкая; 2 - средняя; 3 - грубая

ЭКСПЛУАТАЦИЯ В ЗАПЫЛЕННЫХ УСЛОВИЯХ 325
Воздействие пыли на двигатель. Осмотры двигателей,
эксплуатировавшихся в запыленных условиях или испытывавшихся
на стендах с подачей на вход запыленного воздуха показывают,
что в этих условиях происходит интенсивное изнашивание
компрессора, приводящее к ухудшению данных двигателя, к
опасности возникновения помпажа и даже разрушению. Остальные
основные узлы двигателя практически не изнашиваются. Кроме того,
при длительной работе в пыльных условиях возможно попадание
мелкой пыли с воздухом в полости опор, накопление ее в масле и,
как результат, повреждение подшипников. Мелкая пыль
постепенно скапливается и в каналах для охлаждающего турбину воздуха,
забивает фильтры в регуляторе подачи топлива (например, по
линии подвода давления воздуха в регулятор), забивает и другие
мелкие воздушные каналы.
В компрессорах с широкими бандажными полками (например,
в закрытом центробежном колесе компрессора) пыль
откладывается на внутренней поверхности бандажа в цилиндрической его
части и спрессовывается, резко и чрезвычайно быстро ухудшая
данные двигателя с уменьшением запасов ГДУ. Поэтому требуется
периодический принудительный сдув этих отложений в случае
применения таких компрессоров [8]. Для уменьшения прочих
отложений в первую очередь требуется отбор воздуха из тех частей
проточной части, в которых концентрация пылевых частиц
является минимальной.
Эрозионный износ компрессора. Наиболее
катастрофическим для вертолетных ГТД при работе на запыленном воздухе
является износ компрессора. Эрозионному износу подвержены
компрессоров ГТД всех типов.
Износ лопаток осевого компрессора. В чисто осевом
компрессоре наиболее сильно изнашиваются рабочие лопатки. Их износ в
основном происходит по входной кромке и корытцу, причем
степень износа увеличивается от втулки к периферии. При этом в
первой ступени износ наблюдается по всей высоте, а в средних и
последних ступенях - только в верхней части. Это объясняется
тем, что в компрессоре происходит постепенное сепарирование
частиц пыли к периферии (рис. 8.12). Следует отметить, что в связи

326 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
ВНА 1ст
о] о г 4
Уст
VIIIct
4 6 К, г/м3
Рис. 8.12. Сепарирование пыли к периферии
в средних - последних ступенях осевого компрессора
с уменьшением площади от первых ступеней к последним
концентрация пыли по мере прохождения по компрессору увеличивается.
Дополнительно ее повышение связано с расслоением пыли в
воздушном потоке. В результате концентрация пыли в воздухе в
верхней части лопаток последних ступеней компрессора во много
раз больше, чем на входе в компрессор.
Прежде чем оценить, как это сказывается на износе отдельных
ступеней компрессора, рассмотрим основные закономерности
эрозионного износа его лопаток. Различные исследования по этому
вопросу показали следующее [1, 9, 10].
Решетка аэродинамических компрессорных профилей при
близких к расчетным углам набегания изнашивается сильнее всего
по входной кромке, теряющей свою форму и становящейся
плоской вместо округлой, и по корытцу. Спинка лопаток почти не
изнашивается. Но при сильном износе в связи с утонением задней
кромки она отгибается, образуя заусенец на спинке (рис. 8.13).
При прочих равных условиях величина износа как передней
кромки Авх, так и среднего по корытцу Аср увеличивается прямо
пропорционально суммарному количеству прошедшей пыли
Рис. 8.13. Характер износа
входной кромки и корытца
компрессорной лопатки

ЭКСПЛУАТАЦИЯ В ЗАПЫЛЕННЫХ УСЛОВИЯХ
327
2,0
1,0
двх
АСр
Рис. 8.14. Зависимости
относительного износа лопаток осевого
компрессора, лопаток ВНА
крыльчатки и лопаток диффу-
зорного центробежного
компрессора от размера частиц пыли [111
(за единицу принят износ
частицами 5 =95 мкм)
0 80 160 240 320 5, мкм
независимо от ее концентрации в воздухе. Поэтому длительная
работа с малой концентрацией или непродолжительная работа с
большой концентрацией приводит к одинаковому износу, если в
результате прошло одинаковое суммарное количество пыли.
Размер частиц кварцевой пыли существенно влияет на
величину износа. Чем крупнее частицы пыли, тем интенсивнее износ.
На рис. 8.14 показано относительное изменение износа входной
кромки и среднего износа по корытцу лопаток в зависимости от
размера частиц 5, которое при прочих равных условиях можно
считать типичным для различных материалов, из которых
изготовлены лопатки. Следует отметить, что самые мелкие частицы
размером 5 < 2...3 мкм практически не изнашивают лопатки, а
частицы с 5 > 5...7 мкм приводят при длительной работе к заметному
износу.
Траектории движения самых мелких частиц в канале почти
следуют за линиями тока воздуха, мало отклоняясь от них. По
мере увеличения размера частиц их отклонения возрастают, приводя
к удару частиц о стенки лопаток, и уже при размере частиц
5 > 10... 15 мкм они практически не успевают повернуться за
потоком при длине хорды лопаток, соответствующей их значениям для
первых ступеней компрессоров малоразмерных вертолетных ГТД
(рис. 8.15), не говоря уже о гораздо более мелких лопатках
последних ступеней.

328 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
5 мкм
Рис. 8.15. Результаты расчета
траектории частиц разных
размеров при их разгоне на входе в
решетку до относительной
скорости Vx, равной 0,9 и 0,5
от скорости воздуха перед
решеткой Wx [1]
(хорда лопаток 30 мм; шаг 2,4):
/- V =0,9^,; 2- V =0,5Ж,
Интенсивность изнашивания зависит и от угла соударения
частиц с поверхностью. В первом приближении частица отлетает
от поверхности примерно под таким углом, под которым она на
нее попадает. Наибольший износ обычно наблюдается при углах
соударения ¥ = 50...60°; а для ¥ = 90° и ¥ = 20...25° он почти в
2 раза меньше [1]. Изменение угла соударения является основной
причиной различной глубины износа корытца лопатки по ее длине.
Направление движения крупных частиц практически постоянно,
но изменяющаяся кривизна корытца лопатки приводит к
изменению угла соударения. В связи с этим обычно пользуются средним
значениям износа Аср по длине корытца.
На величину износа влияет скорость V соударения частиц пы-
ли с поверхностью: Авх и Аср пропорциональны V ' .
Сопротивляемость лопаток износу существенно зависит от
материала из которого они изготовлены. При прочих равных
условиях сопротивляемость износу стальных лопаток в среднем в
2,5-3 раза, а лопаток из титановых сплавов примерно в 2 раза
больше, чем лопаток из дуралюминия. При этом стали,
значительно различающиеся по своим прочностным свойствам (45, ЭИ268,
18ХНВА и др.), имеют практически одинаковую
сопротивляемость износу твердыми частицами. Точно также лопатки из сплава
ДТ, имеющие твердость поверхности 100 НВ, имеют одинаковую
сопротивляемость износу с лопатками из сплава АД твердостью 30 НВ.

ЭКСПЛУАТАЦИЯ В ЗАПЫЛЕННЫХ УСЛОВИЯХ 329
Не приводят к существенному увеличению сопротивляемости
износу мероприятия, направленные на увеличение твердости
поверхностного слоя стальных лопаток, такие как цементация,
хромирование, специальная термообработка и др. Это можно
объяснить повышенной хрупкостью твердого поверхностного слоя и
образованием в нем микротрещин с последующим
выкрашиванием при ударах твердых частиц. Вместе с тем многочисленные
исследования по созданию специальных износостойких покрытий с
различными методами их нанесения привели к успешным
результатам. Уже созданы покрытия, повышающие сопротивляемость
износу в 2-3 раза.
Все изложенные выше закономерности износа полностью
применимы как к неподвижным (НА), так и к вращающимся (РК)
лопаткам. Только в последних скорость в основном зависит от
окружной скорости лопатки на данном радиусе. В связи с чем даже
при одинаковой концентрации пыли на входе в рабочее колесо
износ увеличивается от втулки к периферии. Следует также
отметить, что глубина (величина) износа Двх и Дср не зависит от размера
лопаток. Следовательно, лопатки малых размеров значительно
быстрее потеряют аэродинамическую форму профиля и прочность,
чем больших размеров. Поэтому эрозионный износ значительно
опаснее и быстрее воздействует на компрессоры МГТД. Этим и
определяется особая важность указанной проблемы для
двигателей вертолетов.
Следует отметить еще одно обстоятельство, возвращаясь к
рис. 8.12. При увеличении концентрации пыли и уменьшении
размеров лопаток при практически одинаковой окружной скорости
лопатки последних ступеней должны были бы изнашиваться во
много раз сильнее, чем лопатки первых ступеней. Однако этого не
происходит в связи с тем, что ударяясь с большой скоростью о
поверхность рабочих лопаток частицы пыли разбиваются, их
размеры уменьшаются, а острые кромки скругляются. В результате
лопатки первых и последних ступеней часто имеют одинаковое
относительное повреждение.
В некоторых условиях эксплуатации предельно допустимый
износ компрессора определяет износ лопаток первой ступени, а в

330 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
других у такого же двигателя - последней. Кроме того, рикошети-
рование частиц от неровностей поверхности корпуса компрессора,
например, от отверстий перепуска воздуха, может привести к
местному резко увеличенному износу расположенных рядом лопаток
НА. В частности, в осевом компрессоре двигателя ТВ2-117 на
вертолете Ми-8 в НА четвертой ступени наблюдается резко
усиленный износ его лопаток на среднем радиусе, во много раз больший,
чем на периферии. На этом же двигателе первоначально
применялись легкоистираемые покрытия над рабочими лопатками, что
позволяло обеспечить минимальный радиальный зазор. В
эксплуатации на запыленном воздухе эти покрытия быстро изнашивались,
увеличивая зазор, снижались КПД и запасы ГДУ. В связи с чем эти
покрытия были исключены.
Износ лопаток центробежного компрессора. Несколько
специфичен износ частицами центробежного компрессора. Лопатки
вращающегося направляющего аппарата (ВНА) крыльчатки и
лопаточного диффузора изнашиваются по тем же законам, что и
лопатки осевого компрессора. Лопатки крыльчатки за ВНА
изнашиваются не в результате удара частиц о поверхность, а из-за
истирания поверхности движущимся по ней частицами, прижимаемыми
аэродинамическими и кориолисовыми силами к набегающей
стороне лопатки. Очевидно, что чем больше прижимающая сила, тем
интенсивнее износ. Поэтому он усиливается к периферии
крыльчатки. Дополнительного износа на периферии следует ожидать в
реактивных колесах с отогнутыми на периферии лопатками
(Р < 90°). Величина износа истиранием крыльчатки
пропорциональна квадрату местной окружной скорости.
Влияние пылевой эрозии на показатели работы компрессора.
Износ лопаток компрессора приводит к изменению
аэродинамического профиля и увеличению шероховатости поверхности. В
результате уменьшаются г|*, Ят, GB пр и запасы ГДУ отдельных
ступеней и компрессора в целом. На рис. 8.16 показано ухудшение г|*
осевой дозвуковой ступени при эрозионном износе (наружный
диаметр ступени 0,3 м, хорда 0,05 м, я* = 1,1). При пк = const через
ступень было пропущено 25 кг пыли, по 5 кг за этап, каждый

ЭКСПЛУАТАЦИЯ В ЗАПЫЛЕННЫХ УСЛОВИЯХ
331
Рис. 8.16. Влияние пылевой
эрозии на т]* одноступенчатого
осевого компрессора [14]:
7 - до эрозии; 2 - после эрозии
(25 кг пыли)
0,80
0,75
0,70
у u
1,25 1,50 1,75
■*в пр
продолжительностью 121 с. Полученное снижение г|* в работе
объясняется в основном потерями, обусловленными износом,
связанным с затуплением входных кромок, и, в меньшей мере,
изменением остальной части профиля, а также увеличением
шероховатости поверхности.
На сверхзвуковых ступенях с очень острыми передними
кромками их затупление при износе должно происходить быстрее
и сопровождаться еще более сильным ухудшением данных. Это
подтверждается данными о сильном износе первой осевой
сверхзвуковой ступени компрессора МГТД, особенно передней кромки.
Увеличение толщины кромки от 0,2 до 0,4 мм оказалось
недостаточным, так как дало незначительный положительный эффект. Для
такой ступени не удалось подобрать и эффективное защитное
покрытие.
Следует отметить, что для осевой ступени при равномерной
концентрации пыли на входе характерно непрерывное уменьшение
г|* и напорности по мере усиления износа с одновременным
смещением правой ветви характеристики в сторону меньших GB пр.
Характеристики центробежной ступени после работы на
запыленном воздухе изменяются таким же образом, как и осевой. Однако
при одинаковой концентрации пыли в воздухе и
продолжительности работы ухудшение данных центробежной ступени происходит
медленнее, чем осевой (рис. 8.17). Следует отметить, что скорость

332 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
Л к max
1,0
0,92
0,84
\
ч.
\
\
ч.
ч/Лк
ч
о
2000
4000
Рис. 8.17. Относительное изменение rjK и як осевой и центробежной
ступеней компрессора вследствие износа при работе на запыленном
воздухе (К - концентрация пыли; т - время работы) [1J:
осевая ступень; центробежная ступень
износа лопаток существенно зависит от параметров ступеней
(окружной скорости, толщины кромок и др.). Поэтому интенсивность
ухудшения данных осевых и центробежных ступеней будет
зависеть от этих факторов и несколько отличаться от приведенной на
рис. 8.17. Однако заметно большая сопротивляемость износу
центробежной ступени по сравнению с осевой не вызывает сомнения.
На стенде в земных и высотных условиях исследовался
двигатель с сильно изношенным в эксплуатации компрессором.
Двигатель был снят с вертолета в связи с появлением помпажа на
высоте. Испытания показали следующее. Эрозионный износ
компрессора привел к смещению характеристик я* = /(GB пр) в сторону
меньших расходов воздуха и более пологому их протеканию.
Граница помпажа сместилась вниз, а рабочая линия поднялась вверх.
Оба эти обстоятельства уменьшили располагаемую величину АКУ.
Мощность на взлетном режиме при пк пр = const уменьшилась на
13%, а удельный расход топлива ухудшился на 8 %. Запасы ГДУ
дополнительно уменьшились с высотой на 12 % при Н= 5 км.
Значительно сильнее влияют на изношенном компрессоре и
отклонения углов регулируемых ВНА и НА от заданной программы

ЭКСПЛУАТАЦИЯ В ЗАПЫЛЕННЫХ УСЛОВИЯХ
333
Рис. 8.18. Влияние
относительного расхода
впрыскиваемой на вход водоспирто-
вой смеси (?ж на запасы
ГДУ (ААГу) при изношенном
компрессоре
60
40
20
0
0,5 1,0 1,5 2,0сж,%
Особо следует отметить, что впрыск на вход воды или водо-
спиртовой смеси при изношенном компрессоре приводит к
существенному увеличению запаса по ГДУ, тогда как на новом или
слабо изношенном компрессоре этого не наблюдается. На рис. 8.18
приведены результаты, полученные на двигателе с сильно
изношенным компрессором, из которых следует, что АКУ
увеличивается по мере роста расхода впрыскиваемой жидкости и при (GJGB) =
1,4 % происходит увеличение запаса по ГДУ примерно в 2 раза.
Однако дальнейшее увеличение расхода жидкости, проверенное до
(GJGb) = 2,3 %, на АКУ не влияет.
Существуют методы расчета износа и ухудшения
характеристик ГТД СТ из-за пылевой эрозии компрессора, включающие
расчет как износа лопаток, так и связанного с ним изменения
характеристик компрессора и двигателя [11].
Несмотря на ряд упрощающих допущений в методике расчета,
расчетное изменение характеристик ступеней и всего компрессора
соответствует экспериментальным данным, что при допущении
отсутствия износа и сохранении КПД остальных основных узлов
позволяет рассчитать и изменение характеристик двигателя.
При всей приближенности подобных методов расчета их
совершенствование и использование хотя бы для предварительной
расчетной оценки износа и изменения характеристик
представляется весьма целесообразным, особенно на стадии сопоставления
различных возможных вариантов проектируемого двигателя.

334 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
8.5. ПРИМЕНЕНИЕ ПЫЛЕЗАЩИТНЫХ УСТРОЙСТВ
Возможные меры увеличения сопротивляемости износу, такие
как применение стальных лопаток и специальных покрытий,
несколько замедляют износ, но не решают проблему. Более того, по
мере создания все более совершенных новых двигателей с
высокими параметрами и большими окружными скоростями в ступенях
эта проблема только обостряется. Основным методом ее решения
является введение очистки от пыли воздуха на входе в двигатель в ПЗУ.
Очевидно, что устанавливаемое во входном устройстве
вертолета или непосредственно на двигателе ПЗУ должно быть легким,
малых размеров, иметь достаточно высокую степень очистки
воздуха от пыли при малом гидравлическом сопротивлении и
небольших энергетических затратах на обеспечение его работы, не
требовать трудоемкого и частого обслуживания, быть
защищенным от обледенения. Этот комплекс требований определил
специфические особенности ПЗУ вертолетных ГТД.
Типы ПЗУ. В принципе на вертолете возможно применение
ПЗУ трех типов: барьерного, центробежного и инерционного.
Барьерный фильтр имеет развитую поверхность из пористого
или сетчатого материала. Он задерживает все частицы, размер
которых больше размера пор или отверстий. Хотя поверхностные
фильтры обеспечивают высокую степень очистки воздуха, они
практически не используются на вертолетах из-за постепенно
возрастающего сопротивления по мере загрязнения, что требует
частой замены фильтрующей поверхности в эксплуатации.
Центробежный пыле отделитель, принципиальная схема
которого показана на рис. 8.19, позволяет получить высокую степень
очистки воздуха от пыли и создает избыточное давление порядка
1,5 кПа, которое используется для наддува двигателя и выноса
наружу частиц пыли с частью прошедшего воздух.
Этот тип ПЗУ полностью самоочищающийся, затраты
мощности на его привод компенсируются увеличением мощности ГТД
вследствие его наддува. Он имеет малые размеры, хорошую
надежность и может быть защищен от обледенения. Однако сложен
конструктивно, дорог в производстве, его масса относительно

ПРИМЕНЕНИЕ ПЫЛЕЗАЩИТНЫХ УСТРОЙСТВ 335
Рис. 8.19. Схема центробежного
пылеотделителя:
/ - запыленный воздух; 2 -
очищенный воздух; 3 - выброс отсе-
парированной пыли с частью
воздуха; 4 - вращающиеся лопатки;
5 - вход в компрессор двигателя;
6 - вал привода
велика. Последние из упомянутых обстоятельств имеют настолько
существенное значение, что центробежный пылеочиститель до сих
пор на вертолетах не применяется.
Инерционные пылеотделители выполняются по различным
схемам [12], но во всех из них используется принцип поворота
потока с отсосом сепарирующихся частиц вместе с частью воздуха.
Все пылеотделители такого типа являются самоочищающимися,
позволяют получить достаточно высокую степень очистки
воздуха, конструктивно относительно просты, могут быть защищены от
обледенения. Их масса несколько меньше массы центробежного
пылеотделителя. Основные их недостатки - это увеличенные
размеры, дополнительное сопротивление на входе в двигатель
(0,75...2 кПа), затраты мощности на отсос (10...20 % воздуха для
выноса отсепарированных частиц пыли).
Несмотря на это по совокупности всех свойств инерционные
пылеотделители оказались наиболее приемлемыми для защиты от
эрозионного износа вертолетных ГТД. Их можно выполнять по
различным схемам. Наибольшее применение нашли схемы
инерционных ПЗУ, которые будут рассмотрены ниже.
Параметры ПЗУ. Совершенство инерционных ПЗУ принято
оценивать совокупностью следующих параметров: степенью
очистки г|пзу, потерями полного давления Арпзу в проточной части от
входа в ПЗУ до выхода из него, энергетическими затратами на
отсос отсепарированной пыли, приводящими к потере мощности

336 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
двигателя на величину АЛ^, и на защиту ПЗУ от обледенения, а
также размерами и массой ПЗУ и удобством его компоновки на
вертолете или непосредственно на двигателе. На скоростных вертолетах
ПЗУ должно позволять эффективно использовать скоростной напор.
Под степенью очистки г|Пзу понимают отношение массы от-
сепарированной пыли, ко всей массе, прошедшей через него пыли.
Обычно ее оценивают для взлетного режима. Так как величина
г|пзу зависит и от дисперсного состава пыли, ее определяют либо
для одного из принятых испытательных дисперсных составов,
подобных приведенным на рис. 8.11, либо для крайних из них. При
этом получают существенно различные значения. В зависимости
от схемы инерционного ПЗУ и дисперсного состава пыли степень
очистки у применяемых вертолетных воздухоочистителей
составляет 70...95 %.
В отечественной практике для выпускавшихся ранее
серийных вертолетных ГТД СТ не была предусмотрена установка на
двигателе ПЗУ. Однако массовая эксплуатация показала, что во
многих районах двигатель, не защищенный ПЗУ, достаточно скоро
снимается с эксплуатации, существенно не выработав ресурс.
Установить непосредственно на эти двигатели ПЗУ не
представлялось возможным. Поэтому были созданы выносные ПЗУ,
размещаемые на вертолете в его воздухозаборниках.
ПЗУ грибкового типа (рис. 8.20). Наружный запыленный
воздух обтекает передний обтекатель 1 и по кольцевому каналу
почти радиально поступает в ПЗУ. При повороте в осевое
направление пыль концентрируется к центру и отсасывается с частью
воздуха, а очищенный воздух направляется в компрессор. В связи
с отскоком от внутренней поверхности канала части частиц слой
воздуха, содержащий частицы пыли, достаточно «толстый» и
составляет долю всего поступившего в ПЗУ воздуха.
В связи с этим применена вторая ступень для очистки только
этого воздуха, выполненная по схеме жалюзийной решетки 3 с
профилированными кольцами. В ней привтулочный слой воздуха,
содержащий первоначально отсепарированную пыль, очищается
повторно. Очищенный воздух 5 подмешивается к ранее
очищенному в первой ступени и вместе с ним поступает в компрессор, а

ПРИМЕНЕНИЕ ПЫЛЕЗАЩИТНЫХ УСТРОЙСТВ 337
Рис. 8.20. Схема ПЗУ грибкового типа:
/ - передний обтекатель; 2 - запыленный наружный воздух;
3 - жалюзийная решетка; 4 - очищенный воздух; 5 - очищенный
в жалюзийной решетке воздух; б - отсепарированная пыль с выносящим
ее воздухом; 7 - эжектор отсоса; 8 - воздух высокого давления
содержащий всю отсепарированную пыль воздух отсасывается
вместе с ней по центральному каналу и выбрасывается наружу.
Отсос осуществляется эжектором 7, работающим на отбираемом
от компрессора сжатом воздухе 8. Все поверхности, которые могут
обледенеть, обогреваются горячим воздухом.
Степень очистки воздуха ПЗУ грибкового типа от
испытательной пыли, близкой по дисперсному составу к средней пыли
(см. рис. 8.11), составляет 75 %. Потери полного давления
заторможенного потока при расходе воздуха, соответствующем
взлетному режиму, около 1,5 кПа, что приводит к потере мощности
примерно на 2 % с соответствующим ухудшением Се. Отбор
сжатого воздуха в эжектор отсоса пыли приводит к дополнительному
уменьшению мощности двигателя на 2...2,5 %, но только в
условиях, когда он включен, т.е. когда требуется очистка от пыли. В
условиях с не запыленным воздухом эжектор отключается и
остаются только потери, обусловленные гидравлическим
сопротивлением ПЗУ.

338 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
Достоинствами этого ПЗУ, разработанного на Московском
вертолетном заводе им. М.Л. Миля, являются его автономность,
отсутствие вращающихся частей, сравнительно небольшие потери,
умеренные масса и размеры, удобство компоновки в системе уже
существующего вертолета, защита от обледенения. Основная
проблема - недостаточно высокая степень очистки, приводящая к
досрочному съему двигателей, работающих длительно в особо
пыльных условиях.
Мультициклонный инерционный воздухоочиститель.
Вертолетное ПЗУ этой схемы имеет боковые и верхние плоские
панели, в стенках которых установлены многочисленные прямоточные
циклоны с закручивающими лопатками на входе (рис. 8.21). Под
действием центробежных сил пылевые частицы отбрасываются к
стенкам циклонов 2, а очищенный от них воздух 5 проходит через
центральную часть и выходит по другую сторону панели в
пространство на входе в двигатель. Отсепарированная пыль с частью
воздуха (примерно 10 % общего расхода воздуха) отсасывается из
внутренней панели наружу специальным вентилятором.
Применение множества циклонов малого диаметра (0,03...
0,04 м) вместо одного или нескольких циклонов большого
диаметра объясняется тем, что чем меньше диаметр циклона, тем при
меньшей скорости потока, а следовательно, меньших потерях
давления заторможенного потока, может быть получена та же
центробежная сила, т.е. та же степень очистки воздуха от пыли. Кроме
того, при малых размерах трубок циклонов легче компоновать
ПЗУ в располагаемых габаритах; толщина панелей равна примерно
0,2 м при указанных выше значениях диаметров циклонов. ПЗУ
такой схемы обеспечивает степень очистки около 95 % для частиц
размером свыше 20 мкм и не менее 85 % для среднего
стандартного дисперсного состава пыли. При этом Ap*mv =1,2 кПа. Такое ПЗУ
конструктивно может быть выполнено с открываемыми створками
спереди. Когда требуется очистка, створки закрыты и воздух
просасывается через панели, в остальных условиях они открыты и
воздух, не очищаясь, проходит без потерь на вход в двигатель.

ПРИМЕНЕНИЕ ПЫЛЕЗАЩИТНЫХ УСТРОЙСТВ 339
Рис. 8.21. Схема панели
мультициклонного ПЗУ:
/ - панель; 2 - циклон; 3 -
закручивающие лопатки; 4 -
загрязненный воздух на входе в
панель; 5 - очищенный воздух
на выходе из панели; 6 - пыль с
выносящим ее воздухом
-2
-3
•4
•4
Основные недостатки такого ПЗУ - трудность защиты от
обледенения множества циклонов малого диаметра и относительно
большой объем, занимаемый ПЗУ. В результате мультициклонные
ПЗУ нашли ограниченное применение на вертолетах.
Следует отметить, что если первоначально ПЗУ ставили на
вертолетах, то в дальнейшем при создании новых ГТД большее
распространение получили ПЗУ, устанавливаемые
непосредственно на двигатель. Хотя некоторые фирмы (Роллс-Ройс, Турбомека)
считают, что ПЗУ эффективнее и дешевле устанавливать на
вертолете, тем не менее и они, учитывая трудности согласования с
двигателем и размещение ПЗУ во входной системе, признают более
целесообразной установку ПЗУ непосредственно на двигателе.
Фирма Дженерал-Электрик (США) с середины 70-х годов
выпускает двигатели семейств Т 700 (гражданские модификации - СТ 7)
с встроенным ПЗУ, интегрированным в конструкцию двигателя.
ПЗУ А,-образной формы с закручивающими лопатками
(рис. 8.22). Запыленный воздух 1 поступает в кольцевой канал
^-образной формы в продольном направлении. Во входной части
канала установлены закручивающие лопатки 2. Получающийся
прямоточный моноциклон отличается возрастающей втулкой, так
же отбрасывающей пыль к периферии. Очищенный воздух 6
поворачивается к центру и через раскручивающие лопатки 7 поступает
на вход в компрессор 8. Периферийная часть воздуха 3,
содержащая отсепарированную пыль, через лопатки 4 поступает в

340 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
Рис. 8.22. Схема ПЗУ А,-образной схемы с закручивающими
лопатками
сборную улитку 5, из которой отсасывается вентилятором,
установленным на коробке приводов двигателя. Из вентилятора смесь
воздуха с пылью выбрасывается в выпускной патрубок двигателя
после свободной турбины. На средней испытательной пыли г|Пзу =
= 95 %, Арпзу =2>8 кПа. Вентилятором отсасывается около 15 %
общего расхода воздуха на входе в ПЗУ. Все поверхности, которые
могут в эксплуатации покрываться льдом, имеют противообледе-
нительную систему.
Высокая степень очистки, надежность и компактность
являются основными достоинствами такого ПЗУ. Его недостатки -
увеличенные гидравлические потери, относительная сложность
конструкции и потенциальная возможность «затыкания»
закручивающих лопаток посторонними предметами. Эти недостатки
устранены в ПЗУ, созданных для последующих двигателей с осевым
входом воздуха в них.
ПЗУ Х-образной формы без закручивающих лопаток.
Сепарация пыли осуществляется только в результате поворота
потока в радиальном направлении с большой кривизной течения и
фокусированием в зону отсоса отражаемых от стенок частиц
(рис. 8.23). В результате проведения ряда исследовательских работ
с созданием расчета ПЗУ такой схемы [19, 20] в них достигнута
степень очистки на средней пыли г|Пзу = 85% при Д/?п3у = 0>7 кПа
(0,7 %) и GB0TC= 15 %. ПЗУ А,-образной схемы применены на
двигателях GE-27 (Дженерал-Электрик), PW3005 (Пратт-Уитни),

ПРИМЕНЕНИЕ ПЫЛЕЗАЩИТНЫХ УСТРОЙСТВ
341
5=120
Рис. 8.23. Схема течения и
траектории движения частиц пыли
разных размеров в канале ПЗУ
А.-образной формы
Рис. 8.24. Схема системы с
последовательной очисткой воздуха в
воздухозаборнике и ПЗУ двигателя:
/ - запыленный воздух; 2 - воздухо-
заборный канал; 3 - воздух в
двигатель; 4 - ПЗУ двигателя; 5 - пыль с
выносящим воздухом из ПЗУ
двигателя; 6 - двигатель; 7 - эжектор на
выпускных газах
RTM322 (Роллс-Ройс и Турбомека), Т800 (фирм США) и др.
Достоинством ПЗУ А,-образной формы без закручивающих лопаток
являются достаточная степень очистки при малых потерях
давления заторможенного потока, простота и надежность, уменьшение
обогреваемых от обледенения поверхностей, низкая стоимость.
Комбинированная система очистки воздуха от пыли. В
двигателях с боковым подводом воздуха, устанавливаемых за
главным редуктором вертолета, находит применение
комбинированная система очистки воздуха от пыли. Ее первой ступенью
является частичная сепарация пыли с выносом наружу в
вертолетном воздушном канале, второй - устанавливаемое на двигателе
собственное ПЗУ инерционного типа.
Схема такой установки, органически вписывающейся в
общую компоновку вертолета, показана на рис. 8.24. Преимущество
применения двух ступеней очистки очевидно. Кроме того, в этой
системе более просто (в первой ступени очистки) решается задача

342 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
защиты двигателя от крупных предметов попадающих во вход
(птиц, сорвавшихся крупных кусков льда, крупного града,
поднятых с земли камней, кусков бетона, брезента, прокладок и др.).
Для инерционных ПЗУ всех схем требуется отсос выносящего
отсепарированную пыль воздуха, который осуществляется
разными способами: эжекцией сжатым воздухом от компрессора или
сжатым горячим газом, отбираемым перед свободной турбиной;
приводным вентилятором с низкой окружной скоростью и
толстыми износостойкими лопатками либо турбовентилятором, в
котором часть высоты лопаток используется как вентилятор, а
отделенная от нее полками вторая часть - как воздушная турбина,
питаемая сжатым воздухом или газом от двигателя.
Отсос вентилятором с механическим приводом наиболее
экономичен, но более сложен и больше по массе. В ПЗУ А,-образной
формы с малыми потерями полного давления высокую
эффективность при относительной простоте и пониженной массе
обеспечивает эжектор на горячем газе, отбираемом перед свободной
турбиной. Такая система выбрана для ПЗУ на двигателе RTM322. Она
оказалась наименьшей по массе и характеризуется небольшими
потерями мощности при высокой надежности [15].
Отсос эжектором сжатым воздухом, отбираемым за
компрессором, менее экономичен, но наиболее прост конструктивно. В
целом способ отсоса воздуха, выносящего пыль из ПЗУ решается
исходя из конкретных особенностей СУ, учитывая все виды
потерь, массу, сложность, стоимость, имеющейся опыт и т.д.
Практическое применение нашли все перечисленные выше способы.
8.6. НЕРАВНОМЕРНОСТЬ ПОЛЯ СКОРОСТЕЙ
НА ВХОДЕ В КОМПРЕССОР
В условиях эксплуатации возможны режимы работы
вертолета, когда воздух поступает во входные устройства со
значительными углами атаки (до ±90°) и скольжения (до ±180° при обдуве
ветром на месте). В результате в воздухозаборнике может
возникнуть местный срыв потока с образованием неравномерного поля
скоростей и давлений на входе в компрессор. Это приводит к

ПОЛЕ СКОРОСТЕЙ НА ВХОДЕ В КОМПРЕССОР 343
уменьшению запасов ГДУ в компрессоре и увеличенным потерям
давления заторможенного потока. Ухудшение данных тем меньше,
чем больше конфузность воздухозаборника, так как возрастает
разгон потока, приводящий к выравниванию неравномерностей.
Поэтому на вертолетах стремятся применять воздухозаборники с
относительно большой конфузорностью: Fb3 = —-—1 100 >30% .
Связанное с этим увеличение миделя воздухозаборника для
вертолетов традиционной схемы допустимо, так как не приводит к
заметному увеличению лобового сопротивления вертолета.
Следует отметить, что для работы воздухозаборника без
срыва большое значение имеют не только углы атаки или скольжения,
но и соотношение между скоростью в воздухозаборнике FBX и
скоростью обдувающего потока Vn. Чем больше отношение FBX/Fn, тем
с большим углом атаки или скольжения может работать
воздухозаборник без срыва. Так, для FB3 =30 % угол атаки наступления
срыва составляет около 70° при FBX/Fn=3 и около 15° при VBX/Vn =
= 0,5. Потери давления заторможенного потока в
воздухозаборнике на всех режимах до срыва близки к нулю. Но и при FB3 > 30 % в
наиболее неблагоприятных условиях, когда не удается исключить
возможность срыва, он все же охватывает только ограниченную
зону и не вызывает существенного повышения потерь на входе.
Поле скоростей на входе в этом случае получается с окружной и
радиальной неравномерностью, не превышающей 20...30 %.
По данным для двухдвигательного вертолета с
расположением двигателей сверху на фюзеляже спереди наибольшая
неравномерность при работе на месте получается с боковым обдувом
ветром, а в полете - на режиме планирования с боковым
скольжением. Но даже в этих условиях зона срыва охватывает
незначительную часть поля и ее влияние сказывается только на запасах ГДУ
компрессора двигателя, которые уменьшаются не более чем на 1 %
[1]. Поэтому неравномерность поля скоростей и давления,
возникающая при работе воздухозаборника с большими углами атаки и
скольжения, практически для двигателя не опасна.

344 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЙ
Пылезащитное устройство создает свою неравномерность на
входе в компрессор, зависящую от его схемы и расположения
относительно входного сечения компрессора, а также
дополнительную турбулизацию потока. Поэтому запасы ГДУ проверяются на
компрессоре двигателя при установленном ПЗУ на входе.
Правильно спроектированное ПЗУ почти не влияет на АКУ. Влияние
потерь давления Ар*ту на данные двигателя учитывается
расчетом. Его можно оценить и по коэффициентам влияния. Кроме того,
двигатель обычно испытывают совместно с ПЗУ, определяя
экспериментально его характеристики с этим устройством.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Рысин Л.С. Исследование распространения газового
потока, выходящего из газотурбинного двигателя, под несущим винтом
его на состояние воздуха вокруг одновинтового вертолета //
Вертолетные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 1966.
С. 112-144.
2. Das D.K., Seyb N.J,, Frippi A. A study of the response of a
turbojet engine to the inlet temperature transients. H3HT № 7. 1984.
C. 1-6.
3. Das D.K., Frippi A. Unsteady response of an axial flow
compressor to planar temperature transients // AIAA-82-1266. AIAA/ SAE/
ASME 18-th joint propulsion conference. June 21-23. 1982. Cleveland,
Ohio. 9 p.
4. Термогазодинамический расчет газотурбинных силовых
установок / В.М. Дорофеев, В.Г. Маслов, Н.В. Первышин и др. М.:
Машиностроение, 1973. 144 с.
5. Борисова Н.С., Гуревич Д.В. О приведении параметров
вертолетных ГТД к стандартным атмосферным условиям (с
учетом влажности) // Вертолетные силовые установки. Тр. ЦИАМ.
№611. 1974. С. 5^0.
6. Боровик В.О., Дженеев Е.А., Дмитриев СВ., Сутыри-
на Т.М. Экспериментальное определение влияния влагосодержа-
ния атмосферного воздуха на характеристики ТРД // Некоторые

вопросы расчета и экспериментального исследования высотно-
скоростных характеристик ГТД. Тр. ЦИАМ. № 602.1973. С. 45-54.
7. Neate E.P. The Detroit Diesel Allison, model 250-C28 Turbo
shaft Engine. AIAA Paper. № 74. 1986. 8 p.
8. Транспортные машины с газотурбинными двигателями /
под общей ред. Н.С. Попова и СП. Изотова. Л: Машиностроение,
1980.221с.
9. Шальман Ю.И. Износ и изменение параметров осевой и
центробежной ступени компрессора при работе на запыленном
воздухе // Вертолетные газотурбинные двигатели. М.:
Машиностроение, 1966. С. 163-169.
10. Grant G., Tabakoff F.F. Erosion prediction in turbo
machinery due to environmental solid particles. AIAA. № 74-16. 1974. 16 p.
11. Batcho P. Modeling gasturbine deterioration due to high
Levels of dust ingestion. AIAA Paper. 87-0144. 1987. 1 p.
12. Степанов Г.Ю., Зицер И.М. Инерционные
воздухоочистители. М.: Машиностроение, 1986. 181с.
13. Paynter G.C., Koncsek J.L., Turczeniuf В., Dvorak F.A.
Extension of CFD technology used to design the JVX inlet. AIAA
Paper. 1985. №1215. 12 p.
14. Vittan B.V.R., Tipton D.I. Development of advanced vane-
less inlet separator for helicopter engines. AIAA Paper. 1985. № 1277.
9 p.
15. Lewis D., Buller M.J. The conception and development of a
family of small engines for the 1990. AIAA Paper. 1985. № 1460. 9 p.

Глава 9
КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК
ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
9.1. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ГТД
Авиационные ГТД развиваются уже более полувека. Чуть
меньше период развития вертолетных ГТД. За это время данный
тип СУ прошел несколько этапов развития, которые
характеризуются постоянным ростом параметров рабочего процесса,
совершенствованием конструкции, улучшением выходных данных.
Вертолетные ГТД в отечественной практике испытали периоды
бурного развития (50-80-е годы) и периоды, когда их развитие
шло очень трудно (90-е годы). Почти полное отсутствие заказов на
разработку новых двигателей, крайне низкий уровень
финансирования исследований, продвижение на внутренний рынок
продукции западных фирм и ряд других негативных факторов
обусловили тяжелое состояние двигателестроительной подотрасли [1].
Несмотря на эти условия были разработаны основные направления
научно-технической политики и концепция авиационного двигате-
лестроения России [1], которая предусматривает:
оснащение военной авиации России двигателями только
отечественного производства, не уступающими по своим технико-
эксплуатационным показателям двигателям зарубежных стран;
принятие мер, способствующих повышению эффективности
отечественных двигателей для гражданской авиации и
постоянному повышению их конкурентоспособности;
опережающее создание для перспективных ГТД научно-
технического задела, конструкционных материалов, электронных
систем управления, диагностирования и др.
Применительно к вертолетным ГТД в ближайшей и
долгосрочной перспективе рассматриваются два этапа разработки научно-

ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ГТД 347
технического задела. На первом этапе до 2005 г.
предусматривается модификация двигателей мощностью 1850... 2200, 960...
1325, 295...370 и 590 кВт, а также вспомогательных ГТД (ВГТД)
мощностью 120, 260, 430 кВт для самолетов и вертолетов. На
втором этапе (до 2015 г.) намечается создание нового ГТД
мощностью 1620. ..2425 кВт для перспективных самолетов и вертолетов и
нового ВГТД класса мощности 700 кВт.
Реализация этих этапов предлагает проведение научных
исследованиях по следующим основным направлениям:
системным исследованиям рациональных схем и параметров
перспективных ГТД;
повышению надежности, эксплуатационно-технических и
экономических характеристик авиационных ГТД;
обеспечению выполнения перспективных норм по
экологическим характеристикам (по уровням шума и эмиссии вредных
веществ);
совершенствование методологии создания двигателей;
повышению эффективности ГТД на основе новых научных
знаний в области газодинамики, теплообмена, горения и прочности;
разработке и внедрению компьютерных технологий на всех
стадиях проектирования, производства и эксплуатации
авиационных двигателей;
развитию испытательной базы и методов экспериментальных
исследований двигателей и ГТУ на их основе.
Новые научные результаты в этих направлениях должны
обеспечить создание двигателей с улучшенными в 1,5-2 раза
показателями ресурса и надежности при снижении уровня шума на
20...30 EPN дБ относительно действующих международных норм
и эмиссии вредных веществ в 2-3 раза, с улучшенной на 10... 15 %
экономичностью, уменьшенным на 30...40 % количеством
ступеней турбокомпрессора и на 50 % количеством деталей двигателей,
а также со сниженной в 2 раза трудоемкостью технического
обслуживания.
Процесс создания вертолетного ГТД неразрывно связан с
формированием конструктивного облика, который в свою очередь
во многом определяется назначением вертолета, параметрами ра-

348 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
бочего процесса, газодинамическим согласованием, прочностными
характеристиками. Принятие решения по конструкции двигателя
предполагает [2]:
выбор конструктивной системы двигателя, являющейся
основой реализации его газодинамической схемы с соблюдением
условий прочности, виброустойчивости, надежности и удобства
эксплуатации;
определение силовой системы двигателя, дополняющей
конструктивную систему и определяющую способы передачи сил от
роторов к корпусу двигателя, условия сочленения его основных
узлов;
выбор схемы крепления двигателя к вертолету, определение
сил, действующих в узлах крепления;
определение схемы передачи крутящего момента от
свободной турбины к несущему винту вертолета;
реализацию условий модульности конструкции двигателя;
удовлетворение общих требований к двигателю по вопросам
эксплуатации и др.
Конструктивно-схемное решение выбирается в зависимости
от суммарной степени повышения давления и ее распределения по
каскадам, числа и вида ступеней компрессора и турбины, схемы
передачи мощности потребителю. Принятое решение должно
обеспечивать:
минимальные размеры и массу при полном удовлетворении
норм прочности и надежности;
минимальный уровень вибраций;
удобство эксплуатации и ремонта.
Под силовой системой ГТД понимается совокупность
силовых деталей, предназначенных для восприятия нагрузок,
действующих на элементы двигателя, и передачи их на узлы крепления
ГТД к вертолету [2]. На элементы силовой системы действуют
газодинамические, температурные и инерционные нагрузки. К
силовой системе предъявляются следующие основные требования:
обеспечение прочности и жесткости конструкции двигателя
для предотвращения возникновения недопустимых деформаций;

КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
349
к форме силовых деталей и их соединений, обеспечивающих
возможно меньшую массу конструкции двигателя;
к конструкции и соединению деталей, обеспечивающих
свободу температурных деформаций для избегания появления
чрезмерных температурных напряжений.
9.2. КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
Конструктивная схема ГТД СТ с выводом вала назад
(рис. 9.1). Такой двигатель имеет осевой однокаскадный
компрессор с поворотными лопатками ВНА. Ротор компрессора 3
расположен на двух опорах: передняя 1 - радиальная с роликовым
подшипником; задняя 5 - радиально-упорная с шариковом
подшипником. Корпус компрессора состоит из переднего 2 и заднего 4
корпусов и снабжен устройством для перепуска воздуха. Камера
сгорания 6 - кольцевого типа.
Двигатель имеет две турбины: турбину компрессора и
свободную турбину, не связанные механически между собой. Турбина
компрессора имеет две ступени, ее ротор опирается на радиальный
роликовый подшипник 8. Свободная турбина также
двухступенчатая. Ее ротор 9 установлен на двух опорах: передней 10 - радиально-
11
13
Рис. 9.1. Конструктивная схема ГТД с выводом вала назад [3]:
1,5- опоры ротора компрессора; 2,4- корпусы компрессора; 5 - ротор
компрессора, б- камера сгорания; 7,9- роторы турбин компрессора и
свободной турбины; 8, 10, 11 - опоры роторов турбин; 12 - выходное
устройство; 13 - вал отбора мощности

350 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
упорной с шарикоподшипником и задней 11 - радиальной с
роликоподшипником. Для отвода газов служит выпускное устройство 72.
Вал 13 - обеспечивает передачу мощности на главный редуктор
вертолета.
Как видно, такое традиционное изображение конструктивной
схемы требует достаточно подробного разъяснения и в ряде
случаев затрудняет сравнительный анализ схемных решений,
конструктивно-силовых схем.
Условные графические схемы ГТД. В последнее время
применяют новые способы графического изображения
авиационных ГТД. В табл. 9.1 приведены условные графические
обозначения элементов, используемых в ГТД [4, 5]. Применение
однотипных символических изображений элементов ГТД, включающих в
себя уточняющие аспекты, связанные с детализацией
конструктивных (резьбовое, болтовое, штифтовое соединения) и
технологических (сварное соединение) особенностей, существенно
обогащают возможности конструктора. Единые условные графические
обозначения позволяют более полно представить схему
расположения и устройство опор роторов, конструктивную схему
турбокомпрессора и камеры сгорания, форму проточной части
двигателя, схемы редукторов ТВД и вертолетных ГТД, силовую систему
двигателя и т.п. Такая конструктивная схема выражает
конкретную концепцию конструкции двигателя [5].
9.1. Условные графические обозначения элементов ГТД
Рабочее
колесо
о
Сварное
соединение
элементов
ротора
Поворотная
лопатка
1
Соединение
элементов
ротора
радиальными
штифтами

КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
351
Продолжение табл. 9.1
JjLJL
т 1
Фланцевое
соединение
элементов
ротора с при-
зонными
втулками и
стяжными
болтами
Торцовые
шлицы
Соединение
элементов
ротора
осевыми
штифтами
-ЕЗ-
_1_
D
J_
_О_
1
1Ш
1
Радиальные
шлицы
Радиальная
опора
Радиально-
упорная опора
Демпфер
Уплотнение
Фланцевое
болтовое
соединение
Резьбовое
соединение
База данных по конструктивным схемам созданных
вертолетных ГТД, Анализ конструктивных схем большинства
созданных вертолетных ГТД позволил создать базу данных их
графических изображений. На рис. 9.2 показаны схемы ГТД, основанные
на типовых условных обозначениях. Такой банк данных можно
использовать для анализа конструктивных решений на уровне
концепции, а также для формализации проектно-конструкторского
процесса в современных компьютерных системах проектирования
двигателей.
Иногда конструктивную схему двигателя удобно представлять
в упрощенном виде (рис. 9.3). Такой вид схем существенно
облегчает их анализ. Так, из представленных на рис. 9.3 двигателей,
простейшую схему турбокомпрессора с двухопорным ротором и
встроенным редуктором имеют двигатели Airreserch 331, Astazou-XII,
Artus II, BMW 6022A и др. В этом случае ротор турбоком-

352 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Рис. 9.2. Конструктивные схемы созданных вертолетных ГТД:
1 - ГТД-ЗФ; 2 - T64-GE; 3 - Artust U;4- TB-0-100

КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
353
Рис. 9.2. Продолжение:
5-РД-600В;6-ТВ2-117; 7-ТВЗ-117; 8-Т-53

354 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
12
Рис. 9.2. Продолжение:
9 - T700-GE; 10 - PW-207D; // - ARRIUS 2F; 12 - RTM-322

КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
355
Рис. 9.2. Окончание:
13 - Makila; 14 - Arriel; 15 - Т-63; /б - Т-58

356 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Makila
[□ □
RTM 322
о □
Arriel 1
□ о
□ I □ о
Т-65
□ о
□ I □ о
Тштпо-3
ш
Astazou-XII
п оо
DB-720/PTL-6
ola. □! I □ о
BMW-6022A- 3
Гу7|О
Д-127
ARRIUS 2F
ш 1
□
ТВД-20В
ГТД-350
О D | 6 □ " о
Т-53
Т-63
ti.
Рис. 9.3. Упрощенные конструктивные схемы вертолетных ГТД

КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
357
T-700GE
Д-136
PW-207D
JFTD 12A-3
ТВ2-П7, ТВЗ-117
Д-25В
РД-600В, ТВ-0-100, ГТД-400,
АИ-450
Т-58 GE
T-64GE
\Z? IDD
□ □
РТ 6В-9
ИУ
Airresearch 331
Т-50 Boeing
ш ж
IZ7
О oJ IS
Artust2
ГТД-ЗФ
□ □ О
Рис. 9.3. Окончание

358 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
прессора имеет механическую связь с приводным НВ. Во всех
остальных схемах отбор мощности на привод винта осуществляется
от свободной турбины. При этом мощность передается либо через
редуктор, либо напрямую от вала свободной турбины
(естественно, через главный редуктор вертолета).
Достаточно продолжительное время двигательные фирмы
отдавали предпочтение выводу вала мощности назад. В этом случае
двигатель имеет короткие жесткие роторы: Т58, ГТД-ЗФ, Д-136,
ТВ2-117, ТВЗ-117, Д-25В, Makila, JFTD 12A-3 - без редуктора;
Turmo-3, Arriel I, T6B, РТ6В-9 - с встроенным редуктором
(табл. 9.2).
9.2. Схемы турбокомпрессоров и свободных турбин
Схема
Наименование ГТД
1Р ^—^ 1Ф
П| (ЦЭ |П
16 nl
|п| с? Ш
1 pi U? D
1 П1 CZ7 1П
Турбокомпрессоры
RTM 322, Т-65, BMW6022F-3, Airresearch 331,
Artus II, Artus 2F, Д-136, РД-600, ТВО-100,
ГТД-400, АИ-450, ТВД-20В, Д-127
DB-720, PT6B-9
JFTD12A-3,T-64
Т-58, ГТД-ЗФ, ТВ2-117, ТВЗ-117
Т-53, Т 700, PW-207D
Д25-В

КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
359
Продолжение табл. 9.2
Схема
Наименование ГТД
и п
ты
Свободные турбины
Makila, Т-64, Т-63, PW-207D, Д-127
Т-58, ГТД-ЗФ, Д-136, Т-53, Т 700
Arriel 1, DB 720/PTL-6, Т-65, РТ 6В-9, Т-50,
Turmo-З, ТВД-20
RTM-320, Arrius 2F, РД-600В, ТВО-100,
ГТД-400, АИ-450, ГТД-350
JFTD 2A-3, Д-25В, ТВ2-117, ТВЗ-117
При выводе мощности вперед вал свободной турбины
получается длинным, так как проходит через весь двигатель: Т64, Т700,
RTM 322 - без редуктора; Т53, PW-207D, РД-600, ТВ-0-100,
ГТД-400, АИ-450 - с редуктором. Наличие длинного вала, а
следовательно, большого расстояния между его опорами накладывает
повышенные требования к его жесткости, так как возможно
появление опасных поперечных колебаний ротора и критических
частот вращения вала. Чтобы избежать касания элементов ротора о
статор приходится увеличивать радиальные зазоры, что приводит
к снижению КПД лопаточных машин и ухудшает выходные
данные двигателя, или увеличивать поперечную жесткость вала, а
следовательно, его массу. Применение дополнительных опор (Т64,
Astazou XII) усложняет конструкцию и увеличивает ее массу.
Иногда используют разрезную конструкцию вала и радиальный меж-
вальный подшипник (ТВ7-117), а в опорах предусматривают
демпфирующие устройства (ТВ-0-100).

360 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
9.3. ОСОБЕННОСТИ КОМПОНОВКИ
ДВИГАТЕЛЯ НА ВЕРТОЛЕТЕ
Силовая установка вертолета состоит из двигателей
(двигателя), элементов их крепления, воздухозаборников, выходных
устройств и систем: управления двигателями, топливной, масляной и
пожарной [6].
Крепление двигателя должно воспринимать нагрузки,
приходящиеся на его корпус (крутящий момент, осевую и радиальную
составляющие от массовых сил), иметь температурные и
монтажные компенсаторы и амортизаторы. При этом необходимо
учитывать следующие эксплуатационные требования:
доступ к агрегатам двигателя и элементам его крепления;
минимальную трудоемкость монтажа и демонтажа двигателя.
Компоновка двигателей на вертолете тесно связана со схемой
вывода вала отбора мощности. При выводе этого вала назад
двигатели обычно размещаются в верхней части фюзеляжа. На рис. 9.4
показана схема такой установки. Двигатели размещаются рядом и
Рис. 9.4. Компоновка СУ вертолета, состоящая
из двух двигателей с выводом вала назад [6]

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
361
Воздухозаборник
Воздухозаборник
ВСУ
Коробка
агрегата
Воздухозаборник
Воздухозаборник
Рис. 9.5. Компоновочная схема СУ вертолета ЕН 101 с тремя
двигателями, имеющими вывод вала мощности вперед [7]
передают крутящий момент через главный редуктор, который
суммирует мощность обоих двигателей и передает ее на валы
несущего и рулевого винтов. При выводе вала мощности вперед
двигатели обычно размещают по бокам фюзеляжа (рис. 9.5).
9.4. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ КОНСТРУКТИВНОГО
ОБЛИКА ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
С целью систематизации и унификации вертолетных ГТД (и
турбовинтовых двигателей на их основе) разработан типоразмер-
ный мощностной ряд этих ГТД. Первоначально ряд состоял из
четырех позиций, в котором каждая последующая отличалась от
предыдущей в 2 раза по уровню мощности (рис. 9.6 и рис. 9.7).
Каждый типоразмер проектируется с возможностью увеличения
мощности на 20...25 %. В последствии к этим четырем
типоразмерам прибавились еще два: 0-й типоразмер мощностью 135 кВт и
5-й типоразмер мощностью 3500...4400 кВт.
Основные тенденции развития вертолетных МГТД по
поколениям соответствуют тенденциям авиационных ГТД большой

362 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Рис. 9.6. Улучшение по
годам удельного расхода
Се ГТД для вертолетов и
легких самолетов
300 600 900 1200 1500 Л^,кВт
Се,
U,jzj
0,5
0,375-
0,35
0,325-
0,3
0,275-
0,25-
кг/(кВт-ч)
ГТД-350
- •
250-С20
ГТ|45О15О-СЗ°
N
НТУ-2000г.
I (300 кВт)
N206
ТГ^ЗЗЗ
Ч>ч.РД-600
II (600 кВт)
ТВ2-117
•
1^53
Т58
А
ТВЗ-117
,ТВД-1500#
Э Т700
<MTR390 ТВ*^
^__
•-отечественные двигатели
А - зарубежные двигатели
Д-25В
#
Т55
Т64
А
|17С Д-136
V •
Х\>ТВ7-117ВМ
III (1200 кВт) IV (2350 кВт) V (4700 кВт)
га ,
350 700 1500 3000 6000 ^е, кВт
Рис. 9.7. Типоразмерный ряд малоразмерных ГТД

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ 363
размерности, но при этом существуют и специфические
особенности этих двигателей, в основном определяемые их схемами,
параметрами, размерностью и условиями эксплуатации.
В ближайшей перспективе на 25-30 лет новые вертолетные
двигатели в основном сохранят традиционный
термодинамический рабочий цикл - цикл Брайтона, так как исследования других
возможных циклов (цикл Брайтона с выносным каскадом, цикл
Ренкина и др.) показали, что схема и конструкция двигателя
существенно усложняются, а технико-экономический эффект
получается незначительным. При этом в традиционном
термодинамическом цикле теоретически возможно использование теплообменно-
го аппарата за турбиной, однако соотношение габаритных
размеров и массы такого аппарата по отношению к МГТД пока еще
неблагоприятно. Конструктивная схема новых двигателей также
будет традиционной: одновальный газогенератор со свободной
турбиной. Исследованные ранее более сложные схемы, например
двухпоточная, также показали отсутствие достаточного
технического эффекта при существенном усложнении конструкции.
Принятая в последние десятилетия схема ГТД с одновальным
газогенератором и выводом вала свободной турбины вперед
сохранится и в будущем, однако в требованиях к перспективным
двигателям подобного назначения, как правило, необходим вывод
вала мощности вперед и назад. Так как в некоторых случаях,
например при замене старого двигателя на новый на
модернизируемом вертолете, у которого вывод вала мощности осуществляется
назад, необходимо и на новом двигателе выполнить это условие.
Это требование должно быть реализовано на новых двигателях
ТВ7-117В, предлагаемых вместо старых двигателей ТВЗ-117 на
модернизируемых вертолетах Ми-8, Ка-32 и др. При создании
самолетных модификаций двигателей также, как правило, требуется
вывод вала мощности вперед, хотя реализованы и ТВД с
толкающими винтами (самолет AVANTI Р-180 с турбовинтовым
двигателем РТ6А-66).
В вертолетных ГТД четвертого поколения РД-600В, PW200,
ARRIUS и других реализован встроенный редуктор,
устанавливаемый на двигателе, который преобразует частоту вращения ро-

364 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
тора свободной турбины в некую стандартную частоту (обычно
это 6000 мин"1), приходящую к главному редуктору вертолета. Это
требование исходит из того, что на разных модификациях одной и
той же марки вертолета по требованиям заказчика могут
устанавливаться разные двигатели, например на различных модификациях
вертолета S-76 устанавливаются двигатели S-76A Allison 250-C30,
S-76B РТ6В-36 и S-76C Arriel 1S1. Унификация частоты вращения
ротора свободной турбины позволяет сохранить неизменным
главный редуктор вертолета, который является весьма сложным и
дорогостоящим узлом ЛА и его замена сопряжена со
значительными техническими трудностями и финансовыми затратами. По
этим причинам требование к реализации встроенного редуктора со
стандартной частотой вращения выводного вала сохранится и в
перспективных двигателях.
Основные технические данные вертолетных ГТД за это время
улучшились: Ne уд от 130... 150 до 220...230 кВтс/кг, Се от
0,350...0,400 до 0,240...0,27 кг/(кВтч), рдв от 0,3...0,34 до
0,16...0,2 кг/кВт при одновременном увеличении ресурса от
нескольких сотен до 4...6 тыс ч. Степень конструктивного
улучшения турбовальных ГТД характеризуется уменьшением числа
деталей двигателя. Так, в ГТД второго поколения их свыше 6000, а в
ГТД четвертого поколения около 2000 деталей.
В современных вертолетных ГТД, как правило, используются
три типа компрессоров: одноступенчатый центробежный в
двигателях малой мощности (350...600 кВт), двухступенчатый
центробежный в двигателях средней мощности (600... 1400 кВт) и осецен-
тробежный компрессор в двигателях средней и большой мощности
(более 950 кВт). По-видимому, такое положение сохранится и для
компрессоров двигателей пятого поколения.
Камеры сгорания современных двигателей обычно
выполняются по противоточной схеме, однако, для двигателей пятого
поколения вследствие увеличения максимальной температуры газа
перед турбиной возникают трудности с обеспечением
необходимого температурного состояния жаровой трубы, поэтому для
новых двигателей возможно использование наклонных камер
сгорания. Кроме того, к камерам новых двигателей предъявляются бо-

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ 365
лее жесткие эмиссионные требования, выполнение которых
потребует изменения фронтового устройства и схемы подвода
вторичного воздуха.
Существующая тенденция уменьшения числа ступеней
лопаточных машин турбокомпрессора сопряжена с увеличенными
аэродинамическими нагрузками на лопатки, что, в свою очередь,
сопряжено со снижением КПД ступени и увеличением окружной
скорости, вызывающей рост напряжений в лопатках. При этом
высокая температура газа вызывает необходимость использования
охлаждения сопловых и рабочих лопаток даже при применении
совершенных материалов лопаток и дисков. Поэтому на
современных двигателях РД-600В, Т800 и RTM322 применяют
двухступенчатые охлаждаемые турбины компрессора, а на двигателе
MTR390 - одноступенчатую охлаждаемую турбину. В двигателях
пятого поколения предполагается использование одноступенчатых
охлаждаемых турбин компрессора, однако реализация таких
турбин с высокой степенью понижения давления в ступени при
высоком КПД требует проведения большого комплекса
исследовательских работ.
Свободные турбины современных вертолетных ГТД
выполняются одно- или двухступенчатыми, неохлаждаемыми. Число их
ступеней определяется выходной мощностью двигателя: для
двигателей малой мощности обычно z — 1, а для двигателей средней и
большой мощности z = 2. Эта же тенденция, по-видимому, будет
реализована и в двигателях пятого поколения, при этом
целесообразно иметь неохлаждаемые сопловые и рабочие лопатки, хотя в
некоторых случаях возможно использование охлаждаемого
соплового аппарата первой ступени свободной турбины.
Для перспективных ГТД возможно применение противовра-
щения роторов турбины компрессора и свободной турбины с
исключением из схемы первого соплового аппарата свободной
турбины. Это особенно целесообразно при использовании
одноступенчатой высоконагруженной турбины компрессора, за которой,
как правило, имеет место значительная закрутка потока.
Выходной диффузорный патрубок ГТД, по-видимому,
останется традиционной формы. При этом для двигателей пятого по-

366 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
коления военных вертолетов, как и для четвертого поколения,
будут применяться экранно-выхлопные устройства (ЭВУ). В
качестве конструкционных материалов для выходных патрубков и ЭВУ
возможно использование неметаллических (композиционных)
материалов.
В вертолетных ГТД пятого поколения наряду с
использованием традиционных решений по схемам и конструкциям отдельных
узлов и систем возможно применение новых решений и, в
частности, подшипников на газовой смазке или электромагнитных
подшипников и высокооборотных электрогенераторов (без
редуктора). Применение таких подшипников позволяет отказаться от
смазочной системы для опор. Применение высокооборотного
электрогенератора исключает необходимость использования редуктора
между валом свободной турбины и электрогенератором, а
следовательно, смазочной системы этого редуктора. При этом привод
агрегатов двигателя и его САУ осуществляется с помощью
электромоторов. При такой схеме двигателя полностью отсутствует
масляная система и коробка агрегатов с их механическим
приводом.
Эти предлагаемые новые технические задачи находятся в
стадии НИР и в зависимости от успешного их решения они могут
реализовываться в новых двигателях частично или одновременно.
Структура и функции САУ современных вертолетных ГТД
типа ВК-2500 будут в основном сохранены и на перспективных
ГТД, т.е. исполнительная гидромеханическая часть и
функционально-командная часть - электронный блок, причем электронный
блок совмещает функции контроля технического состояния
двигателя и всех его обслуживающих систем. На случай выхода из
строя электронного блока исполнительная гидромеханическая
часть дополнительно оснащается простыми регулирующими
устройствами, позволяющими в любых высотно-климатических
условиях полета вертолета сохранять минимальную управляемость
двигателя летчиком для продолжения полета и совершения
безаварийной посадки.
Функциональное развитие электронной части САУ в
перспективных вертолетных ГТД направлено на следующее:

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ 367
выдачу команд с учетом текущего температурного состояния
двигателя и действительного на момент выдачи команды
технического состояния (для экономного расходования ресурса);
повышение надежности электронного блока в результате
применения элементной базы более высокого качества и
усовершенствования алгоритмов самоконтроля;
использование более емкой информации о рабочем процессе в
двигателе и о его техническом состоянии;
более совершенное взаимодействие с бортовыми и наземными
системами контроля и диагностики двигателя и ЛА.
Другой основой создания ГТД нового поколения является
разработка новых материалов. В частности, первые поколения
вертолетных ГТД базировались на общемашиностроительных
конструкционных материалах. В последствии были разработаны новые
алюминиевые, титановые и жаропрочные металлические и
композиционные материалы. Внедрение этих материалов
сопровождалось разработкой новых технологических процессов (точного
литья турбинных лопаток по выплавляемым моделям,
электроннолучевой сварки деталей роторов, изостатического прессования
дисков из гранулированных никелевых сплавов,
электротехнической обработки поверхностей лопаток компрессора, литья
монокристаллических сплавов и др.).
Фактически переход от созданных и эксплуатируемых
вертолетных ГТД четвертого поколения к пятому, отмечаемый резким
улучшением характеристик, является революционным процессом,
для реализации которого необходимо внедрение новых
технических "событий", что требует достижений в аэродинамике узлов
ГТД, материалах и технологий. На рис. 9.8 показана возможная
схема перспективного базового ГТД, на основе которого может
быть реализован вертолетный ГТД пятого поколения. Цели,
которые должны быть для этого достигнуты, следующие:
увеличение ресурса; межремонтного 4...5 тыс. ч; полного
12...15 тыс. ч;
повышение надежности;
доведение наработки на отказ в полете до 20...50 тыс. ч;

МОДУЛЬ ПЗУ
Высокая степень
очистки.
Использование
неметаллов
КОМПРЕССОР
Закрытые РК из
порошкового
материала.
Корпус из
композитного
материала
КАМЕРА СГОРАНИЯ
Неметаллическая ЖТ.
Монотопливность.
Запуск до 10 км.
Уменьшение вредных
выбросов
ТУРБИНА КОМПРЕССОРА
Металлическая РЛ с
улучшенной системой
охлаждения.
Регулировка Сохл.
Перспективные материалы
(С-С, неметаллы).
Регулируемый радиальный
зазор
СИСТЕМЫ
Интегрированная электронная
САУ (двигатель + ЛА).
Развитая система диагностики с
применением волоконной оптики.
Снижение массы агрегатов на
20... 30%
ОПОРЫ
Новые типы
подшипников
(неметаллы).
Уменьшение числа
маслянных полостей
(2 вала - 2 опоры)
СВОБОДНАЯ ТУРБИНА
Трехмерное
профилирование
(СТ+ переходной канал).
Противоположное
вращение роторов.
Композитный вал СТ
ТЕПЛООБМЕННИК
(для модификации ГТД
с регенерацией теплоты).
Неметаллическая
матрица
Рис. 9.8. Перспективный базовый ГТД

ГТД НА БАЗЕ ОБЩЕГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА
369
снижение трудозатрат на обслуживание до 0,25...0,3 ч/ч;
снижение удельной массы на 0,01...0,015 кг/л.с;
улучшение экономичности на 10...20 %.
Многолетний опыт создания и эксплуатации вертолетных
ГТД определил технически возможные и экономически
целесообразные требования по их ресурсу и надежности. Для двигателей
пятого поколения требования по ресурсу и надежности еще более
ужесточаются и в каждом конкретном случае регламентируются в
техническом задании на новый двигатель.
9.5. ГТД НА БАЗЕ ОБЩЕГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА
Известная конструкторская тенденция - унификация, является
мощным инструментом для сокращения сроков создания новых
изделий, уменьшения при этом материальных, энергетических и
других затрат, повышения надежности и безопасности двигателей.
Одним из направлений унификации является использование
общего базового газогенератора для создания семейства ГТД.
В табл. 9.3 показано семейство двигателей МКБ (г. Омск), в
котором на основе модернизируемого базового газогенератора созданы
шесть серийных двигателей различных схем. Эта тенденция
активно реализуется и в настоящее время, в частности на базе
газогенератора самолетного двигателя ТВ7 созданы вертолетный ГТД
и корабельная силовая установка.
9.3. Семейство малоразмерных ГТД на базе двигателя ТВД-10
Наименование
ГТД
Основные
параметры
ТВД-10Б
для самолета
Ан-28
Ne = 728 кВт;
Се = 0,333 кг/(кВтч);
GB = 4,58 кг/с;
я* =7,4; Т* = 1158 К

370 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Продолжение табл. 9.3
Наименование
ГТД
Схема
Основные
параметры
ТВД-20
для самолета
Ан-3
JVe=1051 кВт;
Се = 0,347 кг/(кВтч);
GB = 5,9 кг/с;
<=9,55;
Т' = 1215 К
гтдст
вертолета
W-3 (Польша)
N, = 662 кВт;
Се = 0,355 кг/(кВтч);
GB = 4,5 кг/с;
пк =7,3; Т' = 1140 К
ТРДдля
легкого
самолета
Р = 2500...3000 кН;
СУд = 0,107...
0,П2кг/(кН-ч)
ГТД-ЮМ
для судовой
СУ
Се = 0,367 кг/(кВт-ч);
GB = 4,33 кг/с;
я* =6,9; Т* = 1090 К
ВСУ-10
для самолета
= 4,65-Ю5Па;
G0T6 = 3,5 кг/с;
Ne = 40 кВт;
Се = 0,356 кг/(кВт-ч);
GB = 5,9 кг/с;
< =9,55;
Тг =1215 К

НОВЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ 371
9.6. НОВЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ В РАЗРАБОТКЕ
МАЛОРАЗМЕРНЫХ КОМПРЕССОРОВ,
КАМЕР СГОРАНИЯ И ТУРБИН
Повышение эффективности вертолетных ГТД напрямую
связано с решением ряда проблемных конструкторских вопросов,
которые в первую очередь относятся к следующим элементам:
двухступенчатому центробежному компрессору;
наклонной укороченной кольцевой камере сгорания с низким
уровнем эмиссии;
одноступенчатой охлаждаемой высокоперепадной турбине
компрессора;
свободной турбине противоположного вращения без
межтурбинного переходного канала и с выходом вала отбора мощности
вперед через полый вал газогенератора.
Применение в вертолетных ГТД чисто центробежного
компрессора позволяет: значительно улучшить эксплуатационные
характеристики двигателя, в первую очередь, обеспечить его
работоспособность в условиях сильной запыленности воздуха;
значительно упростить конструкцию двигателя (сократить число
деталей ротора газогенератора, исключить из конструкции системы
поворотных направляющих аппаратов компрессора, что также
снижает массу исполнительных элементов САУ).
Наклонная камера сгорания имеет по сравнению с
традиционной противоточной камерой значительно меньшую площадь
поверхности жаровой трубы, что существенно уменьшает потребный
расход воздуха на ее охлаждение и, следовательно, упрощает
реализацию более равномерного поля температуры газа на выходе из
камеры. Другим преимуществом наклонной укороченной жаровой
трубы является снижение ее массы, а также более легкий доступ к
турбине для реализации системы диагностики и управления
радиальным зазором.
Принципиально новым решением для вертолетных МГТД
является применение охлаждаемой турбины, что позволяет повысить
удельные показатели двигателя, а также обеспечить возможность
его дальнейшего развития по мощности. Применение одноступен-

372 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
чатой турбины позволяет снизить массу и стоимость
перспективных двигателей, а также сократить осевую длину газогенератора,
что упрощает реализацию двухопорной схемы ротора свободной
турбины.
Применение противоположного вращения роторов
газогенератора и свободной турбины позволяет исключить длинный
изогнутый канал между турбинами и существенно сократить потери
затороможенного давления в проточной части при наличии
значительной закрутки потока за турбиной компрессора.
9.7. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К
ПЕРСПЕКТИВНЫМ ВЕРТОЛЕТНЫМ ГТД
Разработка новых двигателей для вертолетов производится по
техническим заданиям, которые определяют основные требования
к характеристикам и потребительским свойствам двигателя. Эти
требования обосновываются выбором наиболее эффективных
технико-экономических и эксплуатационных показателей,
предлагаемых конструкторских решений в дополнение к требованиям,
содержащимся в авиационных правилах (АП-33) и других
нормативных документах.
Для обеспечения конкурентоспособности с другими
двигателями, которые будут производиться на момент ввода создаваемого
двигателя в эксплуатацию, разрабатываемый двигатель должен
отвечать следующим основным требованиям:
удельная трудоемкость технического обслуживания не
должна превышать 0,2 ч на 1 ч полета;
уровень эмиссии вредных веществ должен быть не менее чем
на 30...50 % ниже требований международных и национальных норм,
действующих на момент ввода двигателя в эксплуатацию;
уровень шума, создаваемый вертолетным ГТД должен быть,
по крайней мере, на 8... 10 EPN дБ ниже требований стандарта
ИКАО;
конструкция двигателя и алгоритмы управления,
реализованные в САУ, должны обеспечивать высокую стабильность
характеристик двигателя по наработке (в межремонтный период поддер-

ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ 373
жание заданной мощности при увеличении удельного расхода
топлива не более 2 %), а также расширению условий эксплуатации
двигателя, имея в виду его модернизацию в течение всего периода
эксплуатации.
Кроме того, двигатель должен быть оснащен электронной
многоканальной САУ с полной ответственностью,
взаимодействующей с системой контроля и диагностики двигателя и с
системами вертолета.
В соответствии с требованиями существующих нормативных
документов должны быть реализованы: бортовая система контроля
и диагностики, позволяющая оценивать мощностные
характеристики двигателя и остаточный ресурс его основных деталей с
учетом их повреждаемости в эксплуатации; модульность конструкции
с возможностью замены отдельных модулей и основных агрегатов
в условиях эксплуатации без съема с вертолета; автономная
масляная система; система запуска; противообледенительная система.
При этом должны быть обеспечены заданные
контролепригодность и ремонтопригодность конструкции двигателя. В
техническом задании регламентируются:
скорость полета (обычно для вертолетов с ГТД) вперед до 350
км/ч; вбок до 100 км/ч; назад до 100 км/ч;
высота крейсерского полета до 6000 м;
максимально допустимая скорость ветра в приземном слое на
взлете и посадке (боковая, встречная и попутная составляющая,
м/с);
состояние атмосферы (нормируемые концентрации пыли и
песка, дождя и снега, г/м3);
диапазон изменения атмосферного давления в соответствии со
стандартной атмосферой;
температура окружающего воздуха: у земли -55...+55 °С; в
полете от тропического максимума до арктического минимума по
условной атмосфере ИКАО;
максимальная допустимая относительная влажность воздуха
100%.
В особый раздел технического задания выделяются
требования по ожидаемым условиям эксплуатации. Кроме того, значения

374 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
максимальной (путах) и минимальной (n3ymin) эксплуатационных
перегрузок уточняются с разработчикам вертолета.
Нормируются также требования по климатическому
исполнению двигателя, стойкости к воздействию молнии на его
электронные системы и сохранении работоспособности двигателя после
пребывания вертолета на земле при температуре наружного
воздуха до - 60 °С.
Техническое задание содержит требования к основным
техническим характеристикам двигателя. В частности, задаются
мощность и удельный расход топлива двигателя при Н = 0, М = 0,
МСА на режимах: 2,5-минутной мощности при одном
неработающем двигателе; 30-минутной мощности при одном неработающем
двигателе, взлетном (при регламентируемом уровне Ти и рн)\
максимальном продолжительном; максимальном крейсерском;
полетном малом газе и земном малом газе.
Эти параметры обычно регламентируются для
неустановленного двигателя, без отборов мощности и воздуха на нужды ЛА и
без учета потерь в пылезащитном устройстве.
В техническом задании регламентируется также сухая масса
двигателя, которая при серийном производстве должна
обеспечиваться без «плюсовых» допусков.
Расчеты на прочность и долговечность двигателя проводятся в
соответствии с распределением режимов работы по обобщенному
полетному циклу (ПЦ) ГТД. Обычно структура обобщенного
полетного цикла ГТД СТ регламентирует режимы работы двигателя
с учетом включения отборов воздуха на противообледенительную
систему и систему кондиционирования при следующих режимах
полета вертолета и соответствующих им режимах работы
двигателя: запуск и прогрев, руление, отрыв и контрольное висение, взлет,
набор высоты, полет на малых скоростях, крейсерский полет,
полет на максимальной скорости, снижение, торможение перед
посадкой, посадка, руление, охлаждение и останов. Указывается
также общая продолжительность типового полетного цикла,
максимальное время непрерывной работы двигателя на основных
режимах эксплуатации в минутах и суммарная наработка за ресурс в

ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ 375
процентах от общей наработки на наиболее трудных режимах
(взлетном и максимально продолжительном).
На этапе развитой эксплуатации для перспективных
двигателей устанавливаются:
ресурс основных деталей «холодной» части
двигателя > 18 000 ПЦ,
ресурс основных деталей «горячей» части
двигателя > 9000 ПЦ.
К началу эксплуатации подтвержденные начальные ресурсы
должны составлять:
основных деталей «холодной» части двигателя > 4500 ПЦ,
основных деталей «горячей» части двигателя > 3000 ПЦ.
При этом ресурсы агрегатов и комплектующих изделий,
установленных на двигателе, должны быть не меньше ресурсов
основных деталей «холодной» части двигателя.
Проектирование двигателя должно проводиться на
следующие показатели (для этапа развитой эксплуатации):
наработка на полный отказ не менее 100 тыс. ч;
наработка на съем двигателя для ремонта из-за отказов и
выработки ресурсов не менее 10 тыс. ч;
наработка на отказ в полете не менее 25 тыс. ч.
Приемистость от режима полетного малого газа до 95 %
мощности взлетного режима для перспективных двигателей должна
быть не более 3...4 с, а приемистость от взлетного режима до
достижения 95 % мощности 2,5-минутного режима должно быть не
более 1,5 с во всех ожидаемых условиях эксплуатации.
САУ должна осуществлять все функции управления и
ограничения предельных значений параметров на установившихся и
переходных режимах работы двигателя во всех условиях
эксплуатации, включая следующие: защиту двигателя при помпаже и от
раскрутки свободной турбины; восстановление режима работы при
самовыключении; обеспечивать заданные для САУ показатели по
надежности, массе и габаритам. Для защиты от нелокализованных
отказов должен быть предусмотрен внесистемный ограничитель

376 Глава 9. КОНСТРУКТИВНЫЙ ОБЛИК ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
параметров двигателя. При этом ресурс САУ и системы топливо-
питания должен быть не меньше ресурса основных деталей
«холодной» части двигателя, а наработка на отказ САУ, приводящий к
выключению двигателя в полете, должна быть не менее 106 ч.
В техническом задании регламентируются также основные
требования к конструкции двигателя, например, схема (двухваль-
ный со свободной турбиной), возможность установки в
мотогондолу на левый или правый борт без перемонтажа агрегатов,
возможность установки ПЗУ и др., при этом время замены двигателя
на вертолете не должно превышать 1,5.. .2 часа.
В требованиях к горюче-смазочным материалам в частности
указываются основные и дублирующие топлива и масла, в том
числе зарубежные, чистота топлива, масла и гидрожидкости,
требуемая точность очистки масла и возможность эксплуатации
двигателя в течение всего ресурса без его замены.
Изложенные выше технические требования на техническое
предложение по созданию двигателя являются типичными и для
каждого конкретного нового двигателя они корректируются
обычно в сторону ужесточения с учетом экономической эффективности
разработки. Кроме того, по согласованию с заказчиком эти
требования уточняются и на этапе ОКР.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Научный вклад в создание авиационных двигателей. Кн.1 /
под общ. ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина. М.:
Машиностроение, 2000. 725 с.
2. Конструкция и проектирование авиационных
газотурбинных двигателей / С.А. Вьюгов, Ю.И. Гусев, А.В. Карпов и др.; под
общ. ред. Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989. 368 с.
3. Гарькавый А.А., Чайковский А.В., Ловинский СИ.
Двигатели летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1987. 288 с.
4. Зрелов В.А., Проданов М.Е. Информационное поле
отечественных ГТД // Тр. Междунар. научн.-техн. конф., посвящ.
памяти Н.Д. Кузнецова. Ч 1. Самара: 2001. С. 214-218.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 377
5. Основные данные отечественных авиационных ГТД и их
применение при учебном проектировании / В.А. Зрелов, В.Г. Мас-
лов. Самара: Самарск. гос. аэрокосмич. ун-т. 1999. 160 с.
6. Далин В.Н., Михеев СВ. Конструкция вертолетов. М.:
Изд-воМАИ,2001.352с.
7. Виленский М.А., Струков Ю.П. Зарубежные вертолеты //
Итоги науки и техники. ВИНИТИ. Авиастроение, 1989. 116 с.

ГЛАВА 10
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
ЮЛ. СОВРЕМЕННАЯ МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ
ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Создание научно-технического задела (НТЗ). В
отечественной и мировой практике авиадвигателестроения в последние
десятилетия разработке нового двигателя предшествуют НТР по
созданию НТЗ по аэродинамике лопаточных машин,
воздухозаборников и выходных устройств, по теплофизическим процессам
горения в камере сгорания, по САУ и другим узлам и системам
двигателя, а также по материалам и технологическим процессам.
Естественно, что создание НТЗ должно иметь опережающий характер
и предшествовать началу опытно-конструкторских работ (ОКР).
С этой целью в нашей стране и за рубежом применяется
система опережающих программ. Целями таких программ являются
отработка новых аэродинамических и конструктивных решений
узлов и деталей двигателя. Так, ранее разрабатывались программы
по созданию охлаждаемых турбин, по малошумным вентиляторам,
по низкоэмиссионным камерам сгорания, по малоступенчатым
компрессорам и др. Существовали и существуют программы по
демонстрационным газогенераторам и двигателям, в которых
проверяются новые технические решения.
Многолетняя программа IHPTET (США) по созданию НТЗ по
узлам вертолетных двигателей нового поколения была направлена
на значительное улучшение (в 2 раза) характеристик авиационных
двигателей различных типов. Сущность этой программы -
развитие новых технологий от стадии фундаментальных исследований
до создания узлов и их оценки в составе полноразмерного
демонстрационного газогенератора.

СОВРЕМЕННАЯ МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ ГТД 379
Составной частью программы была начатая в 1989 г.
программа JTAGG (Joint Turbine Advanced Gas Generator), цель
которой - разработка демонстрационных газогенераторов ТВД/ГТД СТ
в классе расхода воздуха 4,5... 13,6 кг/с. Основные
отрабатываемые перспективные решения следующие: усовершенствованные
методы ЗО-проектирования; ПЗУ с низким уровнем потерь; легкие
материалы для корпусов входной части ГТД; высоконагруженный
осевой малоступенчатый компрессор; титановое центробежное
колесо с высокой окружной скоростью; перфорированная жаровая
труба камеры сгорания с низкой неравномерностью поля
температур газа на выходе; высокоперепадная турбина компрессора;
высокостойкие подшипники; САУ типа FADEC.
В 2000 г. были опубликованы некоторые результаты,
полученные фирмами Allied Signal и Lycoming в ходе выполнения
программы IHPTET/JTAGG. В демонстрационном газогенераторе,
созданном этими фирмами, отрабатываются следующие
перспективные решения: трехмерные газодинамические расчеты; ротор
составной конструкции; высокооборотное колесо центробежной
ступени; камера сгорания с горением обогащенной топливной
смзси; керамические сопловые и усовершенствованные рабочие
лопатки турбины; гибридные керамические подшипники;
щеточные уплотнения.
В испытаниях демонстрационного газогенератора получены
следующие результаты: снижение удельного расхода топлива на
22 %; увеличение отношения мощности к массе на 63 %;
прогнозируемое снижение стоимости производства на 18 %;
прогнозируемое снижение затрат на эксплуатацию на 3 %.
В нашей стране также проводятся исследования по созданию
НТЗ в области вертолетных ГТД и параллельно реализуются
различные программы: программы по созданию НТЗ по узлам,
газогенераторам и демонстрационным двигателям и по созданию
конкретных новых образцов ГТД, базирующиеся на ранее созданном
опережающем НТЗ.
Для вертолетных МГТД характерно, с одной стороны,
разнообразие типов конструктивных решений (вывод вала вперед,
вывод вала назад, осевые и центробежные компрессоры, разнообраз-

380 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
ные типы камер сгорания, турбины осевые и радиально-осевые,
двигатели с редуктором и без него и др.), а с другой, -
ограничение возможностей повышения эффективности за счет
совершенствования рабочего процесса, так как повышение параметров л* и
Тг затрудняет решение проблемы повышения КПД узлов из-за
«уменьшения» элементов проточной части. Учет этих
принципиальных особенностей имеет особое значение на начальных этапах
проектирования, которые обычно относят к «внешнему»
концептуальному проектированию двигателей.
Стратегии проектирования. Основной задачей начального
проектирования авиационного ГТД является оптимальное
согласование основных параметров ЛА и СУ. На этом этапе, на котором
рассматривают большое количество вариантов проектных
решений и выявляют область оптимальных сочетаний параметров,
обеспечивающих такое согласование, принципиально возможна
реализация двух проектных стратегий:
1) двигатель проектируется, т.е. определяется его техническая
концепция и основные (обликовые) параметры под выполнение
требований ТЗ, которое формируется разработчиками ЛА;
2) двигатель проектируется для предполагаемого ЛА (его
прототипа и др.).
По первой стратегии, традиционной для нашей страны,
работа проводится в несколько этапов: техническое предложение,
аванпроект, эскизный проект, рабочее проектирование,
изготовление и доводка опытных образцов, государственные испытания или
сертификация.
На начальном этапе заказчик разрабатывает техническое
задание (ТЗ) к техническому предложению (ТП), в котором
излагаются основные требования к заказываемому двигателю. Обычно
под такое ТЗ несколько предприятий-разработчиков двигателей на
конкурсной основе представляют свои ТП. После выбора по
конкурсу одного предприятия-разработчика двигателя начинается
этап ОКР, для которого техническое задание уточняется при
работе над аванпроектом и над эскизным проектом. В некоторых слу-

СОВРЕМЕННАЯ МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ ГТД 381
чаях конкурс может быть продлен и на этапе ОКР, вплоть до
стадии конкурса опытных газогенераторов или опытных двигателей.
Основными целями разработки ГТД на этапе ТП являются:
формирование технического облика двигателя;
обоснование технико-экономической эффективности;
подтверждение имеющимися расчетными и
экспериментальными материалами НТЗ возможности создания двигателя нового
поколения.
Техническое предложение должно содержать материалы по
конструктивному облику двигателя с анализом его научно-
технического уровня и информацию по выбору оптимальных
параметров и технических решений, включая основные данные,
климатические, высотные и скоростные характеристики в ожидаемых
условиях эксплуатации, а также об используемых новых
технологиях. В ТП также приводятся оценки ожидаемых показателей
надежности и ресурса двигателя, эксплуатационной и ремонтной
технологичности, контролепригодности, экологических
характеристик (акустических и эмиссионных) и предлагаемый
необходимый объем экспериментальных доводочных работ для
обеспечения государственных испытаний или сертификации.
Обычно в ТП предлагается создание семейства двигателей
нового поколения на основе базового газогенератора (ГТД СТ, ТВД,
ТРДД, ВГТД и ГТУ), при этом предусматривается определенный
диапазон мощностей двигателей (±25 % базового двигателя). Для
выполнения этих условий должна быть предусмотрена
возможность развития двигателя по мощности с учетом запаса по
температуре Т*, необходимого для обеспечения заданных значений
мощности при наличии разброса показателей двигателя в
производстве, неточностей его управления и ухудшения свойств
двигателя в процессе эксплуатации. При этом принято задавать
значения Ne и Се при Н = О, М = О САУ для чрезвычайного режима
(2,5 мин и 30 мин при одном неработающем двигателе), для
взлетного режима, максимального продолжительного и максимального
крейсерского режима, для полетного и земного малого газа, а
также сухую массу двигателя.

382 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
По второй стратегии начальное проектирование
вертолетного ГТД начинается, когда ТЗ на двигатель еще не сформировано.
В этом случае рациональным является одновременное решение
задачи «внешнего» и «внутреннего» проектирования двигателя.
После определения целей проектирования, формулируется задача
проектирования как синтеза системы ЛА с заданными качествами.
С учетом новых идей и новых функциональных возможностей
формируется концепция СУ, согласуются ее характеристики с
характеристиками такого ЛА.
Принимая во внимание специфику разработки ГТД, которая
заключается в том, что срок его создания больше срока создания
соответствующего ЛА на 3-5 лет, следует признать такую
стратегию проектирования наиболее реалистичной. Такой подход
полностью укладывается в рамки предлагаемого в настоящее время
организационно-методического порядка, существенно
корректирующего традиционную методологию создания авиационных ГТД
[3,4].
Конкуренция на рынке авиадвигателей требует снижения
затрат на разработку и сертификацию двигателя. С этой целью в
основу семейства ГТД различного назначения закладывается
базовый газогенератор, а у двигателя - «запас на развитие»,
обоснование которого производится исходя из накопленного НТЗ. Это
означает главенствующую роль опережающего проектирования
авиационного ГТД перед разработкой ЛА. Такой подход лежит в
основе современной методологии разработки
конкурентоспособных двигателей, направленной на сокращение суммарных затрат и
сроков создания ГТД путем широкого применения методов
математического моделирования и проектирования, опережающей
разработки НТЗ по концепции будущего двигателя, по ключевым
технологиям, узлам, системам, базовым газогенераторам, включая
создание и экспериментальную отработку
двигателей-демонстраторов. Большое значение имеет использование принципа
преемственности и «уроков прошлого». В этой методологии
чрезвычайно возрастает роль математического компьютерного
моделирования, интеграции систем трехмерного моделирования,
компьютерного проектирования и автоматизированного изготовления.

СОВРЕМЕННАЯ МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ ГТД 383
Создание НТЗ должно проводиться с целью накопления и
апробации научно-технических и организационных нововведений,
технических и технологических решений.
Создание демонстрационного двигателя представляет
заказчику возможность экспериментально обоснованного выбора (в том
числе на конкурсной основе) нового ГТД для ОКР и серийного
производства, который обеспечит гарантированные высокие
уровни эксплуатационно-технических и экологических характеристик
при минимально возможной стоимости всех составляющих
жизненного цикла ЛА.
Поскольку двигатель является частью сложной системы, его
эффективность оценивается по критериям эффективности ЛА. В этом
случае, указанная для второй стратегии «предполагаемость» ЛА,
просто определяет несколько иную детализацию его модели.
Органичное соединение второй стратегии проектирования с
методами автоматизированного проектирования привели к
появлению новых понятий и подходов в области проектирования
сложных технических систем. Они уточняют и систематизируют
представления об объекте проектирования и его составных частях,
определяют методы и организацию процесса проектирования,
глубину и детализацию проработки частей проекта.
ГТД как объект проектирования представляет собой сложную
систему (рис. 10.1), входящую в систему более высокого уровня -
ЛА, а затем в суперсистему - авиационный комплекс, имеющую
развитую иерархическую структуру с большим числом элементов
и внутренних связей. Последовательное решение задач позволяет
принимать проектные решения, обеспечивая по мере перехода на
более низкие иерархические уровни от ЛА к ГТД и его элементам
все большую степень детализации проектируемого объекта.
Структуризация процесса проектирования. Рассмотренные
выше две стратегии создания ГТД удачно соответствуют блочно-
иерархическому подходу к структуризации процесса
проектирования. При этом возможны два вида деления исходной задачи
проектирования на совокупность частных проектных задач (рис. 10.2).
Первый из них обусловливает вертикальную, а второй
горизонтальную структуру проектирования.

384
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
ИЕРАРХИЧЕСКИЕ
УРОВНИ
СОСТАВНЫЕ ЧАСТИ
СУПЕРСИСТЕМА
ЛА-сложная
техническая
система

назначение
ЛА

характеристики
ЛА
Двигатель - элемент
сложной
технической
системы (сложная
техническая система)
Элементы
двигателя
Параметры
АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС
Семейство
однотипных ЛА
Летные
экипажи
Самолет
Вертолет
Наземный
персонал
Наземный тех.
комплекс
Винтокрылый
ЛА
БЛА
Планер Оборудование су Топливо
Целевая
нагрузка
Крыло Фюзеляж Двигатели Топливная система
ТРД | ТРДД ТВД | | ГТДСТ | Конв. ГТД
Количеств
валов
Основные узлы, их
тип и характеристики
Система
регулирования
Облик рабочего 1
процесса [~
i
ОК
Конструктивно-гео- М Программа
метрический облик |~| регулирования
i
ЦБК
ОЦБК
ОТ
РОТ
Входного
устройства

Компрессора
Камеры
сгорания
Турбины
Выходного
устройства
Рис. 10.1. Системное представление функционально-структурной
схемы элементов авиационного комплекса, используемых в
начальном проектировании ГТД
Вертикальная структура представляет весь процесс
проектирования ГТД как множество последовательных уровней развития
проекта. На каждом из них проектируемое изделие
рассматривается со все возрастающей степенью подробности. Решения,
принятые на предыдущем уровне, ограничивают допустимые варианты
решения на последующих уровнях. Это порождает итерационный
процесс: в случае если решения признанные рациональными на
одном из уровней, при дальнейшей детализации окажутся
нерациональными или нереализуемыми.

СОВРЕМЕННАЯ МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ ГТД 385
| Поисковые исследования |

Проектирование
ГТД в
системе
ЛА
(внешнее
и
внутреннее)
Определение
концепции ЛА
Формирование
целей ЛА
Формирование моделей
аэродинамики и массы Л А
Замысел
| Внешняя среда |
Концепция СУ | >
Г
Новые идеи и
функциональное
качество
Стратегия 2

Проектирование
облика
рабочего
процесса
ГТД
Стратегия 1
Завязка
двигателя
и
согласование
характеристик
ГТД и Л А
Учет
неопределенностей
(исходных
данных
моделей)
Учет
влияния
мало-
размер-
ностей
Модели
приме-
Опредение

технико-экономического
показателя
системы ЛА

Оптимизация
параметров
ГТД

Формирование областей

компромиссных
решений
Учет

ограничений

Формирование ТП
на двигатель

(формирование ТЗ)
Оценка
научно-

технического
уровня
Определение

рациональных
размеров двигателя

Уточнение
влияния
фактора
размерности
1
▼
Поиск
оптимальных
параметров
рабочего процесса
под условия ТЗ
Учет

неопределенностей
исходных
данных

Сопоставление ОТД

альтернативных вариантоЕ
двигателя

Уточнение ТЗ
Формирование
конструктивно-
геометрического
облика двигателя
Согласование
конструктивно-
геометрического
облика двигателя
Расчет
эффектив-
риантаГТД
Поиск
оптимальных

но-геометрических параметров
Выбор

рационального
варианта
Рис. 10.2. Укрупненная структура начального проектирования
МГТД и его место в общем процессе проектирования
По мере детализации проекта размерность задач на каждом
последующем уровне увеличивается. Это обстоятельство, а также
потребность в параллельном выполнении определенных
проектных работ приводит к необходимости структурного деления задач
на каждом уровне детализации на более мелкие. Это определяет
второй вид деления процесса проектирования - горизонтальную
структуру.
Особенностью проектирования ГТД по второй стратегии
является то, что ТЗ на двигатель еще не сформировано. В этом
случае после определения в коллективе разработчиков ГТД целей
проектирования формулируется задача проектирования как задача
синтеза системы ЛА с заданными характеристиками. С учетом но-

386 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
вых идей и новых функциональных качеств формируется
концепция СУ, согласуются ее характеристики с характеристиками
предполагаемого ЛА.
Как показывает опыт реального проектирования авиационных
ГТД, их «оптимальность» может быть оценена лишь комплексом
технико-экономических показателей эффективности ЛА, что
указывает на объективно существующую неопределенность задачи
проектирования двигателя. При этом необходимо учесть влияние
размерности ГТД на его основные технические данные (ОТД),
смоделировать применение на ЛА, выполнить оптимизацию
рабочего процесса ГТД по каждому рассматриваемому критерию,
учесть неопределенность исходных данных и сформировать
область компромиссных решений. Такая область с учетом
налагаемых ограничений позволяет выбирать проектные решения,
устойчивые к неопределенности исходных данных, и повышает гаран-
тированность решения проектной задачи с определенной степенью
обеспечения эффективности.
10,2. СТРУКТУРА И ОСНОВНЫЕ УРОВНИ САПР
МАЛОРАЗМЕРНОГО ГТД*
При автоматизации процесса проектирования такого
сложного технического объекта как ГТД необходимо решить целый
комплекс взаимосвязанных проблем, основными из которых являются
следующие [5].
1. Обоснованная, рациональная структуризация процесса
проектирования, которая зависит от сложности рассматриваемого
типа ГТД и степени детализации проектно-конструкторских задач.
2. Формализация описания процесса проектирования
двигателя и его математических моделей как технической системы в
целом и его основных элементов как составляющих этой системы.
3. Представление в САПР знаний о физических процессах,
методах решения проектно-конструкторских задач в рассматри-
Разделы 10.2-10.5 подготовлены с использованием результатов
совместных исследований с А.Б. Ивановым, В.Б. Ломакиным, С.Г.
Поповым, Ю.М. Сивцовым и П.В. Христенко.

САПР МАЛОРАЗМЕРНЫХ ГТД 387
ваемой предметной области. Сюда относятся проблемы
автоматизированной разработки адекватных математических моделей ГТД,
учета трудноформализуемых факторов, эвристических знаний и
др.
4. Оптимизация параметров ГТД. Решение этой проблемы
осложняет большое число проектных переменных, трудность учета
всех проектных ограничений, многокритериальная оценка
эффективности двигателя в системе ЛА.
5. Учет неопределенности исходных данных, объективно
существующей в задачах проектирования авиационных ГТД, оценка
степени риска принимаемых проектных решений при
опережающей закладке проекта двигателя относительно ЛА, поиск
рациональных решений, устойчивых к возможным погрешностям
исходных проектных данных по ЛА и ГТД и обеспечивающих
гарантированный уровень эффективности при эксплуатации ГТД на ЛА.
6. Обоснование принимаемых решений (непосредственно
связано с проблемами оптимизации в условиях неопределенности,
учета ограничений, оценки ответственности и риска).
В настоящее время для автоматизированного проектирования
авиационных ГТД созданы мощные САПР в ЦИАМ (при участии
Г.В. Васильева, Л.Н. Дружинина, О.Д. Селиванова, Л.И. Швеца,
O.K. Югова и др.), МАИ [6, 7], УГАТУ [8, 9] и СГАУ [5, 10].
Совместная работа ЦИАМ и СГАУ позволила создать САПР
МГТД для вертолетов. В общей структуре этой системы (рис. 10.3)
выделено специальное системное наполнение, организующее весь
жизненный цикл от разработки и модификации программного
обеспечения, организации вычислительного процесса и
информационного обеспечения, до сопровождения системы.
Основные принципы построения САПР МГТД следующие.
Открытость системы, обеспечивающая возможность
включения новых программных модулей без нарушения общей
структуры системы; возможность изменения структуры
информационного обеспечения в процессе развития системы; представление
пользователям максимальных удобств при работе с системой.
Гибкость и независимость отдельных модулей и подсистем,
которые обеспечивают возможность оперативной модификации

388
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Системное наполнение
Подсистема
модульной
технологии
"темп"
Подсистема
организации

вычислительного процесса
"ритм"
Подсистема

информационного
обеспечения
"сито"
Подсистема

сопровождения
Функциональные
подсистемы
Функциональное
наполнение
Характеристики |
] Экспертиза |
I
Базы данных (БД)
СУБД
Локальные базы данных (ЛБД)
| ЛБД 1 I ЛБД ]_.
1"аппарат"| ^экспериза^.
Интегрированная
Рис. 10.3. Структурно-функциональная схема САПР МГТД
программного обеспечения, способствует повышению его
надежности, упрощает его отладку и эксплуатацию.
Инвариантность системы по отношению к используемой
операционной системе ЭВМ и к предметной области,
позволяющая расширить диапазоны ее возможного применения на разных
ЭВМ, для различных этапов создания МГТД, а также для
различных объектов проектирования.

САПР МАЛОРАЗМЕРНЫХ ГТД 389
Реализация перечисленных принципов построения САПР
МГТД основана на следующем:
модульной организации структуры системы, поддерживаемой
специальными средствами;
едином подходе к организации, передаче, обработке и
хранению данных в системе (организация внутренних и внешних
интерфейсов по данным);
обеспечении диалогового режима на всех этапах работы с
системой, использовании специальных входных языков
проектирования, ориентированных на пользователя-проектировщика;
введении стандартных спецификаций;
использовании динамической структуры данных и
управления;
выделении специальных модулей-интерфейсов,
обеспечивающих функционирование системы в конкретной операционной
системе ЭВМ и при использовании конкретной СУБД.
Эти предпосылки позволили реализовать качественно новую
интеграцию программных и информационных компонентов САПР
МГТД: в виде гибкой системы, открытой для развития и
модификации и ориентированной на работу с пользователем-
проектировщиком.
В структуре САПР МГТД выделяются три основные
составляющие: системное наполнение, функциональное наполнение,
базы данных. Системное наполнение САПР МГТД играет роль
специализированной дополняющей возможности штатной
операционной системы, ориентированной на пользователя-двигателиста, и
состоит из следующих подсистем:
модульной технологии, с помощью которой осуществляется
компоновка из базовых модулей функционального наполнения
более сложных модулей-агрегатов и затем функционального
программного обеспечения подсистем САПР МГТД для решения
конкретных задач пользователя;
организации вычислительного процесса, предназначенной для
собственно вычислений внутри подсистем и в комплексе подсис-

390 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
тем, для реализации диалогового взаимодействия пользователя с
системой, обработки программных прерываний, для организации
информационного взаимодействия пользователя и программ
функционального наполнения с базами данных в процессе
решения конкретных проектных задач;
информационной, предназначенной для обеспечения связи
локальных и интегрированной баз данных САПР МГТД, ведения
каталогов программного и информационного обеспечения,
облегчения выполнения операций над данными в системе;
сопровождения, с помощью которой осуществляется
тиражирование и сопровождение системы и ее компонент.
Системное наполнение САПР МГТД позволяет пользователю
формировать программное обеспечение функционального
наполнения под конкретные задачи с использованием как имеющихся у
пользователя программных модулей (как правило, разработанных
независимо от САПР МГТД), так и базового функционального
наполнения САПР МГТД. Последнее состоит из следующих подсистем:
«аппарат», служащей для выработки рационального ТЗ на
МГТД, позволяющей производить выбор рациональных
параметров и размерности двигателя по комплексу технико-
экономических критериев эффективности ЛА с учетом его
заданного полетного цикла, многоцелевого назначения и
неопределенности исходных данных на основе согласования характеристик
проектируемого МГТД и ЛА;
«цикл», с помощью которой решаются задачи анализа и
синтеза оптимального рабочего процесса МГТД под условия ТЗ на
двигатель; определяются проектные дроссельные и высотно-
скоростные характеристики на основе обобщенных характеристик
узлов и завершается формирование технического предложения на
МГТД;
«облик», предназначенной для поиска рационального
варианта схемы и конструктивно-геометрических параметров проточной
части турбокомпрессора и свободной турбины МГТД;
«характеристики», обеспечивающей расчет необходимого
комплекса проектных характеристик МГТД с конструктивно-
геометрическими параметрами, определенными в подсистеме

САПР МАЛОРАЗМЕРНЫХ ГТД 391
«облик» и выбор на этой основе рациональных законов и
программ его регулирования;
«экспертиза», позволяющей производить оценку соответствия
проектных решений и полученных основных данных
проектируемого двигателя достигнутому мировому научно-техническому
уровню.
Специальное программное обеспечение, обслуживающее
подсистемы функционального и системного наполнения, имеет
модульную структуру [11]. Под модулем понимается программная
единица, обладающая свойством независимости, реализующая
определенную функцию в САПР МГТД и характеризующаяся
некоторой совокупностью связанных данных. Общая структура
программного обеспечения функционального наполнения САПР
МГТД представляет собой иерархию программных модулей,
полученных в результате модульного анализа предметной области.
В этой структуре выделяются, например, модули расчета
двигателя, модули, реализующие математические методы, а также другие
модули предметной области, определяемые конкретно для каждой
функциональной подсистемы.
Выделение программных модулей, формирующих расчет
МГТД, позволяет разрабатывать в САПР МГТД универсальное
программное обеспечение для двигателей различных типов и схем,
для математических моделей разного уровня [12, 13]. Уровень
математической модели двигателя определяет наличие
дополнительных нижних уровней иерархии модулей, таких как модули расчета
узлов и элементов узлов, например, модули расчета каскадов и
ступеней турбины. Выделение этих модулей обеспечивает
возможность модификации математической модели двигателя и
адаптации ее под конкретные условия пользователя.
Важной особенностью функционального наполнения САПР
МГТД является то, что для каждой конкретной задачи
пользователя, определяемой выбранной математической моделью двигателя,
его типом, схемой, математическими методами и другими
модулями, формируется соответствующее программное обеспечение. В

392 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
отличие от громоздкой универсальной программы с большим
количеством логических связей и соответственно дополнительным
набором исходных данных, управляющих последовательностью
подключения модулей, получается набор простых, рациональных
по своей структуре программных модулей.
Модули самого нижнего иерархического уровня в САПР
МГТД разрабатываются с помощью известных систем
программирования на алгоритмических языках высокого уровня. Из
различных комбинаций базовых модулей последовательно формируются
составные модули более высокого уровня (модули-агрегаты).
Начиная с этого момента разработки, использование для расчета и
сопровождение программного обеспечения функционального
наполнения САПР МГТД осуществляются с помощью специальных
инструментальных средств системного наполнения. В процессе
формирования модулей-агрегатов решаются две основные задачи:
агрегируется новый модуль из уже существующих
независимых программных модулей;
организуется передача данных между этими модулями
(организуется внутренний интерфейс нового модуля).
После этого новый модуль-агрегат компилируется и, в свою
очередь, становиться независимым, он оформляется как процедура
в совокупности с агрегатом данных, определяющим его входные и
выходные параметры. Под внешними интерфейсами модуля
понимается связь его с пользователем, базами данных и файлами
операционной системы. Эти интерфейсы устанавливаются с
помощью подсистемы организации вычислительного процесса.
В результате из модулей-агрегатов получают модули-задачи,
которые по функциональному признаку объединяются в подсистемы
функционального обеспечения САПР МГТД.
Такое разделение процесса формирования программного
обеспечения определяет высокую независимость базовых модулей,
модулей-агрегатов и модулей-задач и соответственно гарантирует
гибкость и открытость программного обеспечения.

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА 393
10.3. МЕТОДЫ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО
ФОРМИРОВАНИЯ ОПТИМАЛЬНОГО
ОБЛИКА ТУРБОКОМПРЕССОРОВ
Выбор рациональных конструктивно-геометрических
параметров и конструктивной схемы турбокомпрессора требует
решения целого комплекса проблем, к основным из которых следует
отнести:
анализ конструктивных схем вертолетных ГТД;
определение комплекса параметров, характеризующих облик
проточной части двигателя;
выбор или разработка метода согласования конструктивно-
геометрических параметров турбокомпрессоров ГТД различных
схем;
разработка комплекса необходимых математических моделей
для расчета геометрических параметров и массы узлов
турбокомпрессора двигателя;
выбор или разработка метода оптимизации конструктивно-
геометрических параметров и схемы ГТД.
Метод согласования конструктивно-геометрических
параметров турбокомпрессоров при их автоматизированном
проектировании. Анализ конструктивных схем
турбокомпрессоров. Современные вертолетные ГТД характеризуются большим
разнообразием конструктивно-схемных решений. Выделить четкие
закономерности выбора конструктивных схем ГТД пока не
удается. Для однотипного целевого назначения создаются вертолетные
ГТД с различными типами компрессоров, камер сгорания, турбин
с одновальной и двухвальной схемами газогенератора, с выводом
приводного вала вперед, назад и т.д. Задача выбора той или иной
схемы двигателя является трудно формализуемой. Например, од-
нокаскадная схема газогенератора обеспечивает меньшую
стоимость разработок, тогда как применение двухкаскадной схемы
приводит к улучшению характеристик, снижению степени риска
разработки и облегчает возможность повышения его мощности в
дальнейшем. Неоднозначно влияние схемы ГТД и на массовые
характеристики СУ. Одной из основных причин, порождающих

394 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
различные схемы ГТД, является влияние размерности на качество
рабочих процессов в элементах двигателя, их конструктивный
облик и компоновку.
Анализ конструктивных схем позволяет выделить
конструктивные признаки, с помощью которых можно описать любую
схему ГТД СТ. В виде матрицы конструктивных признаков они
представлены в табл. 10.1. Такое представление позволяет, во-первых,
формализовать процесс синтеза различных схем ГТД при их
автоматизированном проектировании, во-вторых, наращивать
указанную матрицу по мере развития и изменения схемных признаков,
не нарушая концептуального подхода.
Выбор параметров, определяющих облик турбокомпрессора.
Облик турбокомпрессора ГТД зависит не только от схемы
двигателя, числа каскадов, типа основных узлов, но и от формы
проточной части лопаточных машин, соотношения геометрических
размеров сопрягаемых элементов турбокомпрессора, высот лопаток
турбомашин и их диаметров и многих других факторов. Для того
чтобы в процессе проектирования получить информацию,
необходимую для синтеза облика турбокомпрессора, требуется выделить
важнейшие, наиболее значимые параметры. Основные из них были
рассмотрены в гл. 4. Взаимное расположение узлов
турбокомпрессора друг относительно друга характеризуется следующими
геометрическими соотношениями:
отношением наружного диаметра на входе в у' + 1 -й каскад
компрессора к наружному диаметру на входе ву-й каскад,
характеризующим взаимное расположение компрессоров (DBXH J+l /DBXHKJ );
отношением среднего диаметра на входе 6 у' + 1-й каскад
турбины к среднему диаметру на входе в у-й каскад,
характеризующим взаимное расположение турбин (Z)BXT cpJ+\/DBXTcpJ );
отношением наружного диаметра на входе в компрессор
у-го каскада к среднему диаметру на входе в турбину у-го каскада,
характеризующим взаимное расположение турбины и компрессора
одного каскада (DBXliJ/DBXTCpj).

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА
395
10.1. Матрица возможных конструктивно-схемных решений
Конструктивно-
схемные признаки
Тип входного
устройства
Тип компрессора
Тип ротора
Число
регулируемых ступеней
Число клапанов
перепуска
Наличие ВНА
Наличие передней
опоры
Наличие задней
опоры
Наличие
переходника между
компрессорами
Тип переходника
Тип камеры
сгорания
Тип турбины
Наличие бандажа
Передняя опора
Задняя опора
Возможные решения
Осевое
Радиальное
Осевой

Барабанный
0
0
1
1

Дисковый
2
2
...
+
+
+
+
Между
осевыми
компрессорами
(ОК)

Прямоточная
Осевая
+
-

Тангенциальное

Центробежный

Диагональный
-
-
-
-
-
-
-
Между
центробежными

компрессорами (ЦБК)
Противоточ-
ная
Радиально-
осевая
Между ОК и
ЦБК
-

Центростремительная
-
+
+
-
-

396
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Продолжение табл. ЮЛ
Конструктивно-
схемные признаки
Тип выходного
устройства
Число каскадов
Вывод вала
свободной турбины
Возможные решения
Осевое
Радиальное
1 | 2
Вперед
3
Назад
Примечание. Знак «+» означает наличие элемента, знак
«-» его отсутствие.
Математическая модель автоматизированного согласования
конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессора.
Согласование параметров элементов турбокомпрессора условно
может быть разделено на термогазодинамическое (соблюдение
балансов расхода газа, давлений, температур в характерных
сечениях проточной части двигателя, балансов мощностей на валах
каскадов), которое обеспечивается при выполнении
термогазодинамического расчета двигателя, и конструктивно-геометрическое
(соблюдение равенства частот вращения роторов компрессоров и
турбин при согласовании их диаметров, обеспечение плавности
изменения проточной части турбокомпрессора, геометрическое
согласование его элементов с учетом их прочности и др.).
Суть рассматриваемого метода состоит в том, что задача
согласования конструктивно-геометрических параметров
турбокомпрессора сводится к решению системы нелинейных
алгебраических уравнений стандартными математическими методами,
например методом Ньютона. В зависимости от выбранной схемы
двигателя формируются соответствующие ей уравнения, которые
можно сгруппировать следующим образом:
равенства частот вращения компрессора nKj и турбины nTJ
каждого каскада;
равенства частот вращения компрессоров различных типов
одного каскада, пкос = «цбк;

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА 397
определяющее заданную частоту вращения ротора свободной
турбины, лст = лСТз;
определяющие геометрические соотношения между
компрессорами, DBXHKJ+l/DBXHKJ =Aj; Ахнцб^/Ахнк, =Bj\
определяющие геометрическое соотношение между турбиной
и компрессором одного каскада, DbXHKj/DUXTKCpj =Cj;
определяющие геометрическое соотношение между
турбинами* DBXTj+l/DBXTJ=Dj.
В соответствии со схемой турбокомпрессора выбираются
независимые переменные (относительные диаметры втулок на входе
в каскад компрессора, приведенная окружная скорость на входе в
компрессор, отношение среднего диаметра турбины к высоте
лопатки на выходе из турбины и т.д.), х = {d]K9 Хик9 DBXTKCp/ht,...}.
Формирование системы уравнений и выбор независимых
переменных можно полностью формализовать и выполнять
автоматически исходя из заданной схемы турбокомпрессора. Это дает
возможность оперативно менять модели и конструктивные схемы,
не затрагивая саму концепцию автоматизированного
формирования систем уравнений по схемным признакам, определяющих тип
узла и, соответственно, его независимые переменные. Алгоритм
метода согласования представлена на рис. 10.4.
Таким образом, по выбранной схеме турбокомпрессора,
которая определяется числом каскадов, типом компрессоров, турбин
формируются уравнения и независимые переменные. Результатом
конструктивно-геометрического согласования является
определение основных геометрических параметров узлов турбокомпрессора:
площадей на входе и выходе (FBX, FBbIX);
втулочных, средних, периферийных диаметров;
высот лопаток;
числа ступеней осевого компрессора;
частот вращения роторов.
Небольшое количество уравнений и соответственно
независимых переменных позволяет использовать этот метод и при
решении более сложных задач структурно-параметрической
оптимизации облика турбокомпрессора.

398
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Подсистема \ Подсистема
АППАРАТ J ЦИКЛ
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
пк,Тг , »
конструктивная схема (тип
компрессора, турбины, КС,...,),
ресурс
тз
КОМПРЕССОР ОСЕВОЙ
окружная скорость,
диаметр, число ступеней,
частота вращения
Ч J
/" КОМПРЕССОР
ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ
окружная скорость,
диаметр, коэффициент
напора, частота вращения
Ч
ТУРБИНА
окружная скорость,
диаметр, частота
вращения, прочность
Ч J
РЕШЕНИЕ СИСТЕМЫ НЕЛИНЕЙНЫХ УРАВНЕНИЙ
ОГРАНИЧЕНИЯ
ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА
диаметры, окружные скорости, частоты
вращения, число ступеней,
высоты лопаток, Gp
Рис. 10.4. Алгоритм согласования конструктивно-геометрических
параметров узлов турбокомпрессора

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА 399
Метод поиска оптимальных
конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессора и его конструктивной
схемы. Задача выбора рациональной схемы турбокомпрессора и
его конструктивно-геометрических параметров рассматривается
как задача структурно-параметрической оптимизации [15],
поскольку кроме параметрической оптимизации конструктивно-
геометрических параметров здесь необходимо оптимизировать и
конструктивную схему турбокомпрессора (число валов, типы
компрессора, турбины, число ступеней компрессора и турбины и т.д.),
которая задается дискретными схемными признаками.
Следует отметить, что турбокомпрессор является сложной
технической системой и качество его проектирования с позиции
системного подхода должно оцениваться по комплексу технико-
экономических критериев, т.е. оптимизация облика
турбокомпрессора в принципе является задачей многокритериальной оптимизации.
Критерии оптимизации конструктивно-геометрических
параметров турбокомпрессора. Для оптимизации из всей
совокупности критериев эффективности двигателя и его узлов можно
выделить те критерии, которые характеризуют турбокомпрессор [16]:
масса двигателя;
стоимость (цена) двигателя;
трудоемкость изготовления;
минимальное число деталей (или число ступеней
турбокомпрессора);
стоимость жизненного цикла двигателя;
удельный расход топлива;
надежность (ресурс);
габаритные размеры и т.д.
Для проведения оптимизационных расчетов при
формировании облика проточной части необходимо располагать такой
моделью массы турбокомпрессора, которая физически правильно
отражает влияние основных оптимизируемых параметров на массу
двигателя.
Разработанные в ЦИАМ модели базируются на обширном
статистическом материале по ГТД, при этом выделяются
следующие узлы турбокомпрессора:

400 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
передний корпус, включающий в себя приводы и опоры;
компрессор (осевой, центробежный) с поступенчатым
расчетом масс;
камера сгорания (прямоточная, противоточная);
осевая турбина с поступенчатым расчетом масс;
переходники;
задний корпус с опорами ротора свободной турбины;
валы.
Метод структурно-параметрической оптимизации облика
турбокомпрессора. Обобщенная постановка задачи формирования
облика турбокомпрессора формулируется следующим образом:
необходимо найти комплекс параметров, характеризующих схему
турбокомпрессора, форму его проточной части, конструктивные,
геометрические параметры и соотношения, который бы
удовлетворял требованиям, предъявляемым к проектируемому
двигателю, и обеспечивал его максимально возможную эффективность по
совокупности критериев при ограничениях, гарантирующих
работоспособность конструкции.
Рассматриваемая многокритериальная задача формирования
рационального облика турбокомпрессора математически
формулируется следующим образом:
О,* = arg< min max min тахбУ^ (x,Sk )I q(x, Sk)< 0,an <xn<bn
[ к * \ I i
(10.2)
где Q* - {jc, S) множество искомых параметров; x = (rk,rT,
^вхн^у/^вхтсру Д-cpy+i/Acpy) ~ вектор оптимизируемых
конструктивно-геометрических параметров размерности п; п -
количество оптимизируемых параметров; S - множество конструктивно-
схемных признаков (число валов, тип компрессора, турбин, КС и
т.д., определяющих схему турбокомпрессора; Y - множество
критериев эффективности (масса, стоимость, КПД и т.д.);
# = {ардоп, й^,...} - заданные функциональные ограничения;

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА 401
у y
SYitjc = Р,— ~ ~ нормированное по техническому заданию зна-
Yt-n
чение /-го критерия или по его оптимальному значению
у у
5Г,^ = р,— —; § - вариант конструктивно-геометрических
//opt
параметров, А: - вариант конструктивной схемы; р, - коэффициент
важности (весомости) /-го критерия.
Совокупность искомых параметров Q = {jc19jc2, ...*„,..., Sk}
представляет собой множество конструктивно-геометрических
параметров X и схемных признаков Sk, которые определяют
концепцию проекта и характеризуют все конструктивно-
геометрические параметры турбокомпрессора и однозначно
определяют значения частных критериев эффективности системы
более высокого иерархического уровня.
Метод решения задачи основан на применении методов
условной оптимизации, используя минимаксный принцип
оптимальности. Задача формирования оптимального облика
турбокомпрессора разбивается на два этапа:
1) определение оптимальных конструктивно-геометрических
параметров для каждой из выбранных схем турбокомпрессора;
2) перебор возможных конструктивно-схемных решений с
оптимальными конструктивно-геометрическими параметрами и
выбор наилучшего варианта облика турбокомпрессора на основе
комплекса критериев оценки.
На рис. 10.5 показана графическая интерпретация первого
этапа, на котором выполняют выбор оптимального варианта
турбокомпрессора при параметрической оптимизации.
Второй этап структурно-параметрической оптимизации
заключается в выборе наилучшего схемного решения. Существуют
различные подходы к алгоритмизации выбора конструктивной
схемы. Но исходным формальным средством описания процессов
принятия решений чаще всего служат таблицы выбора решений
(характеристические, решающие, применяемости и т.д.).
Использование таблиц выбора решения позволяет упорядочить процесс

402
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Вариант
решения
для к-п
схемы Хф
Критерии
minmaxSL
;
8ц
Y»
Y
\2k
§22 Л
У\тк
Y\mk
Рис. 10.5. Метод выбора оптимального варианта из множества
эффективных решений при параметрической оптимизации
разработки алгоритма выбора решений, облегчает составление
граф-схемы алгоритма, устраняет многие источники возможных
ошибок. Однако в указанном методе выбора решения процесс
описания условий существования схем недостаточно формализован и

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА 403
очень трудоемок (проектировщик обязан в режиме диалога сам
задать значения параметров).
Применительно к вертолетному ГТД число возможных схем
турбокомпрессора может насчитывать десятки тысяч или даже
несколько миллионов. Конечно, не все из этих вариантов
конструктивно реализуемы, например, за осевым компрессором не может
быть размещена противоточная камера сгорания и т.п. Кроме того,
такое количество возможных вариантов делает практически
невозможным их просмотр и анализ. Необходим метод, который
позволил бы формализовать процесс описания возможных
конструктивных решений.
Метод формализации перебора конструктивных схем
предполагает формирование матрицы признаков компоновочных схем
(табл. 10.2), которая является формализованным аналогом табл. 10.1,
и условий существования конкретных компоновочных схем.
При автоматизированном заполнении матрицы признаков
описывается массив S(i9j) размерностью (п х /), где п - количество
признаков, / - количество альтернатив.
Для того чтобы формализовать процесс перебора и задания
возможных схем, необходимо сформулировать определенные
правила существования и компоновки схем (совместимости
признаков), например:
1) все признаки (кроме типа КС, типа свободной турбины,
опоры для свободной турбины, числа ступеней свободной
турбины) зависят от числа каскадов;
2) противоточная камера сгорания не может быть за осевым
компрессором;
3) регулируемые ступени могут быть только у осевых
компрессоров;
4) клапаны перепуска - только у осевых компрессоров;
5) наличие бандажных лопаток - только у осевых турбин;
6) корпус, соединенный с редуктором, может быть только у
осевых компрессоров первого каскада;
7) если в первом каскаде был вывод вала вперед, то в
последующем то же и, наоборот;

404
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
8) в случае последнего каскада компрессора переходник
отсутствует;
9) ВНА может быть только у компрессора первого каскада;
10) переходник между компрессорами может быть только в
случае многокаскадной схемы и т.д.
При таком представлении, например, второе правило, будет
выглядеть для табл. 10.2 следующим образом:
если 5(4, 2) = 2 л 5(9, 1) = 1, то N, = 0,
где N- число удачных вариантов.
10.2. Матрица возможных конструктивно-схемных решений
Конструктивно-схемные
признаки
Вывод вала
Наличие ВНА
Число регулируемых
ступеней компрессора
Тип камеры сгорания
Число клапанов перепуска
Подвод топливопроводов в
КС
Корпус компрессора
соединен с редуктором
Число каскадов
Тип компрессорау-го каскада
Тип турбины у-го каскада
Возможные варианты
1
Вперед
+
0

Прямоточная
0
Снаружи
+
1
Осевой
Осевая
2
Назад
-
1
Противо-
точная
1
Внутри
—
2

Центробежный
Радиаль-
но-осевая
3

Улиточная
Осецен-
тробеж-
ный

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА
405
Продолжение табл. 10.2
Конструктивно-схемные
признаки
Тип свободной турбины
Наличие передней опоры
свободной турбины
Наличие задней опоры
свободной турбины
Минимальное число ступеней
свободной турбины
Бандажные лопатки
свободной турбины
Наличие переходника за тур-
бинойу-го каскада
Переходник за компрессором
у'-го каскада
Передние опоры компрессора
Задние опоры компрессора
Ротор компрессорау-го
каскада
Передняя опора турбиныу-го
каскада
Задняя опора турбиныу-го
каскада
Минимальное число ступеней
турбиныу-го каскада
Лопатки бандажные турбины
у-го каскада
Возможные варианты
1
Осевая
+
+
1
+
+
+
+
+

Барабанный
+
+
1
+
2
Радиаль-
но-осевая
—
—
2
—
—
—
-
-

Дисковый
—
—
2
—
3
Примечание. Знак «+» означает наличие элемента; знак
«-» - его отсутствие.

406 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Если при просмотре вариантов встретилось сочетание, при
котором N = 0, то дальнейший просмотр этого варианта
заканчивается, он бракуется и осуществляется переход на следующую
комбинацию признаков.
Процесс перебора схем может быть реализован в виде
диалогового режима, когда конструктор сам выбирает и компонует
варианты схем из матрицы возможных конструктивно-схемных
решений, или автоматического режима, когда перебор возможных
схем с учетом введенных правил осуществляется без участия
проектировщика (этот режим необходим при решении
оптимизационных задач) на основе созданной для этого базы знаний.
Таким образом, алгоритм перебора возможных решений
выглядит следующим образом:
1. Формируются матрицы признаков компоновочных схем
S = {S}, S2,..., Sk9...} - конструктивно-геометрические признаки.
2. Вводятся правила, на основе которых осуществляется
проверка совместимости признаков конструктивной схемы
турбокомпрессора и формируется N = {NX9N29Nm} - множество
допустимых решений. Эти правила реализуются в виде базы знаний.
3. Генерируется вариант конструктивной схемы
турбокомпрессора Sib которому соответствует определенный набор признаков.
4. С помощью базы знаний осуществляется проверка
сгенерированной схемы на совместимость конструктивных признаков.
5. Осуществляется последовательный перебор
конструктивных схем турбокомпрессора и выбирается наиболее рациональный
вариант.
Завершающим этапом структурно-параметрической
оптимизации является выбор рационального варианта из альтернативных
вариантов, когда для каждого варианта возможного
конструктивного решения, характеризующегося набором признаков S*, были
найдены оптимальное значение х° оптимизируемых переменных и
соответствующие значения критериев эффективности. Затем по
полученным данным строится матрица альтернативных вариантов
(рис. 10.6), из которой проектировщик выбирает Q*(x, S), один
или несколько вариантов по предложенному выше методу.

ОБЛИК ТУРБОКОМПРЕССОРА
407
1 (х, S) = min max 5Yik
Варианты
конструктивно-схемного
решения Sk
Одновальный
газогенератор с осевым
компрессором
Одновальный
газогенератор с
осецентробежным
компрессором
Одновальный
газогенератор с двумя
центробежными
ступенями
Двухвальный
газогенератор с осевым
и центробежным
компрессорами
Критерии Yj
А*
Ааб
^ждв
Ааб
Ааб
♦ С
♦ С
* с
♦ с
♦ с
=>•
±
max 5Yik
—V *
-^ *
к i ik
Рис. 10.6. Процесс выбора наилучшего варианта
конструктивно-схемного решения вертолетного ГТД
Процесс формирования облика турбокомпрессора
представлен на рис. 10.7.
Основной задачей при формировании облика
турбокомпрессора в САПР является выбор оптимальных конструктивно-
геометрических параметров и его рациональной схемы. Эта задача
в общем случае должна решаться методами структурно-
параметрической оптимизации.

408
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Рис. 10.7. Граф процесса формирования
облика турбокомпрессора ГТД

ПРОЕКТИРОВАНИЕ МГТД В САПР 409
Прямое решение данной проблемы связано с большими
трудностями как технического, так и методологического характера.
Поэтому целесообразно провести декомпозицию процесса
проектирования турбокомпрессора на отдельные относительно
независимые этапы, что позволит существенно упростить решение
поставленной задачи.
10.4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ В
САПР МАЛОРАЗМЕРНОГО ГТД
В качестве объекта проектирования выбран МГТД,
предназначенный для применения на двухдвигательных средних
вертолетах. Совершенство узлов и уровень заложенных параметров
рабочего процесса отражает современное состояние, характерное для
двигателей данного класса. Постановка задачи проектирования
формулируется следующим образом: спроектировать МГТД
(выбрать параметры рабочего процесса лк, Тг , определить расчетные
характеристики двигателя на основе обобщенных характеристик
узлов, сформировать рациональную форму проточной части
турбокомпрессора, рассчитать комплекс основных характеристик
двигателя) для вертолета классической схемы с постоянной
взлетной массой Мо = 14,5 т и предназначенного для полета с V^ =
= 230 км/ч на дальность 530 км при наличии следующих
ограничений: статический потолок Яст > 1000 м, динамический потолок
Яди„ > 4000 м, максимальная скорость Vmax< 350 км/ч, допустимые
температуры материалов лопаточных венцов турбины
компрессора Глтдоп < Ю00 К, лопаточных венцов свободной турбины
Тлстдоп < 950 К, вывод вала вперед, двигатель без редуктора.
Выбор основных параметров, проектируемого двигателя.
Процесс обоснования выбора оптимальных параметров и
принимаемых решений для СУ включает оценку эффективности
системы вертолет-двигатель. Оптимизация параметров рабочего
процесса МГТД по технико-экономическим показателям ЛА
обеспечивает наивыгоднейшее согласование основных технических
данных двигателя с характеристиками вертолета.

410
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ГТД
10.3. Прогноз основных данных для проектирования ГТД СТ
л
л
овх = 0,99
•кполок = 0,877
;т.„„=о,91
лс= 1,042
Глоптдоп=Ю00К
* При я* = 3,6.
Оке = 0,96
Л к „олив* =0,817*
Лстотн/охл =0,922
l = L0K/LK = 0,41
^лопстдоп = 950 К
cw = 0,975
Л
Л-
л,
х =
г = 0,987
,те = 0,99
ист = 0,99
= 10 000ч
В качестве исходного рассматривается одновальный
двигатель с осецентробежным компрессором и осевой турбиной с
конвективно-пленочной системой охлаждения первой ступени и
конвективной - второй ступени турбины компрессора. Свободная
турбина - неохлаждаемая.
Коэффициенты, характеризующие прогнозируемое
совершенство проточной части и КПД узлов приведены в табл. 10.3.
Процесс проектирования в подсистеме «аппарат» разбит на
ряд процедур и операций. Вначале выполняется процедура
многовариантного анализа согласования параметров и расчета технико-
экономических показателей двигателя и вертолета. При этом в
исследуемой области параметров по задаваемому плану
эксперимента производится расчет определенного числа вариантов двигателя
в системе вертолета и определяются при этом показатели
эффективности ЛА. Затем выполняется процедура синтеза областей
оптимальных параметров МГТД.
Область выбора параметров получается как результат
пересечения локально-оптимальных областей для различных критериев,
с учетом возможных ограничений и неопределенности исходной
проектной информации.
В рамках такой области при Ау = 2 % рассмотрены следующие
варианты облика рабочего процесса МГТД на взлетном режиме
(рис. 10.8):

ПРОЕКТИРОВАНИЕ МГТД В САПР
411
77,К
1560
1520
1480
1440
1400
1360
1320
f
/^
| "
v' У
\/
X
/ \ \
«•■• • "^ *
.*
\>^
^^
^^
^r—'"V.
S
^-
i
12
14
16
18
20
Рис. 10.8. Области выбора параметров рабочего процесса ГТД для
вертолета для Ду = 1 и 2 % (Мо = 14 500 кг, Ln = 530 км):
+ - весовая отдача по полезной нагрузке Л/пн; х - затраты топлива J1A
Стюл', V - себестоимость перевозок а; □ - удельный расход топлива на
расчетном режиме (Се); ЩЦ - зона компромисса при Ау = 1 %;
F^Sl - зона компромисса при Ау = 2 %
1) точка 7 (я* = 16; Гг* = 1496 К; Ne =2400 кВт), находящийся
вблизи максимума весовой отдачи вертолета;
2) точка 2 (пк =16; Гг* = 1425 К, Ne = 2400 кВт), не уступая
первому варианту по комплексу рассматриваемых критериев
имеет меньшую температуру газов перед турбиной, что может
способствовать увеличению его ресурса;
3) точка 3 (я* = 17,5; Тг* = 1425 К, Ne = 2400 кВт),
обеспечивающий меньший проигрыш по различным
технико-экономическим показателям ЛА (Ау < 1 %).

412 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Результаты проектирования (области оптимальных
параметров ГТД по различным технико-экономическим показателям и
область компромисса) на втором этапе анализируются и в
диалоговом режиме принимается решение о выборе значений параметров
рабочего процесса.
Для дальнейшего проектирования в примере выбран первый
вариант (потому что при его разработке может быть использован
газогенератор двигателя ТВ7-117 - существенное неформализуе-
мое обстоятельство). На третьем этапе для выбранного проектного
решения выполняется согласование параметров ЛА и ГТД и расчет
технико-экономических показателей системы вертолет - МГТД.
Проектный термогазодинамический расчет и расчет
основных характеристик двигателя. В подсистеме «Аппарат» на
основе прогнозных значений КПД выбираются рациональные
сочетания параметров рабочего процесса МГТД л* и Т* на
расчетном режиме. Рассчитаны параметры воздуха и газа в проточной
части, определена размерность двигателя.
Основываясь на полученной размерности двигателя, в
подсистеме «цикл» уточняются значения КПД г\*к и г\*т и проводится
детальный проектный термогазодинамический расчет. Для оценки
параметров двигателя на нерасчетных режимах, необходимых для
проектирования турбокомпрессора, производится также расчет
требуемых проектных характеристик МГТД (высотно-скоростных,
дроссельных, климатических).
Формирование конструктивно-геометрического облика
проточной части турбокомпрессора. В подсистеме «Облик»
решается задача формирования проточной части турбокомпрессора
МГТД с наиболее рациональными
конструктивно-геометрическими, газодинамическими и кинематическими параметрами
входящих в него лопаточных машин, обеспечивающих наиболее
благоприятное протекание их характеристик и высокое
конструктивно-массовое совершенство двигателя в целом. Для формирования
проточной части необходимыми данными являются:
данные из ТЗ (Ne, Мдв, £>дв и др.);

ПРОЕКТИРОВАНИЕ МГТД В САПР 413
данные с предыдущего этапа проектирования (я*, Т*, GB/, Gr/,
р,, Tt , ZK, Z,T, овх, Лк > Лт и ДР-);
относительные скорости потока на входе, выходе из узла (к\ к,
^2 к)> углы выхода потока воздуха и газа в узлах (а\ к, а2 к> • ••)>
геометрические соотношения, характеризующие форму проточной
части лопаточных машин (DK ср = D\ к ср / D2 ср; DT ср = Z)2 т ср / D\ т ср;
Ат ср = А ст ср /jDi ct ср); относительный диаметр втулки на входе в
компрессор (du = D\ КЪТ/ D\ к), параметры нагрузки турбин (Ут =
= С/ <Jz^/CTS), относительная окружная скорость на периферии
первого рабочего колеса компрессора (Хи = U\Ja^ геометрические
соотношения, характеризующие взаимное расположение основных
узлов по проточной части двигателя (D]nK/ Z)TK, DCTI Z)TK, D]nK/ D\Kцб);
отношение среднего диаметра к высоте лопатки на выходе из
турбины, задаются удельной плотностью материалов лопаток турбин
и компрессоров, коэффициентом напора компрессора на средних
ступенях, назначенным ресурсом.
Кроме того, задаются конструктивные признаки
дополняющие конструктивную схему. К ним относятся: тип камеры
сгорания (прямоточная, противоточная); вывод вала свободной турбины
(вперед, назад); наличие опор компрессора; наличие опор турбин;
число ступеней турбин и т.п.
Процесс проектирования начинается с выполнения процедуры
согласования конструктивно-геометрических параметров и
расчета геометрии и массы различных схем МГТД. Далее
последовательно осуществляется оптимизация
конструктивно-геометрических параметров выбранной схемы турбокомпрессора и
структурная оптимизация его схемы. Результатами расчета являются
геометрические параметры на входе, выходе из каждого узла по
проточной части двигателя и по ступеням лопаточных машин, а также
масса узлов отдельных деталей и масса двигателя в целом.
Проектант анализирует полученную информацию. Если она его не
удовлетворяет, то он может скорректировать исходные данные и
повторить оптимизационные расчеты. Если вариант проектного
решения признается рациональным, то переходят к следующей про-

414
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
цедуре: поверочным расчетам лопаточных машин, в результате
выполнения которых определяются КПД узлов, уточненные с
учетом реальной геометрии.
В процессе проектирования проточной части могут
возникнуть ситуации, при которых потребуется изменение информации
полученной из предыдущих подсистем. Например, в поверочных
расчетах лопаточных машин могут получаться КПД, отличные от
проектных, заложенных в подсистемах «аппарат» и «цикл». Если
проектными переменными, заложенными в подсистеме «облик»,
невозможно добиться желаемого результата, то необходимо
вернуться в предыдущие подсистемы с новым полученным значением
КПД и повторить процесс проектирования двигателя.
В табл. 10.4 приведен пример такой оптимизации,
выполненной с помощью подсистемы «облик». В качестве исходного
прототипа в этой работе рассмотрен двигатель RTM 385-R.
Следующей проектной процедурой является визуализация
проточной части, т.е. по результатам проведенных расчетов
проектировщик получает графическое изображение исследуемой схемы
(рис. 10.9).
По трем рассматриваемым схемам были проведены
оптимизационные расчеты с минимизацией по массе для разных температур
Т* (1424 и 1568 К) при я* = const nNe = const. Сравнение
рассматриваемых вариантов осуществлялось по четырем критериям: М^ Z™,
Рис. 10.9. Конструктивно-геометрическая схема турбокомпрессора
проектируемого МГТД

ПРОЕКТИРОВАНИЕ МГТД В САПР
415
10.4. Результаты структурно-параметрической оптимизации
турбокомпрессора вертолетного ГТД
Варианты
Одновальный
газогенератор с осецентробеж-
ным компрессором
Т' = 1424 К
Одновальный
газогенератор с двумя
центробежными ступенями
Т* = 1424 К
Двухвальный
газогенератор с осевым и
центробежным
компрессором Т* = 1424 К
Одновальный
газогенератор с осецентробеж-
ным компрессором
Т' = 1568 К
Одновальный
газогенератор с двумя
центробежными ступенями
Т* = 1568 К
Двухвальный
газогенератор с осевым и
центробежным
компрессором Т' = 1568 К
Критерии
Се
Ааб
Се
мте
Ааб
Се
мтк
Даб
Се
мте
А*б
Се
мтк
Ааб
Се
77,64 КГ
0,646 м
0,363 м
0,298 кг/(кВтч)
76,9 кг
0,627 м
0,337 м
0,3 кг/(кВтч)
84,56 кг
1,032 м
0,289 м
0,298 кг/(кВтч)
69,3 кг
0,608 м
0,324 м
0,29 кг/(кВтч)
72,76 кг
0,6 м
0,32 м
0,292 кг/(кВтч)
78,0 кг
0,868 м
0,272 м
0,287 кг/(кВтч)
6
0,77
3,35
4,0
5,5
0,46
2,39
4,59
11
7,2
0,63
4,0
0
0,14
1,93
1,2
2,15
0
1,76
1,71
6,3
4,5
0
0
max
Ay, %
О
г1 с
5,5
11
1,93
^ 1 С
2,15
6,3
min,
max
Ду,%
5,5
1,93

416 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
/)габ и Се. На основе минимаксного принципа оптимальности
наилучшим при Тг =1424 К оказался одновальный газогенераторе
двумя центробежными ступенями компрессора, а при Т* = 1568 К -
одновальный газогенератор с осецентробежным компрессором.
Определение комплекса уточненных проектных
характеристик МГТД на основе конкретных характеристик
узлов. На следующем этапе проектирования, когда определена
геометрия проточной части двигателя, появляется возможность
уточнить комплекс характеристик на различных режимах работы,
различных высотах и скоростях полета. Указанная задача
реализуется в подсистеме «характеристики».
Для проведения расчетов в подсистеме, необходимо знать
геометрию лопаточных венцов, проточной части узлов, КПД и
коэффициенты потерь. Использование повенцовой модели расчета
турбины позволяет более точно определять такие характеристики
МГТД.
Параметры компрессора здесь могут рассчитываться по
конкретной характеристике. Считается, что отборы воздуха на
охлаждение турбины, на нужды ЛА, утечки, перепуск осуществляются
за последней ступенью каскада компрессоров.
Результатами проектирования в подсистеме «характеристики»
являются уточненные проектные высотно-скоростные,
дроссельные и климатические характеристики, соответствующие второму
уровню математической модели вертолетного ГТД.
10.5. МЕТОДЫ ЭКСПЕРТИЗЫ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОГО
УРОВНЯ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Проблемы определения научно-технического уровня ГТД.
Под научно-техническим уровнем (НТУ) авиационного
двигателя понимается степень соответствия его параметров и
характеристик лучшими мировым научно-техническим достижениям в
области авиадвигателестроения.
Определение НТУ авиационного двигателя в процессе его
разработки приобретает на современном этапе все большую
актуальность. Чтобы разработка соответствовала мировому НТУ, не-

МЕТОДЫ ЭКСПЕРТИЗЫ 417
обходим прежде всего тщательный и непрерывный анализ
развития основных параметров отечественных и зарубежных ГТД и ЛА
рассматриваемого типа и назначения. Объективная оценка НТУ
создаваемого ГТД определяется необходимостью сопоставления
его с двигателями-аналогами на внешнем и внутреннем рынке, с
уровнем принятых в них научно-технических и конструктивно-
технологических решений, а также для создания в ОКБ
опережающего научно-технического задела и планирования
перспективных разработок.
Понятие НТУ проекта ГТД можно рассматривать в двух
аспектах. С одной стороны, - это комплекс абсолютных значений
важнейших параметров (показателей), характеризующих основные
технические и технико-экономические данные создаваемого
двигателя. В этом случае представление об НТУ ГТД можно
составить на основе сопоставления его основных параметров с их
прогнозируемыми значениями (нормальными) на год предполагаемой
сертификации двигателя, а при отсутствии таковых - с
параметрами лучших образцов и проектов ГТД аналогичного типа и
назначения.
С другой стороны, НТУ ГТД можно представить в виде
некоторого интегрального количественного критерия и оценки
двигателя по сравнению с лучшими мировыми образцами и проектами
двигателей такого же назначения и типоразмера с учетом влияния
показателей ГТД на эффективность системы ЛА [18, 19].
До настоящего времени преимущественное применение имеет
первый подход. Он основан на раздельном сопоставлении (вне
связи с ЛА) важнейших параметров двигателя с их
прогнозируемыми значениями, которые рассматриваются как нормативные, и
имеет поэтому ряд принципиальных недостатков.
Во-первых, при таком подходе не удается количественно
оценить как отразятся на эффективности ЛА получаемые неизбежно
отклонения отдельных параметров проектируемого ГТД от
заданных нормативов технического уровня.
Во-вторых, при противоречивом соотношении анализируемых
параметров с их нормативными значениями (когда часть
параметров выше нормативных, а часть - ниже) практически невозможно

418 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
дать однозначное заключение о научно-техническом уровне
проекта в целом.
В-третьих, выигрыш в тех или иных показателях проекта ГТД
(Удв, Сс, Sw, ipec и др.) относительно нормативных не является еще
доказательством его преимуществ, так как влияние каждого из них
на эффективность ЛА различно и может быть как значительным,
так и ничтожным.
Следует также отметить, что прогноз нормативов
технического уровня сам по себе является проблемой, так как сроки создания
современных ГТД достаточно большие и составляют обычно
7-10 лет. Поэтому, чтобы воспользоваться прогнозируемой
оценкой в качестве норматива, нужно уметь сделать такой
долгосрочный прогноз примерно на 15 лет вперед. Однако из-за быстрого
развития авиационной техники достоверный прогноз возможен не
более чем на 5-7 лет вперед, т.е. уже при закладке проекта
двигателя нельзя рассчитывать на то, что к моменту его сертификации
достоверность прогноза сохранится.
Таким образом, представление НТУ в виде интегральной
оценки эффективности ГТД на ЛА имеет определенные
достоинства. В этом случае оценка критерия НТУ не зависит от ошибок
прогноза нормативных показателей и может гибко реагировать на
изменение реальной ситуации в достижениях научно-технического
прогресса в области создания авиационных ГТД, так как в
принципе позволяет оперативно повторять экспертизу его НТУ в
процессе разработки двигателя как угодно часто.
Экспертный метод оценки научно-технического уровня
авиационного ГТД. Рассматриваемый экспертный метод
представляет собой один из реализованных вариантов решения задачи
интегральной оценки НТУ проекта авиационного ГТД в САПР. Он
основан на систематизации и теоретическом обобщении
опубликованных в настоящее время подходов к оценке технического
уровня и качества различных образцов новой техники [20, 21, 22]
и, в частности, к оценке технико-экономической эффективности
ГТД в системе ЛА [23, 24].
Для сложных технических систем, какой является система
ЛА, показатели оценки качества подсистемы должны соответство-

МЕТОДЫ ЭКСПЕРТИЗЫ 419
вать критериям оценки системы в целом. Поэтому выбор
критериев эффективности ГТД применительно к ЛА конкретного
назначения целесообразно производить на основе классификации
критериев эффективности ЛА. Выбор целесообразной совокупности
критериев (например, Zn, MKH и т.п.) или одного характерного
критерия обычно осуществляется на основе экспертных оценок (или
знаний) о значимости критериев для ЛА соответствующего
назначения. В свою очередь, показатели, используемые для оценки НТУ
самого ГТД (Wj) и опосредованно определяющие его
характеристики, могут быть классифицированы в соответствии со
структурой процесса проектирования, которую можно представить в виде
последовательности этапов развития проекта, на каждом из
которых ГТД рассматривается с возрастающей степенью детализации.
С учетом декомпозиции процесса проектирования при оценке
НТУ проекта ГТД показатели, используемые на более раннем
этапе проектирования, становятся критериями для последующих
этапов. Таким образом, система показателей для оценки НТУ ГТД
является иерархической, древовидной структурой, на верхнем
уровне которой находятся интегральные показатели ГТД, ветвями
являются показатели, характеризующие проект на более низком
иерархическом уровне. Список показателей ГТД, используемых
при оценке его НТУ, зависит от типа двигателя и от назначения
ЛА.
Основные этапы алгоритма оценки НТУ представлены на
рис. 10.10.
Оценка научно-технического уровня проекта ГТД -
решение прямой задачи экспертизы. Для количественной оценки
интегрального НТУ проектируемого ГТД формируется группа таких
конкурирующих ГТД-аналогов, которые определяют передовой
НТУ в разных фирмах и в то же время обладают реально
достижимыми значениями параметров, обеспечивающими приемлемые
показатели и надежность. При оценке НТУ проекта ГТД эта
группа может состоять как из проектов перспективных двигателей, так
и из лучших образцов серийных или опытных двигателей.
Основными условиями отбора ГТД в группу аналогов проектируемого
двигателя являются их одинаковые типоразмер и назначение.

420
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
Задание типа, назначения и области
применения Л А, для которого
предназначен проектируемый ГТД
Формирование группы критериев оценки
эффективности ЛА- Yh Определение
приоритетов критериев Kri=\,N
Формирование группы двигателей —
аналогов проектируемого ГТД
Распознавание облика рабочего процесса
и поиск недостающей и нформации о
ГТД-аналогах
Формирование списка показателей оценки!
НТУ ГТД J, J=l, М I
Расчет коэффициентов влияния I
показателей оценки НТУ ГТД на критерии!
эффективности ЛА I
Вычисление суммарных приоритетов
показателей оценки НТУ ГТД Рг}
Вычисление коэффициентов
относительных НТУ по каждому
показателю KHTV,
Расчет интегрального коэффициента
относительного НТУ Кнту
Выработка рекомендаций по изменению
технико-экономических показателей для
достижения необходимого НТУ
Структура критериев
эффективности ЛА. База знаний.
Метод попарного сравнения
критериев экспертом, методы
ценовой и ранговой корреляций
База данных о новейших образцах
ГТД и проектах. Эксперт
Гибридная экспертная подсистема
САПР для поиска наиболее
вероятных значений недостающих
параметров
База знаний. Эксперт
Математические модели
критериев. Математическая
модель ГТД. Банк данных о ГТД -
аналогах
wj6
Wj
Ek^ ; *Prt
Математическая модель НТУ.
Оптимизация в условиях
ограничений
Рис. 10.10. Структурная схема алгоритма оценки НТУ проекта
авиационного ГТД

МЕТОДЫ ЭКСПЕРТИЗЫ 421
При сопоставлении эффективности сравниваемых ГТД для
одного и того же ЛА исходные данные их расчетного режима
должны быть приведены к одинаковой мощности по дроссельной
характеристике.
Принимая в группе ГТД-аналогов в качестве базового один из
лучших двигателей, сначала определяют коэффициенты
относительного НТУ по каждому из показателей, используемых при
оценке проекта ГТД (С„ удв, тс*, Т*, КПД и т.п.):
W-6/W - Для показателей, снижение которых
обеспечивает повышение НТУ;
-для показателей, повышение которых
j j6 обеспечивает повышение НТУ.
Критерий интегральной оценки НТУ проекта определяется по
сумме показателей, взвешенных по их значимости:
м 1м
j=\ Vj V >i
Здесь для адекватной оценки НТУ существенное значение
имеет определение значимости показателей, по которым
производится оценка НТУ (Prj).
Относительная значимость показателей оценки НТУ ГТД с
учетом степени их влияния на критерии эффективности ЛА и
важности самих критериев может быть определена путем простой
свертки:
где Prj - суммарное значение приоритета у-го показателя по всем
критериям эффективности ЛА; Prjt - приоритету-го показателя по
/-му критерию; Qt - приоритет (значимость) /-го критерия,
определяемый путем экспертных оценок; N— число критериев.
В общем случае Prjt j-ro показателя W} по /-му критерию Yt
определяется на основе математических моделей ГТД и ЛА, отра-

422 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
жающих взаимосвязь параметров двигателя и критериев оценки
эффективности ЛА, путем расчета соответствующих
коэффициентов влияния (8Y,/8Wj). Последние после нормирования
относительно максимального коэффициента выполняют функции
искомых приоритетов: Ргр = (8У,/8й^)Норм- В частности, приоритет PrJt
может быть определен в несколько этапов следующим образом.
Поскольку изменение критериев эффективности ЛА под влиянием
параметров двигателя определяется в конечном итоге изменением
двух удельных параметров двигателя Се и удв, то на первом этапе
вычисляют для расчетных условий коэффициенты влияния
указанных удельных параметров на критерии оценки ЛА K[i = —'-,
ЪСе
KY' затем определяют коэффициенты влияния рассматриваемого
Удв
показателя ^(температуры газа перед турбиной Гг*, я*, г|*, г|* и
т.п.) на удельные параметры двигателя: К^е 9 Kl?*. Результирую-
j j
щий приоритет в этом случае удобно вычислять следующим образом:
Оценку НТУ целесообразно проводить по различным группам
показателей, которые характеризуют ГТД с различных сторон и
последовательно детализируют проект. При этом преследуются
разные цели. При оценке НТУ по интегральным показателям,
характеризующим двигатель как объект (А^нтудв), стремятся получить
заключение о научно-техническом уровне проекта в целом на
основе анализа его ОТД. При оценке НТУ, когда в качестве
показателей используются параметры рабочего процесса я*, Т* и др.
С^нту РпХ целью является оценка совершенства рабочего процесса
двигателя. Выбирая соответствующие показатели, например г|*,
Г|*, акс и др., можно оценить газодинамическое совершенство
элементов ГТД (КИту, ^нтукпд) и т.д. Последовательно детализируя
проект, можно также оценить НТУ отдельных узлов. В данном

МЕТОДЫ ЭКСПЕРТИЗЫ 423
случае целью является поиск факторов, с помощью которых
можно повысить НТУ? т.е. поиск резервов проекта. Очевидно, что
глубина анализа проекта будет определяться уровнем используемых
при этом математических моделей ГТД.
Указанный подход позволяет не только оценить НТУ проекта
ГТД, но и увидеть его слабые места относительно ГТД-аналогов
для последующей более детальной его проработки.
При оценке НТУ для формализации определения
относительной значимости (приоритетов) критериев эффективности ЛА К,
можно использовать следующие методы:
прямое задание приоритетов на основе экспертных оценок (в
этом случае знания о приоритетах критериев хранятся в
автоматизированной базе знаний, которая обеспечивает получение
необходимых знаний и их накопление);
попарное сравнение экспертом важности критериев [25];
ценовые корреляции [26];
ранговые корреляции [27].
Методы ценовых и ранговых корреляций могут быть
использованы для непосредственного определения значений суммарных
приоритетов показателей оценки НТУ ГТД PrJ9 минуя определение
значимости критериев эффективности ЛА. В этом случае
статистическому анализу подвергается группа ГТД-аналогов, у которых
известны потребительские цены (цены на мировом рынке) или они
могут быть проранжированы по обобщенному показателю
качества. Однако при таком подходе теряются количественные связи,
основанные на математических моделях ГТД и ЛА, имеющих в
большинстве случаев физическую, а не статистическую основу.
Для наибольшей достоверности оценку КНту ГТД
целесообразно проводить, используя параллельно все доступные методы
определения приоритетов критериев из описанных выше. Анализ
полученного при этом различия в оценке НТУ позволяет более
объективно судить о точности полученных результатов.
Поиск параметров ГТД, обеспечивающих заданный
научно-технический уровень двигателя - решение обратной задачи
экспертизы. В том случае, когда научно-технический уровень
анализируемого проекта ГТД получился ниже мирового, актуаль-

424 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
ной становится задача отыскания наиболее рациональных путей
его усовершенствования с учетом реальных возможностей
конкретного ОКБ и производства.
Задача может быть сформулирована следующим образом:
найти величины параметров ГТД, обеспечивающие необходимый
его НТУ при минимально возможных отклонениях выбранных
параметров от их исходных значений в пределах заданных границ.
Исходная информация данной задачи содержит:
WJVICX- исходные значения у-х показателей, используемых при
оценке НТУ (у = 1
Wjq - базовые значенияу'-х показателей;
mrj - значения приоритетов у-х показателей;
^нтуисх ~ исходная величина критерия интегральной оценки
НТУ ГТД;
^нтуз ~ необходимая (заданная) величина критерия
интегральной оценки НТУ;
cip bj - нижняя и верхняя границы возможного изменения у-го
показателя в данном проекте.
Алгоритм решения данной задачи включает в себя следующие
основные этапы.
1. Определение коэффициентов влияния изменения
количественных значений показателей на величину АГНту-
- для показателей, увеличение которых
приводит к повышению НТУ;
- Для показателей, уменьшение кото-
рых приводит к повышению НТУ,
м
где а = 1 / ^Prj; М- количество показателей, используемых для
/ 7=1
оценки НТУ.
2. Выбор лицом, принимающим решения, показателей, за счет
которых планируется обеспечить необходимый уровень НТУ. Та-

МЕТОДЫ ЭКСПЕРТИЗЫ 425
кой выбор т показателей из общего их числа М(т< М)
осуществляется на основе рассчитанных коэффициентов влияния £,-.
3. Вычисление минимально необходимых относительных
отклонений заданных т показателей от их исходных значений,
обеспечивающих заданное значение НТУ:
j
ГДе А^нху з = \^НТУ з ~~ ^НТУ исх // ^НТУ исх *
4. Определение искомых величин показателей Wj -
5. Проверка ограничений на допустимые диапазоны
изменения показателей я7 < W- < bj.
При нарушении ограничения по какому-либо показателю
соответственно принимается WJorp=aJ9 если Wj>aj9 или Wj0T? =
= bj, если Wj > bj. После чего у-й показатель, по которому
нарушено ограничение, исключается из списка варьируемых
показателей, и расчет повторяют начиная с п.З, уточнив предварительно
величину 5ЛГНТУз,
где bW.. =\W.. -W, \W., .
Jorp у Jorp J\\cx JI Jhck
Сравнительная оценка научно-технического уровня проекта
ГТД для многоцелевого вертолета. Сравнительная оценка НТУ проекта
перспективного отечественного ГТД (Ne взл = 1323 кВт) проведена на
примере многоцелевого вертолета типа Ми-8. В качестве двигателей-
аналогов для оценки относительного НТУ проекта выбраны как опытные
образцы ГТД для аналогичных вертолетов, так и серийные ГТД:
T-700-GE-700 фирмы Дженерал Электрик (серийный, 1977 г., NeB3JI = 1131
кВт); T-53-L-11 (1965 г., Ne взл = 816 кВт); T-800-APW-800 фирмы Авко
Лайкоминг (1990 г., Ne взл = 883 кВт); MTM-385-R фирм Турбомека и

426
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
MTU (Nevm = 950 кВт); ТВЗ-117 НПП «Завод им. В.Я. Климова» (1972 г.,
Nemn= 1434 кВт).
Экспертным методом была определена группа важнейших
критериев эффективности многоцелевого вертолета. В нее вошли в порядке
приоритета:
затраты топлива на тонно-километр (Кх = 1,0);
критерий транспортной эффективности (К2 = 0,9);
производительность ЛА (К3 = 0,805);
весовая отдача по полезной нагрузке (К4 = 0,7);
стоимость жизненного цикла ЛА (К5 = 0,595).
На основе этих критериев оценка НТУ ГТД проведена отдельно по
двум группам показателей совершенства (по удельным параметрам
^нту Дв и параметрам рабочего процесса Киту рп). В табл. 10.5 и табл. 10.6
даны значения некоторых исходных показателей для оценки НТУ этих
ГТД (в числителе - абсолютные значения показателей, а в знаменателе -
их приоритеты).
Значения полученных на этой основе коэффициентов
относительного НТУ у рассматриваемых ГТД для указанных выше двух групп
показателей приведены на рис. 10.11. Очевидно что по величине Киту дв
рассматриваемый проект превышает уровень лучших мировых достижений
по состоянию на 1990 г.
l,Oi ;
0,9 r ' !
0,8 f",
0,895
1
0,935
1,00
■ 0,7% S^8_.
1
m
I
1500 ^98._0i
0,98-
0,96 '"
0,94 >'YT~
0,92"
0,90^
а)
Рис. 10.11. Пример сопоставления КЦТУ ГТД для вертолета типа Ми-8:
а - по удельным параметрам; б - по параметрам рабочего процесса

МЕТОДЫ ЭКСПЕРТИЗЫ
427
10.5. Значения показателей оценки НТУ и их приоритеты
Показатель
Секр, кг/(кВт-ч)
удв, кг/ кВт
Показатель
Секр,кг/(кВт-ч)
удв, кг/ кВт
T-53-L-11
0,430/1,0
0,278/0,20
MTM-385-R
0,363/1,0
0,204/0,19
Т700-
GE-700
0,353/1,0
0,164/0,16
ТВЗ-117
0,340/1,0
0,198/0,15
Т800-
APW-800
0,340/1,0
0,154/0,15
Проект
0,320/1,0
0,145/0,14
10.6. Значения показателей оценки НТУ и их приоритеты
Показатель
гг\к
Лтк
^охлтк
Показатель
г;, к
Лтк
^охлтк
T-53-L-11
6,0/0,21
1173/0,89
0,785/0,97
0,880/1,0
0,03/0,93
0,89/0,61
MTM-385-R
11,80/0,09
1424/0,84
0,796/0,96
0,820/1,0
0,05/0,82
0,920/0,68
T700-GE-700
17,00/0,27
1489/0,77
0,785/0,96
0,850/1,0
0,08/0,86
0,875/0,94
ТВЗ-117
9,0/0,14
1190/0,72
0,80/0,95
0,89/1,0
0,03/0,91
0,89/0,70
T800-APW-800
15,00/0,056
1410/0,75
0,785/0,92
0,877/0,97
0,065/0,82
0,901/1,0
Проект
16,00/0,12
1490/0,71
0,805/0,93
0,900/1,0
0,075/0,84
0,900/0,84

428
Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
10.7. Исходные параметры проекта ГТД
Параметр
Схема
турбокомпрессора
ЛГевзл>кВт
Севзл>КГ/(кВт-ч)
г;, к
Як
GB, кг/с
Л^дв > кг
удв, кг/кВт
*
Лк
Л™
л'ст
СУвх
Лг
^охлтк
Лмтк
Лист
Примечание
воздуха.
и ГТД-конкурента
Вертолетные ГТД
Разработанный проект
(/^ = 0,97)
2+1ЦБ 1 1
~т=-=г т
625
0,352
1300
9,2
3,14
145
0,232
0,761
0,85
0,89
0,98
0,98
0,95
0,98
0,985
0,98
Новая информация по
ГТД-конкуренту
2+1 ЦБ 1 1
1—=*" Т
625
0,322
1370
11
3,5
140
0,224
0,76
0,88
0,88
0,98
0,987
0,955
0,97
0,99
0,975
УОхл тк - коэффициент отбора охлаждающего
Из полученных результатов также видно, что аналоги, не
определяющие передовой НТУ, но включенные в группу в связи с
наличием подробной информации о них (например, серийный
двигатель T-53-L-11), не искажают полученных результатов, так как
значения их параметров не попадают в число базовых. Это является

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
10.8. Результаты поиска параметров,
обеспечивающих заданный НТУ
Параметр
К, к
Як
л!
Л™
К,
Уохл
429
Заданное значение Кщу
0,98
0,99
Рекомендуемое значение
1313
9,25
0,77
0,86
0,895
0,99
1321
9,54
0,77
0,866
0,895
0,99
1,0
параметра
1350
10,6
0,77
0,87
0,895
0,99
одним из достоинств метода, позволяющим исключить влияние на
результат ошибок в подборе ГТД-аналогов.
Данные на рис. 10.11, б позволяют в случае получения
неудовлетворительного результата по А^нту Дв проанализировать
причины низкого НТУ у рассматриваемого ГТД и выработать
рекомендации о наиболее рациональных с точки зрения повышения
НТУ рабочего процесса путях совершенствования проекта ГТД
(табл. 10.7 и 10.8).
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Васильев Г.В., Дружинин Л.Н., Сосунов В.А., Цховре-
бов М.М. Силовые установки дозвуковых пассажирских
самолетов // Проблемы энергетики транспорта / Тр. ЦИАМ. № 1272.
1990. С. 55-68.
2. Пономарев Б.А., Бехли Ю.Г. Исследование развития
отечественных вертолетных ГТД и малоразмерных авиационных
двигателей //ТВФ,№ 2. 1991. С. 10-16.
3. Научный вклад в создание авиационных двигателей. Кн.1 /
под ред. В.А. Скибина, В.И. Солонина. М.: Машиностроение,
2000. 725 с.

430 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
4. Албасов АЛ., Боровик В.О., Куевда В.К. и др. Развитие
методологии создания авиационных двигателей // Двигатели XXI
века. Тез. докл. междунар. науч. конф. ЦИАМ. 2000. С. 8-10.
5. Теория и методы начальных этапов проектирования
авиационных ГТД // В.Г. Маслов, B.C. Кузьмичев, А.Н. Коварцев,
В.А. Григорьев. Самара: СГАУ. 1996. 147 с.
6. Авдошенко Ю.В., Агульник А.Б., Сгилевский В.А.
Разработка и внедрение САПР двигателей верхнего уровня //
Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей:
сб. научн. тр. КуАИ. 1984. С. 3-9.
7. Румянцев СВ., Стилевский В.А., Аушев Е.А. Система
автоматизированного согласования двигателя и самолета на САПР
ДС // Автоматизированное проектирование двигателей
летательных аппаратов: сб. науч. тр. Вып. 464. МАИ. 1979. С. 11-20.
8. Ахмедзянов А.М, Алаторцев В.П., Гумеров Х.С. и др.
Проектирование авиационных ГТД. Уфа. УАИ. 1987. 227 с.
9. Проектирование авиационных ГТД: учебник для вузов /
под ред. A.M. Ахмедзянова. М.: Машиностроение, 2000. 454 с.
10. Концепция построения и реализации гибкой САПР
газотурбинных двигателей / В.А. Григорьев, А.И. Коварцев, B.C.
Кузьмичев и др. Куйб. авиац. ин-т. Куйбышев: 1988. 148 с. Деп. в
ЦНИИТЭНтяжмаш 27.07.88. № 321. Т. 88.
11. Ломакин В.Б., Маслов В.Г. Разработка языка модульной
технологии для САПР авиационных ГТД // Авиомеханизированное
проектирование авиационных двигателей. М.: 1987. С. 55-56.
12. Дружинин Л.Н., Швец Л.И., Ланшин А.И.
Математическое моделирование ГТД на современных ЭВМ при исследовании
параметров и характеристик авиационных двигателей // Тр.
ЦИАМ. №852. 1979.45 с.
13. Дружинин Л.Н., Сосунов В.А. Актуальные направления
развития математических моделей, применяемых на начальных
этапах проектирования авиационных ГТД // Математическое
моделирование в исследованиях и проектных разработках
авиационных ГТД. Тр. ЦИАМ. Вып.1. 1980. № 928. С. 5-17.

14. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и
расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение,
1986.432 с.
15. Системы автоматизированного проектирования. Кн.5:
Автоматизация функционального проектирования / П.К. Кузьмин,
В.Б. Маничев; под ред. И.П. Норенкова. М.: Высш. шк., 1986. 144 с.
16. Конструктивные и силовые схемы турбомашин
двигателей летательных аппаратов / А.И. Белоусов. Самара: КуАИ, 1988.
92 с.
17. Флоров И.Ф. Методы оценки эффективности применения
двигателей в авиации // Тр. ЦИАМ. № 1099. М.: ЦИАМ, 1985.
260 с.
18. Кузьмичев B.C., Маслов В.Г., Морозов М.А. Экспертная
оценка научно-технического уровня проекта авиационного ГТД //
Изв. вузов. Авиационная техника. № 4. 1992. С. 50-55.
19. Кузьмичев B.C. Автоматизированная система оценки
научно-технического уровня сложных объектов:
Научно-технический сборник // Ракетно-космическая техника. Сер. XII. Вып. 1.
«Расчет, проектирование и испытание космических систем».
Самара, 1997. С. 77-83.
20. Единый порядок систематической оценки технического
уровня и качества машин, оборудования и другой техники. М.:
Изд. стандартов, 1981. 84 с.
21. Кузьмичев B.C. Морозов М.А., Новиков О.В.
Автоматизированная система оценки научно-технического уровня
промышленной продукции // Методы использования искусственного
интеллекта в автоматизированных системах. Куйбышев, Научный
Совет по комплексным проблемам управления и навигации
Академии наук СССР, 1990. С. 41-47.
22. Оценка технического уровня продукции - необходимое
условие выхода на рынок / Э.П. Скорняков, В.В. Шведов,
Л.И. Мельникова. М.: ВНИИПИ, 1996. 87 с.
23. Будзинаускас М.Н., Гаврилов М.А., Рашников Ю.В.,
Тихонов Н.Д. Влияние отклонений в прогнозах развития
технического уровня перспективных двигателей и магистральных
самолетов ГА на их технико-экономические характеристики // Исследо-

432 Глава 10. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД
вания, испытания и надежность авиационных двигателей / Тр.
ГОСНИИГА. 1981. Вып. 20. С. 13-19.
24. Кузьмичев B.C. Экспертная система интегральной оценки
и поддержки принятия решений при анализе сложных объектов //
Проблемы и перспективы развития двигателестроения в
Поволжском регионе. Тез. Докл. Междунар. науч.-техн. конф. Самара:
СГАУ, 1997. С. 110-112.
25. Дэвид Г. Метод парных сравнений: пер. с англ. Н. Кос-
марской и Д. Шмерлинга / под ред. Ю. Адлера. М.: Статистика,
1978. 144 с.
26. Минин Б.А. Уровень качества. Социально-экономические
вопросы оценки качества и защиты потребителя. М: Изд.
стандартов, 1989. 184 с.
27. Кендэл М. Ранговые корреляции. М.: Статистика, 1975.
216 с.

Глава 11
СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД
Сертификация подтверждает соответствие продукции
установленным требованиям. Под требованиями, которые
предъявляются к авиационным двигателям на разных стадиях их создания,
понимают:
научно-технический уровень, при проведении исследований
для создания НТЗ;
степень выполнения проектной задачи предполагаемым ЛА
при разработке ТП;
параметры и ограничения ТП при разработке ТЗ;
ОТД, набор расчетных характеристик, степень унификации и
стандартизации, ограничения технического задания при
разработке эскизного и технического проекта;
соответствие эксплуатационным характеристикам,
первоначальный типовой ресурс, уровень технологической сборки,
уровень используемого оборудования и инструмента, методы
контроля, результаты наработки на стенде при доводочных и длительных
чистовых испытаниях;
соответствие двигателя по основным требованиям параметрам
ТЗ и современному научно-техническому уровню, соответствие
требованиям норм летной годности (НЛГ), конструктивное и
эксплуатационное совершенство, контролепригодность,
ремонтопригодность, обоснованность первоначального ресурса и возможности
его увеличения при государственных испытаниях;
соответствие требованиям качества сборки, приработка
деталей, приводов, агрегатов и систем, соответствие установленным
15 —1632

434 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
характеристикам и параметрам, сохранение качества деталей при
кратковременных испытаниях серийных двигателей;
соответствие установленному ресурсу при ресурсных
(комиссионных) испытаниях серийных двигателей;
качество совершенствования технологии производства
серийных двигателей при технологических испытаниях;
продление ресурса эксплуатируемых двигателей при
эксплуатационных испытаниях.
Если степень выполнения первых трех пунктов этого далеко
не полного перечня подтверждается в основном результатами
теоретических и расчетных исследований (за небольшим
исключением), то все последующие требуют для подтверждения выполнения
требований различных испытаний.
11.1. ЦЕЛИ И ПРИНЦИПЫ СЕРТИФИКАЦИИ
Основной целью сертификации ГТД является обеспечение
требований норм летной годности (НЛГ), т.е. выполнение
требований ТЗ по уровню основных технических данных, надежности и
безотказности, выполнение основных эксплуатационных
требований, сохранение свойств двигателя при различных воздействиях и
экстремальных ситуациях, обеспечение необходимого ресурса,
выполнение норм по вредным выделениям, уровню шума и др.
Различают сертификацию двигателя до установки на серийный
вертолет и сертификацию двигателя вместе с вертолетом. Система
сертификации также предусматривает контроль за сохранением
летной годности в процессе серийного производства и
эксплуатации двигателя и вертолета.
Обеспечение соответствия двигателя требованиям НЛГ в
основном решается на этапах его создания: при проектировании,
разработке эскизного и технического проекта, изготовлении и
доводки опытных образцов. На этих этапах и, особенно, при
экспериментальных доводочных испытаниях производится оценка

ОСНОВЫ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ДОВОДКИ ГТД СТ 435
уровня реализации требований НЛГ в создаваемом двигателе.
В процессе испытаний дается оценка выполнения требований к
конструкции, работоспособности и характеристикам двигателя.
Поскольку испытания двигателя - один из сложных этапов
создания ГТД и его сертификации, оказывающий большое влияние
на продолжительность разработки ГТД, при формировании
программы испытаний важную роль играют такие методы и средства,
которые позволяют максимально интенсифицировать испытания.
К ним относятся: опережающая доводка газогенератора; поузловая
доводка ГТД параллельно с доводкой двигателя в целом;
проведение испытаний одновременно нескольких двигателей с
конкретными задачами для каждого экземпляра; применение
автоматизированной системы испытаний с выдачей результатов в темпе
испытаний.
К основным этапам доводки ГТД при сертификации «до
установки на вертолет» относятся:
апробация и отработка работоспособности конструкции до
ресурса от несколько часов до 1/4 первоначального типового
ресурса т0;
отработка необходимых характеристик и эксплуатационных
свойств двигателя при ресурсе То (стендовыми испытаниями),
получение требуемых ОТД;
обеспечение уровня надежности достаточного для начала
летной эксплуатации (путем стендовых и летных испытаний).
Последний этап включает в себя помимо серии специальных
испытаний по определению уровня напряжений в элементах
двигателя (тензометрирование), по определению вибрационной
картины двигателя (вибрографирование), определение запаса ГДУ и
др., а также проведение летных испытаний и нескольких
длительных испытаний, которые завершаются чистовыми доводочными и
государственными испытаниями.
Следующим этапом сертификации двигателя является
сертификация всей системы вертолета. Это достигается главным обра-

436 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
зом летными испытаниями. Они позволяют всесторонне проверить
ЛА и все его функциональные системы (включая двигатели и
оборудование) в условиях наиболее близких к реальной эксплуатации.
При этом количество требований НЛГ, соответствие которым
оценивается летными испытаниями, составляет около 40%.
Цель государственных сертификационных летных испытаний -
контрольная оценка и подтверждение соответствия вертолета
требованиям НЛГ. При положительной оценке результатов заводских
и государственных испытаний выдается сертификат летной годности
на данный тип вертолета, дающий право начать его эксплуатацию.
11.2. ОСНОВЫ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ДОВОДКИ ГТД СТ
После изготовления первых экземпляров создаваемого
двигателя начинается наиболее трудный и длительный этап работы -
газодинамическая и прочностная доводка, целью которой является
обеспечение требуемых в ТЗ (заявленных в ТП) данных двигателя
во всех высотно-скоростных условиях, прочности и надежности в
течение установленного ресурса.
Главными факторами, определяющими необходимость этапа
доводки ГТД, являются:
закладка двигателя на пределе сегодняшних возможностей по
КПД элементов, прочности материалов, технологическим
процессам и оборудованию, поскольку двигатель поступает в
эксплуатацию обычно через 7-10 лет и к этому времени он должен быть
конкурентоспособным. На первых партиях двигателей эти
возможности обычно бывают нереализованы (так как были заложены
высокие значения я*, Гг*, U, это ведет к уменьшению размеров
лопаток, существенному усложнению работы системы
охлаждения, которая в свою очередь затрудняет получение высоких КПД);
постоянный рост требований к двигателю по удельным
параметрам, массе и габаритным размерам, расширение области
применения и условий эксплуатации, повышение требований к
эксплуатационной технологичности, стойкости и прочности;

ОСНОВЫ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ДОВОДКИ ГТД СТ 437
требование большого ресурса двигателя ввиду постоянного
роста стоимости ГТД диктует необходимость обеспечения
длительной работоспособности в условиях вибро-, термоциклических
нагрузок при весьма малых запасах по прочности;
неадекватность математических моделей, используемых при
выполнении газодинамических и прочностных расчетов,
недостаточная изученность значимых и малозначимых (коих много)
параметров этих моделей.
Перечисленные факторы, соответственно определяют свое
воздействие на ход доводки по-разному для разных вариантов
двигателей. Количественно установить их влияние можно в процессе
различных испытаний. Затем разрабатывают комплекс
мероприятий по устранению выявленных экспериментально негативных и
опасных воздействий. Эффективность мероприятий вновь
проверяется испытаниями. Это и есть доводка.
В этом разделе рассмотрим особенности только
газодинамической доводки, т.е. процесса обеспечения заявленной мощности,
удельного расхода топлива, запаса ГДУ.
Газодинамическая доводка - процесс улучшения основных
параметров двигателя путем внесения изменений (желательно
небольших) в его конструкции, в параметры элементов, в их
согласование и регулирование. Газодинамические параметры двигателя
(Ne, Ce, АКУ, ...) зависят от параметров и КПД узлов,
гидравлических потерь, утечек, отборов и др.
Доводочные мероприятия сводятся к воздействию на
параметры элементов проточной части. Особенность этих мероприятий
заключается в том, что они проводятся на уже выполненном
двигателе, где все элементы находятся во взаимодействии и
изменение одного параметра двигателя приводит к изменению других.
Нельзя изменить пк не изменив Гг*, или GB, изменение любой
площади сечения перестроит режим работы всей проточной части и,
как следствие, изменит Ne и Се. Таким образом, каждая задача

438 Глава И. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
газодинамической доводки требует учета взаимодействия и
взаимного влияния элементов. Это - задача задач, она более сложная,
чем, например, выбор оптимальных п*к, Т*, ... для
проектируемого двигателя.
Проведение большинства доводочных мероприятий очень
трудоемко и дорого. Поэтому всегда требуется его расчетное
количественное обоснование. В силу перечисленных особенностей
выполненного ГТД такое обоснование базируется на уравнениях,
связывающих компрессор, камеру сгорания, турбину и другие
элементы в единую систему двигателя.
Анализируя совместную работу элементов ГТД СТ
общепринятым способом (для этого используются уравнения совместной
работы свободной турбины и выходного устройства, компрессора,
камеры сгорания и турбины компрессора, уравнение баланса
мощностей на валу турбокомпрессора), можно получить комплекс
выражений, используемых для анализа возможных последствий
различных воздействий на выполненный двигатель:
1 л _ а<Л я(К)
0,25'- е-
я*0'286 -1 1
= const к ,025—г-! ; (11.2)
= const i- J^; (11.3)
Рн Рн Рн Ръ Рк Рт Ятк
Учитывая, что при неизменных условиях полета пу = const,
авх = const, акс « const, авых « const, величина я*т определяется от-

ОСНОВЫ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ДОВОДКИ ГТД СТ 439
ношением п*к/п*тк . Это важный вывод, так как от величины тг*т
зависит мощность двигателя.
Работа свободной турбины определяет эффективную
мощность двигателя:
(11.5)
(11.6)
Для учета подвода теплоты в камере сгорания можно
пользоваться относительно простым выражением
Т -Т
Gni4=3600GBc —: -, (11-7)
где ср - средняя удельная теплоемкость процесса, которая
находится по таблицам или графикам в функции Т* и Т*, либо с
помощью аппроксимированного выражения
сл=0,9 + [2,05Г;+0,9Г;]10^.
Удобство применения формулы (11.7), практически без
потери точности, состоит в структуре этой зависимости Gm ч ~ GB ДГ,
что важно для анализа.
Для ГТД СТ удельный расход
Ce=GmjNe. (11.8)
Рассмотрение любой задачи, возникающей при испытании
или доводке двигателя логически связано с тем, чтобы связать
физические закономерности процессов и взаимодействие элементов
ГТД СТ с изменением тех или иных параметров (изменение
режима, регулирование, состояние проточной части, проведенного
конструкторского изменения). Без понимания взаимосвязей в выпол-

440 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
ненном двигателе нельзя дать оценку результатам и принять
соответствующее решение.
К особенностям задач, возникающих при доводке ГТД,
следует отнести следующие:
обычно анализируются сравнительно небольшие отклонения
параметров (2...3 %, реже 5 % и более);
экспериментатора больше интересуют не абсолютные
значения Т*, тс*, Ne, Gm а их изменение;
требуется получать ответ быстро и ответственно с учетом всех
прямых и косвенных последствий.
Современные численные математические методы и мощная
вычислительная техника позволяют решать возникающие при
испытаниях задачи самой высокой степени сложности, включая
расчеты на основе трехмерных моделей течений. На практике
оказываются весьма полезными более простые методы, которые
позволяют принимать решения почти без расчета. Поэтому при
испытаниях широко используют метод малых отклонений [1].
Газодинамическая доводка включает обычно обеспечение
требуемых данных по мощности, удельному расходу топлива и
ГДУ. Наиболее трудный вопрос - доводка удельного расхода
топлива.
Величина Се характеризует эффективность
термодинамических процессов и зависит главным образом от КПД элементов.
Коэффициенты влияния таких факторов, как г|*, г\г, авх, <ткс и ДРУГИХ
на Се при Ne = const порядка 0,5...0,6 на максимальном и 0,7...0,8
на крейсерском режимах. Поэтому, чтобы понизить, например, Се
на 5 % необходимо набрать в сумме увеличение на 8... 10 % в КПД
элементов. Это практически невозможно! К числу мероприятий,
которые позволяют приблизиться к записанному в ТУ значению
Се, обычно относят:
устранение несоответствий чертежу по профилям, чистоте
поверхностей, кромкам, уступам в стыках, производственных
дефектов (сварочных швов и др.), местным искажениям проточной части;

ОСНОВЫ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ДОВОДКИ ГТД СТ 441
борьба с вторичными потерями - в первую очередь
устранение утечек по стыкам, корпусам, разъемам сопловых аппаратов
турбин, снижение утечек воздуха и газа через лабиринтные
уплотнения и в системе охлаждения (путем конструкторских и
технологических мероприятий при сборке, гидропробах, опресовках);
минимизация (в пределах возможного) радиальных зазоров в
лопаточных машинах, применение истирающихся покрытий,
конструктивные решения, управление радиальными зазорами;
корректировка углов установки лопаток, профилей,
радиальных профилей лопаток (по результатам измерений параметров
между ступенями);
оптимизация законов управления механизацией двигателя.
Мероприятия, позволяющие снизить Се, одновременно
способствуют уменьшению Т* при Ne = const, что важно для ресурса
и создают резервы увеличения мощности при фиксированной
Гг*тах. Все действия, направленные на уменьшение Се,
способствуют увеличению Ne. Мероприятия, связанные с решением
прочностных проблем, часто приводят к росту Се, например:
увеличение расхода охлаждающего воздуха, с помощью которого
повышают ресурс горячей части двигателя, обусловливает рост Се.
Заявленная мощность должна быть безусловно выполнена,
иначе вертолет не обеспечит реализацию основных данных (по Се
возможны отступления, но по мощности нет!). Главные резервы
мощности:
улучшение КПД элементов и устранение вторичных потерь;
увеличение Т*, если это допустимо;
увеличение расхода воздуха (повышение производительности
и напорности первых ступеней, установка «нулевой» ступени).
Мероприятия по обеспечению ГДУ на стационарных режимах
направлены на следующее: корректировку проточной части
компрессора; изменение распределения работы по ступеням;
смещение линии рабочих режимов; уточнение программы управления
НА. На переходных режимах главенствующую роль играет изме-

442 Глава И. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
нение углов установки НА, корректировка приемистости,
мероприятия по управлению тепловым состоянием и др.
113. ИСПЫТАНИЯ ПО ПОДТВЕРЖДЕНИЮ ВЬШОЛНЕНИЯ
ТРЕБОВАНИЙ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ
Такие испытания входят составной частью в общую
номенклатуру доводочных и государственных испытаний. Так как в
начальный период доводки область рабочих режимов двигателя и
длительность работы на напряженных режимах ограничивается по
соображениям прочности, надежности и ГДУ, бывают снижены
предельно допустимые значения частоты вращения, давлений и
температур, время непрерывной работы, общий ресурс. Эти
ограничения снимаются по мере наработки двигателя, выявления и
устранения слабых мест.
Конечная цель доводочных испытаний состоит в получении
основных заданных параметров двигателя (Ne, Ce и др.) и высокой
его надежности. Эффективность доводочных мероприятий
проверяется при испытаниях двигателей на стенде в наземных условиях,
на стендах, имитирующих условия работы двигателя в полете, и
при испытаниях в полете на ЛА. Важной частью доводочных
испытаний является комплекс специальных испытаний,
предусмотренный для проверки выполнения требований НЛГ [2]:
1) проверка прочности (проверка работы двигателя при
максимально возможной в эксплуатации Т*, тензометрирование
лопаток компрессора и турбины, вибрографирование двигателя,
проверка корпусов на непробиваемость оторвавшимися лопатками
турбины или компрессора и др.);
2) определение специальных характеристик (испытания с
отбором воздуха, проверка ГДУ и др.);
3) проверка отдельных систем и узлов двигателя (проверка
эффективности пылезащитных и противообледенительных систем,
систем запуска и пусковых свойств двигателя в различных
атмосферных условиях и др.).

ПОДТВЕРЖДЕНИЕ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ 443
Перечисленные виды испытаний проводят в основном на
обычных и специальных заводских стендах. Целью доводочных
испытаний на высотном стенде являются [3]:
определение высотно-скоростных и климатических
характеристик в эксплуатационной области полета, в первую очередь,
основных данных на заявленных режимах;
оптимизация совместной работы элементов;
определение потребных для выполнения технических
требований значений температуры газа, частоты вращения, других
параметров и их изменения по режимам полета;
уточнение программы работы САУ;
определение границ надежного запуска с режима авторотации
по высоте и скорости полета, управляемости двигателя во всем
диапазоне режимов.
После прохождения определенного цикла испытаний на
высотном стенде могут быть начаты летные испытания. Программы
летных испытаний зависят от конкретной конструкции двигателя и
его назначения. Из основных вопросов, которые решаются при
летных испытаниях, можно выделить:
определение границ устойчивой работы компрессора;
определение приемистости двигателя;
проверку работы системы смазки при различных эволюциях
вертолета;
определение виброперезагрузок двигателя на различных
режимах работы.
Прочностная доводка, целью которой является обеспечение
надежной работы двигателя в течение установленного ресурса,
включает в себя следующие испытания [3]:
определение уровня переменных напряжений в лопатках,
дисках, валах, проверка отсутствия автоколебаний лопаток
компрессора;
термометрирование деталей горячей части с целью проверки
возможности работы при требуемой температуре газа;
определение осевых сил, действующих на подшипники
ротора, и температурного состояния подшипников;

444 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
определение уровня вибраций на корпусе двигателя и на
установленных на нем агрегатов; тензометрирование трубопроводов
внешней обвязки двигателя;
проверка работоспособности двигателя в течение ресурса
(ресурсные испытания).
Ресурсные стендовые испытания в ходе доводки проводятся
несколько раз. Их программа составляется либо как длительная,
соответствующая программе государственных испытаний, либо
как ускоренная эквивалентно-циклическая, имитирующая условия
эксплуатации, с увеличением доли наиболее напряженных и
переменных режимов. Ряд ответственных деталей в процессе доводки
проверяется испытаниями в течение двух и трех ресурсов
двигателя. Для ускоренного выявления дефектов могут проводиться
длительные испытания при значительном повышении температуры
газа перед турбиной.
Вертолетные двигатели, для которых требуется режим
установленной 30-минутной мощности при одном неработающем
двигателе, имеют следующие отличия при проведении длительных
150-часовых ресурсных испытаний [4]:
наработка в течение 1 ч чередующимися 5-минутными
периодами на режимах установленной взлетной мощности и режиме
малого газа; для двигателей с форсированными взлетными режимами
по мощности, у которых при форсировании происходит
повышение Гг*, частоты вращения или мощности на валу, наработка на
установленной взлетной мощности должна проводиться при
форсировании режима;
в течение 30 мин проверяется установленная мощность при
одном неработающем двигателе;
наработка в течение 2 ч на режиме установленной
максимальной продолжительной мощности;
наработка в течение 2 ч ступенями одинаковой длительности,
соответствующих, по крайней мере, 12 равным приращениям
частоты вращения ротора между частотами вращения малого газа и
максимальной продолжительной мощности; для двигателей, рабо-

ПОДТВЕРЖДЕНИЕ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ 445
тающих при постоянной частоте вращения ротора, можно вместо
частоты варьировать мощность.
Если в указанном диапазоне режимов имеются значительные
пиковые вибрации, то число выбранных приращений должно быть
изменено так, чтобы увеличить время работы при пиковых
вибрациях при условии, что это время не будет превышать 50 % общего
времени, предназначенного для работы на промежуточных режимах.
Для вертолетных двигателей, которые обеспечивают режим
продолжительной мощности при одном неработающем двигателе,
в отличие от предыдущего случая нарабатывают 30 мин на режиме
установленной максимальной продолжительной мощности во
время проведения 15 из 25 шестичасовых этапов длительных
испытаний и на режиме установленной взлетной мощности в течение 10
из 25 шестичасовых этапов.
Режим установленной продолжительной мощности при одном
неработающем двигателе нарабатывается в течение 1 ч. Такое же
время требуется на режиме установленной максимальной
продолжительной мощности.
Для вертолетных двигателей, которые обеспечивают режим
2,5-минутной мощности при одном неработающем двигателе
нарабатывает 1 ч чередующимися 5-минутными периодами на
режиме установленной взлетной мощности и режиме малого газа,
кроме третьего и шестого периодов, в течение которых двигатель
должен работать 2,5 мин на режиме установленной взлетной
мощности и оставшиеся 2,5 мин - на режиме установленной
2,5-минутной мощности при одном неработающем двигателе.
Испытание такого двигателя отличается также тем, что в одном из
шестичасовых этапов последние 5 мин 30-минутного периода
испытаний на 30-минутной мощности при одном неработающем
двигателе либо одночасового периода испытаний на
продолжительной мощности при одном неработающем двигателе должны
проводиться на 2,5-минутной мощности при одном неработающем
двигателе.

446 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
При прохождении двигателем эксплуатационных испытаний
необходимо на стенде и в полете продемонстрировать [4]:
запуск двигателя, работу на режиме малого газа,
приемистость, превышение частоты вращения, работу системы
зажигания, достаточность запасов ГДУ, работу в условиях обледенения,
устойчивую работу при обдуве воздушным потоком и др.;
соответствие двигателя требованиям приемистости;
минимальное время приемистости, начиная от режима малого
газа, до режима 95%-ной установленной взлетной мощности (без
отбора воздуха и мощности на нужды вертолета и при
максимально допустимом отборе мощности и воздуха).
Двигатель, проходящий сертификацию, должен пройти
утвержденные испытания, имитирующие условия его работы,
которые ожидаются в эксплуатации, включая типовые полетные
циклы, чтобы установить, когда требуется первоначальное
техническое обслуживание. Испытания проводятся на двигателе, который
в основном соответствует окончательной типовой конструкции.
Те компоненты двигателя, которые не могут быть проверены
соответствующим образом при проведении длительных
испытаний, по согласованию должны пройти дополнительные испытания
для установления способности компонентов надежно
функционировать во всех ожидаемых полетных и атмосферных условиях:
на огнестойкость и огнепроницаемость компонентов, в
которых циркулирует или содержится воспламеняющая жидкость;
на уровне моря и высотные испытания систем управления
двигателем, масляной, топливной, пневматической и запуска;
этих же систем при высоких и низких температурах внешней
среды;
на воздействие внешней среды, например, соленой воды,
влажности, града, грибков и др.;
на молниезащиту (молниестойкость) электронной системы
управления двигателем;
нагрузки на узлы крепления двигателя;

ПОДТВЕРЖДЕНИЕ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ 447
работоспособности электронной системы управления
двигателем при различных комбинациях возможных отказов подсистем,
с которыми разрешен вылет;
работоспособности и прочности редукторов двигателя;
прочности корпусов двигателя;
проверка работоспособности камеры сгорания двигателя;
по термометрированию основных элементов конструкции
двигателя;
по защите от раскрутки ротора свободной турбины.
После окончания длительных испытаний двигатель должен
быть полностью разобран и при этом каждый компонент,
имеющий регулируемые элементы, устанавливаемые в определенных
положениях, и функциональные характеристики, которые можно
определить независимо от установки на двигатель, должен
сохранять положение регулируемых элементов и рабочие
характеристики в пределах ограничений, которые были установлены и
зарегистрированы в начале испытаний, а также каждый компонент
двигателя должен соответствовать типовой конструкции и быть
пригодным к установке на двигатель для дальнейшей работы.
Испытания при проверке локализации лопаток и дисбаланса
ротора должны продемонстрировать, что двигатель обеспечивает
локализацию повреждения без возникновения пожара и без
разрушения его узлов крепления при работе, по крайней мере, в течение 15 с.
При этом рассматриваются следующие случаи:
разрушение наиболее критической лопатки компрессора при
работе на максимальной допустимой частоте вращения, которое
должно происходить по наиболее удаленному от оси вращения
пазу крепления или у роторов с дисками, выполненными как одно
целое с лопатками, а масса оборвавшейся части должна
составлять, по крайней мере, 80% массы лопатки;
разрушение наиболее критической лопатки турбины при
работе на максимально допустимой частоте вращения при тех же
условиях, которые установлены для компрессорной лопатки.

448 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
Наиболее критическая лопатка турбины определяется на
основании рассмотрения массы лопаток и прочности примыкающих
участков корпуса турбины при температуре и давлении,
соответствующих работе при максимально допустимой частоте вращения.
Важнейшей составной частью процесса сертификации
являются государственные испытания [3]. Завершением доводки
двигателя является проведение длительных чистовых испытаний.
Успешное их проведение и удовлетворительное состояние деталей
после испытаний дает основание официально предъявить
двигатель Государственной комиссии. К моменту предъявления
двигателя на государственные испытания суммарная наработка
опытных двигателей обычно составляет не менее 10 тыс. ч, в том числе
до 4 тыс. ч в полете. Если причины всех выявленных отказов
установлены и устранены, то при такой наработке обычно достигаются
требуемые НЛГ показатели надежности и безотказности двигателя.
Государственные испытания двигателя проводятся комиссией,
в которую помимо представителей заказчика входят
представители разработчика двигателя, разработчика ЛА, отраслевых
институтов, компетентного органа. Первый этап работы комиссии состоит
в изучении представленных разработчиком документов, перечень
которых заранее регламентирован ТЗ на разработку двигателя и
НЛГ: описание конструкции; газодинамические и прочностные
расчеты; история доводки двигателя; справка о суммарной
наработке двигателей на стенде и в полете, о достигнутых показателях
надежности (средней наработке на отказ); отчеты о прохождении
специальных и длительных испытаний, включая чистовое;
результаты проверки в экстремальных условиях, на высотном стенде, в
летных испытаниях; заключения о выполнении требований к
основным данным на установленных стендовых и полетных
режимах, о проверке запасов ГДУ, отсутствия автоколебаний, о
достаточности запасов прочности и т.п.
Согласно НЛГ разработчик представляет таблицу
соответствия параметров, данных и характеристик ГТД требованиям этих
норм.

ПОДТВЕРЖДЕНИЕ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ 449
Двигатель, предназначенный для государственных
испытаний, предъявляется комиссии в разобранном виде после
прохождения предъявительских (сдаточных) испытаний. Сборка
производится под наблюдением представителей комиссии, оценивающих
уровень ее технологичности, используемого оборудования и
инструмента, методов контроля.
После установки двигателя на стенд проводят отладку,
проверку всех систем, регулировку САУ, приработку и определение
характеристик двигателя в соответствии с программой
приемосдаточного (контрольного) испытания. После осмотра двигателя,
анализа масла и топлива, подключения необходимой измерительной
аппаратуры начинают длительное испытание, которое проводится
этапами продолжительностью 5...20 ч в зависимости от
назначения двигателя и особенностей эксплуатации ЛА. Режимная
циклограмма этапов назначается так, чтобы достаточная часть
испытания проходила на режимах предельного нагружения узлов и
деталей, при максимальных значениях температуры газа перед
турбиной и физической частоты вращения. Все агрегаты, приводимые от
двигателя, загружаются в соответствии с их условиями работы на ЛА.
Между этапами разрешается проводить осмотр и
регламентные работы, в том числе, предусмотренные инструкцией по
эксплуатации, подрегулировки. Все обслуживание производится с
помощью бортового комплекта инструментов и одиночного
комплекта запасных частей.
В ходе испытания ведется запись основных параметров
двигателя и показаний эксплуатационных приборов, и на отдельных
этапах (обязательно в начале и в конце испытаний) снимают
дроссельные характеристики, по которым на нескольких
регламентированных режимах проверяют соответствие основных данных
техническим требованиям и оценивают изменение данных по мере
выработки ресурса. При снятии характеристик загрузка агрегатов
не производится.
Если первоначальный ресурс двигателя составляет до 500 ч,
то общую продолжительность испытания назначают равной ресур-

450 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
су. При большем ресурсе это становится затруднительным, и
государственные испытания проводят либо по типовой 150-часовой
программе, либо по иной согласованной
эквивалентно-циклической программе.
По завершению испытания производится полная разборка
двигателя, промывка, осмотр и дефектация его узлов и деталей.
Микрометрическим обмером определяют износ, вытяжку,
деформации нагруженных деталей, проверяют балансировку роторов,
затяжку ответственных резьбовых соединений. Специальными
методами (рентгеноскопическим, люминесцентным, токовихревым)
проверяют отсутствие микротрещин в дисках, лопатках, валах,
особенно в деталях горячей части. Покупные агрегаты, узлы,
подшипники направляют на обследование
предприятию-изготовителю. Общим требованием к состоянию деталей после
испытания является отсутствие дефектов аварийного характера,
препятствующих дальнейшему продолжению испытаний или
эксплуатации с ограниченным ресурсом.
По результатам государственного испытания комиссией
составляется акт, который после утверждения является основанием
для серийного производства и приемки заказчиком двигателей
испытанной компоновки.
11.4. НОМЕНКЛАТУРА И ТИПОВЫЕ СТЕНДЫ
ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ
Испытательные стенды должны обеспечивать выполнение
всех работ, предусмотренных программами испытаний. С этой
целью их оснащают необходимым комплексом оборудования,
включая систему измерений и регистрации параметров, которая в
настоящее время обычно функционирует в составе
автоматизированной системы проведения испытания (АСИ). Системы
испытательного стенда, обеспечивающие работу двигателя при
испытаниях (топливопитания, масляная, электрооборудования, запуска,

НОМЕНКЛАТУРА И ТИПОВЫЕ СТЕНДЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ 451
управления и др.) должны по возможности максимально
соответствовать аналогичным системам ЛА, для которого он
предназначен (по применяемым агрегатам, выходным параметрам,
диапазонам рабочих режимов, условиям функционирования и др.).
По типу испытуемого объекта стенды можно подразделить на
следующие: для испытаний собственно двигателя; для автономных
испытаний узлов (компрессоров, камер сгорания, турбин,
выхлопных устройств, входных устройств и т.п.); для испытаний
отдельных элементов, агрегатов и др. В свою очередь, стенды для
испытаний двигателей могут быть открытого типа и высотные [3]. К
открытым стендам относятся стенды как вне помещений, так и в
помещениях, имеющих всасывающие и выхлопные шахты. На
стендах открытого типа реализуются условия, соответствующие
Мп = 0 и Нп = 0. На них выполняются большие объемы испытаний
для установления соответствия НЛГ основных данных,
характеристик отдельных элементов, ресурса, определяются надежность
работы системы пылеочистки и пылеудаления.
На высотных стендах определяют высотно-скоростные
характеристики, проверяют надежность запуска в полете, определяют
условия совместной работы входного устройства с ПЗУ,
свободной турбины и выходного устройства. По сравнению с летными
испытаниями эксперименты на высотных стендах позволяют
получить более точные и надежные данные благодаря
использованию специализированной измерительной аппаратуры,
возможности непосредственного измерения мощности и более широкому
диапазону изменения параметров.
Двигатели устанавливаются и испытываются с
использованием специального оборудования в испытательных помещениях -
боксах. Стенды оснащаются системами питания (топливные,
масляные, воздушные, гидравлические и др.), которые размещаются
вместе с противопожарной системой в специальных
технологических помещениях и частично в боксах. Источники питания систем
двигателя и испытательного оборудования электроэнергией
различного напряжения, сжатым воздухом и другими различными

452 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
средами размещаются в специальных энергоцехах. Они, а также
вычислительные центры и технологические подразделения
обслуживают, как правило, несколько стендов.
Испытательные стенды входят в состав испытательных
станций (цехов) или лабораторий. Сюда также входят
вспомогательные производственные подразделения (химическая лаборатория,
лаборатория контроля и испытаний приборов и др.). Часть работ
по подготовке двигателей к испытаниям проводится в
специальных залах подготовки.
Каждый испытательный стенд должен удовлетворять
определенным требованиям в отношении обеспечения возможности
моделирования эксплуатационных условий, режимов работы
двигателя, точности и достоверности получаемых результатов. Точность
измерения параметров ГТД стендовыми измерительными
системами регламентируется. Метрологическая аттестация
характеристик систем измерения мощности и расхода топлива проводится
по методикам, разработанным разработчиком и изготовителем.
Подачу воздуха к двигателю обеспечивает воздухоподводя-
щая трасса бокса, в которой (или в специальном воздуховоде,
связанном с помещением бокса) возможна установка калорифера,
обеспечивающего при необходимости подогрев подводимого
воздуха. Газоотводящая трасса бокса обеспечивает отвод
отработавших газов двигателя через шахту в атмосферу.
Для снижения уровня шума вне испытательного бокса в воз-
духоподводящей и газоотводящей трассах бокса устанавливаются
элементы шумоглушения. Шумоглушение на стенде
осуществляются использованием различных видов глушителей: камерных,
пластинчатых, экранных, реактивных, активных. Камерные
глушители представляют собой расширительные устройства в виде
параллелепипеда с постепенным переходом в цилиндрический
канал. В пластинчатых глушителях внутренний канал заполнен
пластинами из звукопоглотителя. Экранные глушители имеют вид
дефлекторов, состоят из звукопоглощающего материала, металли-

НОМЕНКЛАТУРА И ТИПОВЫЕ СТЕНДЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ 453
ческой предохранительной сетки и каркаса. Глушители активного
типа характеризуются облицовкой внутренней части
звукопоглощающим материалом. Реактивные глушители работают по
принципу акустического фильтра и представляют собой ряд
последовательно соединенных каналов - камер. Возможны
комбинированные глушители, сочетающие указанные выше типы.
Испытуемый двигатель или СУ монтируется на специальной
раме (станке) или на отдельных подставках, крепящихся к
стальной фундаментной плите, установленной на бетонном,
изолированном от стен бокса фундаменте [5].
Обслуживающий персонал при проведении испытаний
располагается в кабине наблюдения и управления, примыкающей
непосредственно к боксу. Здесь же размещаются органы управления
двигателем и приборы: рычаг управления двигателем; стоп-кран;
органы управления запуском; система управления подачей воды в
гидротормоз (или управление загрузкой электротормоза);
указатели тахометров, термометров для замера температуры воздуха на
входе в двигатель, температуры масла, температуры газа за
турбиной; указатели давлений топлива, масла, воздуха, расхода топлива;
приборы контроля силовых агрегатов двигателя.
Чтобы иметь хороший обзор двигателя в процессе испытаний
[4], кабину наблюдения и управления располагают или спереди,
или сбоку от рамы, на которой установлен двигатель или СУ. При
этом окно кабины наблюдения не должно находиться в плоскости
вращения компрессора и турбин. При боковом расположении
кабины обеспечивается лучший обзор за испытуемым двигателем.
Для наблюдения за противоположной стороной двигателя,
положением рычагов управления двигателем, состоянием других узлов
двигателя или СУ, невидимых из кабины, используют
промышленные телевизионные установки. Достоинством кабин
наблюдения и управления, располагаемых впереди двигателя,
является то, что они могут быть объединены на испытательной
станции в единый наблюдательный зал (рис. 11.1).

454
Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
Рис. 11.1. Схема испытательных стендов с общей
кабиной наблюдения:
1 - двигатель; 2 - тормозное устройство; 3 - испытательный бокс;
4 - пульт управления; 5 - общая для двух боксов кабина наблюдения
Управление двигателем 7, гидро- или электротормозом 2
осуществляется из кабины наблюдения с помощью механических или
электрических систем. На таких же стендах может быть проведен
ряд специальных испытаний. Для проведения, например, пылевых
испытаний стенд дополняется необходимым для этого
специальным оборудованием: пылепроводящей трассой. Дооборудование
стенда сводится в этом случае к организации подачи на вход в СУ
(на вход в воздухоочиститель) запыленного воздуха с
содержанием пыли в определенных количествах, близких к имеющим место в
реальных условиях эксплуатации, и к контролю запыленности
воздуха на входе в двигатель.

НОМЕНКЛАТУРА И ТИПОВЫЕ СТЕНДЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ 455
Подача пыли на вход в установку производится с помощью
специальных устройств - пыледозаторов, позволяющих изменять
количество пыли в широких пределах. Пыледозатор работает от
стендовой магистрали сжатого воздуха. Степень запыленности
воздуха на входе в воздухоочиститель на заданном режиме работы
двигателя определяется как отношение производительности пыле-
дозатора к часовому расходу воздуха. Для обеспечения загрузки
двигателя на любом заданном режиме (поддержания необходимой
частоты вращения выходного вала двигателя) используются
гидротормоза и электротормоза.
Применение гидротормоза требует наличия значительного
расхода воды. В среднем необходимо подавать 18...20 л/ч на 1 кВт
мощности испытуемого двигателя. На станциях, испытывающих
двигатели малой мощности и располагающих небольшим
количеством стендов допускается применение незамкнутых систем
водоснабжения, не требующих сооружения брызгательных бассейнов
или градирен. Точность измерения момента гидротормозами
составляет обычно ± 0,5... 1 %.
В последнее время широкое распространение получают
индукторные тормоза, обладающие высокой точностью измерения
(± 0,5 %). У этих тормозов механическая энергия испытуемого
двигателя преобразуется в тепловую посредством электрической энергии.
В качестве электрических тормозов применяются
электрические машины постоянного и переменного тока. Электрические
тормоза, как и гидротормоза, ввиду большой инерционности не
позволяют измерять крутящий момент двигателя на
неустановившихся режимах. Для измерений на таких режимах используют
специальные методики с применением безынерционных
электрических измерителей - тензометров.
Для оценки зависимостей параметров рабочего процесса,
условий работы отдельных элементов двигателя и его систем от
отдельных факторов (температуры воздуха, топлива, масла, давления
воздуха, его влажности и различных сочетаний этих факторов)
используются высотно-климатические стенды (ВКС) (рис. 11.2). На
них также можно отрабатывать системы запуска, маслопитания,
антиоблединения и др.

456
Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
Рис. 11.2. Схема высотно-климатического стенда для испытания
вертолетного ГТД (с выводом вала назад):
/ - термобарокамера; 2 - двигатель; 3 - трубопровод подвода сжатого
воздуха от ВГТД; 4 - промежуточная опора; 5 - гидротормоз; 6 -
выхлопная труба; 7 - ВГТД; 8 - эжекторная выхлопная труба
Техническая характеристика одного из ВКС следующая.
Температура на входе в двигатель, °С -70...+70
Имитируемая высота полета, км О...4,5
Расход горячего воздуха, кг/с 30
Расход холодного воздуха, кг/с 15
Такие параметры позволяют проведение испытаний
вертолетных ГТД во всех условиях эксплуатации.
Обеспечивают работу ВКС сложные и дорогостоящие
воздушно-компрессорные станции, которые состоят из систем
подачи, нагрева, осушения и охлаждения воздуха, отсоса и охлаждения
выхлопных газов, а также систем контроля и управления.
11,5, ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ
СИСТЕМ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Испытания вертолетных ГТД и их узлов проводят: при
выполнении научно-исследовательских работ, в процессе доводки
новых двигателей, при серийном производстве и в эксплуатации.

ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ АСНИ 457
Повышение эффективности испытаний на всех этапах жизненного
цикла двигателя имеет большое значение. При НИР -
способствует ускорению получения новых научных результатов и внедрению
их в практику; при доводке - снижению объема испытаний,
длительности доводки, количества двигателей для доводки и т.п.; при
серийном производстве - увеличению точности отладки
параметров, снижению длительности отладки; в эксплуатации - снижению
продолжительности эксплуатационных испытаний, повышению
надежности получаемых результатов, улучшению экономических
показателей эксплуатации СУ.
Основным направлением повышения эффективности
испытаний ГТД является их автоматизация. Применение
автоматизированных систем научных исследований (АСНИ) позволяет:
сократить время и трудоемкость проведения испытания и
обработки его результатов;
повысить информативность испытания и достоверность
получаемых результатов.
В итоге это способствует сокращению сроков создания
двигателей, снижению материальных затрат на их разработку и
производство, повышению качества и надежности двигателей.
Различают частичную и комплексную автоматизацию
испытаний. Частичная автоматизация предусматривает [3], в первую
очередь, внедрение и использование
измерительно-вычислительного комплекса (ИВК), автоматизирующего измерения (контроль)
и обработку измерительной информации в темпе испытания.
Комплексная автоматизация испытаний ГТД охватывает все
основные типы испытательных работ и реализует требуемые
алгоритмы испытаний, которые предусматривают управление стендом
и ГТД, измерения, обработку и анализ результатов в темпе
испытания. Типовая схема АСНИ ГТД представлена на рис. 11.3. При
испытании ГТД число измеренных параметров на одном режиме
работы достигает нескольких сотен [3]. Измеряемые параметры
при снятии характеристик двигателя изменяются в весьма
широких диапазонах, что существенно повышает уровень требований к

J"
Математическая модель ГТД
Программное оформление
модели
Расчетная оценка
параметров ГТД
fr+Ne,Gm,Gs,T-..
Погрешности
параметров
характеристик
элементов у;
Уточнение
характеристик
элементов и влияния на
них
эксплуатационных факторов
Математическая
модель стенда
Статистическое
согласование
Информация от работающего двигателя
Режимные параметры
Сравнение
Цифровой код Электрический сигнал
Технические средства
АСНИ ГТД

ДАТЧИКИ
4
Физические
переменные
Механические
перемещения
Управляющий
ГТД

Исполнительный
механизм
Пульт
управления
Оценка результатов
прямых измерений
W ->р, 7Гт.я,...
Косвенное определение
основных параметров
Метрологические
характеристики систем
измерений у,
Принятие решений:
• о дальнейшем направлении
доводки элементов и двигателя;
• об оптимизации отладки
регулирующих элементов,
необходимости переработки;
• о техническом состоянии ГТД
в эксплуатации;
• о корректировке производства
Рис. 11.3. Типовая схема АСНИ ГТД и укрупненный алгоритм обработки и анализа э
кспериментальной информации с использованием математической модели двигателя
и программы ее согласования с результатами испытаний

ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ АСНИ 459
первичным преобразователям. Большинство параметров
измеряется многократно, поэтому даже на одном режиме работы двигателя
выполняются тысячи измерений.
Сигналы от датчиков в определенные моменты времени,
задаваемые устройством их опроса (мультиплексором), поступают на
вход преобразователя «сигнал - код». Он формирует значения
измеренных датчиками физических величин в виде цифровых кодов,
готовых к обработке на ЭВМ.
Непосредственно после окончания измерения эти данные,
сгруппированные в блоки, поступают в ЭВМ на обработку в темпе
испытания.
Результаты обработки передаются на устройства отображения
информации, находящиеся на пульте стенда, так что руководитель
испытания в зависимости от получаемых результатов может
принять обоснованное решение о ходе дальнейшего выполнения
программы эксперимента.
Автоматизированные испытания ГТД имеют ряд
особенностей по сравнению с испытаниями, рассчитанными на ручные
методы регистрации параметров по результатам визуальных
наблюдений, приведенных ниже [6].
1. Существенная неопределенность результата однократного
измерения параметров, количественная мера которой,
определяемая по результатам многократных измерений в виде оценки
дисперсии совокупности измерений, может существенно превышать
аналогичный результат, получаемый визуальными наблюдениями,
особенно для параметров с сильно выраженным процессом
флуктуации (случайным отклонениям значений физических величин от
их математического ожидания). Причиной этого является то, что
при визуальном наблюдении однократной регистрации
подвергается по существу некоторое осредненное значение параметра.
Поэтому автоматизированные системы испытаний обычно
основываются на непрерывных интегральных методах оценки или
дискретной многократной регистрации параметров.
2. Возможность более точной оценки средних значений
параметров по результатам многократных измерений, а также возмож-

460 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
ность учета большого числа факторов, влияющих на точность
оценки.
3. Целесообразность ориентации на автоматическую
реализацию возможно большего числа задач автоматизации и
выполняемых автоматизированной системой функций с целью исключения
субъективных факторов из процесса оценки и регулировки
характеристик ГТД.
4. Возрастающая необходимость типизации элементов
системы и модульного ее построения ввиду быстрой смены объектов
испытаний. Это относится как к техническим средствам, так и к
математическому и программному обеспечению.
5. Целесообразность четкой увязки результатов стендовых
испытаний с процессом контроля ГТД на стадии эксплуатации.
Такая увязка предполагает необходимость прогнозирования
характеристик ГТД в эксплуатации по данным стендовых испытаний,
которое возможно на основе применения математической модели,
учитывающей все значимые факторы влияния.
Управление автоматизированными испытаниями
основывается на современной методологии научных исследований,
заключающейся в последовательном выполнении трех этапов [3]:
разработка модели, формулировка алгоритма, составление программы..
При управлении испытаниями особенно важно автоматизировать
процессы, выполняемые наиболее часто, например смену режимов
работы ГТД. При приемосдаточных испытаниях двигатель
переводится с режима на режим около 150 раз, при эквивалентно-
циклических - режимы изменяются 700 раз. На другой режим
работы двигатель и стенд переводятся в зависимости от
управляющих сигналов из преобразователя «код - сигнал». На его вход
поступают цифровые коды от управляющей испытаниями
программы, которые она вырабатывает на основе анализа текущих
измерений, исполнения алгоритма процесса испытания, применения
математической модели ГТД и стенда, а также цифровой (и
текстовой) информации из банка данных.
Проведение эксперимента при автоматизированных
испытаниях характеризуется тем, что время работы ГТД на одном режиме
в большей мере определяется инерциями двигателя различного

МЕТОДЫ ИДЕНТИФИКАЦИИ 461
вида, а не возможностями измерительно-вычислительного
комплекса (например, в плане «быстродействия» - затрачивая на
измерение от долей до нескольких десятков секунд). Минимально
необходимое время работы ГТД на одном режиме лимитируется
суммой времени, необходимого для перевода РУД в новое
положение и для установки теплового, механического,
газодинамического и другого равновесия. Все это должно учитываться при
составлении программ, реализующих алгоритм работы системы.
От начала проектирования ГТД до сдачи его в серийное
производство и далее в эксплуатацию вместе с двигателем
совершенствуется его математическая модель. Проверка ее адекватности
проводится по результатам испытаний двигателя, используя
специальный метод согласования математической модели с
результатами экспериментов (см. рис. 11.3). К началу испытаний двигателя
имеется исходная математическая модель [7], в которой
использованы характеристики элементов, полученные экспериментальным
или расчетным методом. Эти характеристики известны с
определенной точностью. Вместе с тем при испытаниях двигателя все
величины определяются с некоторыми погрешностями,
зависящими от метрологических характеристик систем измерений,
количества датчиков, степени неравномерности потока в контрольных
сечениях, а также от числа измерений на конкретном режиме.
Поэтому при согласовании математической модели ГТД важен и
обратный процесс - эффективное использование математической
модели ГТД при анализе результатов его испытаний [8]. Это
означает, что взаимное проникновение САПР и АСНИ способствует
сокращению цикла разработки двигателя, повышает достоверность
и надежность экспериментальной доводки двигателя, а также
качество выпускаемых серийных двигателей, улучшает их
эксплуатационные характеристики.
11.6. МЕТОДЫ ВДЕНТИФИКАЦИИ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ
МОДЕЛИ ДВИГАТЕЛЯ ПО ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫМ
ДАННЫМ
Известны два пути повышения точности математических
моделей [9]: 1) более тщательное исследование и математическое

462 Глава И. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
описание всех особенностей рабочего процесса в изделии, такой
подход используется при уточнении существующих методик. Чем
совершеннее методика, тем труднее дается дальнейшее
повышение точности; 2) идентификация математической модели по
результатам испытаний.
Идентификация математической модели ГТД заключается в
увязке между собой расчетных и измеренных параметров за счет
изменения наименее достоверных параметров модели. Для
моделей двигателей это обычно коэффициенты потерь в различных
элементах, некоторые геометрические характеристики, поправки к
коэффициентам эмпирических формул [9]. Обычно испытания
двигателя проводят на различных режимах с измерением
возможно большего количества параметров. На этих же режимах
производят расчет по модели. Разница между экспериментальными и
расчетными значениями параметра называют невязкой.
При этом наиболее часто рассматривают модели 0-го уровня
сложности, представляющие собой зависимости выходных
параметров двигателя от внешних условий и режима работы и более
сложные модели 1-го уровня сложности, которые представляют
собой комплекс параметров узлов двигателя, связанных
уравнениями сохранения энергии, теплового баланса, баланса мощности,
неразрывности потока, баланса давлений, т.е. уравнениями,
описывающими рабочий процесс ГТД. Рассмотрим особенности
идентификации этих моделей.
Подход к идентификации математической модели 0-го уровня
сложности представим на примере дроссельной характеристики
ГТД. В качестве функции, описывающей характеристики ГТД, в
частности дроссельные, принято использовать полином степени не
выше четвертой:
Nl=aQ+axn + ... + amn?9 (11.9)

МЕТОДЫ ИДЕНТИФИКАЦИИ 463
где Ni - оценка параметра двигателя, определенная по
математической модели; т - степень полинома, т = 1, ..., 4.
Идентификация математической модели (11.9) заключается в
определении таких коэффициентов полинома a, (/ = 1, ..., т\ при
которых оценка параметра Nt наилучшим способом согласуется с
экспериментальными значениями параметра Nh Классическим
методом идентификации модели (11.9) является метод наименьших
квадратов. В соответствии с этим методом коэффициенты а, в
(11.9) выбираются таким образом, чтобы выполнялось условие
(11.10)
где к - количество экспериментальных точек.
Подставим (11. 10) в (11.9) и получим
(11.11)
Для того чтобы найти значения а„ / = 0, т, удовлетворяющие
функции цели (11.11), необходимо по каждому коэффициенту а;
определить частные производные и приравнять их нулю. В
результате получим систему уравнений, состоящую из т +1 уравнений с
т + 1 неизвестными значениями коэффициентов at:
Решив ее любым известным способом, получим значения
коэффициентов а„ удовлетворяющих функции цели.

464 ГлаваИ. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
Мерой соответствия математической модели 0-го уровня
сложности экспериментальным данным может служить остаточная
дисперсия
к-m-l
Выбор степени полинома т осуществляется исходя из
визуального анализа зависимостей характеристик, а также на основе
статистических критериев, например, критерия Фишера (для этого
степень полинома постепенно увеличивают, начиная с первой,
вычисляя для каждого остаточную дисперсию Sm).
Согласно критерию Фишера увеличить степень полинома с т
до т + 1 целесообразно в том случае, если
—nj- > F,_a (к - т -1, к - т - 2),
где F\-a (к - т - 1, к - т - 2) - табличное значение критерия
Фишера; a - уровень значимости (а =1- р)\ р - доверительная
вероятность.
Среди проблем идентификации математической модели 1-го
уровня обычно указывают на проблемы связанные с малым
количеством экспериментальных точек, получаемых при определении
характеристик ГТД и - появление грубых ошибок измерений.
При малом количестве экспериментальных точек (к = 5...8)
наличие грубой ошибки (выброса) хотя бы в одной из них
приводит к значительному искажению результатов, полученных
методом наименьших квадратов. Решить данную проблему помогает
применение робастных, т.е. устойчивых к грубым ошибкам
методов оценивания. К ним относятся:
метод наименьших модулей с функцией цели

МЕТОДЫ ИДЕНТИФИКАЦИИ
465
Ni - N —> min ;
метод Форсайта с функцией цели
/=г
in, где1<г<2;
метод Хубера с функцией цели
(НЛЗ)
(11.14)
(11.15)
где f(ni-N1)-<
(NrNtf при
Ns-Nt
при
N.-N,
Nt-N,
* д;
q - интервал действия квадратичной функции.
Если отклонение экспериментальной точки от точки,
определенной по математической модели, меньше заданной величины q9
то это отклонение участвует в целевой функции возведенным в
квадрат, но если оно больше величины q, то в целевой функции
участвует модуль этого отклонения.
Однако метод Хубера не позволяет получить адекватные
результаты, если грубая ошибка имеется в крайней
экспериментальной точке. В этом случае целесообразно проводить
идентификацию с ориентацией на известную априорную информацию о
рассматриваемой характеристике двигателя.
Для этого можно воспользоваться следующей функцией цели:
mm,
(11.16)
У=1

466 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
где F \Nj -NjJ- функция Хубера; q мод - коэффициенты полинома,
характеризующего априорную зависимость, его степень равна
степени полинома исходной модели; а - коэффициент регуляризации.
Величина коэффициента а учитывает степень использования
априорной информации: а = 0 - априорная информация
игнорируется; а = оо - игнорируются экспериментальные данные.
Величина а выбирается таким образом, чтобы остаточная
дисперсия
к — m-l
соответствовала известной погрешности измерения параметра Nh
т.е. ^jSl «ДЛ^./З, где ДЭД - предельная погрешность измерения
параметра N.
Использование данной функции цели позволяет получить
адекватные экспериментальные характеристики даже в случае грубой
ошибки в крайней экспериментальной точке.
Однако в случае отсутствия выбросов, т.е. когда ошибки
измерения подчиняются нормальному закону распределения, метод
Хубера дает погрешность идентификации примерно в 1,5 раза
больше, чем метод наименьших квадратов. Поэтому
целесообразно применять двухступенчатую схему идентификации
математической модели 1-го уровня сложности:
вначале применяется метод Хубера с регуляризацией;
затем используется метод наименьших квадратов.
Задача идентификации математической модели 1-го уровня
сложности заключается в определении по возможности более
достоверных и точных оценок параметров характеристик узлов у
данного экземпляра двигателя по результатам его испытаний.
Исходной информацией являются измеренные параметры двигателя Nt.
Результаты идентификации - параметры характеристик узлов 9.

МЕТОДЫ ИДЕНТИФИКАЦИИ 467
Для решения этой задачи чаще используют линейные
математические модели 1-го уровня сложности. Тогда при заданных
внешних условиях и режиме работы двигателя модель двигателя
может быть представлена следующим образом:
H8Bn = &Nk, (11.17)
тт I-.-. 8Л/.
где Н - матрица размером к х п коэффициентов влияния —-;
8Э„ - вектор-столбец относительных отклонений параметров
характеристик узлов 86/, / = 1, п; 5N/c - вектор-столбец
относительных отклонений выходных параметров двигателя 8Nj9j = 1, к .
Такая запись представляет собой системы линейных
уравнений, связывающих отклонения параметров характеристик узлов 86,
с отклонениями параметров двигателя SNj.
При идентификации такой линейной математической модели
по результатам испытания двигателя независимыми переменными
в системе линейных уравнений являются относительные
отклонения параметров двигателя:
где Щ „зм - измеренное значение параметров двигателя; Njp-
расчетное по модели значение параметра; к - количество измеренных
параметров.
Зависимыми переменными, которые необходимо определить в
процессе идентификации, являются относительные отклонения
параметров характеристик узлов
е -е
89,= ^100%, i = l, л,
где 0; - действительное значение параметра характеристики узла;
6/ р - расчетное значение параметра характеристики узла; п -
количество определяемых параметров характеристик узлов.

468 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
Зная 0; р и определив в процессе идентификации величину 50„
можно вычислить действительное значение параметра
характеристики узла 0,. Для этого необходимо решение системы линейных
уравнений, в которой количество неизвестных - число параметров
характеристик узлов п. Возможны три варианта соотношения
между кип: к=п; к>п\ к<п.
Для каждого из этих вариантов существуют математические
методы определения 50,.
В случае к = п линейная модель представляет собой
замкнутую систему уравнений, решение которой при полученных по
результатам испытаний двигателя значениях 5Nj позволяет
определить искомые величины 50„ используя для этого метод
диагностических матриц.
Для уменьшения влияния отдельных ошибок измерений на
результат идентификации используют увеличение количества
измеряемых параметров двигателя относительно числа оцениваемых
параметров характеристик узлов. В этом случае оказывается, что
п < к. В связи с наличием случайных ошибок измерения
параметров двигателя невозможно найти решения, точно
удовлетворяющие каждому уравнению системы (11.17). Поэтому модель
двигателя принимает вид
НЬд„ + Ак = Шь (11.18)
где Ак - вектор-столбец невязок в уравнениях модели.
Величинам невязок можно придать физический смысл. Их
можно считать равными ошибками измерений. Согласно методу
наименьших квадратов в качестве решения системы уравнений
(11.18) принимаются такие оценки 50„ которые обеспечивают
выполнение условия
£у2Д2,-ишп, (11.19)
J=\

МЕТОДЫ ИДЕНТИФИКАЦИИ 469
где у7 = \&zNj У - коэффициенты веса, обратно пропорциональные
погрешностям измерений соответствующих параметров двигателя.
Коэффициенты веса вводятся для учета неравноточности
измерений различных параметров двигателя. Чем больше
погрешность измерения данного параметра, тем меньше его вес и,
следовательно, тем большая невязка допускается в соответствующем
уравнении модели.
Однако только измерительной информации в выходных
параметрах двигателя оказывается недостаточно для достоверной и
точной оценки параметров характеристик узлов. Для повышения
достоверности и точности оценок при идентификации кроме
измерительной информации необходимо привлекать различную
дополнительную информацию. Широко известен «метод уравнивания»,
разработанный в ЦИАМ Е.М. Тараном и В.О. Боровиком, который
реализует указанный подход. Согласно этому методу система
уравнений модели двигателя решается при условия, что
;2» (11.20)
J=\ /=1
где у, = a(Q,y] - коэффициент веса, обратно пропорциональный
заранее заданной величине возможного среднего квадратичного
отклонения параметра характеристики узла от своего расчетного
значения. Этот метод использует следующую дополнительную
информацию:
наиболее вероятные значения отклонений параметров
характеристик узлов;
средние квадратичные отклонения параметров характеристик
узлов.
Задание в функции цели требований к получаемым оценкам
параметров характеристик узлов позволяет получить решения
даже в случае п > к. Однако при недостаточной полноте
дополнительной информации и при неточном ее использовании получае-

470 Глава 11. СЕРТИФИКАЦИЯ И ИСПЫТАНИЯ
мые с помощью метода результаты оказываются не всегда
надежными.
Согласно методу регуляризации [10] система уравнений,
описывающих модель, решается при условии
min, (11.21)
где F - функция Хубера; 69° - априорная оценка отклонения
параметра характеристики узла; а - коэффициент регуляризации.
Этот метод позволяет изменить степень учета дополнительной
информации об искомых характеристиках узлов. При а = 0
дополнительная информация о параметрах характеристик узлов не
учитывается, и решение системы опирается только на
экспериментальную информацию о выходных параметрах двигателя. При
а = оо не учитывается экспериментальная информация и решение
системы опирается только на дополнительную информацию об
искомых параметрах характеристик узлов. Данный метод при
идентификации математической модели учитывает самую
разнообразную информацию. Он позволяет получить оценки
параметров характеристик узлов, согласованные не только с результатами
измерений параметров двигателя, но и с различной априорной
информацией о возможных значениях параметров характеристик
узлов. Этот метод может быть применен при любом соотношении
между к и п.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Черкез А.Я. Инженерные расчеты газотурбинных
двигателей методом малых отклонений. М.: Машиностроение, 1975. 380 с.
2. Леонтьев В.Н., Сиротин С.А., Теверовский A.M.
Испытания авиационных двигателей и их агрегатов. М.:
Машиностроение, 1976.216 с.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 471
3. Испытания воздушно-реактивных двигателей / А.Я.
Черкез, И.И. Онищик, Е.Н. Таран и др. М.: Машиностроение, 1992.
304 с.
4. Авиационные правила. Ч. 33. Нормы летной годности
двигателей воздушных судов. М.: Межгосуд. авиац. комитет, 1994.46 с.
5. Транспортные машины с газотурбинными двигателями /
Н.С. Попов, СП. Изотов, В.В. Антонов и др. Л.: Машиностроение,
1987.259 с.
6. Обработка и анализ информации при автоматизированных
испытаниях ГТД / Р.И. Адгамов, В.О. Боровик, СВ. Дмитриев и
др. М.: Машиностроение, 1987. 216 с.
7. Литвинов Ю.А., Боровик В.О. Характеристики и
эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей.
М.: Машиностроение, 1979. 288 с.
8. Боровик В.О. Методы испытаний и доводка ГТД /
Испытания авиационных двигателей: Межвуз. научн. сб. № 15. Уфа.
С. 7-13.
9. Тунаков А.П. Методы оптимизации при доводке и
проектировании газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1979.
184 с.
10. Бочкарев С.К., Дмитриев А.Я., Кулагин В.В. и др. Опыт
и проблемы компьютерного термогазодинамического анализа
результатов испытаний газотурбинных двигателей сложных схем //
Изв. вузов. Авиационная техника. 1993. № 2. С 68-70.

Глава 12
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ВЕРТОЛЕТОВ
12Л- НАЗНАЧЕНИЕ И ТИПЫ
Особым классом двигателей, используемых на ЛА различного
назначения, являются вспомогательные газотурбинные двигатели
(ВГТД), обеспечивающие автономность эксплуатации ЛА и его
энергообеспечение как при наземном обслуживании и в полете, а
также в аварийных ситуациях. Вспомогательный ГТД является
типичным газотурбинным двигателем со всеми его системами -
автоматического регулирования, топливопитания, контроля,
диагностики, запуска, электрической, топливной, масляной и др. Как и
маршевый двигатель, ВГТД характеризуется мощностью, удельным
расходом топлива, массой, ресурсом и другими показателями [1].
ВГТД обеспечивают запуск маршевых двигателей, снабжение
борта электрической и механической энергией,
кондиционирование салонов и кабин ЛА. Его применение особенно важно для
вертолетов, так как их эксплуатация во многих случаях происходит с
неподготовленных взлетно-посадочных площадок, на которых
отсутствуют аэродромные штатные воздушная и электрическая
системы.
В зависимости от типа и класса ЛА (самолет или вертолет)
мощность ВГТД, соотношение отдельных видов энергии и
продолжительность работы существенно отличаются. ВГТД
устанавливают в специальном отсеке вспомогательной СУ, в котором
существуют воздухозаборное устройство, система крепления двига-

НАЗНАЧЕНИЕ И ТИПЫ
473
теля, выхлопное устройство, системы запуска, топливопитания и
пожаротушения.
Размерность ВГТД определяется его эквивалентной
мощностью, равной сумме мощностей при расширении отбираемого
сжатого воздуха с КПД равным 1 от номинального давления,
создаваемого вспомогательным ГТД, до атмосферного давления, а
также электрической и механической мощностью (в зависимости от
наличия одной из этих компонент).
В соответствии с существующими нормативными
документами ВГТД в зависимости от располагаемой эквивалентной
мощности N3 условно разделены на пять типоразмеров (Т-Р, рис. 12.1) [2].
Такое разделение не является абсолютно точным, так как
реальные ВГТД могут иметь эквивалентную мощность несколько
большую или меньшую относительно номинала типоразмера (на
20...30 %). Каждый из этих типоразмеров ВГТД устанавливается
на свой, соответствующий его основным показателям, тип ЛА.
,кг/с
ч
II-
III
IV
Назначение: обеспечение сжатым
воздухом, электроэнергией,
механической мощностью
О 100
200
300
Т-Р
0
I
II
III
IV
кВт
50
100
250
450
700
Применение
Легкие самолеты и вертолеты
Региональные самолеты,
средние вертолеты
Ближнемагистральные
самолеты, тяжелые вертолеты
Магистральные самолеты
Аэробусы
Рис. 12.1. Типоразмеры вспомогательных ГТД:
Got6 - отбор сжатого воздуха; лпасс - число пассажиров на ЛА

474
Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
В середине 80-х годов для ВГТД всех типоразмеров
разработаны нормы технического уровня, которые устанавливали
основные их показатели (удельный расход топлива, удельную массу,
показатели надежности и ресурса и др.) на 1990 - 2000 гг.
(рис. 12.2). Прогноз технического уровня вспомогательных ГТД
оказался очень полезным, так как предопределил возможные
параметры и данные перспективных двигателей. Сравнение
прогнозируемых параметров и данных с фактически полученными
результатами на новых двигателях показало их хорошую сходимость.
Для подавляющего большинства отечественных и зарубежных
вертолетов характерно использование ВГТД типоразмеров 0 и I,
так как габариты вертолетов и мощность маршевых двигателей
легких и средних вертолетов 300...2500 кВт (каждого) и мощности
вспомогательного двигателя достаточно для функционирования
вертолета. Только для тяжелых вертолетов типа Ми-26, на
которых применяются мощные маршевые ГТД Д-136 мощностью
более 8000 кВт, используются ВГТД типоразмера II.
п, кг/(кВт-ч)
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
Удв>
кг/кВт
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0 200 400 600 800 1000 N3, кВт ' 0 200 400 600 800 1000 Д^ кВт
вгт
V,
\
Д*&^
д
ргтд
2020?
^ОООг.
■ —
_2010
мгтд
.ВГТД
Г^чх
^_ ^ v
2000г
-—■
"2О2Г
^2010
—— ,.
мгтд
Рис. 12.2. Удельные показатели ВГТД

СХЕМЫ ВГТД
475
12,2. СХЕМЫ ВГТД
Вспомогательные ГТД конструктивно выполняются по
нескольким различным схемам (рис. 12.3). В основном для ВГТД
вертолетов используются следующие основные схемы:
1) одновальный с отбором воздуха за общим компрессором,
работающий при постоянной физической частоте вращения ротора
(ввиду необходимости привода генератора переменного тока),
типоразмеров 0 и I. В двигателе такой схемы воздух через входное
устройство поступает к компрессору, обычно центробежному,
после него разделяется на две части: одна часть направляется на
обеспечение функционирования вертолета (кондиционирования
кабины и салона и запуск маршевых двигателей в случае
использования на них воздушных турбостартеров), а другая - в камеру
сгорания, а затем расширяется в турбине, обычно радиальной, а
отработавший газ выпускается через выходное устройство.
Мощность, развиваемая турбиной, расходуется на привод компрессора
Общий
компрессор
Приводной
компрессор
Общий
двухкаскадный
компрессор
пи ^ в
T
0
•
и п о р а
I
•
II
•
о
3 M
III
о
о
•
e p
IV
о
о
о
Рис. 12.3. Схемы ВГТД

476 Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
и электрогенератора. Кроме того, во всех случаях с вала турбины
отбирается механическая мощность на привод агрегатов
двигателя. Электрогенератор ВГТД обеспечивает вертолет
электроэнергией для наземной проверки пилотажно-навигационной и других
систем вертолета;
2) одновальный с отбором воздуха от служебного
компрессора (дополнительного или приводного), приводимого от общей
турбины, также работающий при постоянной физической частоте
вращения ротора, типоразмеров I и П. Воздух через общее входное
устройство поступает к основному и служебному компрессорам.
Воздух, сжатый в служебном компрессоре, используется для
функционирования вертолета (кондиционирования кабины и
салона, запуск маршевых двигателей). Воздух от основного
компрессора работает по обычному термодинамическому циклу ГТД (в
камере сгорания, турбине и выходном устройстве). Мощность,
развиваемая турбиной, расходуется на привод основного и
служебного компрессоров, электрогенератора и агрегатов;
3) двухвальный с отбором воздуха от служебного
компрессора, приводимого отдельной турбиной (силовой), типоразмеров III
и IV. Для вертолетов практически не применяются.
Для ВГТД, выполненных по первой схеме cN3< 100... 120 кВт,
степень повышения давления в цикле определяется заданным
давлением отбираемого воздуха, которое у ВГТД обычно не
превышает 300...400 кПа, а температура газа перед турбиной составляет
1100...1200 К. При таких невысоких параметрах
термодинамического цикла топливная экономичность двигателя невысокая, Судэ =
= 0,55...0,6 кг/(кВтч). Основными требованиями при этом
являются простота конструкции, компактность, малая масса, высокие
показатели надежности и ресурса, а топливная экономичность не
является определяющим критерием.
Для ВГТД, выполненных по второй схеме с N3 > 250 кВт,
характерны более высокие параметры термодинамического цикла,
так как такая схема позволяет выбирать параметры цикла
газогенератора независимо от параметров отбора сжатого воздуха.
Современные двигатели, выполненные по этой схеме, имеют
удельный расход топлива Судэ = 0,45...0,5 кг/(кВтч).

СХЕМЫ ВГТД
477
Третью схему применяют реже (на супермощных ВГТД типа
ВСУ-10 cN3 = 670 кВт для БМС Ил-86 и ДМС Ил-96 или
зарубежного PW901A cN3=l 136 кВт для самолета Боинг-747-400).
В начале 60-х годов в нашей стране были созданы ВГТД
типоразмеров 0,1 и II: АИ-9, ТА-6 и ТА-8 и их модификации (рис. 12.4),
—
Основные
параметры
Параметры
отбора
Направление
модернизации
W3=128kBt;
СудЭ—
= 1,09кг/(кВт-ч);
у= 1,44 кг/кВт (без
генерации);
Я = 5000 м;
Ресурс = 2000 ч :
: 8000 зап;
Габаритные
размеры 705 *
х 700 х 1370 мм
= 0,8 кг/с;
= 10 кВт;
Рат6 =
= 333 кПа;
(б/о возд);
Готб = 583К
Форсирование по параметрам отбора для
самолета Ту-134М с двигателем Д-436
(увеличение NB03a на 25...30 %, снижение
Се на 14... 18%).
Увеличение назначенного ресурса до 4000 ч /
10 000 зап за счет доработки в
модификации ТА-8М:
компрессора К-8Ф с ВГТД ТА-8К;
модифицированной камеры сгорания с
ТА-8К (с уменьшением
неравномерности Тг*);
кованого колеса турбины (совместно с
ВСА) из ЭИ-975ИД.
Эффект: эксплуатация Ту-134М в течение
назначенного ресурса без выпуска новых
двигателей
Рис. 12.4. Вспомогательный ГТД ТА-8

478
Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
а в конце 70-х годов ВГТД типоразмеров III и IV: ТА-12 и ВСУ-10.
Это были ВГТД первого поколения, имеющие невысокие
параметры термодинамического цикла, ресурса и данные систем,
характерные для своего времени (прежде всего гидромеханические
САУ, отсутствие модульности конструкции и эксплуатации по
техническому состоянию и др.). Тем не менее, эти ВГТД и их
модификации продолжают успешно эксплуатироваться на вертолетах Ми-
8, Ми-17, Ми-24, Ка-29, Ка-32, Ка-50, Ка-52, Ми-26 и др., а также
самолетах, в связи с чем приобретают актуальность вопросы
модернизации существующего парка ВГТД.
На рис. 12.5 представлены основные данные отечественных
ВГТД по удельному расходу топлива Суд э и удельной массе удв, а
также по параметрам отбираемого воздуха /?0Тб и G0T6 в
зависимости от уровня развиваемой эквивалентной мощности. Анализ этих
данных показывает, следующее.
СуДЭ,кг/(кВт-ч)
Gprfr кг/с
600 N3, кВт
600 N3, кВт
Рис. 12.5. Сравнение параметров отечественных
и зарубежных ВГТД:
А - лучшие зарубежные ВГТД; • - серийные отечественные;
о - проекты отечественных ВГТД

СХЕМЫ ВГТД 479
1. Серийные двигатели первого поколения, заметно (на 25...
30 %) уступают по экономичности и еще больше (на 30...40 %) по
удельной массе современным ВГТД.
2. Отечественные ВГТД второго поколения по удельным
показателям в основном соответствуют требованиям норм
технического уровня (НТУ) 1990-2000 гг. за исключением весовых
показателей ввиду относительно большой массы навесных агрегатов.
Номенклатура агрегатов, устанавливаемых на коробке приводов
маршевого или ВГТД, практически одинаковая, однако
уменьшение размерности двигателя не сопровождается пропорциональным
уменьшением размерности агрегатов, в связи с чем доля по массе
агрегатов ВГТД существенно превышает аналогичную долю в
маршевых двигателях.
3. Рабочий диапазон высот запуска и работы отечественных
ВГТД меньше чем зарубежных. Для зарубежных он достигает
12,5... 13 км, отечественные в основном имеют высотность запуска
4...7,9 км. Практически для ВГТД, устанавливаемых на вертолетах,
требуется высотность запуска равная высоте аэродрома
базирования, и только в некоторых случаях для военных вертолетов
существуют требования по обеспечению аварийного запуска в полете.
Для военных вертолетов специального назначения существует
также требование работы ВГТД продолжительностью всего
времени полета для функционирования обычных систем вертолета и
специального оборудования.
4. По показателям надежности и безотказности (времени
наработки ГдСД до досрочного съема двигателя с ЛА, времени
наработки Тс до планового съема двигателя с ЛА) ВГТД первого
поколения на 30...50 % уступают современным аналогам.
Сравнение зарубежных ВГТД с отечественными по
показателям долговечности затруднено вследствие разных систем
эксплуатации (по назначенному ресурсу или техническому состоянию,
вторая из которых требует наличия развитой системы диагностики).
5. Отечественные ВГТД уступают зарубежным по уровню
эксплуатационной технологичности.
В связи с этим возникла необходимость разработки новых
перспективных ВГТД второго поколения для отечественной авиа-

480 Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
ции, удовлетворяющих нормам технического уровня. Отсюда
следуют первоочередные задачи, которые необходимо решать при
создании таких двигателей, при этом возникла потребность в
создании ВГТД типоразмера 0 для легких самолетов, учебно-
тренировочных вертолетов и легких вертолетов на два-четыре
пассажира. Такой типоразмер ранее не был предусмотрен в планах
развития авиационной техники, хотя и существовал в типоразмер-
ном ряду.
12.3. ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Хотя за последние двадцать лет был достигнут значительный
прогресс в развитии двигателей, входящих в состав основных СУ,
на совершенствовании ВГТД это сказалось незначительно.
Объясняется это следующими причинами: методы улучшения
полноразмерных двигателей не всегда приемлемы для малоразмерных
двигателей; совершенствование ВГТД не должно приводить к
значительному усложнению их конструкции и увеличению стоимости,
вместе с тем оно затруднено и в силу определенной
консервативности технических требований.
С точки зрения системного анализа подход к рассмотрению
ВГТД как элемента сложной системы определяет в качестве
критериев оценки показатели эффективности ЛА. Вместе с тем
нетранспортное назначение ВГТД позволяет остановиться на
критериях Мсу+т и ^жц, как основных критериях при оптимизации их
параметров.
Стоимость жизненного цикла (суммарные стоимостные
затраты) ВГТД
*$жц = С^ам + >4обс + >4ГСМ) Тш + Окап. (12.1)
Для сравнительного анализа экономического совершенства
альтернативных вариантов ВГТД одинакового назначения, стой-

ВЫ1Ю1' ПАРАМЕТРОМ 'INI
мость обслуживания которых сопоставимм, можно ikiiojii.tomtih
суммарные расходы на изготовление и на топливо, расходуемое и\
амортизационный ресурс:
Suu + m = S№ + Sm. (12.2)
Рассмотренные критерии могут быть использованы, как для
сравнительной оценки эффективности ВГТД, так и для
оптимизации параметров рабочего процесса.
Оптимизация параметров комбинированных ВГТД.
Комбинированные ВГТД обеспечивают мощность на выводном валу
Ne, расход отбираемого воздуха Got6 при давлении рт& и
температуре Готб. При оптимизации такого двигателя заданные величины
этих параметров могут рассматриваться как ограничения.
Из трех параметров рабочего процесса комбинированного
ВГТД (л*, Т*, G =Got6/Gb ) независимыми переменными в
выражениях целевых функций А и S^ можно принять два, так как
третий параметр может быть выражен на основе заданных
технических условий через два других, например: Гг* =/(ti*,G, Ne9
GOt6> Л*> Лк)- Тогда оптимальные значения л* и G получаются
путем решения системы уравнений:
(12.3)
0;
дп'к dG
к
где Y- критерий оценки эффективности {А, Зжи} и др.
Полученное выражение для оптимальной степени повышения
давления комбинированного ВГТД для критерия S^ выглядит
следующим образом:

482 Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
Пко»={ гь J '
где величины Ь, с, d определяются исходными проектными
данными ВГТД (Ne39 Gore, Гам, v, r\\, ц*к, г|г, а), например:
где
«5(v-
«5 =
(12.7)
а6= "°/ ; (12.10)
(12.11)

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ 483
Оптимальная степень отбора воздуха по критерию 5W
определяется выражением
GOT6opt = -г— , (12.12)
A0Aj
где Xq, X\ являются другими функциями тех же исходных данных.
Оптимизация параметров приводного ВГТД. Такой ВГТД
предназначен только для получения мощности Ne. Как и для
случая комбинированных ВГТД получено аналитическое решение для
оставшегося одного параметра рабочего процесса
где величины В, С, D зависят как и в случае (12.4) от г|к пол, г|т ст,
Т*, г|м и других исходных данных.
Приняв в выражении (12.1) Там = 1 и Smn = 0, получим
зависимость оптимальной степени повышения давления в компрессоре
по критерию А (стоимость 1 ч эксплуатации). Аналогично можно
получить выражение для rc*opt по критерию МСу + т.
На рис. 12.6 представлены расчетные области оптимальных
значений rc*opt по критериям А и МСу + т в зависимости от
температуры газа Т*. На полученные области оптимальных параметров
нанесены выбранные при проектировании значения як у
созданных приводных ВГТД. Результаты этого сопоставления
показывают, что более половины рассмотренных ВГТД с одноступенчатым
центробежным компрессором не реализуют оптимальных
значений, так как большинство созданных центробежных компрессоров
не обеспечивает я Kopt >3...4.

484
Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
900
1100
1300 1500 Г*,К
Рис. 12.6. Расчетные области оптимальных значений 7iKopt
приводных ВСУ при уохл, цг =/(Гг) и их сопоставление с
параметрами созданных ВГТД:
1 - Артуст-520; 2 - IS/60; 3 - 2S/150; 4 - Мартон; 5 - JS/90/60;
6-GTP-30; 7-T62T;£-GTP-36;9-GTCP-70; /0-TS12O; /7-WR97C;
/2-GT-15; /5-Т-16; /4-MAPC-l; /5-SR-l; /5-B-1; /7-520-1;
18 - 520-2; 19 - Артуст; 20 - 141-13; - границы области по А
(Ау = 1 %); границы области по МСу+т (Ау = 1 %)
Расширение возможностей компрессора по степени
повышения давления приводит к выбору значений я*, близких к наиболее
оптимальным по критериям А и Мсу + т (двигатели 70, 77, 75, 20).
Анализ результатов этого сопоставления указывает таким образом
пути совершенствования рабочего процесса приводных ВГТД при
системном подходе к их созданию.
12.4. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВГТД РАЗЛИЧНЫХ СХЕМ.
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
В нашей стране основным разработчиком ВГТД является
ОАО НПП «Аэросила», которым ранее были разработаны ВГТД
ТА-6, ТА-8 и ТА-12 и их модификации, а в последние годы - ТА-14
типоразмера I (N3 & 117 кВт, рис. 12.7). Этот ВГТД предназначен

ХАРАКТЕРИСТИКИ
485
для средних вертолетов типа Ми-8ГМ и В-60 и легких учебно-
тренировочных самолетов типа Як-130. Двигатель характеризуется
традиционной схемой и современными параметрами (G^ = 0,55 кг/с,
/>отб = 365 кПа, отбираемой электрической мощностью N3Jl <
< 30 кВт и высотой работы до 8000 м), он рассчитан на ресурс
12 000 ч/15 000 запусков. В 2001 г. двигатель ТА-14 получил
сертификат летной годности.
Следует отметить, что в системах воздухоподвода и
кондиционирования отечественных самолетов и вертолетов давление
сжатого воздуха больше чем у зарубежных, что в определенной
мере предопределяет параметры и габариты отечественных ВГТД.
В НПП «Аэросила» завершены работы по созданию двигателя
ТА 18-100 cN3 = 264 кВт типоразмера II и начаты работы по
созданию ВГТД типоразмера 0 с N3KB < 50 кВт.
Рис. 12.7. Вспомогательный ГТД ТА-14

486
Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
Вертолеты
200
400
600
800
1000
1200 Ny кВт
Рис. 12.8. ВГТД фирмы Honeywell
Номенклатурный ряд ВГТД западных фирм состоит из
большего количества вспомогательных двигателей. На рис. 12.8
представлен мощностной ряд фирмы Honeywell (США), состоящий из
двигателей мощностью от 50 до почти 1400 кВт.
По зарубежным ВГТД работы проводятся в направлении как
совершенствования серийных ВГТД (по разработке более
совершенных и более мощных модификаций), так и создания НТЗ в
направлении поиска новых схемных решений, разработки и
внедрения новых технологий и новых материалов. В частности, на новых
зарубежных мощных ВГТД используется «интегрированный»
стартер-генератор, который упрощает конструкцию, уменьшает
массогабаритные показатели двигателя за счет исключения
коробки приводов при переходе на электропривод топливных и
масляных насосов. Начато применение охлаждения масла, в котором
эжекторное сопло заменяет мощный маслоохлаждающий
вентилятор, что позволяет снизить массу и повысить надежность ВГТД.
Кроме того, проводятся фундаментальные НИР в области
технологии, в частности, начаты испытания неметаллических лопаток
в секциях сопловых аппаратов и рабочих лопаток турбины
двигателя 98DHF. В новых ВГТД реализуются современные принципы

ХАРАКТЕРИСТИКИ 487
конструирования и производства: изготовление
монокристаллических рабочих лопаток турбины; использование порошковых
материалов для дисков роторов; применение конструкции «блиск» для
роторов компрессора и турбины и др.
В современных ВГТД широко применяются электронные
САУ с полной ответственностью типа FADEC вместо аналоговых.
Хотя стоимость таких систем может составлять значительную
сумму первоначальной стоимости ВГТД, общие эксплуатационные
расходы оказываются меньше.
Продолжаются работы по улучшению акустических и
эмиссионных характеристик. До последнего времени нормируемые
уровни экологических характеристик ВГТД не регламентировались,
однако продолжительная их работа в аэродромных условиях
ухудшает экологическую обстановку, что требует применение
специальных конструкторских и режимных решений для
выполнения требований по уровню шума и эмиссии таких двигателей, в
частности во многих странах приняты «локальные» экологические
нормы для маршевых и вспомогательных двигателей.
Анализ требований, предъявляемых к современным ВГТД,
свидетельствует о смещении акцента по обеспечению низких
затрат на обслуживание и высокой надежности. Сохраняется также
требование низкой стоимости, низких уровней шума и эмиссии,
низкой массы. ВГТД как и маршевые двигатели должны иметь
модульную конструкцию, облегчающую обслуживание и ремонт.
При создании новых ВГТД следует ориентироваться на
уровень параметров, разрабатываемых норм технического уровня на
следующий период развития маршевых и вспомогательных
двигателей гражданской авиации. Прогнозируемые значения параметров
цикла и удельных показателей на этот период представлены на
рис. 12.9.
При этом целесообразно пользоваться следующими
критериями:
повышенной надежностью функционирования;
низкой стоимостью производства, эксплуатационных
расходов, топливной экономичности, ремонтопригодности;
эксплуатационной готовностью;

488
Глава 12. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГТД
О 200 400 600 800 1000 JV, кВт 1000
200 400 600 800 1000 //,кВт
Рис. 12.9. Параметры цикла ВГТД
экологическими и эксплуатационными свойствами (низким
уровнем шума, чистотой выхлопа, высотой запуска и работы,
сохранением ГДУ, стойкостью к внешним воздействиям и др.);
универсальностью применения (разные типы ЛА,
возможность размена электрической и механической мощности);
соответствием нормам ИКАО и другим нормативным
документам.
Эти критерии требуют использования традиционных и новых
технических решений, в частности, по выбору между одно- или
двухвальной схемой, по применению регулируемых входного НА
служебного компрессора, лопаточного диффузора основного
компрессора, регулируемого соплового аппарата турбины, по
использованию охлаждения турбины глушителей шума, бездымной
экологически чистой камеры сгорания, новых технологий и
материалов, модульности (блочности) конструкции узлов и систем,
развитой системы диагностики и САУ типа FADEC второго или
третьего поколений. Очень важным для ВГТД является применение
легких навесных агрегатов с электроприводами, так как доля по массе
агрегатов достигает во вспомогательных двигателях 40 %.

ХАРАКТЕРИСТИКИ INO
Находящиеся в эксплуатации отечественные ИГТД юнммчг»
ски устарели и не могут являться базой для разрабогки ипшмшм
тельных двигателей нового поколения. Однако их эксмлулшцми
будет продолжаться еще долгое время и поэтому целесообразно
проведение их модернизации.
Для этого предложены возможные значения, определяющие
нормы технического уровня перспективных ВГТД основных
типоразмеров на период до 2015-2020 гг. по располагаемой
эквивалентной мощности, определяемой параметрами отбираемого
воздуха и электроэнергии, с использованием регламентированных
технико-экономических показателей Суд, удв, ресурса, наработки на
съем, удельной трудоемкости технического обслуживания и др.
При проведении проектных исследований, направленных на
создание отечественных ВГТД нового поколения, необходима
организация работ по целому комплексу направлений.
1. Улучшение на 30.. .40 % экономичности.
2. Снижение на 50...70 % массы.
3. Улучшение эксплуатационных характеристик по
надежности и безотказности с уровнем на 1 отказ /30 тыс. ч, ресурсу до 15
тыс. ч /15 000 запусков.
4. Реализация эксплуатации по техническому состоянию.
5. Обеспечению трудозатрат на обслуживание 0,05...0,1 ч / ч
полета.
6. Реализация высотности (запуска / работы) до 11...13 км.
7. Снижение уровня шума в соответствии с нормами ИКАО
(90 дБ на расстоянии 20 м от ВГТД, 85 дБ в зонах работы
обслуживающего персонала) и эмиссии (по NO* = 6... 15 г/кг топлива,
СО = 5...20 г/кг топлива, СХНУ = 0,5...2 г/кг топлива, сажи < 50) и
др. Указанные результаты могут быть получены использованием